王遵,張移山,薛軍,陳群志

(北京航空工程技術(shù)研究中心,北京100076)

復(fù)合材料膠接修理對(duì)含腐蝕損傷鋁板力學(xué)性能的影響

王遵,張移山,薛軍,陳群志

(北京航空工程技術(shù)研究中心,北京100076)

摘.要.目的研究復(fù)合材料膠接修理對(duì)含腐蝕損傷鋁板靜強(qiáng)度和疲勞壽命的影響。方法設(shè)計(jì)加工模擬鋁合金腐蝕損傷的試驗(yàn)件,采用復(fù)合材料膠接修理技術(shù)對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行修理,通過(guò)有限元分析和試驗(yàn)驗(yàn)證的方法考核該修理技術(shù)對(duì)試驗(yàn)件力學(xué)性能的影響。結(jié)果有限元計(jì)算結(jié)果表明,復(fù)合材料膠接修理技術(shù)能夠有效緩解試驗(yàn)件的應(yīng)力集中情況。試驗(yàn)件修理后與修理前的對(duì)比靜強(qiáng)度和疲勞試驗(yàn)結(jié)果表明,Ⅰ型試驗(yàn)件的破壞載荷提升了45.9%,疲勞壽命增加了9.3倍;Ⅱ型試驗(yàn)件的破壞載荷提升了11.4%,疲勞壽命增加了3.6倍。結(jié)論復(fù)合材料膠接修理技術(shù)是一種高效的飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕損傷修理方法。

復(fù)合材料修理;鋁合金;腐蝕;靜力;疲勞;有限元分析

飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)特別是鋁合金結(jié)構(gòu)在鹽霧、水氣、霉菌和工業(yè)廢氣等不利大氣環(huán)境的侵襲下,容易發(fā)生腐蝕損傷[1—3]。飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)大多用作蒙皮和承力型材。蒙皮腐蝕一般表現(xiàn)為點(diǎn)蝕以及漆層脫落,型材腐蝕嚴(yán)重時(shí)會(huì)出現(xiàn)剝離腐蝕。在飛行載荷與腐蝕的協(xié)同作用下,結(jié)構(gòu)損傷會(huì)快速擴(kuò)展,給飛行安全帶來(lái)嚴(yán)重隱患[4]。

金屬腐蝕損傷修理通常采用清除腐蝕產(chǎn)物后進(jìn)行局部加強(qiáng)的方法。傳統(tǒng)的螺接加強(qiáng)和鉚接加強(qiáng)需要對(duì)待修部位打孔,孔邊微裂紋可能會(huì)因局部應(yīng)力集中而擴(kuò)展為宏觀裂紋,成為新的損傷源。復(fù)合材料膠接修理技術(shù)具有結(jié)構(gòu)增重少、可靠性高、不引入新的損傷源、便于原位操作等突出優(yōu)點(diǎn),是一種具有廣闊應(yīng)用前景的飛機(jī)損傷構(gòu)件修理新技術(shù)[5—6]。自20世紀(jì)70年代澳大利亞皇家空軍成功采用高性能復(fù)合材料補(bǔ)片修理戰(zhàn)機(jī)的疲勞裂紋和腐蝕損傷以來(lái),該項(xiàng)新技術(shù)日益得到多國(guó)和各大航空公司的高度重視和推廣應(yīng)用[7—12]。文中旨在采用數(shù)值分析和試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的方法,考核復(fù)合材料膠接修理對(duì)含典型腐蝕損傷的鋁合金板力學(xué)性能的影響,從而為飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕損傷修理提供新的技術(shù)手段。

1 試驗(yàn)

