纖維增強復合材料與傳統金屬材料相比，具有比強度大、比剛度大、可設計性強、抗疲勞、耐腐蝕等優(yōu)點，已經廣泛用于飛機、導彈、衛(wèi)星等航天航空飛行器中。隨著復合材料設計和制造技術發(fā)展成熟，先進復合材料在民用、軍用飛機上的用量不斷增大，發(fā)展到目前，新型飛機先進復合材料用量達到了50%左右。然而，其層間強度低和抗分層、抗沖擊能力弱等問題隨著其應用也逐漸暴露。為了擴大復合材料的使用，并應用于飛機主承力結構，勢必要尋求改進方法增強復合材料層合板層間性能，使其具有優(yōu)異的抗沖擊損傷能力。
　　從20世紀70年代開始，國內外學者進行了增強復合材料層間性能的相關研究，發(fā)展了多種層間增強方法，大致可分為兩大類：（1）通過改善基體韌性來提高復合材料層間韌性的材料學方法；（2）在厚度方向上引入增強的結構設計方法，如三維編織、縫合和z-pinning技術等。本文將對增強復合材料層間性能的方法進行介紹并對一些相關研究成果進行簡要綜述。

　　通過樹脂基體增韌改善層間性能

　　層間強度差是影響復合材料在飛機上廣泛使用重要原因。提高復合材料層間斷裂韌性可有效提高層間強度，而層間韌性主要由樹脂基體的韌性決定，因此，對樹脂基體進行增韌可有效地提高復合材料的沖擊損傷阻抗和抗分層能力。針對樹脂基體增韌，國內外學者進行了大量的研究。
　　20世紀70年代主要是對樹脂基體整體進行增韌，主要方法包括使用具有高延伸率的環(huán)氧樹脂、在基體中加入彈性體增韌、使用高韌性熱塑性樹脂與熱固性基體共混增韌等。
　　為了提高樹脂基體的韌性,學者們將彈性體（如橡膠、熱塑性樹脂、無機剛性粒子等）作為增韌劑加入到環(huán)氧樹脂中，在固化過程中引發(fā)反應誘導相分離，得到典型的兩相結構，大幅度提高樹脂基體的斷裂韌性。文獻將ETBN橡膠引入到RTM氰酸脂體系中，導致RTM樹脂的粘度增加，對I型和II型層間斷裂韌性研究表明，隨著ETBN數量的增加，GIC和GIIC得到了提高；作者認為增韌機理是層間的橡膠粒子可以通過變形吸收更多的裂紋斷裂能量。文獻用熱塑性聚酰亞胺(PEI)增韌雙馬來酰亞胺(BMI)樹脂基體，采用熱壓罐工藝制備復合材料，研究發(fā)現I型斷裂韌性在PEI質量分數低于30%時，變化不大，而當PEI質量分數超過30%時，急速增加，并且和PEI改性BMI樹脂本體的變化規(guī)律相一致。
　　上述對樹脂基體進行整體增韌的方法操作簡單易行，但是在增韌的同時也會導致復合材料?！×亢湍蜐駸嵝韵陆?，而且樹脂基體韌性的大幅度提高不能有效地轉移到復合材料本身，如基體樹脂韌性提高25倍，而復合材料斷裂韌性只提高4~8倍。鑒于這問題，到20世紀80年代層間增韌技術（Interleaf Toughening Technology）應運而生，發(fā)展了多種層間增韌方法，可分為層間顆粒增韌和層間膠膜增韌，其中增韌顆粒可采用橡膠顆?；驘崴苄詷渲w粒，增韌膠膜采用熱塑性樹脂膜。
　　層間膠膜增韌技術是在熱固性樹脂預浸布間插入熱塑性樹脂膜，稱為韌性膠膜層，通過在高應力層間引入韌性膠膜層，達到增加層間韌性、抑制分層形成與擴展的目的，使復合材料層合板結構的抗沖擊損傷和抗分層能力有較大的提高。文獻試驗和分析表明，層間膠膜增韌可以有效地提高層間斷裂韌性，減小沖擊損傷面積，從而改善復合材料的抗沖擊能力和損傷容限。文獻針對膠膜層對復合材料層合板的層間應力分布、邊緣應力集中以及層間斷裂韌性影響進行研究，結果表明：膠膜可緩和邊緣的層間應力集中，層間正應力與層間剪應力明顯下降，層間斷裂韌性有顯著的提高，I型層間斷裂韌性可提高1/3以上，II型層間斷裂韌性可提高近一倍，加入膠膜可以提高抵抗分層擴展的能力，層間膠膜增韌是一種切實可行的改善層合板抗分層和抗沖擊性能的方法。
　　層間顆粒增韌技術是在不改變已有樹脂基體和成型工藝的基礎上，將高韌性的橡膠或熱塑性樹脂以顆粒形式加入復合材料層合板層間，提高結構的層間強度。由于層間顆粒增韌的層間接觸面積大和有效的能量吸收結構，增韌的效果顯著，研究者展開了廣泛的研究。文獻對橡膠粒子層間增韌進行研究發(fā)現層間韌性和沖擊后壓縮強度大幅提高。文獻采用熱塑性樹脂粒子進行層間顆粒增韌，大幅度提高了復合材料斷裂韌性，作者認為是高韌性樹脂變形吸收更多的能量，從而提高層間韌性。
　　以上增韌方法主要在熱固性樹脂中加入增韌組分，在一定程度上提高樹脂基體韌性的同時，也犧牲了樹脂其他的性能，如固化溫度提高或復合材料抗?jié)駸嵝韵陆档取Ｒ虼?，益小蘇教授提出了一種新型的改善復合材料層間韌性和沖擊損傷容限的離位增韌技術，將復合相增韌技術中的增韌相從基體中分離，讓它單獨與增韌相復合，在不改變原有熱固性預浸料的所有工藝優(yōu)點、并保持其面內力學性能不變的同時，大幅度提高了復合材料的抗沖擊損傷阻抗。

