針刺纖維復合材料單胞模型構建及力學性能研究進展

梁軍 喬健偉 葛敬冉

(1 北京理工大學 先進結構技術研究院,北京 100081;2 輕量化多功能復合材料與結構北京市重點實驗室,北京 100081)

0 引言

針刺技術是一種廣泛使用的低成本技術，用于生產三維針刺復合材料。由針刺工藝制備的針刺陶瓷基或碳基復合材料具有高比剛度和強度，并且擁有卓越的高溫性能和較低的熱膨脹系數，在溫度變化較大的情況下能保持尺寸穩定性，同時可設計性強，已廣泛用于固體火箭發動機的喉襯、擴張段結構和飛機剎車系統[1-5]，如圖1 所示。針刺工藝技術由法國SPS 公司提出，針刺技術通過刺針對無緯布、斜紋布、網胎等纖維復合料進行疊層針刺，每根刺針上的倒刺會捕捉平面方向上的纖維，使其沿著厚度方向重新分布，形成偏轉纖維和針刺纖維束，最終不同鋪層的纖維復合料緊密結合，通過針刺技術提高了復合材料層間的力學性能。與傳統的三維編織、縫合等工藝相比，針刺工藝制備的預制體能夠實現自動化批量生產，性價比高，同時適用于大變形復雜結構[6-10]，得到越來越廣泛的應用[11]。

圖1 三維針刺復合材料主要應用場景[12,13]Fig.1 Main application scenarios of 3D needled composites[12,13]

針刺預制體具有獨特的網狀結構，其孔隙分布均勻、易致密成型。在針刺預制體制備過程中，由于針刺工藝參數眾多，導致針刺預制體內部的纖維結構十分復雜：一方面，針刺部位碳纖維受到損傷，發生不同程度的折斷和偏轉，形成針刺孔，針刺孔附近的纖維幾何結構表現出一定的不確定性；另一方面，經過反復針刺，針刺孔的分布密集、無序，而且相鄰針刺區域之間的相互影響難以定量化描述。材料內部的復雜纖維結構導致針刺復合材料的損傷力學過程難以描述，同時其力學性能也受到較大的影響，有一定的離散性。上述問題在一定程度上限制了三維針刺復合材料在工程實際中的應用與發展。如何從實際針刺工藝過程出發，結合細觀結構觀測和數值分析方法，分析結構中纖維的排布、大小和形狀等，建立包含高保真細觀纖維結構的三維針刺復合材料力學性能預示模型，研究針刺工藝參數和復雜纖維結構對三維針刺復合材料力學性能的影響規律，對推動航空航天復合材料及復雜結構在航空航天領域的應用具有重要的工程價值和理論意義。

針刺復合材料由于工藝參數眾多、纖維結構復雜，材料的力學性能與纖維內部結構存在密切聯系，同時考慮到材料的實際服役環境，實驗測試是研究其力學性能的重要手段，一些學者研究了材料在高溫環境下的力學性能，這些實驗工作描述了針刺復合材料的纖維結構，明確了針刺復合材料的基本力學參數、應力-應變關系、失效模式和損傷機制等，為針刺復合材料細觀尺度數值分析和損傷本構模型的建立提供了基礎。細觀分析方法也是研究針刺復合材料力學性能的重要手段，根據材料內部復雜的纖維結構預報材料的有效力學性能具有重要的工程意義：一方面，通過細觀數值分析方法可以得到材料的力學性能，節省了實驗成本，并且能夠獲得實驗無法測試到的數據，如多種復雜載荷下的力學性能；另一方面，基于細觀分析方法可以建立材料針刺工藝、細觀纖維結構與材料力學性能之間的關系，為針刺復合材料的制備和設計提供理論指導。國內外學者從微細觀尺度出發，針對針刺復合材料內部纖維結構建立了多種代表性體積單元，對材料的力學性能進行預報分析，以此縮短針刺復合材料力學性能的研究周期，降低研究成本，同時研究細觀結構與材料力學性能之間的關系。本文從三維針刺預制體成型工藝過程研究、材料單胞建模方法和材料力學性能分析三方面總結和梳理近年來三維針刺復合材料單胞建模、力學性能分析及針刺復雜結構力學性能分析研究現狀，為航空航天發動機復合材料的設計提供一定的指導，同時為其性能分析方法提供新的思路。

1 三維針刺纖維預制體的成型工藝及影響因素

三維針刺復合材料的制造過程包括兩部分：首先根據針刺工藝參數通過針刺成型工藝技術制造出針刺預制體，然后通過化學氣相沉積工藝（CVI）、真空輔助樹脂傳遞模塑（VARTM）或液相浸漬法等技術[14]向預制體內部填充基體，由于針刺預制體中孔隙含量較高，需要進行反復的針刺預制體致密化周期過程，直至預制體密度達到要求，最終得到具有較高致密度的針刺復合材料。在基體填充過程中，國內外學者大多研究不同填充工藝、熱處理溫度、輔料類型、模具結構等對針刺復合材料力學性能的影響規律[15-20]。本文聚焦于針刺預制體成型工藝過程研究，針刺復合材料力學性能受針刺成型預制體結構影響，在針刺預制體中，針刺區域的細觀結構無序且纖維分布情況各不相同，如纖維折斷發生偏轉的路徑形態、纖維被刺針撥開的路徑形態等，同時細觀結構由針刺預制體的工藝成型過程決定。因此，明確針刺預制體的成型工藝過程是研究針刺復合材料力學性能的基礎。

針刺工藝成型過程主要包括以下幾個步驟（如圖2 所示）

圖2 針刺工藝成型過程及預制體示意圖[12]Fig.2 Schematic diagram of needling process and preform[12]

