一种基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法技术

本申请公开了一种基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法，包括，制作待检测材料的强度、模量与热损伤条件的关系曲线；制作待检测材料的硬度与热损伤条件的关系曲线；建立待检测材料的强度、模量与硬度之间的关系；测量实际结构材料的硬度；确定实际结构材料热损伤的程度与范围。本申请提出的基于硬度测量的检测方法，避免了只能检测基体性能的不足，避免了只能检测宏观分层的不足。给出了检测参数和使用性能参数之间的对应关系，克服了现有检测方法不能直接根据检测结果评估损伤程度的不足，在飞机维修中更具适用性。在飞机维修中更具适用性。在飞机维修中更具适用性。

A thermal damage detection method of aircraft resin matrix composites based on hardness measurement

【技术实现步骤摘要】
一种基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法


[0001]本申请属于飞机维修领域，具体涉及一种基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法。

技术介绍

[0002]飞机树脂基复合材料，其基体大多为环氧、双马来亚酰胺等树脂，增强相通常为碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维等。这些材料的比强度、比刚度高，性能可设计，在飞机上有着非常广范的应用。比如，许多飞机的操纵面，甚至机身和机翼的壁板多为碳纤维增强的树脂基复合材料，大部分飞机的雷达、天线罩多为玻璃纤维增强的树脂基复合材料。服役过程中，这些材料常常受到热损伤的威胁。
[0003]造成飞机热损伤的原因很多，如敌方武器的攻击、自身发射武器时尾烟的烘烤、雷击、意外事故乃至维修差错导致的火灾等等。
[0004]飞机树脂基纤维增强复合材料结构的热损伤主要有两种表现形式：一是高温下的氧化、烧蚀，此时，材料的颜色和形状尺寸都会有明显的变化，凭肉眼即可判断损伤的程度与范围。二是所谓的“初始热损伤”，通常发生在比较低的温度(如400℃以下)，主要为树脂基体裂解导致的性能退化和树脂、纤维热膨胀系数不匹配导致的热应力裂纹等等。这种初始热损伤往往没有明显的外在表现，但材料强度的下降率可高达80％，因此，这种损伤的隐蔽性强、危害性大。
[0005]目前，针对飞机树脂基纤维增强复合材料结构的热损伤检测，主要有两类方法：一类是基于声学原理的检测，如敲击法和超声波检测法，该类方法基于缺陷对声波的作用，只适合损伤比较严重、材料内部已出现明显分层破坏的情况，不适合初始热损伤的检测；另一类是基于红外光谱分析的检测方法，该方法基于对基体高分子官能团的检查，只能检测材料高分子基体的性能变化，对材料初始热损伤的主导因素—“纤维/基体界面性能的退化”不敏感，而且，检测结果也没有与材料的使用性能—“宏观力学性能参数”相关联，不便于根据检测结果来评估结构的损伤程度，因此，在飞机维修中的可操作性不是太强。