　　通過層間結構設計改善層間性能

　　傳統的樹脂基復合材料層合板各鋪層之間沒有纖維增強，只是靠樹脂基體起著粘接和傳遞載荷的作用，當受到沖擊載荷作用時，往往產生層間破壞并逐漸向層內擴展，導致結構損傷、破壞。為了解決復合材料層合板層間強度低的問題，通過大量的結構設計研究工作，目前，研究人員發(fā)展了提高層間性能的方法有三維編織、縫合和z-pinning技術等。

1　三維編織增強復合材料

　　三維編織復合材料采用三維立體紡織技術在層間也引入纖維來增強層間強度，在3個方向上纖維含量都很高，其整體性和結構對稱性好，沒有明顯的片層結構，具有優(yōu)良的綜合性能，研究認為三維編織復合材料有較高的抗沖擊損傷能力和低速沖擊損傷容限。

2　縫合增強復合材料

　　縫合復合材料是20世紀80年代為了改善傳統復合材料層間強度低、層間斷裂韌性差、沖擊損傷容限低等缺陷而發(fā)展起來的一種新型三維層板結構。該結構采用厚度方向纖維增強方案，對預成形件在層合板厚度方向通過縫合技術引入高拉伸強度的縫合線（如碳纖維、玻璃纖維、Kevlar纖維紗線等）將各個鋪層聯為一個整體，再經過樹脂膜熔滲透（RFI）或樹脂轉移模塑成形工藝（RTM）技術復合成形。整個縫合由3個階段完成，即：纖維預成形鋪疊→　縫合→RTM或RFI成型。
　　縫合層板由于在厚度方向上占復合材料纖維含量極少一部分的縫線增強作用,抑制了層合板的分層，有效地改善了層間力學性能,顯著地提高了層間斷裂韌性和抗沖擊損傷容限。20世紀80年代中期，美國航空航天局(NASA)蘭利研究中心（Langley Research Center）和美國道格拉斯公司（Douglas Aircraft Company）首先用縫合/RFI技術制造了機翼，并對其力學性能進行了系統的試驗。1989年，NASA啟動了先進復合材料技術研究計劃(ACT計劃)，成功設計、制造和測試了縫合復合材料機翼。美國空軍的先進輕型飛機機身結構計劃(ALAFS計劃)對縫合技術進行了研究，成功地用縫合復合材料替代了金屬材料制造了機身、機翼等。
2.1　縫合工藝對縫合復合材料性能的影響
　　縫合復合材料性能與縫合工藝參數密切相關，主要的工藝參數有：縫合型式、縫合密度、縫線直徑、縫合角度等。
　　縫合分為鎖式和鏈式，其中鎖式縫線在復合材料中間相交產生較多應力集中，鏈式縫合線多次繞曲工藝復雜，目前這兩種型式較少使用。人們在鎖式縫合的基礎上進行改進，使得縫合線彎曲少，利于縫合進行和層間強度提高，同時對面內纖維損傷少，引起的應力集中小，具有相對更高的損傷容限。目前，縫合復合材料主要使用這種方式縫合。
　　縫合密度對縫合復合材料層間性能影響很大，沖擊試驗研究表明縫合密度增大，復合材料分層損傷面積減小，密度增大4倍，分層減少40%。但縫合的同時，縫針、線對層合板的纖維造成一定程度的損傷（纖維斷裂或纖維彎曲），層板面內性能下降?？p合密度越大，纖維損傷程度越嚴重，適當的縫合密度才能使縫合達到最佳狀態(tài)。圖1~3分別給出了縫合密度與縫合復合材料的層間剪切強度、壓縮強度及層間斷裂韌性GIC的關系曲線。
                      