1.1 腐蝕試驗(yàn)件的加工與修理

飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕損傷的形貌及機(jī)理各異,以點(diǎn)蝕和剝離腐蝕為主。選取飛機(jī)結(jié)構(gòu)常用的LY12CZ鋁合金板材(厚3 mm)為對(duì)象,針對(duì)典型的點(diǎn)蝕和剝蝕腐蝕損傷形式,設(shè)計(jì)加工了Ⅰ型和Ⅱ型兩種試驗(yàn)件各20件。其中,Ⅰ型試驗(yàn)件(如圖1a所示)模擬鋁合金蒙皮發(fā)生點(diǎn)蝕后,在疲勞載荷作用下產(chǎn)生裂紋的情況;Ⅱ型試驗(yàn)件(如圖1b所示)模擬含剝蝕損傷鋁合金板在完全清除腐蝕產(chǎn)物后的情形。由于鋁合金結(jié)構(gòu)的損傷狀態(tài)對(duì)其力學(xué)性能特別是疲勞壽命分散性的影響很大,為保證同一組試驗(yàn)件腐蝕損傷的一致性,避免腐蝕損傷程度不一致造成的分散性,在Ⅰ型試驗(yàn)件中心加工φ1 mm通孔模擬點(diǎn)蝕,用線切割制備20 mm長(zhǎng)、0.2 mm寬的人工裂紋。在Ⅱ型試驗(yàn)件中心部位模擬除腐后的打磨凹坑。凹坑簡(jiǎn)化為球冠,深2 mm。加工完成后,兩種試驗(yàn)件均經(jīng)過(guò)磷酸陽(yáng)極化表面處理。

圖1 鋁合金試驗(yàn)件Fig.1 Aluminum alloy specimen

Ⅱ型試驗(yàn)件在膠接修理前需要對(duì)凹坑進(jìn)行填補(bǔ),填補(bǔ)材料為自研的鋁合金損傷填補(bǔ)劑R-Al。填補(bǔ)后的試驗(yàn)件如圖2所示。

圖2 填補(bǔ)凹坑后的Ⅱ型試驗(yàn)件Fig.2 Aluminum specimen typeⅡafter filling the grind-out

復(fù)合材料膠接修理使用的原材料主要包括補(bǔ)片和膠粘劑。補(bǔ)片預(yù)浸料采用碳纖維T-700/環(huán)氧樹(shù)脂E-51體系,其固化后單向板的拉伸強(qiáng)度為1280 MPa,彈性模量為140 GPa。補(bǔ)片鋪層方式為[0]8, 0°方向?yàn)樵囼?yàn)件長(zhǎng)度方向,尺寸為70 mm×60 mm× 1.2 mm。膠粘劑為黑龍江石油化學(xué)研究院生產(chǎn)的改性環(huán)氧膠粘劑。修理方式為全寬度單面修理,修理工藝為真空輔助加壓固化,補(bǔ)片與膠粘劑共固化制度為80℃×60 min+100℃×120 min階梯升溫固化。采用復(fù)合材料膠接技術(shù)修理了Ⅰ型和Ⅱ型試驗(yàn)件各10件,如圖3所示。

圖3 采用真空袋壓法進(jìn)行復(fù)合材料修理Fig.3 Composite repair procedure using the vacuum bagging method

1.2 力學(xué)性能測(cè)試

使用MTS公司810型材料試驗(yàn)機(jī)分別對(duì)未修理和修理后的Ⅰ型和Ⅱ型試驗(yàn)件進(jìn)行靜力拉伸和拉-拉疲勞試驗(yàn),每組試驗(yàn)件均為5件。靜力拉伸試驗(yàn)參照HB 5143—1996進(jìn)行,軸向拉伸速率設(shè)定為1 kN/s,試件斷裂為試驗(yàn)終止判據(jù)。疲勞試驗(yàn)參照HB 5287—1996進(jìn)行,軸向加載,最大應(yīng)力為140 MPa,應(yīng)力比為0.1,加載波形為正弦波,頻率為10 Hz。在對(duì)Ⅰ型試驗(yàn)件進(jìn)行疲勞試驗(yàn)時(shí),除記錄疲勞壽命外,還采用染色法實(shí)時(shí)測(cè)量了疲勞裂紋的擴(kuò)展長(zhǎng)度。

