复合材料层合板的力学性能检测需要考虑哪些层间力学性能

复合材料层合板由多层纤维增强层通过基体粘结而成，层间界面是力学性能的薄弱环节——基体强度远低于纤维，层间粘结力易受载荷、环境因素影响。实际结构中，层间失效（如分层、剥离）是最常见的破坏形式，直接决定结构的承载能力和可靠性。因此，力学性能检测时需重点关注层间力学性能，这些性能反映了层间对不同载荷的抵抗能力，是评估结构安全性的核心指标。

层间拉伸强度：垂直层平面的抗拉抵抗能力

层间拉伸强度（ILTS）是层合板在垂直于层平面的拉伸载荷下，抵抗层间分离的能力。由于纤维主要承受平行于层平面的载荷，层间抗拉几乎完全依赖基体和界面粘结力——而基体的抗拉强度通常仅为纤维的1/10至1/5，因此ILTS是层合板的“最弱项”之一。例如，航空结构中蒙皮与桁条的连接部位，桁条拉伸时会对蒙皮产生垂直层平面的拉力，若ILTS不足，界面易发生开裂，导致连接失效。

检测ILTS需采用ASTM D7291标准的“层间拉伸试样”：将层合板切成10mm×10mm×(2-4)mm的方块，加载方向严格垂直于层平面。试验的关键是避免偏心载荷——若加载同轴度差，会引入弯曲应力，导致试样提前破坏。因此需使用高精度夹具，保证试样上下表面平行，且加载力线与层平面垂直。此外，层合板的厚度均匀性也会影响结果：厚度偏差超过5%会导致应力分布不均，使ILTS测量值偏离真实值。

层间剪切强度：平行层平面的剪切抵抗能力

层间剪切强度（ILSS）是层合板在平行于层平面的剪切载荷下，抵抗层间滑动的能力，是最常用的层间性能指标。层合板受弯曲载荷时，中性轴附近的层间剪切应力最大——例如机翼蒙皮受气动力弯曲时，蒙皮内部的层间剪切应力可能达到ILSS的80%，若ILSS不足，会引发分层，导致蒙皮鼓包甚至破裂。

检测ILSS的经典方法是短梁弯曲试验（ASTM D2344）：试样为“短梁”（长度16mm、宽度4mm、厚度2mm，跨厚比L/h=8），通过两点支撑、中间加载的方式，使试样受剪切变形。破坏时的ILSS可通过公式计算：ILSS=3P/(4Wh)（P为破坏载荷，W为试样宽度，h为厚度）。试验需严格控制跨厚比：若L/h过大，试样会先发生弯曲破坏；若过小，会出现挤压破坏，均无法准确测量层间剪切强度。此外，试样表面需平整无毛刺，否则加载时会产生局部应力集中，导致结果偏低。

层间剥离强度：面外剥离载荷的抵抗能力

层间剥离强度是层合板在面外剥离载荷下，抵抗层间分离的能力，常见于受局部面外载荷的结构。例如，风电叶片的蒙皮与芯材粘结界面，强风下若剥离强度不足，蒙皮可能从芯材上剥离；航空结构中的补丁修理，补丁与基体的剥离会导致修理失效。

检测剥离强度常用“T形剥离试验”（ASTM D1876）：将两层层合板粘结成T形，加载时向两个方向拉拽，测量剥离所需的力（单位宽度的剥离力，N/mm）。试验需注意粘结质量：若试样层间存在气泡、未浸润等缺陷，剥离力会显著降低，因此试样制备时需保证基体充分浸润纤维，固化工艺符合要求。此外，加载速度需恒定（通常50mm/min），避免速度过快导致力值波动——速度过快会使基体发生脆性断裂，无法反映真实剥离性能。

层间分层韧性：裂纹扩展的能量吸收能力

层间分层韧性（断裂韧性）是层合板在层间裂纹扩展时的能量吸收能力，分为I型（张开型）和II型（滑开型）。I型对应垂直层平面的拉力导致的裂纹扩展（如冲击后的分层），II型对应平行层平面的剪切力导致的裂纹扩展（如弯曲时的分层）。分层韧性直接决定裂纹是否会扩展：若I型断裂韧性（GIC）过低，小裂纹会快速扩展，导致结构突然失效。

I型分层韧性用双悬臂梁（DCB）试验（ASTM D5528）检测：试样为长条状（150mm×25mm×3mm），中间用刀片预制25mm长的初始裂纹，加载时通过两个悬臂臂向上拉，使裂纹扩展。试验中记录载荷与裂纹长度的关系，用“柔度法”计算GIC（GIC=P²/(2B)×dC/da，P为载荷，B为试样宽度，C为柔度，a为裂纹长度）。试验的关键是初始裂纹的制备：裂纹需平直无锯齿，否则会影响扩展路径；加载速度需缓慢（1mm/min），保持试样线性弹性——若速度过快，基体可能发生塑性变形，导致GIC计算偏差。

层间疲劳性能：循环载荷下的长期抵抗能力

层间疲劳性能是层合板在循环载荷下，抵抗层间裂纹扩展的能力。实际结构常受循环载荷：飞机起降使机翼反复弯曲，风电叶片随转动反复拉伸-压缩，这些循环载荷会让层间微小裂纹逐渐扩展，最终导致分层失效。例如，直升机旋翼的层合板若疲劳性能不足，长期使用后会出现分层，引发振动甚至断裂。

检测疲劳性能需在循环载荷下进行，常用“疲劳DCB试验”：在DCB试样上施加正弦波循环载荷（应力比R=0.1，频率10Hz），定期测量裂纹扩展长度（用显微镜或应变片），绘制“裂纹扩展速率（da/dN）-应力强度因子范围（ΔK）”曲线。试验需控制载荷参数：应力比R越小，疲劳裂纹扩展越快；频率过高会导致试样发热，改变基体性能。此外，裂纹长度测量需准确——若误差超过0.5mm，会导致da/dN计算偏差，影响疲劳寿命评估。

层间冲击后压缩强度：冲击损伤后的剩余承载能力

层间冲击后压缩强度（PICS）是层合板受冲击（如鸟击、冰雹）导致分层后，抵抗压缩载荷的能力。冲击会在层间产生大量微小分层，这些分层在压缩载荷下会“失稳扩展”——分层界面的压缩应力使分层向两侧扩展，最终导致结构失效。例如，航空蒙皮受鸟击后，即使表面无明显损伤，内部分层也会使压缩强度降低50%以上，是航空设计的关键指标。

检测PICS分两步：首先用落锤冲击机对试样进行冲击（ASTM D7136），冲击能量根据实际工况选择（如5J、10J）；然后将冲击后的试样放入“防侧弯”压缩夹具，施加轴向压缩载荷，测量剩余压缩强度。试验需注意冲击能量的控制：能量过大，试样会直接破坏；过小则无法模拟实际损伤。此外，压缩夹具需限制试样横向变形——若试样侧弯，会导致压缩载荷分布不均，无法准确测量剩余强度。冲击点需位于试样中心，若偏移，会使分层分布不均，影响PICS结果。