1）將不同纖維復合料結構如無緯布、平紋布、斜紋布或網胎鋪層進行交替疊加；

2）帶有指定排布形式刺針的針板在疊層表面進行針刺，針刺過程中疊層結構隨著傳送帶水平移動，針板按照指定的頻率上下往復運動；

3）將疊層結構水平旋轉90°，重復步驟（2），確保材料的針刺分布在面內方向具有均勻一致性。

這三個步驟需要循環執行，直至預制體達到所需的厚度和針刺密度。完成針刺后，通常需要對預制體進行修整，以確保其達到所需的尺寸和平整度。在針刺的過程中，刺針的倒鉤每次會將一部分平面內的纖維引導至厚度方向，形成偏轉纖維和針刺纖維束，這些厚度方向的纖維通過相互纏繞，使針刺預制體緊密結合在一起。

到目前為止，針刺預制體的主要構成部分包括碳纖維布和網胎復合料，不同的鋪層結構和鋪層方式都會對針刺預制體的力學性能產生顯著影響。同時，在針刺預制體的制備過程中，有眾多針刺工藝參數需要調整，以上因素共同決定了針刺預制體的可設計性。國內外許多學者提到針刺預制體的力學性能受到不同類型的纖維復合料、刺針類型和針刺工藝參數等因素的影響，本節通過以下幾點來簡要說明這些因素對針刺預制體纖維結構和針刺復合材料力學性能的影響規律。

1）碳纖維布在針刺預制體中扮演著最重要的角色，直接影響針刺復合材料的面內力學性能，常用的碳纖維布包括平紋布、斜紋布、緞紋布和無緯布等，不同的碳纖維布種類的根本區別在于經紗和緯紗的搭接頻率以及搭接位置出現的頻率[21]，會造成針刺預制體中纖維的偏轉結構不同。同時根據針刺復合材料在實際環境中的承載需要，碳纖維布會采用不同面內鋪放角度，如最常見的無緯布在預制體中的鋪放方式主要有0°/90°和0°/45°/90°兩種主要方式。

2）網胎復合材料在針刺預制體的成型過程中起到關鍵作用，網胎中的短切纖維取向隨機，均勻分布，呈網狀結構[21]，短切纖維的長度通常在40mm到80mm之間。在預制體的針刺成型過程中，網胎的纖維由于長度較短，纖維密集程度較為松散，容易被刺針的倒鉤牽引至厚度方向，因此網胎是厚度方向纖維的主要來源。

3）在針刺過程中，刺針會對纖維復合料中的面內纖維造成損傷，同時不同的刺針類型會影響針刺預制體的纖維結構，例如刺針的直徑、倒刺的數量和倒刺的尺寸等，這些參數在針刺預制體的成型過程中對纖維復合料的損傷程度和牽引至厚度方向的纖維數量都各不相同。劉建軍等[22]發現在針刺工藝參數相同的情況下，使用C222 型號刺針生產的針刺預制體致密化程度低，同時碳纖維的損傷程度較輕，使用C333 型號刺針時針刺預制體的密度較高，同樣碳纖維的損傷程度隨之增加。因此，選擇正確的刺針是生產針刺預制體的關鍵因素。

4）針刺的深度對針刺預制體中厚度方向的纖維長度和纖維偏轉結構起到關鍵作用。預制體中最大的針刺深度由刺針的工作段長度決定，最小的針刺深度應確保刺針最上方的倒刺能夠刺入到疊層結構中，不同的針刺深度會導致厚度方向纖維的長度和數量不同，也會導致面內纖維的損傷程度不同[23]。李飛等[24]發現隨著針刺深度的增加，刺針可以穿透更多的碳纖維鋪層數量，造成針刺密度的增加，同時受損傷的纖維數量更多。

5）針板上刺針的布針規律是針刺預制體中針刺孔分布情況的關鍵因素。針板上刺針的布針規律多種多樣，如圖3 所示。通過調整針板上刺針之間的距離、針板的運動頻率以及纖維復合材料的傳送速度，可以實現不同針刺密度和針刺孔排布規律的針刺預制體，同時不同的針刺密度會影響針刺預制體的致密程度[25,26]和碳纖維的損傷程度[24]。此外，借助計算機程序，可以設計出不同的布針規律，來模擬針刺預制體中針刺孔的分布情況。

圖3 針板上刺針的布陣形式[12]Fig.3 Arrangement forms of needles on the needle board[12]

2 三維針刺復合材料單胞建模方法

三維針刺復合材料的力學性能由材料內部的纖維結構決定，纖維結構具體是指纖維的幾何路徑分布。在針刺復合材料制備過程中，由于針刺工藝參數眾多，且不同復合料鋪層中纖維的排布方式不同，造成材料內部各個區域的纖維偏轉幾何路徑各不相同，導致針刺復合材料內部的纖維結構十分復雜。因此，針刺復合材料的力學性能單胞構建方法面臨著巨大挑戰，即如何準確地在單胞中建立材料內部的纖維幾何形態。

