單向碳纖維預浸料模壓熱固化工藝及其對力學性能的影響規律

郭聰 陳福龍 李紅 蘇友煌 何霽

摘要：碳纖維增強復合材料（CFRP）具有密度小、比強度高、比模量大、抗沖擊性能好等優點，是理想的輕量化用材。CFRP的快速成形工藝能夠顯著降低其制造成本，是目前國內外研究熱點。本文在不同工藝參數條件下采用模壓熱固化工藝完成CFRP的快速固化成形，通過不同方向的拉伸和壓縮試驗對CFRP的力學行為進行了測試，最后結合各向異性失效模型對CFRP的材料參數進行了標定。試驗結果揭示了熱力工藝參數對成形性能的影響規律，為工藝窗口建立提供了一定的依據。

關鍵詞：碳纖維增強復合材料；模壓熱固化成形；各向異性失效模型；參數標定；工藝優化

中圖分類號：TQ327.3文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.01.013

基金項目：航空科學基金（201936057001）；上海市自然科學基金（19ZR1425800）；國家自然科學基金（51975364）

碳纖維增強復合材料（CFRP）具有高比強度、高比模量、耐疲勞、耐腐蝕等優勢，是理想的高性能輕量化用材[1-3]。CFRP常用的成形工藝包括模壓成形、真空袋成形、樹脂傳遞模塑成形、拉擠成形、熱壓罐成形等[4-6]。傳統的熱壓罐工藝存在工藝成本高、生產周期長、熱壓罐價格昂貴等特點[7-8]，不適用大批量零部件的成形，低成本復合材料制備工藝成為未來CFRP零件制造的一個重要發展方向[9]。模壓熱固化工藝和快速固化預浸料的發展為快速低成本CFRP零件成形提供了新的研究思路[10]。一方面，通過模壓熱固化成形CFRP零件可以集成并利用原有熱沖壓工藝平臺，對設備的成本需求大大降低；另一方面，零件生產速度快，降低了制造成本。

近年來，模壓熱固化成形獲得了廣泛的關注。Wakeman等[11]將預加熱后再模壓熱固化的工藝對三維編織碳纖維層合板進行試驗，分析了沖壓參數對成形效果的影響，其研究結果表明復合材料預熱溫度和初始固結程度是影響成形效果的兩個主要因素。Alcock等[12]針對高強度復合材料板進行模壓熱固化成形，總結出溫度和壓力是成形的主要影響因素。Lee等[13]研究了壓邊力對復合材料模壓熱固化成形的影響，發現增加壓邊力有助于改善球形制件的不對稱纖維剪切變形情況以及預防褶皺。Yanagimoto等[14]采用雙金屬薄板作為保護層和加熱介質，分別對已固化的CFRP板材進行了室溫和373K溫度下的成形試驗。研究表明，設置金屬薄板保護層，對已成形板料加熱處理，可以有效改善二次成形性能。Xie等[15]采用模壓熱固化成形工藝制備聚丙烯腈基碳纖維增強熱固性復合材料，通過試驗揭示了不同工藝參數（沖壓溫度、沖壓壓力、保壓時間、冷卻速率）對復合材料力學性能的影響。

在CFRP模壓熱固化成形過程中，隨著溫度的升高，基體樹脂會發生軟化，樹脂與纖維之間約束下降。在外力作用下纖維束間通過相互擠壓和面內剪切變形來適應曲面曲率變化，同時樹脂基體隨纖維布流動并及時填補纖維變形引入的材料空隙，從而獲得一個相對穩定的狀態[16]。在成形過程中，壓力載荷和化學固化兩種作用同時存在，熱、力載荷和固化反應之間產生強烈交互，纖維彎折、堆疊和擠壓與樹脂流動之間不易協調，對零件樹脂基體的固化程度、各鋪層間界面的結合狀態產生巨大影響。特別是不合理的熱、力工藝設計會使基體固化程度降低，缺陷數量劇增，界面結合強度減弱，內應力增加，引起局部固化狀態惡化甚至開裂[17]。另一方面，鋪層順序和方向在層合板制備過程中也至關重要。由于不同角度鋪層的各向異性，鋪層順序對層合板制備成品的強度、剛度和損傷形態都有較大的影響[18-19]。一些特殊的鋪層方式，如3D編織、縫合和Z-pin技術等[20]能有效提高層間性能。然而，由于設計復雜、工藝質量難以把控、生產成本較高、耗費時間較長等原因，3D編織和Z-pin預成形等技術在應用中存在一定局限性，目前實際成形中還難以采用。因此，CFRP的模壓熱固化過程相比于傳統金屬板材成形過程更為復雜，亟須進一步研究，為工程應用提供必要的指導。

