文章信息
- 张晓雯, 吴南, 张旋, 马丽婷, 厉蕾
- ZHANG Xiao-wen, WU Nan, ZHANG Xuan, MA Li-ting, LI Lei
- 透明聚碳酸酯材料疲劳断裂行为
- Fatigue Fracture Behaviors of Transparent Polycarbonate Materials
- 材料工程, 2017, 45(11): 30-35
- Journal of Materials Engineering, 2017, 45(11): 30-35.
- http://dx.doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2016.001188
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文章历史
- 收稿日期: 2016-10-08
- 修订日期: 2017-07-10
聚碳酸酯(PC)具有很好的光学性能(2mm厚板材的透光率可达90%以上),较高的弹性模量,突出的耐冲击性能,冲击强度比聚酰胺、聚甲醛等高出3~10倍,另外,其热变形温度最高可达138℃以上。到目前为止,还没有任何一种工程塑料能够像聚碳酸酯一样,同时拥有这么多优点[1]。美国现役飞机中使用聚碳酸酯材料的有F-111,F-16,F/A-18及B-1B,聚碳酸酯作为一种先进的航空透明材料其各项性能得到了人们的广泛关注[2-4]。
飞机在飞行过程中的气动载荷以及舱内增压载荷的变化,会使座舱透明材料残余应力较大区域或存在表面缺陷的区域产生疲劳裂纹,并逐渐扩展直至完全破坏。因此,飞机座舱透明材料的疲劳断裂力学性能对飞机的安全飞行起到至关重要的作用。当前人们对于航空有机玻璃的疲劳断裂行为与机理研究已经比较成熟,也积累了丰富的经验,建立了相应的标准,获得了大量的数据,但是对于透明聚碳酸酯的疲劳行为研究还不够系统深入。
国内外学者对不同环境因素以及实验条件对于聚碳酸酯材料的疲劳性能影响进行了研究,并探索了其影响机理。Kim等[5]从温度变化和加载应力变化的角度对PC的疲劳性能改变情况进行了研究,认为聚合物材料的疲劳导致的局部不可逆断裂是疲劳断裂的主要原因。PC疲劳失效的过程可以由一种改良的能量激活模型描述,其中温度或加载应力的增加会加速PC的失效。Bauwens-Crowet等[6]将PC进行了不同退火温度的退火处理,并比较了不同条件处理后试样的拉伸性能改变,发现退火后PC的屈服强度上升,且上升的大小与其DSC曲线玻璃化转变温度附近的吸热峰的面积成正相关。Fang等[7, 8]利用改进柔度法测量PC试样裂纹长度,发现疲劳裂纹扩展起始区有一个相对较低的裂纹扩展速率区。并研究了PC裂纹扩展的超载迟滞现象,获得了PC超载迟滞率Rr与超载比R0之间的关系满足关系式:Rr=0.95+0.056R02.72,且PC的疲劳裂纹扩展速率约为PC/ABS合金材料的3倍。
本工作参考较成熟的航空有机玻璃疲劳性能实验方法,针对透明聚碳酸酯板材的疲劳性能进行研究。分别对不同应力比(R)以及退火处理对于聚碳酸酯疲劳寿命的影响进行研究。通过研究不同应力比对于PC疲劳寿命的影响,获得S-N曲线,并分析不同应力施加状态对于PC疲劳性能的影响机理;另外,本工作研究了退火处理对于聚碳酸酯加工残余应力的影响,通过分析残余应力变化,揭示退火处理对于PC疲劳性能的影响规律与机理。最后通过断口形貌分析PC材料的疲劳裂纹扩展过程。目前国内外针对不同因素对于透明聚碳酸酯疲劳性能的影响及其机理分析较少,本研究的研究结果和分析结论,可为未来PC用于航空座舱透明件提供基础数据与设计依据。
1 实验材料与方法试样采用Lexan 9030牌号9.0mm厚的挤出板材通过机械加工而成。试样加工与疲劳实验参考GJB 2033-1994《航空有机玻璃的拉伸疲劳试验方法》,试样应力集中系数Kt选择1.0的光滑试样。试样的工作段要将加工表面抛光到粗糙度为0.16μm。加工后试样表面应无划伤、银纹和裂纹。
退火处理方法是将加工后试样置于温度115℃的烘箱保温4h后进行随炉冷却,然后进行疲劳性能测试,并与未经退火试样的疲劳性能进行对比。该组实验均在应力比为0.1,频率为1Hz条件下进行。