技术实现思路

[0006]针对现有技术的不足，本申请提出了一种基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法，通过测量材料硬度的变化来检测材料的热损伤程度。
[0007]为实现上述目的，本申请提供了如下方案：
[0008]一种基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法，包括：
[0009]S1：建立层压板试样的强度、模量与热损伤条件的关系曲线，其中，所述热损伤条件包括加热温度和加热时间；
[0010]S2：建立所述层压板试样的硬度与所述热损伤条件的关系曲线；
[0011]S3：基于所述S1和所述S2，建立所述层压板试样的强度、模量与硬度的对应关系；
[0012]S4：测量待检测的飞机树脂基复合材料的硬度；
[0013]S5：基于所述S3和所述S4，获得所述待检测的飞机树脂基复合材料热损伤的程度与范围。
[0014]可选的，建立层压板试样的强度、模量与热损伤条件的关系曲线的方法包括：
[0015]获取与所述待检测的飞机树脂基复合材料相同的层压板试样；
[0016]对所述层压板试样进行加热，获得热损伤试样；
[0017]对所述热损伤试样进行拉伸、压缩和剪切实验，获得所述热损伤试样的拉伸、压缩、剪切强度和模量；
[0018]建立所述热损伤试样的拉伸、压缩、剪切强度和模量与所述热损伤条件的关系曲线。
[0019]可选的，所述热损伤试样的拉伸强度的计算公式为：P
t
为最大拉伸破坏载荷，单位N；w为试样宽度，单位mm；h为试样厚度，单位mm。
[0020]可选的，所述热损伤试样的拉伸模量的计算公式为：Δε1为应力
‑
纵向应变曲线上初始线性段上两点间的应变增量，纵向应变的两点推荐为1000με和3000με；Δσ为与Δε1相对应的应力差值，单位MPa。
[0021]可选的，所述热损伤试样的压缩强度的计算公式为：P
c
为最大压缩破坏载荷，单位N；w为试样宽度，单位mm；h为试样厚度，单位mm。
[0022]可选的，所述热损伤试样的压缩模量的计算公式为：Δε1为应力
‑
纵向应变曲线上初始线性段上两点间的应变增量，纵向应变的两点推荐为1000με和3000με；Δσ为与Δε1相对应的应力差值，单位MPa。
[0023]可选的，所述热损伤试样的剪切强度的计算公式为：F为极限剪切应力，单位MPa；P为破坏前试样承受的载荷，单位N。
[0024]可选的，所述热损伤试样的剪切模量的计算公式为：G为剪切弹性模量，单位GPa；Δγ为线性段两个剪应变之间的差，取0.4％；Δτ为与Δγ对应的剪应力差，单位MPa。
[0025]可选的，建立所述层压板试样的硬度与所述热损伤条件的关系曲线的方法包括：
[0026]获取与所述待检测的飞机树脂基复合材料相同的层压板试样；
[0027]对所述层压板试样进行加热，获得热损伤试样；
[0028]采用洛氏硬度试验方法或巴柯尔硬度试验方法，对所述热损伤试样进行硬度测量，获得所述热损伤试样的硬度；
[0029]建立所述热损伤试样的硬度与所述热损伤条件的关系曲线。
[0030]本申请的有益效果为：
[0031]本申请提出的基于硬度测量的检测方法，与基于红外光谱的检测方法相比，避免了只能检测基体性能的不足；与基于声学原理的检测方法相比，避免了只能检测宏观分层的不足。
[0032]本申请提出的检测方法，给出了检测参数和使用性能参数之间的对应关系，克服
D7078试验标准，制作用于拉伸、压缩和剪切实验的标准试样。
[0050]其次，将上述标准试样分别在120℃、150℃、180℃、210℃、240℃、270℃、300℃、330℃、360℃温度下各加热1小时，以获得不同加热条件下的热损伤试样。
[0051]再次，在材料试验机上，待上述热损伤试样冷却到室温后，分别开展拉伸、压缩和剪切实验，分别测量拉伸、压缩、剪切的极限强度和模量。每一个温度点的有效试样为5个，取平均值。
[0052]具体的，通过万能材料试验机开展拉伸、压缩和剪切实验，并采用如下方法计算测量拉伸、压缩、剪切强度和模量。
[0053]拉伸强度σ
t
按照公式(1)进行计算，结果保留三位有效数字。
[0054][0055]公式(1)中，P
t
—最大拉伸破坏载荷，N；w—试样宽度，mm；h—试样厚度，mm。
[0056]拉伸弹性模量按照公式(2)进行计算，结果保留三位有效数字。
[0057][0058]公式(2)中，Δε1—应力
‑
纵向应变曲线上初始线性段上两点间的应变增量，纵向应变的两点推荐为1000με和3000με；Δσ—与Δε1相对应的应力差值，MPa。
[0059]压缩强度σ
c
按照公式(3)进行计算，结果保留三位有效数字。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法,其特征在于，包括：S1：建立层压板试样的强度、模量与热损伤条件的关系曲线，其中，所述热损伤条件包括加热温度和加热时间；S2：建立所述层压板试样的硬度与所述热损伤条件的关系曲线；S3：基于所述S1和所述S2，建立所述层压板试样的强度、模量与硬度的对应关系；S4：测量待检测的飞机树脂基复合材料的硬度；S5：基于所述S3和所述S4，获得所述待检测的飞机树脂基复合材料热损伤的程度与范围。2.根据权利要求1所述的基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法，其特征在于，建立层压板试样的强度、模量与热损伤条件的关系曲线的方法包括：获取与所述待检测的飞机树脂基复合材料相同的层压板试样；对所述层压板试样进行加热，获得热损伤试样；对所述热损伤试样进行拉伸、压缩和剪切实验，获得所述热损伤试样的拉伸、压缩、剪切强度和模量；建立所述热损伤试样的拉伸、压缩、剪切强度和模量与所述热损伤条件的关系曲线。3.根据权利要求2所述的基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法，其特征在于，所述热损伤试样的拉伸强度的计算公式为：P
t
为最大拉伸破坏载荷，单位N；w为试样宽度，单位mm；h为试样厚度，单位mm。4.根据权利要求2所述的基于硬度测量的飞机树脂基复合材料热损伤检测方法，其特征在于，所述热损伤试样的拉伸模量的计算公式为：Δε1为应力
‑
纵向应变曲线上初始线性段上两点间的应变增量，纵向应变的两点推荐为1000με和3000με；Δσ为与Δε1相对应的应力差值，单位MPa。...

【专利技术属性】
技术研发人员：侯日立，周平，卿华，杜晓伟，王春雨，赵叶曼，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学航空机务士官学校，
类型：发明
国别省市：