李紹春,熊峻江

(北京航空航天大學(xué)飛行器運(yùn)用系,北京100191)

復(fù)合材料膠接修補(bǔ)件力學(xué)性能的實(shí)驗(yàn)研究與數(shù)值模擬

李紹春,熊峻江

(北京航空航天大學(xué)飛行器運(yùn)用系,北京100191)

進(jìn)行復(fù)合材料修補(bǔ)的鋁合金板的靜強(qiáng)度實(shí)驗(yàn),測(cè)定載荷-位移曲線,分析破壞機(jī)理,并討論了膠層材料性能、復(fù)合材料補(bǔ)片性能與厚度等因素對(duì)修補(bǔ)件靜強(qiáng)度的影響;建立了修補(bǔ)件的三維有限元模型,模擬修補(bǔ)件的載荷-位移曲線和應(yīng)力分布,驗(yàn)證了模型的有效性;根據(jù)應(yīng)力分布計(jì)算結(jié)果和失效準(zhǔn)則,預(yù)測(cè)初始損傷及裂紋產(chǎn)生的位置,并估算破壞強(qiáng)度,預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。

膠接修補(bǔ);復(fù)合材料補(bǔ)片;力學(xué)性能;數(shù)值模擬;破壞預(yù)測(cè)

載荷和環(huán)境等因素作用,以及材料與結(jié)構(gòu)固有的初始缺陷,常常會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷,比如機(jī)體裂紋和表面腐蝕損傷等,如未能及時(shí)發(fā)現(xiàn)并加以修理,必然會(huì)導(dǎo)致嚴(yán)重的后果。為了恢復(fù)損傷結(jié)構(gòu)的使用功能和結(jié)構(gòu)完整性,需對(duì)這些損傷結(jié)構(gòu)進(jìn)行合理的修理甚至更換。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料修補(bǔ)始于20世紀(jì)70年代初期,澳大利亞航空和海運(yùn)研究室(AMRI)的Baker博士首先采用炭纖維增強(qiáng)塑料(CFRP)和硼纖維增強(qiáng)塑料(T3FRP),修補(bǔ)了澳大利亞皇家空軍的大力士C-130、幻影 F-111、麥卡奇等飛機(jī)結(jié)構(gòu);此后,美國(guó)于20世紀(jì)80年代也使用復(fù)合材料對(duì)C-141飛機(jī)結(jié)構(gòu)和C-141T3型武器系統(tǒng)進(jìn)行了修補(bǔ)[1-3]。與傳統(tǒng)機(jī)械鉚接或焊接方法相比,復(fù)合材料修補(bǔ)具有明顯的優(yōu)勢(shì):(1)復(fù)合材料補(bǔ)片的形狀易成型;(2)維修方便,且維修時(shí)間與周期縮短,降低成本、提高效率;(3)顯著改變應(yīng)力傳遞路徑,并降低裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子,改善結(jié)構(gòu)的長(zhǎng)期耐久性;(4)復(fù)合材料補(bǔ)片質(zhì)量輕、耐腐蝕和抗磨損性能良好。據(jù)統(tǒng)計(jì),至1998年,復(fù)合材料用于各類飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷修復(fù)已經(jīng)超過(guò)10000例[4]。由此可見,采用高強(qiáng)度復(fù)合材料膠接修補(bǔ)損傷飛機(jī)結(jié)構(gòu)已進(jìn)入實(shí)用階段,其修補(bǔ)技術(shù)引起人們廣泛興趣,并進(jìn)行了大量的理論與實(shí)驗(yàn)研究。