                     

縫線直徑增大提高了縫合復合材料的層間斷裂韌性和沖擊阻抗，但引起更多面內損傷，使面內力學性能降低。
　　此外，縫合參數還有縫線材料、縫合樣式、縫合角度、縫針直徑等。
2.2　縫合對復合材料分層斷裂韌性的影響
　　縫合復合材料具有優(yōu)良抗分層能力，其分層形式有張開型（I型）和滑開型（II型），可以分別由斷裂韌性（應變能釋放率表征）GIC和GIIC表示抗分層能力?？p合復合材料斷裂韌性與縫合工藝參數關系密切，研究發(fā)現：（1）縫合密度和縫線直徑是影響分層斷裂韌性的兩個主要參數；（2）GIC隨縫合密度增加而增大，GIIC隨縫合密度增加而先增加而后降低；（3）當縫合密度過低時，縫合不能有效抵抗分層、裂紋擴展；（4）當縫合密度超過某臨界密度，縫合對面內纖維損傷和引起應力集中占主導，導致分層韌性急劇降低；（5）縫合線直徑增大明顯提高了抗分層和裂紋擴展能力。
　　文獻指出縫合提高了層板層間的斷裂韌性，GIC受縫線材料的影響，但與無縫合層板相比，GIC一般都可以提高10倍以上，增加縫合密度、縫線強度，降低縫線的楊氏模量，增加試件的厚度及軸向剛度，均可提高試件的GIIC值。Mattheij等[24]采用統計方法研究了縫線分布狀態(tài)和縫合工藝參數對I型層間斷裂韌性的影響，指出縫線分布狀態(tài)的影響很小，控制縫線張力可獲得最優(yōu)面內力學性能。
2.3　縫合對受沖擊損傷后的承載能力的影響
　　研究表明，厚度方向縫合使復合材料受沖擊損傷后的承載能力及沖擊后壓縮強度顯著提高，沖擊后拉伸強度也有所改善，但改善幅度沒有沖擊后壓縮強度大。
　　程小全等研究表明：縫合沒有提高沖擊過程中的分層損傷的起始載荷，但有效地抑制了分層損傷的擴展，低速沖擊后的分層損傷面積明顯減小，縫合針距、行距以及沖擊點與針腳的相對位置對沖擊分層損傷的形狀和大小有明顯的影響?？p合抑制了局部屈曲的發(fā)生與擴展，改變了含沖擊損傷層板的壓縮破壞機理，大幅度提高了層板的沖擊后剩余壓縮強度，隨著鋪層材料、縫合參數等因素的變化，縫合板的CAI值提高的程度不等,一般在40%以上,有的甚至達400%。
　　Sankar在基于斷裂力學方法預測帶預制分層的縫合梁在低速沖擊下分層擴展問題中也發(fā)現：縫紉并不會提高分層擴展的初始載荷, 但能夠大幅降低分層的擴展范圍。文獻中采用三維動力學有限元法，對縫合復合材料的低速沖擊損傷進行了數值模擬，并進行了試驗驗證。結果均表明，在相同沖擊能量作用下，縫紉能明顯提高層板的抗沖擊性能，明顯減小分層面積。
　　程小全等在文獻中研究指出縫合層合板受沖擊后拉伸強度略高于無縫合層合板，在拉伸載荷作用下，纖維斷裂和基體開裂是導致層合板破壞的主要因素,而分層損傷變成了次要因素。
　　縫合提高了復合材料厚度方向性能，但也引起面內纖維的損傷，降低了復合材料的面內性能，因此，有必要尋求對面內纖維損傷小的縫合技術。Yasui提出在基板上按預定的間距布置管子，一排紗線往復繞過管子陳列形成一層，用斜紗纏繞形成第2層，這樣可制成不同取向的多層織物。穿過厚度的紗線，通過管子用縫合引入，便形成三維結構。
　　另一種方法是在基礎框架體系上用導針布置成復雜的三維形狀，干紗線繞導針以不同取向纏繞，導針布置的距離應控制在能使穿過厚度的紗線順利通過。這種工藝制成的預型件，纖維的排列在縫合時不受干擾，面內纖維損傷少。