2 有限元分析

有限元法已被充分證明是一種分析復(fù)合材料膠接修理結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布的有效手段[13—15]。文中采用通用有限元軟件Abaqus重點(diǎn)分析了復(fù)合材料修理前后Ⅰ型試驗(yàn)件裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子,以及Ⅱ型試驗(yàn)件應(yīng)力場(chǎng)的變化。為保證計(jì)算精度,兩種試驗(yàn)件均采用三維建模。相關(guān)材料的力學(xué)性能見(jiàn)表1。

表1 相關(guān)材料力學(xué)性能Table 1 Mechanical properties of the related materials

2.1 Ⅰ型試驗(yàn)件

建立修理前Ⅰ型試驗(yàn)件的實(shí)體模型,采用C3D8六面體單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分,并對(duì)裂紋尖端網(wǎng)格進(jìn)行細(xì)化。考慮到裂紋尖端應(yīng)力場(chǎng)的奇異性,將裂紋尖端單元的節(jié)點(diǎn)偏移1/4。修理后Ⅰ型試驗(yàn)件中鋁合金板、膠層和復(fù)合材料補(bǔ)片均采用C3D8六面體單元,接觸面鋁合金/膠層和膠層/復(fù)合材料之間用“Tie”命令約束,如圖4所示。分別對(duì)修理前、后的試驗(yàn)件兩端施加軸向拉伸載荷10 kN(名義應(yīng)力為55.6 MPa),計(jì)算試驗(yàn)件裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子。

圖4 修理后Ⅰ型試驗(yàn)件的網(wǎng)格劃分Fig.4 Element meshing of repaired specimen typeⅠ

2.2 Ⅱ型試驗(yàn)件

建立修理前Ⅱ型試驗(yàn)件的實(shí)體模型,采用C3D8六面體單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分,并細(xì)化凹坑部位的網(wǎng)格。修理后Ⅱ型試驗(yàn)件中鋁合金試驗(yàn)件、膠層和復(fù)合材料補(bǔ)片采用C3D8六面體單元,填補(bǔ)劑采用C3D6楔形單元,各接觸面之間用“Tie”命令約束,如圖5所示。分別對(duì)修理前、后的試驗(yàn)件兩端施加軸向拉伸載荷10 kN(名義應(yīng)力55.6 MPa),計(jì)算試驗(yàn)件的應(yīng)力分布情況。

圖5 修理后Ⅱ型試驗(yàn)件的網(wǎng)格劃分Fig.5 Element meshing of repaired specimen typeⅡ

3 結(jié)果與分析

分別對(duì)有限元分析和力學(xué)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析,考核復(fù)合材料膠接修理對(duì)鋁合金試驗(yàn)件力學(xué)性能的影響。

3.1 有限元計(jì)算結(jié)果

3.1.1 Ⅰ型試驗(yàn)件

重點(diǎn)考核修理前后Ⅰ型試驗(yàn)件裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子的變化。

1)修理前:從圖6a可以看出,在軸向拉伸載荷作用下,試驗(yàn)件近裂紋尖端區(qū)域出現(xiàn)應(yīng)力集中,其他部位的應(yīng)力分布較為均勻。裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算值為10.74 MPa/m1/2。由文獻(xiàn)[16]可得裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子解析解為10.49 MPa/m1/2。二者相對(duì)誤差為2.4%,說(shuō)明有限元法計(jì)算應(yīng)力強(qiáng)度因子具有較高的準(zhǔn)確度和精度。

2)修理后:從圖6b可以看出,復(fù)合材料膠接修理不但明顯緩解了近裂紋尖端區(qū)域的應(yīng)力集中情況,還優(yōu)化了鋁板的應(yīng)力場(chǎng)分布。修理后鋁板裂紋尖端膠接面處的應(yīng)力強(qiáng)度因子由10.74 MPa/m1/2降至3.80 MPa/m1/2,降幅為64.6%,體現(xiàn)出復(fù)合材料修理的顯著效果。

圖6 軸向拉伸載荷下Ⅰ型試驗(yàn)件鋁板的應(yīng)力場(chǎng)分布Fig.6 Stress distribution of aluminum plate in specimen typeⅠ under axial tensile load

