王 躍, 趙書平, 羊 軍, 李 慧, 祝東明

（空軍研究院，北京 100085）

高溫、高濕是沿海地區(qū)航空設備服役環(huán)境的顯著特點，隨著服役年限的增加，金屬結構的腐蝕和疲勞損傷日益加劇，承載能力不斷下降，服役壽命極大縮短[1-6]。對于腐蝕狀況嚴重的航空設備，現(xiàn)多采用復合材料膠接修補技術進行局部補強，以達到恢復損傷結構功能和完整性的目的。相比于傳統(tǒng)的修補技術，復合材料修補技術具有傳力路線連續(xù)、不引入新的損傷源、耐腐蝕和疲勞性能優(yōu)異、成本低廉以及方便二次修理等優(yōu)勢[1-3]，現(xiàn)已廣泛應用于航空設備金屬裂損結構。

現(xiàn)階段對復合材料補片參數(shù)的選擇、膠接修補工藝設計、力學特性驗證等工程應用方面研究較為深入，Benyahia 等[2]、王躍等[3]、Kashfuddojia[4]分別建立了復合材料修補結構的有限元模型，討論了補片的參數(shù)對修補強度的影響，苗學周等[5]、相超等[6]、王躍等[7]分別建立了三維漸進損傷有限元模型，討論了補片形狀和尺寸對膠接修補效果的影響。Hosseini等[8]進行了復合材料結構的力學特性實驗，分析了貼補復合材料補片后的力學性能變化。任三元等[9]通過設計鹽霧實驗，探索了腐蝕環(huán)境對復合材料修補結構疲勞裂紋擴展壽命的影響。

隨著在濕熱環(huán)境中暴露時間的增加，修補結構中復合材料補片延緩金屬疲勞裂紋擴展的效率和提高結構載荷的能力不斷下降。因此研究和分析濕熱環(huán)境暴露造成的復合材料膠補金屬裂損結構老化與其承載能力、裂紋擴展壽命之間的關系，對該類結構的安全使用至關重要。本工作以LD2CZ鋁合金預制穿透裂紋損傷件為修補對象，采用玻璃纖維復合材料補片進行單面膠接修補，對未修補試件、修補未老化試件以及修補老化試件進行力學性能實驗，分析濕熱老化對復合材料修補效果的影響。

1 實驗部分

1.1 原材料及試件制備

復合材料單面修補結構的示意圖如圖1所示。金屬板材料采用與文獻[11]同批次的LD2CZ鋁合金板材，材料的化學組成如表1所示。

金屬板尺寸為 78 mm × 20 mm × 3 mm。針對典型的裂紋損傷形式，利用線切割在鋁合金板長度方向中間位置預制長度為2 mm、寬度為0.2 mm的穿透雙邊裂紋，裂紋方向與金屬板長度方向垂直。復合材料補片由6層單向SWA100玻璃纖維組成，纖維層的尺寸為 12.2 mm × 20 mm × 0.3 mm。文獻[3]分析了單向拉伸條件下[0]n、[90]n、[0/90]n、[0/45/-45/90]n四類鋪層方式對修補效果的影響，結果表明：當以損傷周邊的應力集中系數(shù)為修補指標時，[0]n的修補效果最好；當以修補結構受力產(chǎn)生的撓度為指標時，[90]n的修補效果最好，考慮到飛機結構所受外載比較復雜，宜采用正交鋪層的復合材料補片進行膠接修復，因此本研究采用的鋪層方式為正交鋪層，0°方向與裂紋長度方向垂直，其材料屬性為[10]：彈性模量，，剪切模量，，泊松比。膠黏劑采用改性E44環(huán)氧樹脂，在實驗室環(huán)境條件下，按照質量比1∶1將E44環(huán)氧樹脂與聚酰胺樹脂混合配置，膠黏劑的彈性模量為 2.2 GPa[10]。

圖 1 復合材料單面修補結構示意圖Fig. 1 Schematic diagram of repair structure with single-side patch

表 1 LD2CZ 鋁合金板的化學組成（質量分數(shù)/%）Table 1 Chemical composition of LD2CZ aluminum alloy（mass fraction/%）

