引文：復(fù)合材料的"積木試驗(yàn)"是一種用于驗(yàn)證復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和穩(wěn)定性的系統(tǒng)方法。積木式驗(yàn)證體系最早是針對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度驗(yàn)證提出的，旨在通過(guò)逐步增大試驗(yàn)件尺寸和復(fù)雜程度來(lái)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。它包括從材料單層級(jí)到全尺寸結(jié)構(gòu)驗(yàn)證的系統(tǒng)試驗(yàn)與分析迭代，確保飛機(jī)的安全性和可靠性。驗(yàn)證體系一般分為元件級(jí)試驗(yàn)、組件級(jí)試驗(yàn)、部件級(jí)試驗(yàn)和全機(jī)試驗(yàn)四個(gè)層次。

1、復(fù)合材料之“積木試驗(yàn)”

結(jié)構(gòu)件主要承受以下四種載荷：拉伸、壓縮、剪切和彎曲。對(duì)于槳葉這種復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件，通常采用積木式試驗(yàn)流程，來(lái)確定其性能能否滿足要求。

“積木式”方法：

基于一系列復(fù)雜程度逐漸增加的試驗(yàn)件，通過(guò)分析和驗(yàn)證試驗(yàn)，來(lái)可靠地確定復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，要求包括:

a) 可采用試樣、元件、典型結(jié)構(gòu)件和組合件試驗(yàn)和分析來(lái)說(shuō)明變異性、環(huán)境、結(jié)構(gòu)不連續(xù)（如接頭、開(kāi)口或其他應(yīng)力集中處）、損傷、制造缺陷和特定的設(shè)計(jì)或工藝細(xì)節(jié)問(wèn)題。

b) 下圖是典型的固定翼結(jié)構(gòu)和尾槳葉積木式方法的試驗(yàn)簡(jiǎn)圖:

固定翼飛“積木試驗(yàn)”

槳葉“積木試驗(yàn)”

1) 統(tǒng)計(jì)需求的數(shù)據(jù)來(lái)源于大量的低級(jí)別(試樣和元件)試驗(yàn)；結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)性能則用較少的組合件和部件試驗(yàn)來(lái)證實(shí)；典型結(jié)構(gòu)件和組合件試驗(yàn)可以用于驗(yàn)證預(yù)估局部應(yīng)變和破壞模式的分析方法。

2) 當(dāng)不能采用分析證明時(shí)，需要額外的統(tǒng)計(jì)考慮（如用重復(fù)的點(diǎn)設(shè)計(jì)試驗(yàn)/部件超載系數(shù)，來(lái)覆蓋材料和工藝的變異性）。

3) 靜強(qiáng)度適航符合性驗(yàn)證計(jì)劃應(yīng)對(duì)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)考慮所有的關(guān)鍵載荷情況，包括預(yù)期服役周期結(jié)束時(shí)的剩余強(qiáng)度和剛度要求的評(píng)估，其中要考慮服役期間出現(xiàn)的損傷和其他退化問(wèn)題。

4) 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度的成功驗(yàn)證，取決于對(duì)應(yīng)力集中(如結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的缺口敏感性和沖擊損傷)、可能出現(xiàn)的破壞模式和面外載荷的正確考慮。典型結(jié)構(gòu)件和組合件試驗(yàn)還可用于確定失效準(zhǔn)則以及裝配后復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中的沖擊損傷。部件試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)對(duì)包括某些面外影響的復(fù)合載荷與復(fù)雜傳力路線（包括某些面外影響）的最終驗(yàn)證。

5)當(dāng)采用積木式方法，應(yīng)通過(guò)由試驗(yàn)支持的分析方法識(shí)別出部件試驗(yàn)的關(guān)鍵載荷工況和相關(guān)的失效模式。

c）如果能夠通過(guò)積木式試驗(yàn)可靠地預(yù)計(jì)環(huán)境影響，并在靜力試驗(yàn)或?qū)o力試驗(yàn)結(jié)果的分析中予以考慮，則可以在大氣環(huán)境下開(kāi)展部件靜力試驗(yàn)。