本文針對單向碳纖維快速預浸料，搭建模壓熱固化工藝平臺，進行了不同初始壓力、固化溫度及升溫方式等工藝條件下的模壓熱固化試驗，在成形零件上切割出0°、45°和90°三個方向的試樣進行單向拉伸和單向壓縮力學性能測試，結合各向異性失效模型對CFRP的材料參數進行了標定，定量研究固化工藝參數對CFRP不同方向拉伸、壓縮及斷裂性能的影響規律，為工藝參數的優化提供可靠的指導依據。

1模壓熱固化試驗

1.1 CFRP層合板制備

試驗選用T700單向碳纖維快速固化預浸料，樹脂質量分數40%，在固化溫度成形時間為5～10min?？焖兕A浸料的優勢在于能夠降低固化時間，提高生產效率，同時保持良好的力學性能以及良好的操作性和貼合性。將單層預浸料裁成尺寸為180mm×180mm的方形，以相同的方向鋪疊20層，CFRP層合板模壓熱固化平臺如圖1所示，在上下模表面均勻涂抹脫模劑，將制備好的預浸料層合板放置在下模上，控制模具合模施加設定的初始壓力，用溫控箱控制筒形加熱器同時給上下模加熱，用壓力傳感器和7個不同位置的熱電偶分別測量固化過程中的壓力和溫度變化，將相應數據記錄在電腦端。

1.2工藝參數設計

模壓熱固化過程中，固化時間、溫度、壓力等工藝參數對碳纖維板的力學性能有重要影響[21]。為研究固化工藝參數對成形零件力學性能的影響規律，設計6組固化試驗，各組固化工藝參數的設置見表1，1～2#為直接升溫方式，從室溫直接加熱至設定固化溫度并保溫10min，3～6#為階梯式升溫方式，先從室溫加熱至90℃，保溫10min后繼續加熱至設定固化溫度并保溫10min，3#、5#、6#設置了不同的初始壓力。

圖2為固化過程中預設溫度以及7個測溫點的實際測量溫度隨時間變化曲線，基本符合固化試驗需要。圖3為各組固化過程中壓強隨溫度變化的曲線。從圖中可以看出，隨著模內溫度從室溫開始升高，模內壓強逐漸下降，在95℃左右達到最低點，隨著溫度繼續上升，壓強（壓力）開始逐漸上升，直到固化過程結束。結合固化試驗中的觀察可以發現，在初始升溫階段，樹脂逐漸融化，并在壓力的作用下流動溢出，釋放了一部分模內壓力；在95℃左右樹脂開始發生交聯反應固化，之后由于層合板受熱膨脹，壓強隨著溫度的升高逐漸上升，在溫度穩定后，壓力值也基本穩定。

2各向異性力學性能測試

2.1單向拉伸測試

為研究碳纖維板不同方向的力學性能，將固化成形的碳纖維層合板沿0°、45°、90°三個方向用水刀裁切得到測試試樣，試樣尺寸如圖4所示，試樣厚度由實際工藝條件下的固化成形零件決定。使用萬能試驗機進行單向拉伸測試，獲取各組碳纖維板不同方向的拉伸特性。通過數字圖像相關法（digital image correlation， DIC）計算測試過程中試樣的應變數據。