2.1 基于理想纖維結構的幾何建模方法

由于針刺復合材料內部纖維結構復雜，考慮到計算效率的影響，許多學者為了建立材料的代表性體積單胞模型，對纖維結構進行了一些合理的簡化。李龍等[27]針對針刺陶瓷基復合材料的力學性能預報，建立了纖維結構簡化后的單胞模型，在單胞中，1）假設帶有一個針刺孔區域的材料為針刺復合材料的最小周期性單胞，如圖4 所示；2）對于0°/90°的無緯布鋪層，假設其為厚度相同的長方體單層板；3）網胎層被認為是各向同性材料，其彈性性能假設為無緯布鋪層中沿纖維方向彈性性能的1/10；4）針刺纖維束等效為圓柱體，忽略針刺孔附近的纖維偏轉結構，并假設針刺纖維束的性能于無緯布鋪層的性能相同；5）假設無緯布鋪層、網胎鋪層和針刺纖維束中的纖維含量等于針刺復合材料的纖維含量。通過以上簡化得到針刺復合材料的周期性單胞模型如圖4 所示。Xu 等[28]提出了一種用于預測二維針刺C/C 復合材料力學性能的分層微細觀建模方法，包含兩個連續層級：1）包括連續纖維、基體和隨機分布孔隙的無緯布層以及包括隨機分布的短切纖維、孔隙和基體的網胎層；2）由無緯布層、網胎層和包括針刺纖維束的針刺層構成的周期性單胞模型，如圖5 所示。該作者同樣忽略了針刺孔附近的纖維偏轉形態，對材料單胞模型進行了簡化。Hao 等[29]針對針刺C/C 復合材料的預制體和基體結構進行了一些簡化假設：1）X-Y 面內方向的復合材料是各向同性的；2）孔隙在無緯布層和網胎層中均勻分布；3）無緯布層和網胎層中基體的材料屬性相同；4）由于針刺纖維束在針刺預制體中的含量較少而被忽略。通過考慮針刺預制體的結構，作者提出了一種包含三個部分的針刺復合材料單胞模型以預測針刺復合材料的彈性模量，如圖6 所示，每一層的彈性性能均可以通過Chamis公式[30]進行計算。Xu 等[31]認為三維針刺預制體中針刺纖維的數量非常少，可以忽略不計，同時提出了改進的層合板模型，用于描述不同紗線尺寸下兩種三維針刺復合材料的結構，如圖7 所示，其中三角形塊用于代替褶皺紗線的部分。然而，基于理想纖維結構的幾何建模方法對針刺區域的纖維偏轉結構進行了過多的簡化，且層與層之間針刺孔是否重疊存在多次針刺的區域也未討論，構建的單胞模型中忽略了針刺結構中最重要的區域，與實際材料的細觀結構差距較大。

圖4 針刺陶瓷基復合材料周期性單胞[27]Fig.4 Periodic cell of needled ceramic matrix composites [27]

圖5 2D 針刺C/C 復合材料的預制體示意圖[28]Fig.5 Schematic of the preform for 2D needled C/C composites[28]

圖7 不同紗線尺寸下三維針刺復合材料的結構[31]Fig.7 Structure of 3D needled composites with different yarn sizes[31]

2.2 基于Micro-CT 掃描的幾何重構建模方法

隨著Micro-CT 掃描技術的迭代，其在針刺復合材料內部纖維結構觀測和表征等領域的應用越來越多。許多學者利用Micro-CT 技術獲取復合材料內部的微尺度特征，例如孔隙分布和纖維的變形等。Sharma 等[32]在復合材料的力學性能分析中考慮了從Micro-CT 中獲得的真實缺陷形態。Zhang等[33]提出了一種從Micro-CT 圖像中提取三維正交C/C 復合材料纖維束的微尺度幾何形狀的方法。Wan 等[34]應用Micro-CT 掃描技術表征了針刺C/C-SiC 復合材料的微細觀結構和損傷模式，用來計算其力學性能。也有部分學者通過結合Micro-CT 技術和體素單元網格劃分方法，在建立的單胞模型中呈現出更多的細節，實現了復合材料的力學性能預報，同時減小了計算誤差[35-40]。還有一些學者通過提出改進的Micro-CT 圖像算法，劃分出不同鋪層中的纖維和基體，建立材料的有限元單胞模型。Yu 等[41]利用Micro-CT 技術掃描針刺C/C 材料內部的細觀結構，作者首先通過對原始圖像進行對比度增強和去噪來提高圖像的清晰度，如圖8 所示，之后提出了一種基于離散灰度值圖像的微觀有限元模型的簡化算法，提取出經紗、緯紗和針刺纖維束的輪廓，然后生成離散的灰度圖像，重建了針刺C/C 復合材料的有限元單胞模型，如圖9所示，其中包含材料內部的纖維結構和缺陷特征。

圖8 針刺復合材料CT 圖像處理過程[41]Fig.8 CT image processing procedure of needled composites[41]

圖9 針刺C/C 復合材料三維重構模型[41]Fig.9 3D reconstruction model of needled C/C composites[41]

Lim 等[42]在研究針刺 C/SiC 復合材料的Micro-CT 掃描圖像時，由于纖維、基體和短切纖維網胎之間的灰度值對比明顯，得到了復合材料的鋪層結構，如圖10 所示，即0°無緯布層、短切纖維網胎層和90°無緯布層的疊加層，以及沿厚度方向的偏轉纖維和針刺纖維束。為了在有限元模型中對材料的微細觀成分進行建模，作者提出了一系列圖像處理技術來區分三種類型的纖維（X 方向、Y方向和Z 方向）和基體，同時為了降低計算成本，作者提出子區域算法來平均一定像素尺寸內的灰度值，重建了三維高保真有限元單胞模型，以表征針刺C/SiC 的微細觀結構，如圖11 所示。Niu 等[43]研究的針刺短切纖維增強酚醛氣凝膠復合材料（PAC）是太空應用中最有前景的熱防護材料，但由于其不規則的針刺纖維分布導致了材料內部的纖維結構十分復雜，嚴重限制了其斷裂機理的揭示。因此，作者首次采用原位X 射線Micro-CT 掃描技術，利用酚醛氣凝膠孔徑和纖維尺寸之間的數量級差異，建立了材料的三維重構模型。為了理解PAC在拉伸過程中的應力演化規律，作者選擇模型中具有典型針刺結構的區域來創建FEA 模型，可以更好反映針刺區域的細觀結構。然而，基于Micro-CT掃描的幾何重構建模方法需要制成針刺預制體或針刺復合材料后才能進行掃描重構，重構模型中纖維和基體的細節質量受樣品尺寸的影響較大。同時，從CT 掃描到最后的模型重構周期時間長，重構的模型中單元數量眾多，計算效率低。