3.1.2 Ⅱ型試驗(yàn)件

重點(diǎn)考核修理前后Ⅱ型試驗(yàn)件應(yīng)力場(chǎng)的變化。

1)修理前:從圖7a可以看出,試驗(yàn)件應(yīng)力集中在腐蝕凹坑的中心部位,最大Mises應(yīng)力為129.8 MPa。

2)修理后:鋁合金試驗(yàn)件腐蝕坑部位的最大Mises應(yīng)力為83.0 MPa,較修理前下降了36.1%,說(shuō)明復(fù)合材料修理可有效緩解腐蝕坑部位的應(yīng)力集中,如圖7b所示。

圖7 軸向拉伸載荷下Ⅱ型試驗(yàn)件鋁板的應(yīng)力場(chǎng)分布Fig.7 Stress distribution of aluminum plate in specimen typeⅡ under axial tensile load

3.2 力學(xué)試驗(yàn)結(jié)果

3.2.1 Ⅰ型試驗(yàn)件

1)靜力試驗(yàn)。Ⅰ型試驗(yàn)件靜力試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表2。修理后試驗(yàn)件的平均破壞載荷為61.7 kN,較修理前的42.3 kN提升了45.9%。這充分說(shuō)明該修理技術(shù)具有較高的修理效能。

表2 Ⅰ型試驗(yàn)件靜力試驗(yàn)結(jié)果Table 2 Static properties of specimen typeⅠ

從圖8可以看出,修理前、后試驗(yàn)件的拉伸模量在加載初期較為接近。當(dāng)載荷超過(guò)33 kN后,修理前試驗(yàn)件的拉伸模量明顯衰減,修理后試驗(yàn)件的拉伸模量在發(fā)生破壞前變化較小。

圖8 軸向拉伸載荷下Ⅰ型試驗(yàn)件載荷-位移曲線Fig.8 Relationship between load and displacement of specimen typeⅠunder axial tensile load

2)疲勞試驗(yàn)。Ⅰ型試驗(yàn)件裂紋長(zhǎng)度與疲勞周次之間的關(guān)系如圖9所示。未修理的試驗(yàn)件很快發(fā)生斷裂,平均疲勞壽命為983次。修理后的試驗(yàn)件在8 000次之后疲勞裂紋快速擴(kuò)展,平均疲勞壽命為10 115次,較修理前提升了9.3倍,見(jiàn)表3。

圖9 Ⅰ型試驗(yàn)件裂紋長(zhǎng)度-疲勞周次曲線Fig.9 Relationship between crack length and fatigue cycle of specimen typeⅠ

表3 Ⅰ型試驗(yàn)件疲勞試驗(yàn)結(jié)果Table 3 Fatigue properties of specimen typeⅠ

3.2.2 Ⅱ型試驗(yàn)件

1)靜力試驗(yàn)。Ⅱ型試驗(yàn)件靜力試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表4。修理前試驗(yàn)件的平均破壞載荷為55.2 kN,修理后試驗(yàn)件的平均破壞載荷為61.6 kN,較修理前提升了11.4%。

軸向拉伸載荷下Ⅱ型試驗(yàn)件載荷-位移曲線如圖10所示,可以看出,試驗(yàn)件拉伸模量的變化規(guī)律同Ⅰ型試驗(yàn)件相似。當(dāng)載荷超過(guò)40 kN后,修理前試驗(yàn)件的拉伸模量衰減較快,修理后試驗(yàn)件的拉伸模量在50 kN前變化較小。

2)疲勞試驗(yàn)。由表5可知,修理后Ⅱ型試驗(yàn)件的平均疲勞壽命為379 189次,是修理前平均疲勞壽命83 337次的4.6倍。

表4 Ⅱ型試驗(yàn)件靜力試驗(yàn)結(jié)果Table 4 Static properties of specimen typeⅡ

表5 Ⅱ型試驗(yàn)件疲勞試驗(yàn)結(jié)果Table 5 Fatigue properties of specimen typeⅡ

圖10 軸向拉伸載荷下Ⅱ型試驗(yàn)件載荷-位移曲線Fig.10 Relationship between load and displacement of specimen typeⅡunder axial tensile load