各組試樣不同方向的拉伸曲線如圖5所示。從拉伸曲線可以發現，不同角度的拉伸性能具有明顯差異。0°試樣的模量和強度主要取決于碳纖維，纖維為主要負載，呈脆性斷裂的特點；45°試樣的模量和強度受到樹脂基體的制約，延伸率大大降低，呈塑性斷裂的特點；90°試樣的模量和強度取決于樹脂基體，拉伸曲線呈脆性斷裂特性。

各組拉伸斷裂試樣圖6所示，每一組從左到右依次為0°試樣、45°試樣和90°試樣?？梢钥闯?，0°試樣拉伸失效模式主要是纖維的斷裂，同時局部有纖維從樹脂中剝離的現象。45°和90°試樣的拉伸失效模式主要是樹脂基體的破壞，各方向拉伸試樣的斷裂裂紋基本是沿著纖維方向進行擴展，這也表明樹脂基體的破壞是制約碳纖維板強度的重要因素。

圖7展示了不同升溫方式和初始壓力條件下的拉伸強度對比。對于不同的方向，固化工藝參數對拉伸強度影響規律也有所區別。在0°方向上，對比1#與3#和2#與4#的拉伸強度可以看出，在相同初始壓力條件下，相比于直接升溫方式，階梯式升溫更有利于減少樹脂在固化過程中的溢出量，從而提高纖維絲間的樹脂量，降低孔隙率，增加纖維間的約束作用，達到提高拉伸強度的作用。對比5#、3#和6#的拉伸強度可以得到一個簡單的規律：在相同溫度條件下，隨著初始壓力的提高，拉伸強度隨之減小，原因同樣與樹脂量相關。過高的初始壓力使成形復材減薄嚴重，樹脂的大量溢出直接影響了碳纖維之間的基體含量，造成碳纖維間空隙的增加，從而降低復材的拉伸強度。在45°和90°方向上，一般情況下較高的溫度、壓力和直接升溫方式等條件會導致拉伸強度降低，同時初始壓力過低也會導致垂直纖維方向上的拉伸強度降低。

2.2單向壓縮測試

單向壓縮測試參考ASTM-D6641標準[22]，壓縮測試過程中為防止試樣失穩，設計制作了碳纖維板的壓縮測試夾具。夾具以及試樣尺寸參數如圖8所示。試樣被4個夾塊通過緊固螺栓夾緊，兩個限位導柱限制夾塊的運動方向，通過試驗機的平板豎直方向擠壓帶動夾塊進行試樣的壓縮測試。試樣厚度由實際工藝條件下的固化成形零件決定。

使用萬能試驗機進行單向壓縮測試，各組碳纖維板不同方向的壓縮曲線如圖9所示。從壓縮曲線發現，不同角度壓縮性能差異明顯，且壓縮測試的力隨位移變化關系同拉伸測試有較大的不同，這是由于0°試樣測試區在壓縮過程中出現彎折，而45°試樣測試區在壓縮時出現纖維的轉動。0°試樣的壓縮曲線有多次的波動，而45°、90°試樣的曲線較為平緩。與拉伸曲線不同，0°試樣的壓縮位移量減小到與45°、90°試樣相當，甚至絕大多數情況，45°方向有更大的壓縮量。

各組壓縮斷裂試樣圖10所示，每一組從左到右依次為0°試樣、45°試樣和90°試樣?？梢园l現，0°試樣的壓縮斷裂存在兩種主要的失效模式，一種是沿著纖維方向撕裂，一種是發生纖維的扭折。45°、90°試樣的斷裂裂紋基本與纖維方向平行，其主要失效模式是樹脂基體的壓縮剪切破壞，斷裂裂紋基本是沿著纖維方向進行擴展；0°試樣的主要失效模式是纖維的扭折失效，如一部分試樣沿垂直纖維方向折斷（2#、3#、6#），另一部分發生沿纖維方向的開裂（1#、4#、5#），這是試樣發生樹脂剪切開裂的現象。