Kumar[5]進(jìn)行了多種形狀補(bǔ)片修補(bǔ)含中心裂紋薄板的靜強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)研究,并以修補(bǔ)后應(yīng)力強(qiáng)度因子為判據(jù),得出最佳補(bǔ)片形狀依次為多邊形、長(zhǎng)方形、橢圓形、方形和圓形。Schubbe[6]實(shí)驗(yàn)得出:較長(zhǎng)的補(bǔ)片可減少脫膠的可能性,延長(zhǎng)疲勞壽命。而增加補(bǔ)片厚度可減輕補(bǔ)片的載荷負(fù)擔(dān),但同時(shí)也會(huì)增加膠黏層傳遞載荷的負(fù)擔(dān),導(dǎo)致膠層過(guò)早脫膠。Rao[7]等實(shí)驗(yàn)表明:當(dāng)使用塑性較好的玻璃纖維-環(huán)氧樹脂作為補(bǔ)片時(shí),能極大提高修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度和疲勞壽命。Hosseini[8]等實(shí)驗(yàn)得出:當(dāng)母板為薄板,使用較厚的16層補(bǔ)片時(shí),修補(bǔ)件裂紋擴(kuò)展壽命增加236%;母板為厚板時(shí),使用較薄的4層補(bǔ)片只能將修補(bǔ)件裂紋擴(kuò)展壽命延長(zhǎng)21%～35%,而較厚的8層和16層補(bǔ)片效果比4層補(bǔ)片更差。Klug[9]實(shí)驗(yàn)測(cè)定了含有帶邊緣裂紋的中心孔的金屬板的疲勞性能,實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:母板厚度對(duì)修補(bǔ)后的應(yīng)力強(qiáng)度因子的影響明顯。Jones[10]對(duì)錨固件上孔邊裂紋和損壞把手上的裂紋的修補(bǔ)進(jìn)行了大量的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值研究,研究發(fā)現(xiàn):復(fù)合材料膠接修補(bǔ)能提高厚實(shí)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命,需對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行全3D應(yīng)力分析,并對(duì)修補(bǔ)可能引起的層間破壞進(jìn)行深入研究,才能保證修補(bǔ)工作順利完成。Klug[11]對(duì)炭-環(huán)氧復(fù)合材料補(bǔ)片修補(bǔ)2024-T3鋁合金板進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究,其結(jié)果表明:單面修補(bǔ)可以使修補(bǔ)件疲勞壽命提高4～5倍,而雙面修補(bǔ)可高達(dá)10倍以上。孫洪濤[12]等采用不同材料與不同幾何尺寸的補(bǔ)片,單邊和雙邊修補(bǔ)了含中心裂紋的鋁合金板,并進(jìn)行了靜強(qiáng)度和疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn),分析了修補(bǔ)方式、修補(bǔ)材料與幾何尺寸對(duì)修補(bǔ)性能的影響。Xiong[13]等對(duì)復(fù)合材料修補(bǔ)的金屬板進(jìn)行了靜強(qiáng)度和疲勞實(shí)驗(yàn)研究,根據(jù)破壞過(guò)程和斷口形狀,分析了修補(bǔ)件的破壞機(jī)理,并發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料修補(bǔ)可以極大提高破損結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度和疲勞壽命。

近年來(lái),數(shù)值方法被廣泛應(yīng)用于復(fù)合材料修補(bǔ)設(shè)計(jì),Okafor[15]等采用二維有限元分析了單面膠接修補(bǔ)的含中心裂紋板的應(yīng)力應(yīng)變分布,但是,幾何線性的應(yīng)力應(yīng)變分析結(jié)果不精確。Oterkus[16]和Sekine[17]將母板、膠層和補(bǔ)片視為單獨(dú)層,且將膠層當(dāng)作連續(xù)彈性體,改進(jìn)了以往分析中將膠層簡(jiǎn)化為剪切彈簧(非連續(xù)體)的缺陷,建立了二維兩層模型,計(jì)算了裂紋板在修補(bǔ)后的裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子,給出了比一維Mitchelh模型更好的分析結(jié)果。Tsamasphyros[18]采用二維兩層模型,并考慮非線性因素的影響,分析了復(fù)合材料修補(bǔ)的含裂紋鋁板的應(yīng)力強(qiáng)度因子,發(fā)現(xiàn)母板和補(bǔ)片的幾何與材料非線性對(duì)修補(bǔ)件的破壞過(guò)程起著緩解作用。Ouinas[19]和Laboulsi[20]等將母板和膠層視為線彈性材料,復(fù)合材料補(bǔ)片當(dāng)做正交各向異性線彈性材料,選取J-積分作為裂紋尖端起裂的判據(jù),模擬了修補(bǔ)件裂紋擴(kuò)展的過(guò)程與機(jī)理。Oudad[21]等采用三維非線性有限元方法,研究了復(fù)合材料修補(bǔ)、膠黏劑性能和裂紋深度對(duì)裂紋尖端塑性區(qū)大小的影響,研究結(jié)果表明:復(fù)合材料補(bǔ)片明顯降低了裂紋尖端塑性區(qū)的大小。