圖10 針刺Cf/SiCm 疊層復合材料的微CT 圖像[42]Fig.10 μ-CT image of needled Cf/SiCmlaminate composites[42]

圖11 針刺Cf/SiCm 復合材料高保真有限元模型[42]Fig.11 High fidelity FE model of needled Cf/SiCmcomposites[42]

2.3 基于預制體工藝成型過程的幾何重構建模

考慮到針刺孔的排布在材料中具有一定的規律性和周期性，學者們一般通過細觀結構觀測，通過對材料內部的區域類型進行劃分和總結，建立針刺復合材料的周期性單胞模型。Xie 等[44]通過對針刺C/C-SiC 復合材料進行微細觀結構觀測，發現材料內部部分區域沒有被針刺，部分區域僅被針刺過一次，而有的區域被重復針刺過多次，同時作者將針刺復合材料劃分為四種代表性區域，包含了材料內部所有可能出現的纖維結構，根據這四種典型區域分別建立了對應的代表性體積單胞，如圖12 所示。其中，RVEA 代表非針刺區域，包含0°/90°無緯布層和網胎層；RVEB 代表單獨針刺區域，針刺孔附近的纖維發生偏轉，偏轉纖維的路徑用公式(1)描述，同時針刺孔中存在針刺纖維束；RVEC 代表表面針刺區域，該區域存在于材料表面，針刺孔附近的纖維由于受到很小的約束力并沒有發生折斷，而是被刺針擠開，由此發生變形的纖維可以用公式(2)描述；RVED 代表重復針刺區域，該區域被多次針刺，可以假設該區域中的纖維全部轉移到厚度方向，把RVED 認為是一種單向增強復合材料。作者根據針刺預制體成型工藝過程，基于Python腳本，在Abaqus 中建立了包含上述四種代表性區域的周期性單胞模型，如圖13 所示。通過調整針刺工藝參數，如纖維復合料的步進量、針板上刺針的排布規律、針刺密度和針刺深度等，可以預報不同工藝參數下針刺區域的分布位置，構建不同工藝參數下針刺復合材料的周期性單胞模型。

圖12 針刺復合材料的四種代表性區域及對應的單胞示意圖[12]Fig.12 Four representative regions and corresponding cell diagrams of needled composites[12]

圖13 包含四種代表性區域的針刺復合材料周期性單胞模型[12]Fig.13 Periodic cell model of needled composites including four representative regions[12]

Zhang 等[45]研究的針刺C/C 復合材料的預制體由0°/90°的無緯布層和網胎層交替堆疊而成，針板上刺針的周期性尺寸為刺針之間長度和寬度的最小公倍數，即24mm×24mm，如圖14 所示。通過使用光學顯微鏡獲取針刺C/C 復合材料的幾何特征，根據碳纖維層的損傷程度和纖維排布方式將材料分類為五種中尺度區域，即非針刺區域、完全穿透基體區域、部分穿透平面紗線區域、完全穿透平面紗線且纖維未發生損傷區域（將紗線擠開）和完全穿透平面紗線并造成纖維損傷區域，并建立了對應的中尺度單胞模型，如圖15 所示，這些單胞可以反映平面纖維和針刺纖維束之間的排列關系。根據針刺預制體工藝成型特點，結合針板上刺針的周期性排布規律，作者建立了針刺C/C 復合材料的周期性單胞模型，如圖16 所示，理想情況下該模型包括針刺預制體的所有針刺特征。在針刺過程的模擬中，圖16 顯示了0°/90°無緯布鋪層的典型針刺布局，同時0°/90°無緯布鋪層可以視為圖16中五個單元格的組合，不同鋪層中這五個單元格的比例會有所變化，圖16 中帶一個撇號的單元格表示原始單元格旋轉了90°。

圖14 針刺過程及針刺密度[45]Fig.14 Needling process and needling density[45]

圖15 針刺C/C 復合材料五種典型區域及對應的單胞示意圖[45]Fig.15 Five typical regions and corresponding cell diagrams of needled C/C composites[45]

圖16 代表性針刺孔分布及0°/90°鋪層中五種單胞分布[45]Fig.16 Representative distribution of needle holes and five cells distributions in 0 °/90 ° layers[45]

由于針刺區域的纖維結構極其復雜，上述建立的單胞模型中都對纖維的幾何形態做了一些簡化，同時僅通過細觀結構觀測無法定量分析不同鋪層在針刺后的纖維損傷。因此，需要通過微觀尺度建模方法來模擬預制體的針刺過程，分析針刺預制體的纖維結構。Wang 等[46-48]提出了數字單元模型，用于模擬紡織工藝并生成紡織織物的微細觀幾何模型。在這種方法中，紗線被數字化為虛擬纖維的組合，虛擬纖維通過棒單元鏈建模，建立的數字單元模型可用于紗線尺度下織物變形、強度和失效分析[49-52]。Song 等[53]基于纖維長度和曲率的統計數據，在纖維尺度上建立了短切纖維織物的數字單元模型，模擬了針刺過程，如圖17 所示。然而，Song將纖維的變形行為假定為線彈性，沒有考慮纖維的損傷和斷裂。Xie 等[54]基于虛擬纖維，使用Truss單元建立了斜紋布和短切纖維織物的數字單元模型，通過Abaqus 中的顯示動力學算法，模擬了兩種織物的針刺過程，如圖18 所示。

圖17 針刺過程模擬及網胎層形態[53]Fig.17 The simulation of needling process and Morphology of net fetal layer [53]

圖18 兩種纖維復合料的數字單元模型及針刺過程模擬[54]Fig.18 Digital element models and simulation of needling process for two fiber composites[54]