碳纖維板各方向試樣的壓縮斷裂強度見表3。圖11展示了不同升溫方式和初始壓力條件下的壓縮強度對比。在0°方向上，對比1#與3#和2#與4#的壓縮強度可以看出，在相同的初始壓力下，固化溫度對碳纖維板的壓縮強度起到主要影響，壓縮斷裂強度隨固化溫度升高而提高，而升溫方式的影響不明顯。提高固化溫度有利于提高樹脂的固化度及纖維與樹脂的黏合度，從而提高軸向壓縮強度。對比5#、3#和6#的拉伸強度可以發現，在相同溫度條件下，隨著初始壓力的提高，壓縮強度也隨之提高，合理提高固化壓力有利于降低孔隙率，增加纖維間的約束作用，達到提高壓縮強度的作用。初始固化壓力對45°、90°試樣的壓縮強度影響較小。

3力學性能表征

3.1 CFRP失效模型

目前，用于判斷復合材料強度失效的準則有很多，其中Pinho等[23-24]將復合材料的失效模式分為纖維拉伸失效、基體拉伸失效、基體壓縮失效和纖維扭結失效，Pinho準則試驗量適中，參數簡潔，本文主要參考該準則。如圖12所示，設a、b、c分別表示單向CFRP的軸向、橫向和厚向，？為斷裂面角度，σn為斷裂面上正應力，τT為斷裂面上垂直纖維方向（垂向）的切應力，τL為斷裂面上沿纖維方向（縱向）的切應力。

3.2材料參數標定

基于Pinho失效準則，根據試驗獲取材料參數，對碳纖維層合板的力學性能參數進行標定。圖14為測量的橫向壓縮斷裂界面角度，力學性能參數標定結果見表4。

3.3工藝參數對性能影響分析

3.3.1對彈性性能的影響

從升溫方式角度來看，對比1#試樣和3#試樣，階梯式升溫方式使軸向彈性模量降低了0.3%，橫向彈性模量提高了1.3%，泊松比減小了8.5%。相似地，對比2#試樣和4#試樣，階梯式升溫方式使軸向彈性模量降低了2.0%，橫向彈性模量提高了1.3%，泊松比減小了0.7%。另外，直接升溫方式使樹脂具有更快的軟化速率，更多的樹脂在壓力作用下溢出，導致板厚減小?？梢园l現，通過階梯式的升溫方式，可以增加樹脂固化反應時間，有效提高基體材料的彈性模量，其中橫向的彈性模量提升效果更為顯著。從固化溫度的角度來看，對比1#試樣和2#試樣，較高的固化溫度使得軸向彈性模量提高了3.1%，橫向彈性模量提高了7.2%，泊松比增加了9.3%。相似地，對比3#試樣和4#試樣，較高的固化溫度使得軸向彈性模量提高了1.4%，而橫向彈性模量提高了9.4%，泊松比增加了26.5%?？梢园l現，150℃相比于120℃更有利于使樹脂完全固化，基體材料的彈性性能有明顯的提高。

從初始壓力的角度來看，對比5#試樣、3#試樣和6#試樣，隨著初始壓力的升高，軸向彈性模量分別增加了11.1%和4.7%，橫向彈性模量分別增加了0.4%和3.9%，泊松比分別增加了3.0%和39.3%?？梢园l現，增加初始壓力有利于提高成形復材的彈性模量，但初始壓力過大也會使樹脂大量溢出，減薄嚴重，影響零件的綜合性能。

3.3.2對斷裂強度的影響

從升溫方式角度來看，對于拉伸強度而言，對比1#試樣和3#試樣，階梯式升溫方式使軸向拉伸強度提高了35.1%，橫向拉伸強度提高了36.8%；對比2號試樣和4號試樣，階梯式升溫使軸向拉伸強度提高了60.5%，橫向拉伸強度提高了28.0%?？梢园l現，階梯式升溫方式不僅提高了樹脂基體的強度，而且有利于樹脂在反應過程中與碳纖維之間的黏合，對成形復材拉伸強度具有顯著的提升作用。對于壓縮強度而言，3#試樣相比于1#試樣軸向壓縮強度降低了6.9%，橫向壓縮強度提高了17.4%；4#試樣相比于2#試樣軸向壓縮強度提高了0.7%，橫向壓縮強度降低了6.3%?？梢园l現，升溫方式對復材軸向壓縮強度的影響較小，對橫向壓縮強度的影響更為明顯，總體上有利于強度的提高。

