随着复合材料技术的发展和改进，人们正在开发新的增强纤维/树脂体系，以改善特定负载和环境情况下的性能。目前，提高碳纤维/聚合物复合材料的损伤容限能力一直是碳纤维复合材料行业的目标之一。最近出现了一种最新的T1100型碳纤维/环氧树脂体系，据称其具有优异的损伤容限能力。为了检验这种新的碳纤维/环氧树脂复合材料是否有利于为美国国家航空航天局NASA的太空发射系统（Space Launch System，SLS）火箭制造有效载荷适配器配件（Payload Adapter Fitting，PAF）的计划，利用这种新体系与传统IM7碳纤维复合材料体系进行了对比。
夹层结构的冲击后压缩（Compression after impact ，CAI）强度是用于评估PAF计划材料的主要指标之一。因此，在本研究中，将这种新的T1100碳纤维/树脂系统与最为常见的IM7型碳纤维/树脂体系的CAI性能进行了对比。虽然人们已经知道，较老的碳纤维结构不会像较新的碳纤维系统那样具有良好的损伤容限特性，但由于在公开文献中无法找到其他使用这种新纤维/树脂系统制成的夹层结构的CAI数据，因此本研究寻求损伤容限的定量差异。
该项研究工作为美国国家航空航天局NASA在2023年开展的一项最新的研究项目，由于内容较多，在上篇文章中首先介绍了碳纤维复合材料主要性能指标，以及复合材料夹芯结构的成型加工（阅读原文），本文将继续介绍复合材料冲击损伤以及冲击后压缩强度测试等内容。
由于工具侧是PAF结构的外侧，因此最容易受到冲击损伤，因此每个夹层试样的几何中心都受到工具侧面板上的冲击。在制造过程中，在夹层板的袋侧使用了垫板，因此两个面板之间基本上没有差异。冲击器的直径为0.5英寸，在冲击过程中，每个试样都放置在一块实心钢板上，以获得最高的刚度，从而在给定的冲击能量下获得最大的损伤。这也确保了所有冲击的相似边界条件。
采用落锤冲击装置对试样进行测试。所用冲击试验机如图1所示。选定的冲击能量以英尺-磅（ft·lb）为单位，是基于所测试的IM7/8552夹层试样（5.6 ft·lb容易看到的冲击损伤。对于夹层试样上的剩余冲击，选择了小于此值的冲击能量和大于此值的三个冲击能量，以便可以构建剩余强度曲线。
表1中总结了冲击试验的结果，显示了所使用的冲击能量、试验试样的数量、形成的凹痕深度和试样上的最大冲击载荷。凹痕测量是在撞击后至少24小时进行的，以允许凹痕深度的任何减少或“松弛”，最大冲击载荷是在冲击过程期间记录的最大载荷。
图2显示了表1中的数据图。随着冲击能量的增加，凹痕深度呈线性增加，T1100/3960数据显示大多数冲击能量的凹痕深度略小。最大冲击载荷数据显示，IM7/8552试样很快达到约800lb的极限最大冲击载荷（基本上是面板穿透），而T1100/3960试样直到使用最高冲击能级才达到最终最大冲击载荷(即面板穿透)。因此，T1100/3960试样具有更强的抗损伤性。这些试样的压缩试验将揭示其对这些损伤状态的容忍度。
图2 （a）凹痕深度与冲击能量的关系图和（b）最大冲击载荷与冲击能量关系图
图3显示了由不同水平的冲击能量产生的冲击试样的视觉损伤样本。应该注意的是，在实际中，现场的视觉损伤量将根据可用的照明、照明角度和样品的表面光洁度等因素而变化。所有的影响都可以通过目测，这在实践中是有益的，因为即使是低能量的影响也会被注意到，并可以排除。
在最低冲击能测试下，两种类型的试样具有几乎相同的载荷-挠度曲线，但是随着冲击能量的增加，IM7/8552样品比T1100/3960样品显示出更多的能量被吸收(曲线下的面积)，这表明抗损伤性较小，这也是根据最大冲击载荷数据确定的。对冲击试样进行了闪光热成像形式的无损评估（NDE），图4显示了每个冲击能量级别下每个面板的试样。所谓的损伤尺寸是指前两张热成像图像中所示的损伤指示周围的圆的直径。
在任何给定的冲击严重程度下，IM7/8552面板夹层结构的损伤尺寸始终较大。损伤尺寸的定量数据（由热成像图像中圆形指示的直径确定）如表2所示，并如图5所示。
这些数据与图2所示的最大冲击载荷数据非常相关，其中IM7/8552试样在达到最低冲击能量后达到饱和值，表明其抗损伤性较低。图6所示的横截面显示了面板损伤的穿过厚度严重程度的例子。这些切口沿90°方向（宽度方向）穿过损伤区的中心。对于任何给定的冲击能量，IM7/8552试样比T1100/3960试样显示出更多的贯穿厚度损伤。
使用图7所示的测试夹具对冲击夹层试样的残余压缩强度进行评估。如图8所示，在试样上放置了三个应变片，以确保每个面板的负载均匀。将试样取至约1000微应变，如果一个压力表比其他压力表低10%以上，则在读数较低的边缘下方放置垫片，直到压力表均匀为止。在压缩试验过程中，对压力表进行监测，如果出现任何大于10%的偏差，则停止试验。垫片将被重新排列，直到压力表读数在彼此的10%以内，然后继续测试，直到每个样本都失效。
图7 用于评估试样CAI强度的夹具照片
图8 每个CAI试样前后的应变片位置
对于使用的两种类型纤维中每种纤维在最低两种冲击能量下受到冲击的试样，需要对端部进行灌封以防止端部扫毛。这是通过在试样的顶部和底部压碎约0.25英寸深的芯体，并用糊状环氧树脂填充这些通道来实现的，如图9所示，这就防止了端部清扫。
每种试样的典型失效如图10所示。所有破坏都是通过冲击损伤发生的，并且与加载方向垂直。与T1100/3960试样相比，IM7/8552试样沿破坏区更倾向于鼓出，而T1100/3960试样沿破坏区表现出较少的面外损伤，这可能是T1100/3960面板试样层间断裂韧性较高的一个指标。
CAI强度结果如表3所示。随着损伤程度的增加，两种试件的CAI强度差异逐渐减小，如图11所示的冲击能图。然而，即使在本研究中使用的最严重冲击水平下，T1100/3960试样的CAI强度也高出约20%。在所用冲击能量的下限，T1100/3960试样的压缩载荷承载能力高出约50%。
表3 本研究中测试的夹层试样的CAI结果
图11 IM7/8552夹层试件和T1100/3960夹层试件的CAI结果
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