4 結(jié)論

針對(duì)飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕損傷,提出了采用復(fù)合材料補(bǔ)片膠接技術(shù)進(jìn)行修理的技術(shù)方案,設(shè)計(jì)加工了2種鋁合金典型腐蝕損傷試驗(yàn)件并實(shí)施了修理,采用有限元計(jì)算和試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的方法對(duì)復(fù)合材料膠接修理技術(shù)的有效性進(jìn)行了考核驗(yàn)證,主要結(jié)論如下所述。

1)有限元計(jì)算結(jié)果表明,復(fù)合材料膠接修理技術(shù)能夠有效緩解腐蝕試驗(yàn)件的應(yīng)力集中情況,優(yōu)化應(yīng)力場(chǎng)分布。修理后Ⅰ型試驗(yàn)件膠接面處裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子由10.74 MPa/m1/2降至3.80 MPa/m1/2,降幅為64.6%;Ⅱ型試驗(yàn)件腐蝕凹坑部位存在應(yīng)力集中,修理前最大應(yīng)力為129.8 MPa,修理后為83.0 MPa,下降了36.1%。

2)力學(xué)試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證了有限元計(jì)算結(jié)果,修理后Ⅰ型試驗(yàn)件的破壞載荷由修理前的42.3 kN增至61.7 kN,提升了45.9%,疲勞壽命由修理前的983次增至10 115次,提升了9.3倍;修理后Ⅱ型試驗(yàn)件的破壞載荷由修理前的55.2 kN增至61.6 kN,提升了11.4%,疲勞壽命由修理前的83 337次增至379 189次,提升了3.6倍。

綜上所述,復(fù)合材料膠接修理技術(shù)是一種高效的鋁合金腐蝕損傷修理方法,采用該技術(shù)對(duì)腐蝕損傷結(jié)構(gòu)實(shí)施修理后,能夠顯著提高結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度和疲勞壽命,在飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕損傷修理領(lǐng)域具有廣闊應(yīng)用前景。

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Effects of Composite Patching on the Mechanical Properties of the Corroded Aluminium Plates

WANG Zun,ZHANG Yi-shan,XUE Jun,CHEN Qun-zhi
(Beijing Aeronautical Technology Research Center,Beijing 100076,China)

Objective To study the effects of adhesively bonded composite patching on the static strength and fatigue life of corroded aluminum plates.Methods Specimens were designed and fabricated to simulate corroded aluminum plates.The specimens were repaired by adhesively bonded composite patches.The effects of composite patching on the mechanical properties of the specimens were studied by finite element analysis(FEA)method and mechanical test.Results The FEA results showed that the stress concentration in the repaired specimen was greatly reduced.The static and fatigue data indicated that there was a 45.9%increase in the fracture load of specimen typeⅠ,and that the fatigue life was multiplied 10.3 times after the composite repair.The fracture load of repaired specimen typeⅡ increased 11.4%,and the fatigue life was 4.6 times longer than that of the unrepaired specimen.Conclusion Adhesively bonded composite patching wasproved to be an effective method to repair corroded aircraft aluminum structures.

composite repair;aluminum alloy;corrosion;static;fatigue;finite element analysis

CHEN Qun-zhi(1963—),Male,from Hunan,Ph.D./Postdoc,Senior engineer,Research focus:the fatigue life,calendar life and corrosion protection of aircraft structure.

10.7643/issn.1672-9242.2014.06.010

V216;TG174

:A

1672-9242(2014)06-0059-06

2014-08-30;

2014-09-10

Received:2014-08-30;Revised:2014-09-10

王遵(1980—),男,山東人,博士,主要從事復(fù)合材料維修技術(shù)等方面的研究。

Biography:WANG Zun(1980—),Male,from Shandong,Ph.D.,Research focus:composite repair technology.

陳群志(1963—),男,湖南人,博士/博士后,高級(jí)工程師,主要研究方向?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命、日歷壽命及腐蝕防護(hù)等。