疲劳实验采用的设备是Instron 8802型号的伺服液压控制疲劳试验机。实验时采用在试样和夹具间垫砂纸的方法增加摩擦力(砂纸光滑面接触试样)。实验施加的动态载荷波形为正弦波,频率均选用1Hz。实验环境温度(23±2)℃,湿度(55±5)%。不同应力比R的疲劳性能实验对比分别选用R=0.1,R=0.4与R=-0.4三种不同的应力比进行实验。其中,
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式中:σmin为疲劳加载应力的最小值,σmax为疲劳加载应力的最大值,R=-0.4表示施加的应力为拉压应力状态。
采用WPA-100-L型应力仪用光弹实验法测试对比退火前后PC的内应力大小与分布变化情况。由于任一点的光程差,与相应点的主应力差和厚度成正比,满足:
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因此,本工作测试结果用光程差差异大小分布来表示试样不同位置的应力大小分布。其中δ为材料中任一点的光程差;C为材料的应力光学系数;h为材料中任一点的厚度;σ1为材料中任一点的第一主应力;σ2为材料中任一点的第二主应力[9, 10]。
断口形貌用JEOL-7001F型场发射扫描电子显微镜进行观察。试样表面先进行喷金处理,实验环境温度为(23±2)℃。
2 实验结果 2.1 退火处理对于PC疲劳性能的影响S-N曲线已经被证实对于表征材料疲劳性能是十分有效的(S为最大加载应力,N为试样疲劳时的循环次数)。图 1与图 2分别为退火处理前后PC的S-N曲线图。根据经验,对图中曲线进行拟合,可以得到退火前PC的疲劳S-N曲线方程为y=41.75-1.88ln(x-11713),用升降法获得条件疲劳极限(N=1×105时)为20.5MPa。而经退火后的PC疲劳S-N曲线方程为:y=73.76-3.44ln(x-24955),用升降法获得的条件疲劳极限为33.8MPa。图 3是将两条S-N曲线绘制在同一图中进行对比,从图 3中可以看到,同一实验条件下经退火处理后聚碳酸酯的疲劳性能明显改善,而且经退火处理后的PC的条件疲劳极限明显增大,表明退火处理有利于改善PC的疲劳性能。
参考金属机械加工残余应力产生原因进行分析,金属表面残余应力产生的原因主要有冷态塑性变形引起的残余应力、热态塑性变形引起的残余应力以及金相组织变化引起的残余应力。冷态塑性变形导致残余应力被认为是由于切削刀具导致表面变形引起的,而热态塑性变形导致残余应力则认为是由于热量堆积导致表面层与基体变形程度不同引起的[11]。如前面所述,PC试样经机加工后均进行了抛光,切削刀具导致的表面变形效应基本被消除,因此,PC表面残余应力不是由于冷态塑性变形引起的;另外,PC属于热塑性高分子材料,不存在组织变化,因此,PC表面残余应力也不是由于组织变化引起的;但是PC导热性较差,其加工过程中会产生大量的热量,热量的积聚会导致表面层产生的变形量远大于基体变形量,因此表面层将受到基体的限制,产生了残余应力,可见PC表面应力变化是由热态塑性变形引起的,此时引起的应力为拉应力。而根据文献报道,残余拉应力会加快无定形聚合样品表面银纹与裂纹的产生,导致其寿命下降[12]。因此,消除试样由于机加工导致的残余拉应力能够明显改善PC的疲劳性能。
残余应力变化用光弹实验法获得的光程差差异来间接表示,图 4为退火前后PC试样的光程差测试结果分布云纹图。从图中可以看出,经退火处理后,总体光程差分布明显变小,表明退火处理能够明显降低PC的总体应力分布。分别选取试样工作段中部垂直于应力方向(图 4中垂直于试样轴向直线)与平行于应力方向(图 4中平行于试样轴向直线)的两条直线,分别进行光程差的定量对比,对比结果如图 5与图 6所示。可以明显看出,光程差定量测量结果也发生了较大的变化,经退火处理后,中间工作段由于双折射导致的光程差从约4500nm降低到3200nm,产生了较大幅度的降低,机加工试样经过退火后,表面拉应力明显降低,因此,疲劳寿命显著改善。
2.2 不同应力比对于PC疲劳性能的影响研究中选取了三个不同的应力比对PC材料进行疲劳性能测试,分析不同应力比对于PC疲劳性能的影响规律。不同应力比下,经拟合的疲劳性能S-N曲线方程如表 1所示。从表中可以看出,随着应力比的减小,条件疲劳极限降低。但是应力比R为0.1与-0.4时,条件疲劳极限相差不大,分别为20.5MPa与19.2MPa,但明显小于应力比为0.4的疲劳极限值。
R | Conditional fatigue limit/MPa | Fitting equations of the S-N curves |