從初始壓力的角度來看，對比5#試樣、3#試樣和6#試樣，隨著初始壓力的提高，復材軸向拉伸強度先降低8.2%，再降低3.5%；橫向拉伸強度先提高70.3%，再降低36.1%；軸向壓縮強度先提高6.7%，再提高15.6%；橫向壓縮強度先降低4.3%，再降低29.7%?？梢园l現，過低的初始壓力會導致過多的基體承載，造成橫向拉伸強度的降低，同時復合材料在承受軸向壓縮時更傾向于發生基體的剪切失效；相反，過高的初始壓力使成形復材減薄嚴重，樹脂的大量溢出影響了碳纖維之間的基體含量，造成碳纖維間空隙的增加，從而降低復合材料的軸向拉伸強度。

以90°試樣拉伸和壓縮斷裂為例，破壞形式分別為基體拉伸失效和基體壓縮失效，根據失效準則式（3）和式（8），在斷裂面上，當τL= 0或τT= 0時，有關于正應力與切應力的失效包絡線如圖15所示。

從斷裂面失效包絡線可以發現，采用階梯式升溫方式時，基體的剪切系數提高，可承受的拉應力也提高；隨著固化溫度提高，基體的剪切系數增強，可承受的拉應力減??；隨著初始壓力的增加，基體的剪切系數影響較小，基體可承受的剪切強度明顯下降，基體可承受的拉應力先增加后減小。由此可以得出工藝條件對基體強度的影響規律：階梯式升溫方式可以整體提升基體強度，較高的固化溫度可以提高基體受壓時的強度，而過低或過高的初始壓力都不利于基體強度。

4結論

本文搭建碳纖維預浸料模壓熱固化平臺，針對單向鋪疊的快速預浸料纖維布進行不同工藝條件下的模壓熱固化成形試驗。設計測試夾具，通過萬能試驗機對碳纖維板進行不同方向的力學性能測試，實現對碳纖維快速預浸料從制備到固化成形再到性能測試的全過程研究，得到如下結論。

（1）樹脂在固化過程中的流動溢出量與升溫方式和初始壓力密切相關。相比于直接升溫至固化溫度，階梯式升溫更有利于減少樹脂在固化過程中的溢出量，對提高板厚有促進作用；初始壓力對樹脂溢出量具有更直接的影響，過高的初始壓力會使樹脂大量溢出，碳纖維間空隙增加，成形復合材料減薄嚴重，從而影響零件的綜合性能。

（2）固化工藝參數對復合材料性能具有明顯的影響。階梯式升溫方式更有利于保證樹脂固化度，提高纖維樹脂間的結合強度，使拉伸強度得到明顯的提高，但對壓縮強度的影響較小，150℃比120℃更適合作為該牌號碳纖維快速預浸料的固化溫度。另一方面，隨著初始壓力的提升，板料的彈性模量和軸向壓縮強度均有所提高，但由于樹脂的大量溢出直接影響了碳纖維之間的基體含量，軸向拉伸強度有所下降。

（3）總結上述影響規律可以得到以下優化機制：通過調整固化溫度、升溫方式、初始壓力等工藝參數可以改變材料的厚度、樹脂固化度以及纖維-樹脂結合力，從而影響成形零件的綜合力學性能。該影響規律對優化單向碳纖維快速預浸料模壓熱固化工藝，提高復合材料成形性能有重要的指導意義。