3　z-pinning增強復合材料

z-pinning技術是20世紀90年代發(fā)展起來的一種增強層合復合材料層間強度的新技術，該技術借鑒縫合復合材料技術中的不連續(xù)縫線方法，在固化前的層合板預浸料厚度方向嵌入纖維或金屬等剛性短棒，再固化形成Z向增強層合板。通過在層合板厚度方向嵌入體積分數1%~5%的z-pin，層合板面內強度只是少量退化，卻使I型層間斷裂韌性十幾倍的提高，層間分層減少50%，說明z-pinning對層合板面內性能影響較小的情況下大幅提高了層間強度，是一種增強層合板層間性能的有效方法。
　　z-pin的直徑一般在0.2~1.0mm之間，在層板中體積分數一般在1%~5%，材料可以用金屬（不銹鋼、鋁合金或鈦合金等）或非金屬（碳纖維、玻璃纖維或Kevlar纖維等）。z-pin的嵌入方式有兩種：一種是單根嵌入，即逐個將z-pin嵌入未固化層合板中，這種方式靈活性強，可用于曲面結構加工，但不適合大型復合材料生產。另一種是整體嵌入(利用熱壓罐和超聲波輔助嵌入)，即將若干z-pin同時嵌入層板中，效率高，應用廣泛。
　　國內外很多學者研究z-pinning增強復合材料的性能表明，z-pinning使層板面內強度少量退化，但能明顯改進層間韌性、沖擊損傷容限和沖擊后壓縮強度等性能。
　　Freitas等試驗了z-pin對層間斷裂韌性、沖擊分層和面內性能的影響，結果表明，在層合板Z向嵌入z-pin(體積分數低于5%)與未增韌層板相比，z-pin增強層板能夠保持91%~98%面內拉伸強度，使I型層間斷裂韌性提高18倍，減少50%沖擊分層損傷。M.Grassi等對2%體積含量z-fiber的纖維增韌復合材料厚度方向的剛度和面內剛度進行了研究，發(fā)現厚度方向剛度提高了22%~35%，而面內剛度降低在10%以內。滕錦等對z-pin增韌復合材料層合板的低速沖擊損傷進行試驗和有限元模擬，結果表明z-pin增韌使得沖擊后層間分層區(qū)域面積減小50%左右，在損失少量面內性能的基礎上z-pin使厚度方向上剛度大幅度提高。鄭錫濤等開展了z-pin增強復合材料層合板的斷裂韌性試驗研究和有限元模擬，在文獻中分別選擇了3種z-pin直徑與3種分布密度的增強方式進行了試驗研究，并進行了與不含z-pin增強的復合材料層合板的對比試驗。研究表明：z-pin大幅提高了復合材料層合板斷裂韌性，與不含z-pin結構相比，應變能釋放率GIC、GIIC分別增大了83%~1110%、23%~438%，在相同z-pin體積含量下，z-pin分布密度比z-pin直徑對GIC和GIIC的提高都更有效率；在文獻中采用z-pin增強橋聯力模型和VCCT法研究z-pin增強復合材料DCB結構I型斷裂韌性，采用實體單元模擬層板結構和非線性彈簧元模擬z-pin建模計算應變能釋放率，對比分析不同體積分數z-pin復合材料層合板與不含z-pin層合板的I型斷裂韌性，研究表明z-pin顯著增大了復合材料層合板I型斷裂韌性，且增強效果與z-pin體積分數密切相關，z-pin有效地提高了分層擴展阻力。Fartridge等也通過試驗研究證明了z-pin能很大幅度地提高層合板I/II型層間斷裂韌性。Y.C.Gao等研究纖維增韌復合材料的斷裂韌性，提出了剪切滯后模型，給出了長纖維、短纖維、強纖維、弱纖維的區(qū)分標準和相應的增韌公式，并對含有微裂紋的纖維增韌復合材料的增韌機理、損傷過程等進行了研究。

結束語

       由于復合材料層合板在厚度方向上強度低和抗沖擊能力差的缺陷，限制了其發(fā)展應用，尤其是在飛機主承力結構上的應用。因而，增強復合材料層合板層間強度將是重要研究課題。改善復合材料層板層間性能的方法多種多樣，其中新興的縫合和z-pinning技術更具發(fā)展?jié)摿?，具有生產效率高、增強效果好、加工成本低等優(yōu)點，開展縫合和z-pinning技術相關研究意義重大。通過上述幾種方法增強復合材料層合板層間性能，將使其應用領域不斷擴大，但也還存在一些問題需要進一步研究：
?。?）基體增韌在提高樹脂基體復合材料層間韌性的同時，也使剛度和濕熱性能降低，需進一步研究。
?。?）縫合技術還不夠成熟，縫合密度、縫線直徑等縫合工藝參數對縫合復合材料的層間韌性、沖擊損傷容限等影響還需進一步研究，確立能夠指導設計與實際生產的工藝方法及技術參數?？p合引入了較大的面內力學性能損失，需通過對縫合參數進行優(yōu)化設計，使得在增強的同時造成面內力學性能下降小。
　（3）z-pinning的增韌機理尚不明確，還需要進一步深入研究來完善；需要建立評估z-pinning各設計參數的統一試驗和分析標準。