0.4 | 28.2 | y=146.83-10.29ln(x-1936) |
0.1 | 20.5 | y=41.75-1.88ln(x-11713) |
-0.4 | 19.2 | y=44.85-2.22ln(x-15370) |
图 7为三种不同的应力比情况下PC的S-N曲线,从图中可以看出,当施加正应力比循环应力时,随着应力比的降低,PC的疲劳性能明显下降。这是由于应力比降低,疲劳加载应力幅值(用(1-R)σmax表示)增大,因此导致PC的疲劳裂纹扩展速率增加,疲劳寿命下降。但是R为-0.4与R为0.1时的S-N曲线没有明显差距,也就是说疲劳性能相差不大,这与之前的应力幅值理论不符。分析其原因,研究者认为当R为0.1时,最大加载应力与最小加载应力相差较大,且疲劳过程为拉-拉疲劳过程,PC试样一直在拉伸作用力下,对于材料造成的拉伸损伤更加显著。而当R为-0.4时,PC试样处于拉压循环疲劳状态。根据文献报道,对于PMMA材料,负载有加速裂纹扩展的作用,且压缩载荷越大,这种负载加速效应越明显[13]。但是在其他金属材料的疲劳性能研究中,负载也会产生裂纹闭合效应,导致材料疲劳迟滞现象。由于PC分子链中同时含有柔性的碳酸酯基与刚性的苯环,材料韧性较好,因此,不同于脆性的PMMA,当R为-0.4时,拉压载荷对于PC疲劳性能的影响较为复杂,可能同时存在这两种效应的叠加,因此,造成R=0.1与R=-0.4时PC疲劳性能类似的现象。
2.3 PC疲劳断口形貌观察与疲劳裂纹扩展机理分析本工作中以应力比0.4,最大应力为40MPa为例,对PC的疲劳断口形貌进行观察。图 8为断口不同位置的形貌图。从图 8(a)中可以看出,在该实验条件下,PC疲劳过程中只产生一个裂纹源区,裂纹源区是由于从分子结构中较为脆弱的部分引起的,首先形成银纹,进而扩展引发裂纹;裂纹引发后,在外加疲劳载荷作用下,将进入裂纹稳定扩展区,对应图 8(a)中的光滑表面伴随着一些环状波纹。这是由于PC具有较好的韧性,裂纹引发后还有较长的剩余寿命,裂纹扩展会逐步进行,而不会产生脆断,因此,裂纹稳定扩展区表现为较为平滑的表面;环状波纹是由于应力每循环一定次数,裂纹扩展将会增加一定的量;裂纹稳定扩展后,将进入裂纹失稳扩展区,如图 8(b)所示,表面形貌表现为羽毛状的粗糙表面,且靠近裂纹稳定扩展区的位置其表面组织相对细密,远离稳定扩展的位置其表面组织结构变得粗糙。这是由于在裂纹失稳扩展时,裂纹迅速失稳扩展,分子链被迅速拉断,表面被快速撕裂,因此粗糙度变大。
其他实验条件下的断口形貌与上述条件下的断口形貌类似,也只存在一个裂纹源区,区别在于裂纹稳定扩展区与失稳区面积大小有所差异,在此不进行一一展示。
对于PC材料的裂纹扩展机理的研究目前还较少[14]。本研究中聚碳酸酯材料在疲劳应力加载过程中,在垂直于载荷方向上会出现银纹并随着加载次数增多银纹开始密集化并导致应力致白现象,如图 9所示。裂纹只在较为脆弱的银纹位置进行扩展,并在裂纹尖端继续产生先出现银纹然后引发裂纹扩展的现象,这一点与传统的有机玻璃板材类似[15]。因此PC疲劳裂纹扩展过程中只存在一个裂纹源。根据考斯(Kausch)理论[16],把银纹初始形成机理,看成为三个阶段:第一阶段,具有低缠结程度的分子线团的脱开,即形成不稳定的微空穴;第二阶段是相邻线团的非弹性形变;第三阶段应变转移到邻近线团,形成于最初的微空穴。由于第二阶段的非弹性变形(不可恢复的),微空穴被稳定了。持续加载,微空穴合并,材料形成微纤维。当应力超过银纹中微纤维强度或在多次循环应力作用下疲劳而造成微纤维破坏时,银纹便发展为裂纹。裂尖银纹的形成是裂纹形成、扩展的基础[17]。
3 结论(1) 退火处理能够有效降低PC试样的加工残余应力,疲劳性能明显提高,因此,消除试样由于机加工导致的残余拉应力能够明显改善PC的疲劳性能。
(2) 在正应力比情况下,随着应力比降低,应力幅值变大,PC的疲劳寿命明显降低,而负应力比对PC的疲劳性能影响较为复杂,压缩应力可能对PC起到一定的裂纹闭合作用。
(3) PC疲劳裂纹扩展过程存在明显的裂纹源区、稳定扩展区与失稳区,PC的疲劳裂纹扩展机理为首先在应力作用下产生银纹,当应力超过银纹中微纤维强度或在多次循环应力作用下疲劳而造成微纤维破坏时,银纹便发展为裂纹。
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