參考文獻

[1]趙稼祥. 2008世界碳纖維前景會[J].高科技纖維與應用， 2008（5）：1-6. Zhao Jiaxiang. Global outlook for carbon fiber[J]. Hi-Tech Fiber andApplication， 2018（5）： 1-6. （in Chinese）

[2]沈軍，謝懷勤.先進復合材料在航空航天領域的研發與應用[J].材料科學與工藝， 2008（5）： 737-740. Shen Jun， Xie Huaiqin. Development of research and application of the advanced composite materials in the aerospace engineering[J]. Materials Science and Technology， 2008（5）： 737-740. （in Chinese）

[3]程健男，徐福泉，張體磊.樹脂基復合材料在直升機的應用及其制造技術[J].航空科學技術， 2021， 32（1）： 109-114. Cheng Jiannan， Xu Fuquan， Zhang Tilei. Application and manufacturing technology of composites in helicopter[J]. Aeronautical Science & Technology， 2021， 32（1）： 109-114. （in Chinese）

[4]田琳娜.碳纖維增強熱塑性樹脂基復合材料的成形工藝及力學性能研究[D].長春：長春工業大學，2012. Tian Linna. Study on forming process and mechanical properties of carbon fiber reinforced thermoplastic resin based composite material[D]. Changchun： Changchun University of Technology， 2012. （in Chinese）

[5]張亞萍.石墨烯改性碳纖維增強環氧樹脂基復合材料的制備與性能研究[D].上海：上海大學，2019. Zhang Yaping. The preparation and performance research on graphene modified carbon fiber/epoxy resin composites[D]. Shanghai： Shanghai University， 2019. （in Chinese）

[6]黃家康.復合材料成形技術及應用[M].北京：化學工業出版社，2011. Huang Jiakang. Composite material molding technology and application[M]. Beijing： Chemical Industry Press， 2011. （in Chinese）

[7]張璇，沈真.航空航天領域先進復合材料制造技術進展[J].紡織導報，2018（S1）：72-79. ZhangXuan，ShenZhen.Progressinmanufacturing technology of composite materials in the aerospace field[J]. China Textile Leader， 2018（S1）： 72-79. （in Chinese）

[8]胡曉睿.復合材料整體結構成形降低飛行器制造成本[J].國防制造技術，2011（1）：32-34. Hu Xiaorui. Composite material integral structure forming reduces aircraft manufacturing cost[J]. Defense Manufacturing Technology， 2011（1）： 32-34. （in Chinese）

[9]朱苗，高麗紅，劉剛，等.民用飛機VARI碳纖維復合材料性能研究[J].航空科學技術， 2017， 28（10）： 35-39. Zhu Miao， Gao Lihong， Liu Gang， et al. Properties research of VARI carbon fiber composite for civil aircraft[J]. Aeronautical Science & Technology， 2017，28（10）： 35-39. （in Chinese）

[10]張衡.編織碳纖維增強熱塑性復合材料疊層模型及熱沖壓工藝研究[D].上海：上海交通大學，2017. Zhang Heng. Lamination model and thermoforming process investigation of carbon woven fabric reinforced thermoplastic composites[D]. Shanghai： Shanghai Jiao Tong University， 2017. （in Chinese）

[11]Wakeman M D，Zingraff L，Bourban P E，et al. Stamp forming of carbon fibre/PA12 composites：a comparison of a reactive impregnation process and a commingled yarn system[J]. Composites Science and Technology，2006，66（1）：19-35.

[12]Alcock B，Cabrera N O，Barkoula N M，et al. Direct forming of all- polypropylene composites products from fabrics made of co-extruded tapes[J]. Applied Composite Materials，2009，16（2）：117-134.

[13]Lee J S，Hong S J，Yu W R，et al. The effect of blank holder force on the stamp forming behavior of non-crimp fabric with a chain stitch[J]. Composites Science and Technology，2007，67（3）：357-366.

[14]Yangimoto J，Ikeuchi K. Sheet forming process of carbon fiber reinforced plastics for lightweight parts[J]. Cirp Annals Manufacturing Technology，2012，61（1）：247-250.