分析了纖維在針刺過程中的偏轉、拉伸和斷裂，同時進一步研究了針刺位置和織物厚度對刺針阻力的影響規律。上述學者均基于虛擬纖維構建了預制體的數字單元模型，模擬了針刺過程，獲取了纖維的幾何形態，但都沒有對纖維結構進行總結，將其用于針刺復合材料的力學性能分析中。Qiao 等[55]基于虛擬纖維構建了斜紋布和短切纖維鋪層的疊層結構，如圖19 所示，通過模擬不同針刺角度和針刺落點下預制體的針刺過程，得到了不同鋪層的纖維結構，并用公式對其進行了描述。同時，該作者針對不同針刺工藝參數，基于Python 腳本在Abaqus 中創建了包含不同針刺落點的針刺斜紋布復合材料有限元單胞模型，如圖20 所示，結合UAMT 子程序，對不同針刺角度下復合材料的力學性能進行預報分析。采用這種幾何重構建模方法可以對針刺區域的纖維結構特征進行精確描述，但需要對針刺復合材料不同區域的纖維結構進行表征，并且當鋪層結構的類型發生改變，基于虛擬纖維的數字單元模型需要重新建立來模擬針刺過程。

圖19 纖維復合料的數字單元模型[55]Fig.19 Digital element model of fiber composites[55]

圖20 三維針刺斜紋布復合材料有限元單胞模型[55]Fig.20 Finite element cell models of 3D needled twill composites[55]

3 三維針刺復合材料損傷分析及力學性能預示

目前，國內外學者已經對針刺復合材料的力學性能和損傷演化規律開展了大量的工作。相比于材料力學性能的數值分析研究，材料力學性能的實驗測試研究較為成熟，但由于針刺工藝參數可調節范圍大，造成材料內部細觀結構十分復雜，材料的力學性能與細觀結構之間存在緊密聯系，僅通過實驗測試無法得到材料的細觀結構對力學性能的影響規律，需要從材料細觀結構入手，通過建立材料的數值分析模型對其力學性能展開研究[56]。同時針刺C/C 復合材料和針刺C/C-SiC 復合材料因其準三維結構、強度高和抗燒蝕等優點，被廣泛應用在固體火箭發動機的噴管擴張段部位，由于擴張段結構是異形錐殼體結構，針刺復合材料的性能無法準確等效為擴張段結構的性能[57]，需要單獨對針刺實驗結構件的性能進行分析研究。因此，本節將分別對針刺復合材料的力學性能實驗測試、數值分析和針刺復合材料復雜結構的力學性能分析進行總結和論述。

3.1 針刺復合材料破壞機理及影響因素分析

實驗測試一直是研究針刺復合材料力學性能的重要方法，已有眾多學者對針刺預制體和針刺復合材料進行了廣泛的研究，這些研究包括了各種實驗測試，如拉伸、壓縮、彎曲和剪切等。劉等[58]研究了平紋布和網胎鋪層下針刺復合材料的力學性能隨針刺深度和針刺密度的變化規律，結果表明，隨著針刺深度和針刺密度的增加，材料面內和面外的拉伸強度先上升后下降，如圖21 所示。

圖21 針刺復合材料拉伸強度與針刺工藝參數的關系曲線[58]Fig.21 The relationship curve between tensile strength of needled composites and needling process parameters [58]

聶等[59]對針刺C/SiC 復合材料在單調和加卸載拉伸載荷作用下的力學行為進行了研究，材料在拉伸過程中出現了明顯的非線性行為，裂紋主要從針刺孔附近產生，隨著載荷的增大，材料的界面出現脫粘和滑移，最后纖維發生斷裂和部分拔出，針刺過程造成材料的面內拉伸強度相比于二維C/SiC 復合材料有所降低，但斷裂應變基本相同。孫等[60]針對三維針刺C/C 復合材料在三個主方向的壓縮性能和破壞機理展開研究，載荷方向和材料在對應方向下的應力-應變曲線如圖22 所示，研究結果顯示，材料在徑向壓縮載荷下的破壞模式為剪切破壞以及基體的壓潰破壞；材料在軸向壓縮和環向壓縮下的力學行為相似，均為脆性斷裂，破壞模式以層間劈裂破壞為主，伴隨有剪切破壞。嵇等[61]探討了針刺碳纖維預制體的力學性能隨針刺密度和碳纖維規格的變化規律，研究結構顯示隨著針刺密度的提高，預制體平面內的纖維損傷程度加重，面內拉伸強度隨之降低；碳纖維圓環的整體拉伸破壞模式包含完全斷裂、不完全斷裂和層間剝離這幾種，如圖23 所示。鄭等[62]在斜紋布/網胎鋪層的基礎上，通過增加不同方向的纖維纏繞結構，來研究包括0°/90°無緯布/網胎鋪層等不同針刺預制體結構對C/C 復合材料力學性能的影響，研究結構顯示：針刺0°/90°無緯布/網胎鋪層復合材料的層間剪切強度高于針刺斜紋布/網胎鋪層復合材料，在不同方向增加纖維纏繞的針刺復合材料的層間剪切強度均高于這兩種材料，同時其拉伸強度也高于這兩種材料；不同的鋪層結構并沒有影響材料的脆性斷裂模式，但在無緯布鋪層下材料的斷裂韌性與斜紋布鋪層下的相比有所提高。由于固體火箭發動機在高溫環境下服役，同時針刺復合材料常用于其擴張段中，因此還有一些關于針刺復合材料高溫力學性能實驗測試的研究。白等[63]通過對針刺C/C復合材料進行高溫處理，研究了不同高溫條件對針刺復合材料力學性能的影響，研究結果顯示：高溫處理后，材料的層間剪切強度和面內拉伸強度相比常溫下的都會降低，但其斷裂伸長率明顯升高。Li 等[64]研究了針刺C/C 復合材料在高溫下的壓縮性能和破壞機制，結果顯示材料的應力-應變曲線在600℃后呈現非線性破壞和塑性破壞的特征，隨著溫度的升高，由于材料發生氧化，壓縮性能顯著下降，材料在45°上呈現出剪切斷裂，主要的損傷模式是剪切表面上90°方向纖維的撕裂和0°方向纖維的剪切破壞。當溫度上升到600℃后，材料局部和塑性破壞特征變得更加明顯，材料明顯發生氧化，纖維基體在界面處粘接性能明顯減弱。Chen等[65]為了研究針刺C/C-SiC 復合材料在高溫下的面內拉伸行為和微觀破壞機制，對其進行了從室溫至2000℃的面內拉伸實驗，結果顯示：隨著溫度的升高，材料在平面方向的彈性模量降低，拉伸強度、韌性和破壞應變增加，拉伸強度在1800℃時達到頂峰，如圖24 所示。在高溫下材料的斷面呈鋸齒狀，通過對斷面進行SEM 掃描，可以看到有大量纖維被拉出，如圖25 所示，這表明隨著溫度的升高，材料的界面強度降低。這些研究詳細描述了材料內部的纖維結構，明確了其基本性能參數和不同加載條件下材料的應力應變關系、損傷演化規律等，為建立材料在微細觀尺度下的有限元模型提供了基礎。

