研究背景

能否提高对复杂载荷下材料变形和破坏的定量理解是下一代临近空间飞行器发展的关键挑战。目前，用于新一代航空航天任务的备选材料经历了昂贵的开发和认证周期，但由于对实际工况中加载条件评估不充分，从而导致对最终诱导结构破坏的损伤机制的理解不全面。

2022年，《Composite Science and Technology》期刊发表了美国犹他大学机械工程系研究人员利用X射线断层扫描技术研究双轴应力状态复合材料弹塑性变形和渐进损伤行为的相关工作。

该工作作为μCT技术的概念验证，设计了两种先进复合材料的双轴拉伸试验。研究用于降落伞减速器的防撕裂尼龙织物（尼龙66）的变形破坏行为和火箭燃料和氧化剂灌的碳/环氧胶带层合板的损伤演化行为。尼龙66材料施加1:1和1:2载荷后测量织物孔隙率的增量和单个纤维矫直度的变化值，利用双轴应力层合板试样的X射线μCT图像记录了相邻层间裂纹的起始和厚度演变。研究表明：新的双轴测试方法可以从微观尺度观测到材料的变形和损伤演化过程。

原位双轴加载系统

图1 (a)原位双轴加载框架 (b)夹持臂 (c)垂直碳/环氧框架柱

表1 原位双轴加载系统规格参数

原位X光扫描参数和光束线

该研究工作中三维断层图像是在测试仪器180°旋转时收集的X射线片生成的，试验件的CT单个扫描时间约为5分钟。所有断层扫描均在白光模式下进行，ALS光源释放X射线能谱穿透试验件。利用闪烁体将X光片转换为可见光，通过工业相机进行捕获。每组扫描的原始数据是收集到的2625张曝光时间为100ms的X射线线片。

图2 原位双轴加载系统利用ALS 8.3.2光源

材料一（尼龙66）的变形破坏行为

图3 尼龙66试验件的几何尺寸（x-y坐标对应全局加载方向，1-2坐标对应中心区域的局部材料方向）

试样在1：1（x：y）拉-拉载荷比下进行测试。研究人员发现在破坏载荷450N之前，测量区中心应变比约为1.2：1。并基于此，设计了150N、300N加载间隔的X成像。

图4 施加1:1双轴载荷时相邻编织层空隙的演变过程

研究人员发现，从纤维间孔隙度来看，在轻微的预载荷（基线扫描）下，间隙开度从2.2%分别变化到150 N和300 N双轴载荷下的3.0%和5.0%。

图5 不同载荷比下单个双向纤维成像进行分割后的结果

研究人员对单个纤维成像进行分割，对光纤局部曲率、面内(1-2平面)光纤弯曲、面外（2-3平面）光纤弯曲三个方面在3个载荷比下进行了比较，发现了施加双轴载荷会导致纤维曲率的减小和面外弯曲。

材料二（碳/环氧胶带层合板）的裂纹形成

图6 碳/环氧胶带层合板试验件的几何尺寸

为了让此种构型的双轴十字型试验件的加载过程中，复合胶带层合板试样的厚度区域逐渐演变成全厚度损伤，更好地观测端口的渐进损伤过程，研究人员设计了铺层顺序和预制裂纹。试验件中心区域的铺层顺序为[45/60/90/60/0]s，并在45°表面层启动垂直裂纹。

图7 不同载荷比下断裂面的演变过程

图8 考虑裂缝长度、间距、断口位移的3D损伤视图

综合分析断面演化过程，研究人员得到了以下的实验结果及分析：

1、45°铺层表面的开裂伴随着60°铺层裂纹生长。一旦45°断开，由于60°铺层的横向断裂韧性大于整个层合板的断裂韧性，会导致大量针脚形状的裂纹形成；

2、90°层的损伤更加稳定，表面层中加工缺口和垂直裂纹的影响会迅速衰减，减缓了内部层合板中裂纹的扩展速度；

3、90°层的所有20个缝线裂缝都是由60°层的9个不同裂缝演变而来的，能够直观看到裂纹加粗；

4、综合考量45°、60°、90°铺层，由于预制裂纹的存在，在层合板的表面层中会形成许多裂纹，但只有少数优势裂纹会向层合板的中间层扩展。

全文总结

1、当载荷从20N的预紧力增加到300N的均匀双轴张力时，尼龙66材料的间隙可以增加一倍以上。随着双轴载荷的增加，纤维的曲率和面外弯曲明显减少。由于摩擦力和纤维缠结，单个纤维在双轴载荷作用下不表现出显著的面内运动；

2、当相邻层间界面角较小时，相邻层间裂纹可同时演化，且不发生分层扩展。损伤不会独立演化，也不会脱离已有的损伤，它们是由于相邻层的损伤引起的应力集中而演变的；

3、新的X射线断层扫描技术双轴测试方法可以从微观尺度观测到材料的变形和损伤演化过程，对多轴复杂应力下力学测试的同步可视化提供了借鉴。

原文：

French J , Dahlkamp C , Befus E ,et al.In-situ imaging of advanced materials subjected to in-plane biaxial loading using X-ray micro-computed tomography[J].Composites science and technology, 2022.