本研究開展未修補(bǔ)件、不同復(fù)合材料補(bǔ)片的修補(bǔ)件和不同黏結(jié)劑的修補(bǔ)件靜強(qiáng)度實(shí)驗(yàn),以觀測(cè)其破壞機(jī)理,驗(yàn)證復(fù)合材料修補(bǔ)件性能分析模型的有效性及精度;建立三維有限元模型,模擬了修補(bǔ)件應(yīng)力應(yīng)變分布,預(yù)測(cè)了膠層的失效位置及過(guò)程。

1 實(shí)驗(yàn)

試樣分為7組,每組所使用的修補(bǔ)材料和黏結(jié)劑種類如表1所示。采用L Y12CZ作為試樣母件材料,選取 T300/3234,G803/3242和 SW220/2322作為補(bǔ)片,J-47A和SY-24C作為黏結(jié)劑,在金屬母板中央加工直徑40mm和深度1.5mm的未穿透圓孔模擬腐蝕損傷狀況,含未穿透圓孔金屬母件的幾何外形和尺寸如圖1所示,修補(bǔ)試樣是在含未穿透圓孔金屬母板基礎(chǔ)上,膠接復(fù)合材料補(bǔ)片進(jìn)行修補(bǔ),其幾何外形和尺寸如圖2所示。修補(bǔ)件修補(bǔ)過(guò)程如下:溫度先升高到160℃保持2h,接著升高到200℃保持1h,最后自然冷卻至室溫。對(duì)各組試樣進(jìn)行沿長(zhǎng)度方向的單向拉伸實(shí)驗(yàn),每組3個(gè)試樣,測(cè)定其拉伸強(qiáng)度,實(shí)驗(yàn)在MTS880-500KN實(shí)驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行,測(cè)試環(huán)境為室溫大氣,溫度為20℃±3℃,相對(duì)濕度50% ±10%,實(shí)驗(yàn)過(guò)程中采取連續(xù)加載,實(shí)驗(yàn)機(jī)自動(dòng)記錄載荷-位移曲線(如圖3,4所示)。根據(jù)載荷-位移曲線,得到各試樣失效載荷(見表2)。需要注意的是,試樣失效載荷是進(jìn)入非線性段后的最大承載載荷,并不是線性和非線性段的轉(zhuǎn)折點(diǎn);表2中的增幅是指與未修補(bǔ)試件相比,修補(bǔ)試件的破壞荷載的增加。圖5,6示出了修補(bǔ)試樣的破壞形貌和斷口位置。

表1 各組實(shí)驗(yàn)所用材料Table 1 Materials used by experiments

表2 拉伸失效載荷實(shí)驗(yàn)結(jié)果(單位:N)Table 2 Experimental data for tension failure load(unit:N)

從表2可以看到,A,B,C和E組的復(fù)合材料補(bǔ)片具有相同的厚度,與未修補(bǔ)的試件 F組相比,它們的拉伸強(qiáng)度提高了40%以上,因此,對(duì)試件A,B,C和 E所做的措施對(duì)于防止含缺陷件的靜強(qiáng)度破壞具有很好的補(bǔ)強(qiáng)效果,這是因?yàn)樾扪a(bǔ)過(guò)程改善了修補(bǔ)件內(nèi)部的殘余應(yīng)力狀況,減小了應(yīng)力集中程度,從而提高了結(jié)構(gòu)的抗拉強(qiáng)度。從表2還可以看到,試件組A,B,C,E和 G的拉伸強(qiáng)度很接近:(1)試件A,B,C和E的復(fù)合材料補(bǔ)片厚度相同,它們的靜拉伸強(qiáng)度的均值都分布在70724N到81050N的范圍區(qū)間里,最大偏差也僅為12.7%;(2)試件組A,B,C,E和 G的靜拉伸強(qiáng)度的均值也很接近,其最大偏差為16.4%。說(shuō)明采用相同厚度的不同的復(fù)合材料補(bǔ)片單面修補(bǔ)缺陷件會(huì)得到相近的拉伸強(qiáng)度,補(bǔ)片的材料類型并不會(huì)對(duì)修補(bǔ)件的靜強(qiáng)度產(chǎn)生明顯的影響。表2還指出,相對(duì)于未修補(bǔ)試件F,試件D的拉伸強(qiáng)度僅增加4.2%,試件D和F的靜拉伸性能都受到了極大的削弱,其靜拉伸強(qiáng)度均值均比完好試件 G降低40%左右,表明當(dāng)單面修補(bǔ)缺陷件時(shí),補(bǔ)片厚度會(huì)很大程度上影響修補(bǔ)件的靜強(qiáng)度;(3)根據(jù)國(guó)內(nèi)對(duì)直八艙底裂縫的復(fù)合材料修補(bǔ)以及大黃蜂直升機(jī)葉片的野外現(xiàn)場(chǎng)復(fù)合材料修補(bǔ)的結(jié)果來(lái)看,補(bǔ)強(qiáng)與修補(bǔ)過(guò)程中的質(zhì)量控制有很大關(guān)系。