圖22 不同壓縮載荷方向下針刺復合材料載荷-位移曲線[60]Fig.22 Load-displacement curves of needled composites under different compression load directions[60]

圖23 碳纖維圓環拉伸破壞模式[61]Fig.23 Tensile failure mode of carbon fiber ring[61]

圖24 針刺C/C-SiC 復合材料力學性能與溫度關系曲線[65]Fig.24 Relationship curve between mechanical properties of needled C/C-SiC composites and temperature[65]

圖25 不同溫度處理后失效纖維的SEM 顯微照片[65]Fig.25 The SEM micrographs of failed fibers after tensile test at different temperatures[65]

3.2 針刺復合材料漸進損傷分析及強度預示

通過對針刺復合材料進行實驗測試，可以得到材料的力學性能隨針刺工藝參數、刺針型號和基體固化方式等因素的影響規律，但是材料的力學性能主要取決于組分材料的性質和材料內部的細觀結構?；诩氂^力學模型的數值分析方法對于預報針刺復合材料的力學性能以及揭示損傷破壞本質有著非常重要的作用，僅靠細觀觀測很難得到材料的細觀結構對其力學性能的影響規律，同時實驗測試成本高，效率低，因此還需要通過數值分析方法對其力學性能進行模擬研究。Piat 等[66]將針刺復合材料看成層合板結構，采用均勻化方法對碳纖維層和網胎層的力學性能進行預報，在模型中未引入針刺纖維束使得數值分析結果與材料實際力學性能之間的誤差較大。

Xu 等[28]通過建立包含碳纖維層、網胎層和針刺纖維束三個子區域的有限元單胞模型，對針刺復合材料的力學性能進行預報分析，但模型中未考慮針刺區域中纖維的偏轉情況，使得建立的模型與材料實際的細觀結構有較大差距。錢等[67]采用原位拉伸X 射線Micro-CT 技術，對針刺無緯布/網胎復合材料進行三維模型重構，揭示了材料在拉伸載荷作用下的損傷演化模式，如圖26 所示，并基于三維圖形數據處理方法對材料在拉伸過程中的纖維角度偏移進行了量化。Xie 等[44]基于Abaqus 二次開發，編寫Python 程序創建了包含不同代表性針刺區域的有限元單胞模型，通過計算各個區域的力學性能，代入到單胞中對針刺C/C-SiC 復合材料的力學性能進行預報，如圖27 所示。同時進一步對不同針刺密度、針刺深度和布陣形式下的材料單胞模型進行力學性能分析對比，結果表明增加針刺密度、針刺深度會降低材料的面內性能，增強面外性能，因此應選擇合理范圍內的針刺密度和針刺深度，以及分布均勻的刺針排布形式，以避免針刺孔重疊數量過多，造成面內纖維損傷過高，以至于嚴重影響材料的面內力學性能。Yu 等[41]基于Micro-CT 圖像掃描技術對針刺C/C 復合材料進行了三維模型重構，通過有限元模型在單軸拉伸載荷作用下的損傷模擬演變中發現，基體損傷先出現并迅速擴展，如圖28 所示?？v向拉伸剪切破壞和縱向壓縮破壞是主要的破壞模式，分別導致材料在拉伸和壓縮載荷作用下的最終破壞，同時在兩種載荷作用下，纖維束的損傷起始位置總是位于針刺孔處，然后沿垂直于載荷方向的路徑傳播至平面纖維處。

圖28 針刺C/C 復合材料中基體失效單元隨拉伸載荷的變化規律[41]Fig.28 The variation of matrix failure units in needled C/C composites with tensile load[41]