損傷金屬板待修補部位經(jīng)丙酮清洗、干燥箱干燥、噴砂、蒸餾水沖洗、超聲波清洗以及干燥箱再次干燥后，用手工方式將復合材料補片按照[0/90]3的鋪層方式進行逐層鋪設，并使用滾輪壓實[10]。將補貼復合材料的金屬試件進行封裝加壓，在100 ℃、0.1 MPa環(huán)境下進行2 h的高溫共固化處理，得到復合材料單面膠接修補試件，如圖2所示。

1.2 “濕熱”老化方法及力學特性測試

1.2.1 “濕熱”老化（加溫浸泡）實驗

圖 2 復合材料單面修補試件Fig. 2 Specimens repaired with bonded single composite patch

復合材料修補結構在40 ℃的蒸餾水中40 d時，復合材料結構的質量不再增加，達到吸水飽和[12-13]。參照文獻[12]和[13]，將試件浸入蒸餾水中，置于40 ℃的恒溫箱中保存40 d。

在MTS810-500KN試驗機上對老化實驗前后的試件進行疲勞裂紋擴展實驗和單向靜拉伸實驗，實驗參數(shù)如下：加載頻率5～20 Hz；拉壓載荷范圍為-500～500 kN；同軸度精度為 2%；靜載荷精度為0.2%；動載荷精度為1%。

1.2.2 疲勞裂紋擴展實驗

參照 GB/T 3075—2008 和 GB/T 6398—2000進行疲勞裂紋擴展實驗。采用位移加載方式，軸向最大載荷設置97 MPa，基準應力比為0.1，正弦波加載，頻率10 Hz，交變動載誤差不超過2%。疲勞過程中引入少量超載譜塊，以記錄試件中一定循環(huán)次數(shù)下的疲勞裂紋擴展前緣線，通過測量前緣線之間的距離測得疲勞裂紋擴展長度a與循環(huán)周次N的關系。具體做法為施加5000次正常的等幅交變載荷循環(huán)后，加入循環(huán)次數(shù)為20次，，，頻率為5 Hz的超載譜塊。觀察試件的疲勞破壞模式，并記錄試件的疲勞壽命。

1.2.3 單向靜拉伸實驗

參照 GB/T 1447—2005 和 GB/T 228—2002 進行單向靜拉伸實驗。采用位移加載方法，加載速率2 mm/min，加載最大位移為 15 mm，使用卡尺固定試件的位置。記錄試件的斷裂載荷和破壞形式以及失效時的極限位移。

2 實驗結果與分析

2.1 疲勞裂紋擴展實驗

疲勞裂紋擴展壽命試件共分為3組，每組4件，共12件，試件的編號及實驗結果如表2所示。

從概率理論出發(fā)，疲勞裂紋擴展壽命存在一定的分散性，為保證疲勞裂紋擴展壽命具有較高的可靠度，需要對疲勞裂紋擴展壽命設置安全系數(shù)，該系數(shù)稱為“疲勞壽命分散系數(shù)”，簡稱為“疲勞分散系數(shù)”，現(xiàn)階段疲勞裂紋擴展壽命分散系數(shù)的應用在我國軍用和民用中較為普遍。文獻[14]和[15]對理論疲勞壽命分散系數(shù)進行了定義，其表達式為：

對飛機結構的疲勞壽命取對數(shù)，則其服從正態(tài)分布

則

表 2 疲勞實驗結果Table 2 Fatigue test results

2.1.1 疲勞裂紋擴展壽命

圖3為未修補試件、修補未老化試件和修補老化試件的疲勞實驗結果（裂紋長度隨疲勞載荷循環(huán)數(shù)變化的曲線）。從圖3可以看出，未修補試件粘接復合材料補片后，疲勞裂紋擴展壽命有了很大的提高，由圖3可知，修補未老化試件斷裂時的疲勞裂紋擴展安全壽命比未修補試件提高了2.3倍，而經(jīng)“濕熱”老化實驗后，疲勞裂紋擴展安全壽命下降為未老化試件的71%，但仍是未修補試件的1.46倍，這說明復合材料修補可以顯著提高含損傷飛機結構的服役壽命，吸濕性對復合材料膠接修補結構的疲勞性能影響較大，縮短了修補結構的疲勞裂紋擴展壽命，降低了復合材料膠接修補的效果。