積木試驗(yàn)之元件級(jí)試驗(yàn)：

元件級(jí)試驗(yàn)是整個(gè)驗(yàn)證體系的“基石”，試驗(yàn)數(shù)量巨大，種類繁多。元件級(jí)用于建立材料許用值和設(shè)計(jì)值，直接影響飛機(jī)的安全性和經(jīng)濟(jì)性。

中航工業(yè)強(qiáng)度所是國(guó)內(nèi)首個(gè)建立聚合物基復(fù)合材料力學(xué)性能表征體系的機(jī)構(gòu)，具備在不同環(huán)境條件下進(jìn)行材料及結(jié)構(gòu)力學(xué)性能測(cè)試的能力。在大運(yùn)飛機(jī)研制過(guò)程中，強(qiáng)度所進(jìn)行了大量復(fù)合材料元件級(jí)試驗(yàn)，驗(yàn)證了材料和典型結(jié)構(gòu)在極端環(huán)境下的安全性。通過(guò)技術(shù)創(chuàng)新，強(qiáng)度所開(kāi)發(fā)了一系列試驗(yàn)夾具和損傷引入設(shè)備，提高了試驗(yàn)的準(zhǔn)確性和可靠性。

積木試驗(yàn)之組件級(jí)試驗(yàn)：

組件級(jí)試驗(yàn)在元件級(jí)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上進(jìn)一步驗(yàn)證復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)性能。組件級(jí)試驗(yàn)有助于評(píng)估復(fù)合材料在實(shí)際應(yīng)用中的性能，確保其在各種環(huán)境下的可靠性。

積木試驗(yàn)之部件級(jí)試驗(yàn)：

部件級(jí)試驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證復(fù)合材料部件在實(shí)際使用中的性能。部件級(jí)試驗(yàn)通常涉及更復(fù)雜的結(jié)構(gòu)和更大的尺寸，有助于發(fā)現(xiàn)和評(píng)估技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。

積木試驗(yàn)之全機(jī)試驗(yàn)：

全機(jī)試驗(yàn)是復(fù)合材料“積木試驗(yàn)”驗(yàn)證體系的最高層次，涉及對(duì)整個(gè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的全面測(cè)試。全機(jī)試驗(yàn)確保飛機(jī)在實(shí)際使用中的安全性和可靠性。

除此之外，還有積木試驗(yàn)之虛擬仿真實(shí)驗(yàn)。通過(guò)虛擬仿真實(shí)驗(yàn)，可以加深對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與穩(wěn)定性的理解，提高知識(shí)綜合運(yùn)用能力和工程實(shí)踐能力。國(guó)內(nèi)哈爾濱工業(yè)大學(xué)建設(shè)了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與穩(wěn)定性積木式驗(yàn)證虛擬仿真實(shí)驗(yàn)課程和服務(wù)能力，有需要的可以對(duì)接。

積木試驗(yàn)之復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的適航驗(yàn)證。ARJ21-700飛機(jī)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)適航驗(yàn)證就采用了“積木式”試驗(yàn)驗(yàn)證方法，形成了一套民用飛機(jī)復(fù)合材料適航驗(yàn)證技術(shù)體系。為我國(guó)后續(xù)民用航空器復(fù)合材料適航驗(yàn)證提供很好的借鑒意義。

2、復(fù)合材料常規(guī)力學(xué)測(cè)試要求

2.1、拉伸

施加在復(fù)合材料上的拉伸載荷，復(fù)合材料在拉伸作用下的變形基本取決于增強(qiáng)纖維的拉伸強(qiáng)度和模量，這些性能遠(yuǎn)高于樹(shù)脂體系本身的性能。