Han 等[68]提出了針刺C/C 復合材料的中尺度力學有限元模型，在模型中，構建了一個圓弧梁單元（CABE）來模擬針刺區域的纖維偏轉，基體和網胎層用層內和層間的延長彈簧單元（ESE）表示。使用這兩種單元構建一個RVE 有限元模型，通過對模型施加拉伸載荷，模擬材料的漸進損傷行為，如圖29 所示。損傷首先從層內的ESE 中開始，隨著載荷的增加，失效的層內ESE 逐漸集中在垂直加載方向的帶狀區域，同時，CABE 的失效出現在針刺孔重疊或相近的區域，之后越來越多的層內和層間ESE 以及CABE 發生失效。當沿加載方向的大量層內ESE 失效時，材料的基體相可以被認為失去了承載能力，此時，沿加載方向的CABE 開始加速失效，最后隨著大量的CABE 失效，針刺C/C 復合材料達到了極限強度。Qiao 等[55]針對針刺斜紋布復合材料的力學性能預報分析，基于虛擬纖維構建了斜紋布和網胎疊層的數字單元模型，通過對其進行針刺過程模擬，得到了不同針刺落點和針刺角度下針刺預制體中的纖維偏轉結構，如圖30 所示，建立了公式進行總結和描述并進行了性能計算，之后將其帶入到材料單胞模型中對針刺斜紋布復合材料的力學性能進行預報，與實驗值對比誤差在允許范圍內，計算結果如圖31和表1所示。在研究過程中，作者發現實驗值具有較大的離散性，通過分析發現是因為試樣件的有效測量尺寸范圍內無法包含材料單胞中所有的針刺區域，但可以反映材料的局部力學性能，一些實驗值比較接近代表性區域的性能，這反映了建立代表性區域的必要性以及代表性區域力學性能的計算精度。此外，通過進一步對針刺后的纖維偏轉結構分析可以得出以下結論：當針刺落點位于斜紋布的非搭接區域時，纖維幾乎被刺針擠開，幾乎不會發生偏轉，當針刺落點位于搭接區域時，落點位置的表層纖維被刺針擠開，下方的纖維由于網胎層的松散性被刺針帶入到面外方向發生偏轉；不同的針刺角度和針刺落點會造成斜紋布中纖維的偏轉深度不同，因此會導致相鄰網胎層的體積和纖維體積分數發生變化，從而影響網胎層以及局部區域的力學性能。以上學者的研究通過建立針刺復合材料的高保真模型，分析了材料在不同加載方式下的損傷演化規律，對材料強度進行了預示，同時分析和總結了針刺區域中纖維的幾何偏轉形態，這些結論為針刺復合材料的設計和研究提供了一些指導。

表1 針刺斜紋布復合材料力學性能[55]Table 1 Mechanical properties of needled twill composites[55]

圖30 不同針刺角度和針刺落點下的纖維結構[55]Fig.30 Fiber structure under different needling angles and needling points[55]

圖31 針刺斜紋布復合材料有限元模型計算結果[55]Fig.31 Calculation results of finite element models for needled twill composites[55]

3.3 擴張段針刺復合材料結構的失效分析

噴管擴張段是固體火箭發動機產生推力的主要部件[69]，相比于傳統的二維噴管熱防護材料，針刺復合材料由于其獨特的三維網狀結構、更好的穩定性和更輕的重量[70]被廣泛應用在噴管擴張段結構中，但由于擴張段結構為異形錐殼體結構，同時針刺復合材料的力學性能無法等效為擴張段結構的性能，因此研究其結構整體的力學性能存在一定的困難。鄭等[71]設計了針刺C/C 圓筒型實驗件，對其進行了準靜態拉伸、壓縮實驗測試，并建立了圓筒結構的有限元模型，將模擬和實驗結果對比分析，結果顯示：圓筒實驗件在軸向的拉伸和壓縮模量基本相同，兩種加載方式下的破壞模式均為脆性斷裂，但其在壓縮載荷下的強度和斷裂應變遠大于其在拉伸載荷下的強度和斷裂應變；有限元模型計算結果與實驗結果的誤差在合理范圍內，對針刺C/C 圓筒件的設計有著重要參考意義。韓等[72]同樣設計了針刺C/C 圓筒型實驗件，對其進行了內/外壓實驗測試，并根據試驗件尺寸和實際服役環境建立了圓筒結構的有限元模型，將仿真與實驗結果進行對比分析，研究結果表明：當圓筒試驗件承受外壓作用時，破壞模式為崩潰式破壞，當圓筒試驗件承受內壓作用時，裂紋從圓筒件中間產生，進而沿軸向擴展，并伴隨局部區域的環向裂紋，兩種作用下試驗件的破壞形貌如圖32 所示；圓筒構建的有限元模擬結果如圖33 所示，與實驗值對比，誤差在合理范圍內。

圖32 C/C 圓筒構件試驗后殘骸[72]Fig.32 Remains of C/C cylindrical components after testing[72]

圖33 構件應力分布云圖[72]Fig.33 Cloud diagram of component stress distribution[72]

由于噴管擴張段在不同位置處的纖維鋪層結構會發生變化，其結構的力學性能難以分析，因此以上學者所建立的針刺圓筒型試樣件沒有考慮其在實際中的結構變化。程等[73]考慮了擴張段結構中不同部位處纖維鋪層方向和致密化程度的不同，首先對錐形件有限元模型進行離散，獲取不同離散區域中纖維的鋪層方向，并利用纖維密度計算離散區域的性能參數。之后基于Python 程序對模型的各個離散區域賦予材料參數，同時沿母線方向給模型賦予材料方向，如圖34 所示，另外基于Qt 跨平臺編程軟件實現對薄壁錐形件的參數化建模。最后通過調節纖維鋪層方向的角度，分別在垂直于內壁的方向施加均布載荷和在錐形件大端區域施加沿母線方向的拉伸載荷，分析模型的應力分布情況。結果表明：在兩種載荷作用下，錐形件表面的應力沿母線方向梯度分布，如圖35 所示。

圖34 錐形件各個區域的材料屬性和方向分布[73]Fig.34 Material properties and directional distribution in various regions of conical parts[73]

圖35 錐形件在內壓和拉伸載荷作用下的應力分布[73]Fig.35 Stress distribution of conical components under internal pressure and tensile load[73]