圖 3 未修補試件、修補未老化試件及修補老化試件的疲勞裂紋擴展壽命Fig. 3 Fatigue life for unrepaired specimens，repaired specimens and repaired specimens immersion in water

2.1.2 疲勞裂紋擴展模式分析

3類試件疲勞裂紋擴展存在差異，未修補試件中雙邊裂紋只有一條裂紋發(fā)生了擴展，稱為主裂紋，未發(fā)生擴展的裂紋為從裂紋。當?shù)乳L雙裂紋間距S和裂紋長度a滿足的關系時，裂紋之間的干涉效應顯著，本實驗中穿透雙邊裂紋與裂紋間距的關系為：，雙邊裂紋距離較短，其干涉作用明顯，主裂紋擴展抑制了從裂紋擴展。修補未老化試件與修補老化試件的雙邊裂紋都發(fā)生了擴展，但表現(xiàn)為一條裂紋擴展長度較長，稱為主裂紋，另一條裂紋擴展長度較短，稱為從裂紋，由于復合材料補片的貼補作用，削弱了兩裂紋之間的干涉效應，隨著兩裂紋長度的增加，沿裂紋附近的膠層脫粘，兩裂紋之間的干涉效應增強，主裂紋抑制了從裂紋的擴展。觀察發(fā)現(xiàn)修補未老化試件粘接補片面的從裂紋擴展長度平均值為2.5 mm，經(jīng)過“濕熱”老化實驗后，復合材料補片減緩裂紋之間干涉效應的能力下降，老化修補試件從裂紋的擴展長度較未老化試件的裂紋擴展長度要短，平均值為1 mm 左右。

未修補試件與修補未老化試件、修補老化試件的疲勞裂紋擴展前沿形狀不同，沿鋁合金板厚度方向未修補試件的疲勞裂紋擴展長度基本一致，而修補未老化試件與修補老化試件的疲勞裂紋擴展長度沿鋁合金板厚度方向不一致，越靠近補片一面的疲勞裂紋長度越短（如圖4所示），這是因為由于粘接補片后，沿鋁合金厚度方向裂紋尖端附近的應力分布發(fā)生改變，靠近補片一面的應力集中得到緩解，裂紋尖端應力強度因子值下降，疲勞裂紋的擴展速率減慢，裂紋擴展長度減小。通過實驗觀察發(fā)現(xiàn)修補未老化試件粘接補片面的從裂紋擴展長度平均值為2.5 mm，未粘接補片面的從裂紋擴展長度平均值為4 mm，兩者差異的平均值為1.5 mm/4 mm；而粘接補片面的主裂紋擴展長度平均值為9 mm，未粘接補片面的主裂紋擴展裂紋長度平均值為 15 mm，兩者差異的平均值為 6 mm/15 mm?！皾駸帷崩匣?，粘接補片面和未粘接補片面的主裂紋擴展長度也存在差異，兩者長度差異的平均值為4 mm/16 mm，兩者的差異值小于未老化前的，說明“濕熱”老化降低了復合材料補片減緩疲勞裂紋擴展的作用。

圖 4 疲勞試件鋁合金板斷口形貌 （a）雙邊裂紋未修補；（b）雙邊裂紋修補Fig. 4 Fatigue fracture morphology of specimens（ a）double-crack without patch；（b）double-crack with patch

2.2 修補試件的靜拉伸性能

單向靜拉伸實驗分為3組，每組3件試件，共計9件。試件的編號及實驗結果如表3所示。為了確定表3中同組數(shù)據(jù)的有效性，需對數(shù)據(jù)進行穩(wěn)定性分析[16]，而統(tǒng)計數(shù)理學中的同組數(shù)據(jù)的方差可以表明多個數(shù)據(jù)的穩(wěn)定性，方差的求解式為：