材料拉伸和壓縮示意圖

2.2、壓縮

復(fù)合材料承受壓縮載荷時(shí)的狀況，樹(shù)脂在復(fù)合材料中的作用是保證纖維垂直排列并且防止纖維彎曲，纖維和樹(shù)脂黏接以及樹(shù)脂的模量對(duì)壓縮強(qiáng)度有至關(guān)重要的影響。

2.3、剪切

復(fù)合材料承受剪切載荷時(shí)的狀況，剪切載荷會(huì)讓纖維層間發(fā)生滑動(dòng)，此時(shí)樹(shù)脂在復(fù)合材料內(nèi)傳遞載荷，因此樹(shù)脂為主要影響因素。樹(shù)脂具有良好的機(jī)械性能并且與增強(qiáng)纖維有良好的結(jié)合，才能保證復(fù)合材料具有較高的剪切性能。多層復(fù)合材料的這一性能常用層間剪切強(qiáng)度進(jìn)行表征。

2.4、彎曲

彎曲載荷結(jié)合了拉伸、壓縮和剪切等作用力。上表面受到壓縮，下表面受到拉伸，中間部分則承受剪切作用。

材料剪切和彎曲的示意圖

2.5、應(yīng)力與應(yīng)變

多層復(fù)合材料的強(qiáng)度定義為：材料完全失效時(shí)所能承受的載荷。這里的完全失效指的是樹(shù)脂和增強(qiáng)纖維均完全斷裂。然而，在達(dá)到失效強(qiáng)度前的某一應(yīng)力水平下，樹(shù)脂將開(kāi)始從那些不沿載荷方向分布的纖維上剝離斷裂，裂紋進(jìn)而擴(kuò)展至全部樹(shù)脂基體，即所謂的“橫向裂紋”。

雖然在此應(yīng)力水平下材料不會(huì)完全失效，但斷裂已經(jīng)發(fā)生；設(shè)計(jì)時(shí)需要注意：如果希望延長(zhǎng)結(jié)構(gòu)壽命，在正常運(yùn)行載荷下多層復(fù)合材料的應(yīng)力不能超過(guò)此應(yīng)力水平。通常樹(shù)脂的化學(xué)性能和它與纖維表面膠黏劑的相容性決定了纖維/樹(shù)脂的結(jié)合強(qiáng)度。環(huán)氧樹(shù)脂具有優(yōu)異的黏接性能，這種性能有助于多層復(fù)合材料獲得更高的微裂紋應(yīng)變。樹(shù)脂的韌性比較難以測(cè)定，但可以用最終失效應(yīng)變進(jìn)行表征。

典型樹(shù)脂的應(yīng)變-應(yīng)力曲線                 典型層合板及典型樹(shù)脂的應(yīng)變-應(yīng)力曲線

需要注意的是，當(dāng)復(fù)合材料承受拉伸載荷時(shí)，為了提高結(jié)構(gòu)件的整體力學(xué)性能，樹(shù)脂的變形量至少與纖維相當(dāng)。

從下圖中可以看出，S-玻璃纖維的斷裂伸長(zhǎng)率為5.3%，因此需要與斷裂伸長(zhǎng)率接近的樹(shù)脂搭配才能獲得最高的拉伸性能。

各種纖維自身的失效應(yīng)變

2.6、材料抗疲勞性能測(cè)試

與大多數(shù)金屬材料相比，復(fù)合材料表現(xiàn)出了更優(yōu)異的抗疲勞性能?？紤]到疲勞失效是微量損傷的不斷累積，任何復(fù)合材料的疲勞行為都受到以下因素的影響：樹(shù)脂韌性，抗微裂紋能力，孔隙率和制造過(guò)程中引入的其他缺陷。

由于高低溫疲勞特性受環(huán)境等因素影響較大，疲勞測(cè)試不穩(wěn)定。因此合理、高效地完成抗疲勞性能的測(cè)試是比較困難的。