2 有限元模擬及驗(yàn)證

復(fù)合材料膠接修補(bǔ)后的結(jié)構(gòu)內(nèi)部呈現(xiàn)復(fù)雜的三維應(yīng)力狀態(tài),特別是作為膠接橋梁的膠層的三維應(yīng)力狀態(tài)就更為復(fù)雜,并且結(jié)構(gòu)內(nèi)部應(yīng)力狀態(tài)隨補(bǔ)片參數(shù)(長(zhǎng)度、寬度、厚度、形狀和鋪層順序)和膠膜參數(shù)變化而改變,因此,建立有效的有限元模型是修補(bǔ)件分析的首要條件。由于鋁合金具有很強(qiáng)的塑性,修補(bǔ)件的鋁合金母件簡(jiǎn)化為線彈性材料,黏結(jié)劑為SY-12C可視為各向同性的線彈性材料,復(fù)合材料補(bǔ)片則為正交各向異性,其主方向與母板的長(zhǎng)寬厚方向一致,其中第一主方向與母板長(zhǎng)度方向一致。表3,4列出了各種材料的性能參數(shù)。根據(jù)修補(bǔ)件在長(zhǎng)度和寬度方向上的對(duì)稱性,選取1/4修補(bǔ)件結(jié)構(gòu)建模(如圖7所示),模型使用了20640個(gè)單元,產(chǎn)生了23903個(gè)節(jié)點(diǎn)。由于在補(bǔ)片的邊緣和圓孔邊上存在剪應(yīng)力集中,因此,在此兩處加大網(wǎng)格的劃分密度。有限元模型的約束和加載條件分別為對(duì)稱約束和在修補(bǔ)件自由端沿長(zhǎng)度施加均布載荷(如圖7所示)。

表3 LY12CZ和SY-24C材料性能Table 3 Material properties of L Y12CZ and SY-24C

表4 復(fù)合材料補(bǔ)片性能Table 4 Material properties of T300/3234 composites patch

圖7 有限元網(wǎng)格模型Fig.7 FE model

由于復(fù)合材料補(bǔ)片和金屬母板彈性模量的差異很大,會(huì)在膠層和母板之間的界面產(chǎn)生很大的剪切力,因此,宜采用最大剪應(yīng)力理論作為膠層開裂的判據(jù)。膠層破壞后,整個(gè)結(jié)構(gòu)的承載能力會(huì)降低,所以,不能施加力載荷,而在修補(bǔ)件自由端施加位移載荷,模擬膠層破壞過(guò)程;模擬過(guò)程中,采用單元?dú)⑺兰夹g(shù),將單元?jiǎng)偠染仃嚦艘詷O小的數(shù),消除它對(duì)總體剛度矩陣的影響,達(dá)到將單元?dú)⑺赖哪康?以模擬膠層單元的破壞。由于殺死單元的操作只能在前置處理階段進(jìn)行,因此,在通過(guò)求解找到超過(guò)失效判據(jù)的單元之后,應(yīng)結(jié)束求解階段,重新進(jìn)入前置處理階段進(jìn)行單元的殺死操作。具體的步驟如下:施加位移載荷,進(jìn)行模擬,存儲(chǔ)單元的應(yīng)力應(yīng)變狀態(tài),依據(jù)最大剪應(yīng)力理論準(zhǔn)則,判斷哪些單元破壞,并將破壞單元?dú)⑺?模擬膠層的開裂過(guò)程,再計(jì)算修補(bǔ)件兩端的受力;如此循環(huán)往復(fù),便可模擬膠層的破壞過(guò)程。有限元模擬未修補(bǔ)件和修補(bǔ)件的載荷-位移曲線如圖3,4所示,由圖3,4可以看到,模擬曲線與試驗(yàn)曲線吻合良好,驗(yàn)證了有限元模型的有效性。

3 失效預(yù)測(cè)

