复合材料以其高比强度、高比模量、质轻、结构和性能可设计性强等优异特性，在新一代歼击机、武装直升机、运输机等主要机种中被大量使用。随着复合材料在军民各行业中用量的逐渐加大，对材料性能的要求也越来越高，因复合材料构件失效导致的事故也时有发生［１］。因此复合材料老化后的力学性能，也愈加引起材料生产和飞行器设计等部门的
高度重视，成为考查材料的重要指标之一。
复合材料因具有层合结构、多组分、制造工艺复杂且影响因素多、力学性能易受环境温度的影响等特点，其失效机理非常复杂［２－３］。试验用３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ复合材料，较以往的复合材料在性能上有很大的提高。与其他复合材料相同，由该种复合材料制成的部件在贮存、停放或飞行过程中不可避免地会受到各种不同方式载荷的作用，而弯曲性能是评价材料工艺稳定的比较简便的方法［４－６］，所以在材料试制阶段弯曲性能的测试是很有必要的。为此，笔 者 采 用 三 点 弯 曲 加 载 的 方 式 对 ３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ复合材料的弯曲疲劳性能进行了研究，以期为材料设计生产部门提供数据依据。试样制备与试验方法
１．１ 试样制备
试验用复合材料牌号为３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ，由北京航空材料研究院提供，为树脂基玻璃纤维复合材料，采用热压工艺加工而成。按照 ＨＢ７６２４－１９９８《碳纤维复合材料层合板弯曲疲劳试验方法》进行取样，弯曲疲劳试样形状及尺寸如图１所示，取样方向为０°，铺层方向为纵向。试样尺寸为２５０ｍｍ×２５ｍｍ×８ｍｍ，试验件的几
何尺寸用精度为０．０２ｍｍ 的游标卡尺测量。试样数量为３５件，其中成组法测试２０件，升降法测试条件疲劳极限１０件，备用试样５件。
１．２ 试验方法
在Ｉｎｓｔｒｏｎ８８０１试验机上进行弯曲疲劳试验，其上压头半径犚＝５ｍｍ，下支座半径狉＝２．５ｍｍ。
试验条件如下：试验频率犳＝１０Ｈｚ；试验环境温度为（２３±２）℃，湿度为（５０％±１０％）ＲＨ；应力比犚＝０．０５２６３；加载波形正弦波；加载方式为三点弯曲；动态载荷误差小于±２％；条件疲劳极限指定
寿命为１×１０６ 次。试验过程如下：整条疲劳犛犖 曲线分别用成组法和升降法试验，共完成５组试验数据的测试，成组试验法共测试４组，每组５个有效数据；升降法完成条件疲劳极限（N＝１×１０６ 次）的测试。
成组法部分：通过预试验确定对应于疲劳寿命在几千次、２×１０４～３×１０４ 次、６×１０４～８×１０４ 次、
２×１０５～４×１０５ 次的加载系数 犓，犓＝σｍａｘ／σｂ（σｍａｘ为最大应力，σｂ 为静力拉伸强度），然后根据确定的４级加载系数进行疲劳试验。
升降法部分：用升降法测试试样的条件疲劳极限，指定寿命为１．０×１０６ 次。有效数据为１０个，即应力对子为５对。
对所有试样，记录在每一级应力水平下的应力水平值，并每隔１ｍｉｎ记录一次试验时间、循环次数、载荷峰值和位移峰值（包括成组法和升降法试验）。
２ 试验结果与讨论
２．１ 疲劳试验数据处理
（１）成组法的试验数据处理方法
式中：犖犻 为第犻个试样的疲劳寿命；犡犻 为对数疲劳寿命（或者叫子样观测值）；狀为子样个数；犡珡 为对数疲劳寿命的平均值；狊为对数疲劳寿命的标准差；Cv为变异系数；N５０为中值疲劳寿命。在成组法中，试验数据是否满足置信度要求，用变异系数Cv 判断。
（ｂ）升降法的试验数据处理方法
式中：ui级应力σｍａｘ，犻的试验次数；狀为试验总次数；犿 应力水平的级数；σｒ 为条件疲劳极限；犓ｒ 为条件疲劳极限对应的加载系数。
２．２S-N 曲线测试结果
复合材料疲劳性能试验有效数据见表１，升降图如图２所示，犛犖 曲线如图３所示，试样典型断口形貌如图４所示。可以看出玻璃纤维增强树脂基复合材料的弯曲疲劳性能有以下规律：随着应力水平的升高，疲劳寿命降低，但对数疲劳寿命的标准差与应力水平的高低没有明显的规律。
所有断裂试样均在有效部位发生破坏，且都是下拉破坏，试样表面出现分层后，还有较长的一段寿命期；试样未完全断开，卸下的未断试样弯曲变形很大。该复合材料疲劳寿命的分散性较小，在高低寿命区内试样寿命都较集中，所有试验点的疲劳寿命都满足９０％置信度的中值寿命。
通过疲劳试验结果得到０°方向铺层的３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ复合材料的条件疲劳极限，以动应力表示为７３．２ＭＰａ。
３ 结论
（１）所有３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ复合材料弯曲疲劳试样均在有效部位发生破坏，且都是下拉破坏，但试样未完全断开，卸下的未断试样弯曲变形很大。
（２）该复合材料疲劳寿命的分散性较小，在高低寿命区内试样寿命都集中，所有试验点的疲劳寿命都满足９０％置信度的中值寿命。
（３）通过弯曲疲劳试验结果得到０°方向铺层
３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ复合材料１０６ 周次条件下的疲劳极限为７３．２ＭＰａ（以动应力表示）。
（文章來源：材料与测试网-理化检验-理化分册）