[15]Xie J，Wang S，Cui Z，et al. Process optimization for compression molding of carbon fiber reinforced thermosetting polymer[J]. Materials，2019，12（15）：2430.

[16]韓賓，王宏，于楊惠文，等.碳纖維增強熱塑性復合材料盒形件熱沖壓成形研究[J].航空制造技術，2017，60（16）：40-45. Han Bin， Wang Hong， Yu Yanghuiwen， et al. Hot stamping of carbon fiber-reinforced thermoplastic composite boxes[J]. Aeronautical Manufacturing Technology， 2017，60（16）： 40-45.（in Chinese）

[17]曹景斌，王松，章強.樹脂基復合材料濕熱壓縮性能研究[J].航空科學技術， 2020， 31（3）： 47-52. Cao Jingbin，Wang Song，Zhang Qiang. Research on resin composite hydrothermal compressive properties[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（3）： 47-52. （in Chinese）

[18]Chen J Q，Takezono S，Nagata M，et al. Influence of stacking sequence on the damage growth in quasi-isotropic CFRP laminates[J]. Materials Science Research International，2001，7（3）：178-185.

[19]莊福建，陳普會.纖維增強復合材料層合結構虛擬試驗技術[J].航空科學技術， 2019， 30（10）： 1-15. Zhuang Fujian， Chen Puhui. Virtual testing of fiber reinforced composite laminated structures[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019， 30（10）： 1-15. （in Chinese）

[20]鄭錫濤，羅貴，李宇徒.復合材料層間性能改善方法研究進展[J].航空制造技術，2013，56（15）：26-29. Zheng Xitao， Luo Gui， Li Yutu. Review of methods on improving interlaminar properties of composites laminate[J]. Aeronautical Manufacturing Technology， 2013，56（15）： 26-29.（in Chinese）

[21]Guo C，He J，Su Y H. Thermo-stamping co-curing process for CFRP/steelhybridsheetsanditsinterfacestrength improvement[J]. Composite Structures，2020，241：112108.

[22]ASTM International. ASTM D6641/D6641M-16Standard test method for compressive properties of polymer matrix composite materials using a combined loading compression（clc）test fixture[S]. West Conshohocken，PA：ASTM International，2016.

[23]Pinho S T，Iannucci L，Robinson P. Physically-based failure models and criteria for laminated fiber-reinforced composites with emphasis on fiber kinking：Part I：Development[J]. Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2006，37（1）：63-73.

[24]Pinho S T，Iannucci L，Robinson P. Physically based failure models and criteria for laminated fiber-reinforced composites with emphasis on fiber kinking. Part II：FE implementation[J]. Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2006，37（5）：766-777.

Compression Molding and Curing Process of Unidirectional Carbon Fiber Composite and Its Effect on Mechanical Property

Guo Cong1，2，Chen Fulong3，Li Hong3，Su Youhuang1，2，He Ji1，2

1. State Key Laboratory of Mechanical System and Vibration，Shanghai Jiao Tong University，Shanghai 200240，China

2. Shanghai Key Laboratory of Digital Manufacture for Thin-walled Structures，Shanghai Jiao Tong University，Shanghai 200240，China

3. AVIC Manufacturing Technology Institute，Beijing 100024，China

Abstract： Carbon Fiber Reinforced Plastics （CFRP） has the advantages of low density， high specific strength， large specific modulus and good impact resistance. It is an ideal material for lightweight component. The fast curing process will significantly reduce the manufacturing cost of CFRP， and has become a hot research issue. In this paper， several CFRP laminates are fabricated by compression molding and curing process under different process parameters. The mechanical behavior of the laminates in different directions is tested by tensile and compression experiments， and the material parameters of CFRP are calibrated with an anisotropic failure model. The experimental results reveal the influence law of the process parameters on the forming behavior， which provides a certain basis for the establishment of the process window.

Key Words： CFRP； compression molding and curing process； anisotropic failure model； parameter calibration； process optimization

3066500338279