有限元模擬未修補(bǔ)件和修補(bǔ)件的應(yīng)力分布分別如圖8～10所示。從圖8可以看出,在未修補(bǔ)鋁合金板的對(duì)稱截面的圓孔邊緣,存在嚴(yán)重的應(yīng)力集中現(xiàn)象,此處材料將首先進(jìn)入塑性區(qū),接著隨載荷的進(jìn)一步增大 ,會(huì)首先發(fā)生破壞。從圖9,10可以看出,修補(bǔ)件的鋁合金母板與復(fù)合材料補(bǔ)片之間存在剪切應(yīng)力集中,由抗剪強(qiáng)度不高的膠層承擔(dān)并最先發(fā)生破壞。圖11(a)～(e)示出了膠層破壞過(guò)程,從圖中可以看出,最初膠層未發(fā)生破壞(如圖11(a)所示),最大剪應(yīng)力在復(fù)合材料補(bǔ)片兩頭的膠層處(如圖9所示),隨著載荷的增加,膠層剪應(yīng)力達(dá)到極限,發(fā)生破壞(如圖11(b)所示),并且膠層破壞持續(xù)向里延伸,(如圖11(c),(d)所示),最后,試件完全脫膠(如圖11(e)所示)。模擬失效過(guò)程與實(shí)驗(yàn)觀測(cè)現(xiàn)象完全吻合,較好地再現(xiàn)了修補(bǔ)件的破壞過(guò)程并揭示了其破壞機(jī)理。

圖8 未修補(bǔ)件的應(yīng)力分布Fig.8 Stress pattern of unrepaired specimen

圖11 膠層的破壞過(guò)程(注:顯示單元為未破壞的單元)Fig.11 Failure process of the adhesive(Note:Element displayed is undestroyed)

4 結(jié)論

(1)復(fù)合材料補(bǔ)片為相同厚度的A,B,C和 E組試件,與未修補(bǔ)的試件組 F相比,它們的拉伸強(qiáng)度提高了40%以上。因此,可以得出結(jié)論,通過(guò)用復(fù)合材料補(bǔ)片對(duì)含缺陷件進(jìn)行修補(bǔ)可以很大程度的提高結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度。

(2)黏結(jié)劑對(duì)修補(bǔ)效果的影響并不顯著,補(bǔ)片的種類對(duì)修補(bǔ)效果基本不構(gòu)成影響,而補(bǔ)片厚度對(duì)修補(bǔ)效果會(huì)產(chǎn)生很大的影響。

(3)通過(guò)三維有限元模擬修補(bǔ)件膠層破壞過(guò)程與機(jī)理,所得的荷載—位移曲線與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合良好。并通過(guò)此模型對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了失效預(yù)測(cè),模擬失效過(guò)程也與實(shí)驗(yàn)觀測(cè)現(xiàn)象吻合。研究結(jié)果表明,有限元數(shù)值模擬在缺陷結(jié)構(gòu)復(fù)合材料修補(bǔ)設(shè)計(jì)中具有重要作用和良好應(yīng)用前景。

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Experimental Investigation and Numerical Simulation on Mechanical Properties of Notched Metallic Panels Repaired with Bonded Composite Patch

LI Shao-chun,XIONGJun-jiang
(Aircraft Department,Beihang University,Beijing 100191,China)

Static strength tests of notched aluminum alloy panels repaired with bonded composite patch were conducted to determine the load-displacement curves and to understand failure mode and mechanism as well as to investigate the effects of the behaviour of adhesives,mechanical properties and thickness of composite patch on static strength of repaired panels.The three-dimensional finite element model was established to simulate the load-displacement curves and stress patterns of repaired panel,demonstrating the valid and practical use of the proposed model.From the simulated stress patterns and strength criterion as well as failure mode,location and strength were predicted,and the obtained results have a good agreement with the experiments.

bonded repair;composite patch;mechanical property;numerical simulation;failure predicted

V258;TB115

A

1001-4381(2011)06-0011-06

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(E050603);航空科學(xué)基金資助項(xiàng)目(20095251024)

2010-06-28;

2010-11-15

李紹春(1985—),男,碩士研究生,研究方向?yàn)閺?fù)合材料膠接修補(bǔ)的數(shù)值模擬,E-mail:chunxiao8543@yahoo.com.cn

熊峻江(1966—),男,教授,博士生導(dǎo)師,主要從事疲勞斷裂可靠性方面研究,聯(lián)系地址:北京市北京航空航天大學(xué)交通學(xué)院(100191),E-mail:jjxiong@buaa.edu.cn