當模型受到垂直于內壁方向的均布載荷時，模型在大端區域的環向方向會受到較大的拉應力，當模型受到沿母線方向的拉伸載荷時，模型沿軸線方向的應力較大，兩者隨纖維鋪層角度的變化趨勢如圖36 所示。由于針刺陶瓷基復合材料的耐高溫、抗腐蝕等優點被廣泛應用在航空航天領域[74,75]，同時在復合材料熱結構可靠性評估測試中，陶瓷基復合材料的強度預示一直是難點[76,77]。王等[78]針對針刺C/C-ZrC-SiC 復合材料厚壁圓筒試驗件，開展了其在軸向和內壓雙重載荷下的強度性能實驗，獲取了厚壁圓筒件的破壞強度和失效應變，同時采用多尺度建模方法建立圓筒的有限元模型，并對其在雙向載荷作用下的力學性能進行分析，結果表明圓筒失效的主要因素時環向拉伸損傷和軸向損傷的耦合作用。以上研究針對擴張段針刺復合材料結構的應力分布及失效過程進行了研究分析，雖然在結構件和模型中對擴張段結構進行了一些簡化，但研究結果對擴張段針刺復合材料結構的設計和安全評估有重要參考意義。

圖36 S22 和S33 拉應力隨纖維鋪設角度的變化趨勢[73]Fig.36 The variation trend of tensile stress in S22 and S33 with fiber laying angle[73]

4 總結與展望

本文通過總結和評述三維針刺復合材料參數化建模及力學性能分析研究進展，對針刺復合材料及其結構的研究現狀及未來發展趨勢總結如下

1）三維針刺復合材料在成型工藝過程中，由于針刺工藝參數眾多，不同鋪層類型和刺針型號均會影響纖維的走向和分布，導致針刺預制體中的細觀結構極其復雜，難以觀測。同時針刺復合材料的力學性能由材料內部的細觀結構決定，基于理想纖維結構的幾何建模方法可以通過對針刺區域的纖維結構進行合理的簡化來預報針刺復合材料的力學性能，計算效率高，但無法準確描述針刺區域的具體纖維走向?；贛icro-CT 掃描的幾何重構建模方法可以結合體素網格劃分方法，通過構建材料的有限元單胞模型對其細觀結構進行精準表征，但基于此方法創建的模型單元數量眾多，計算效率低，且無法對針刺預制體的成型過程進行表征?；谔摂M纖維的預制體模型構建，通過模擬針刺過程可以表征針刺預制體的纖維結構變形過程，獲取不同鋪層類型下的針刺細觀結構，得到細觀纖維在針刺過程中的變形及損傷過程，但當材料中的鋪層類型、刺針型號或針刺角度等參數變化時，需要對模型進行重新構建，無法快速對不同工藝參數下針刺預制體的細觀結構進行分析。為了在針刺復合材料性能的計算準確性和計算效率之間取得平衡，可以將細觀尺度下基于針刺工藝參數的理想單胞模型與微觀尺度下基于虛擬纖維的數字單元模型結合起來，通過對疊層纖維復合料進行針刺過程模擬，得到針刺預制體的微細觀結構并用公式進行總結描述，之后基于纖維偏轉公式對不同針刺區域的單胞模型進行重構并計算其力學性能，最后結合基于針刺工藝參數構建的針刺復合材料周期性單胞模型對材料的力學性能進行預示；還可以利用機器學習方法，通過訓練模型從針刺工藝參數到材料力學性能之間的映射關系，可以在一定程度上在計算結構準確性和計算效率之間找到平衡，同時機器學習方法可以通過數據驅動的方式來對所需針刺復合材料力學性能下的針刺工藝參數進行優化，為針刺復合材料的工藝參數設計提供數據基礎。

2）目前基于實驗測試的針刺復合材料力學性能分析方法較為成熟，可以通過不同的針刺工藝參數等因素對材料力學性能的影響規律。僅依靠細觀觀測很難得到材料的細觀結構對其力學性能的影響規律，同時實驗測試成本高，效率低，因此還需要通過數值分析方法對其力學性能進行模擬研究?；跀抵祮伟Ｐ偷尼槾虖秃喜牧狭W性能分析方法在近幾年發展迅速，許多學者提出了基于材料細觀結構的單胞模型構建方法，在纖維束尺寸下構建的單胞模型中，計算效率高，但其對細觀結構進行了一些簡化，無法準確獲取材料在材料加載過程中的損傷演化規律，在微觀尺度下構建的單胞模型中，相比前者呈現了許多微細觀結構的細節，可以準確獲取不同載荷工況下材料的損傷演化規律和破壞模式，但其模型的單元數量眾多，計算效率低。因此，亟須將不同的材料單胞模型構建方法結合起來，高效準確地對針刺復合材料的力學性能進行分析研究。

3）針刺復合材料復雜結構中各處材料屬性不均勻，形狀不規則，針刺復合材料的力學性能無法等效為結構的力學性能，因此關于針刺結構的力學性能研究較少，現有的實驗及數值分析方法大多根據固體火箭發動機噴管擴張段結構建立圓筒理想試驗件及其有限元模型進行分析，在結構上進行了一些簡化，與實際服役情況的結構差別較大。針刺復合材料復雜結構的力學性能與結構各處的針刺復合材料的力學性能密切相關，目前針對針刺復合材料細觀結構以及力學性能的研究仍面臨一些困難和挑戰，如何更精準地獲取和處理材料細觀結構，建立材料有限元模型，在考慮計算效率的情況下對針刺復合材料的力學性能進行更精準的預示，以及建立針刺復合材料復雜結構力學性能的研究方法仍然是一個具有挑戰性的目標。因此，亟須建立針刺工藝參數與針刺復合材料力學性能之間的映射關系，構建材料微細觀結構到針刺復合材料宏觀結構的多尺度模型及分析方法，為針刺復合材料以及復雜結構在航空航天領域的應用提供理論基礎和技術支撐。