表 3 單向靜拉伸實驗結果Table 3 Experimental results of static strength

圖5為單向靜拉伸實驗得到的載荷-位移曲線。從圖5可以看出，3類試件的加載斷裂歷程都可以分為兩個階段：當加載載荷水平較低時，載荷-位移曲線為線性，即位移隨著加載載荷的增加而線性增加，此階段屬于結構的線彈性階段；經(jīng)過線彈性階段后，位移隨著載荷的增加有所增加，但不再是線性變化，此階段屬于結構的塑性形變階段；當載荷增大到一定程度后，結構的位移繼續(xù)增加，載荷基本不變，直到結構被拉斷。整個拉伸斷裂過程中，結構承受的最大拉伸載荷為結構的極限載荷（極限強度），拉斷時的位移為極限位移。從圖5還可以看到，3類試件的載荷-位移曲線在線性階段的斜率基本一致，說明修補試件和未修補試件的剛度一致，滿足等剛度設計要求。

圖 5 未修補試件、修補未老化試件及修補老化試件的單向靜拉伸實驗結果Fig. 5 Results of tensile tests for unrepaired specimens， repaired specimens and repaired specimens

經(jīng)復合材料修補后，含穿透裂紋鋁合金板的極限強度有很大提高，這是復合材料膠接修補結構疲勞裂紋擴展壽命提高的原因。由于“濕熱”現(xiàn)象造成補片和膠層產(chǎn)生內部應力，老化試件的極限強度要低于未老化修補試件。可以發(fā)現(xiàn)鋁合金板的雙邊裂紋在拉伸載荷作用下，同時發(fā)生擴展，直至鋁合金板寬度中間位置處發(fā)生了貫穿，鋁合金的拉伸斷面為典型的韌性金屬拉伸斷面。

經(jīng)計算，修補未老化試件與修補老化試件的承載能力恢復率分別為15.3%和6.9%，受“濕熱”老化的影響，修補老化試件的承載能力恢復率下降為修補未老化試件的45%，說明復合材料膠補金屬裂損結構的承載能力受“濕熱”老化影響嚴重。

2.3 膠層破壞模式分析

圖6（a）和（b）分別為修補未老化試件和修補老化試件脫膠部分的局部放大圖。從圖6（a）可以看出，膠層內聚破壞明顯，這說明經(jīng)過表面處理的鋁合金與補片之間的粘接性能良好，滿足了復合材料修理對鋁合金表面預處理的要求，修補未老化試件在單向拉伸載荷作用下的主要破壞形式是鋁合金板的斷裂失效與膠層的內聚破壞。由圖6（b）中可以發(fā)現(xiàn)，斷裂試件中鋁合金板脫膠區(qū)域殘留的膠層較少，膠層的破壞模式發(fā)生了變化，老化后的修補試件膠層的破壞模式由內聚破壞轉變?yōu)榻缑嫫茐?，“濕熱”環(huán)境造成膠層老化，降低了膠層與金屬損傷修補區(qū)域之間的粘合力，造成了復合材料補片的提前脫落，之后鋁合金板發(fā)生斷裂失效，可以認為膠層老化是修補效果下降的主要原因。

圖 6 鋁合金板脫膠區(qū)域（a）未老化試件；（b）老化試件Fig. 6 Debonded zone of aluminum alloy plate（a）un-aging specimens；（b）aging specimens

3 結論

（1）復合材料補片的貼補作用削弱了兩裂紋之間的干涉效應，修補未老化試件與修補老化試件的雙邊裂紋都發(fā)生了擴展；受“濕熱”老化的影響，復合材料補片削弱裂紋之間干涉效應的能力下降，老化試件從裂紋擴展長度遠小于未老化試件的。

（2）單面貼補補片后，沿金屬板厚度方向裂紋擴展速率發(fā)生變化，距離補片越近，裂紋擴展速率越慢，“濕熱”老化后復合材料補片減緩裂紋擴展速率的作用下降。

（3）“濕熱”老化縮短了修補結構的疲勞裂紋擴展壽命，降低了修補結構的承載能力恢復率。

（4）“濕熱”環(huán)境造成了膠層的老化，降低了膠層與金屬損傷修補區(qū)域之間的粘合力，試件膠層的破壞模式由內聚破壞轉變?yōu)榻缑嫫茐摹?/p>