蘇維國(guó)，穆志韜，王 朔

(1.中國(guó)人民解放軍海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)，山東 青島 266004；2.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽(yáng) 110136)

金屬裂紋板復(fù)合材料膠接修補(bǔ)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展行為研究

蘇維國(guó)1，穆志韜1，王 朔2

(1.中國(guó)人民解放軍海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)，山東 青島 266004；2.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽(yáng) 110136)

為研究金屬裂紋板復(fù)合材料膠接修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展行為，進(jìn)行了LY12CZ航空鋁合金裂紋板碳/環(huán)氧復(fù)合材料補(bǔ)片膠接修復(fù)結(jié)構(gòu)的疲勞性能測(cè)試試驗(yàn)，觀察修補(bǔ)結(jié)構(gòu)疲勞失效模式，并測(cè)量一定疲勞周次下的鋁合金板的裂紋長(zhǎng)度。建立了考慮裂紋擴(kuò)展，界面脫粘兩種失效模式相互耦合的三維非線性有限元分析模型，計(jì)算出不同裂紋長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的疲勞壽命，對(duì)修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的疲勞性能進(jìn)行了評(píng)估，其數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

復(fù)合材料修補(bǔ)；疲勞；裂紋擴(kuò)展壽命；有限元

損傷飛機(jī)結(jié)構(gòu)的修理技術(shù)和老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)的延壽問(wèn)題，已經(jīng)日益引起世界各國(guó)航空界的高度重視和普遍關(guān)注。與金屬材料相比，先進(jìn)復(fù)合材料具有比強(qiáng)度高、比模量大，抗疲勞、耐腐蝕性能好等優(yōu)點(diǎn)[1-3]。隨著先進(jìn)復(fù)合材料的發(fā)展及其大量應(yīng)用，相應(yīng)研究和發(fā)展了復(fù)合材料補(bǔ)片膠接貼補(bǔ)飛機(jī)金屬損傷的修理方法，即以固化的或者未固化的復(fù)合材料預(yù)浸料補(bǔ)片，用膠接的方法貼補(bǔ)到破壞損傷區(qū)，進(jìn)行局部補(bǔ)強(qiáng)，以達(dá)到延長(zhǎng)結(jié)構(gòu)使用壽命[4]。

為了保證這種不同材料屬性，不同幾何尺寸構(gòu)成非勻質(zhì)多層復(fù)合修理結(jié)構(gòu)的安全性、耐久性/損傷容限，必須對(duì)修理結(jié)構(gòu)在交變載荷作用下裂尖應(yīng)力強(qiáng)度因子、裂紋擴(kuò)展速率、裂紋擴(kuò)展壽命等結(jié)構(gòu)抗疲勞性能進(jìn)行分析，對(duì)修理效果進(jìn)行評(píng)定[5]，得到高效、可靠的修理方式，以指導(dǎo)工程實(shí)際的維修工作。由于有限元數(shù)值計(jì)算方法在復(fù)雜結(jié)構(gòu)力學(xué)性能分析中有優(yōu)越性，可廣泛應(yīng)用于復(fù)合材料修補(bǔ)分析與設(shè)計(jì)。Jones[6]，Sun[7]，Naboulsi和Mall[8]分別提出了“雙板-膠元模型”，“Mindlin板-彈簧元模型”和“三板模型”，這3種模型都可以考慮結(jié)構(gòu)的橫向剪切變形。孫宏濤[9]在以上3種模型的基礎(chǔ)上提出了“雙板-膠元修正模型”以及“雙板-彈簧元修正模型”?！半p板-膠元修正模型”利用膠元與Mindlin板共同考慮橫向剪切效應(yīng),并將該模型離散成“雙板-彈簧元修正模型”，具有較高的計(jì)算精度，且建?？焖俜奖恪?/p>

為了檢驗(yàn)復(fù)合材料補(bǔ)片膠接修理技術(shù)的實(shí)際應(yīng)用效果、驗(yàn)證膠接修理后試件疲勞壽命恢復(fù)程度，本文采用含中心貫穿裂紋的LY12CZ鋁合金板模擬飛機(jī)疲勞受損結(jié)構(gòu)，采用碳/環(huán)氧復(fù)合材料補(bǔ)片、利用罐壓修理工藝對(duì)其進(jìn)行膠接修理。測(cè)試和分析了鋁合金板中心貫穿裂紋及鋁合金板與復(fù)合材料補(bǔ)片之間脫粘的擴(kuò)展，修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展壽命，建立了考慮裂紋擴(kuò)展，界面脫粘兩種失效模式相互耦合的三維非線性有限元分析模型，計(jì)算出不同裂紋長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的疲勞壽命，對(duì)修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的疲勞性能進(jìn)行評(píng)估數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

1 計(jì)算模型

1.1 試驗(yàn)件制備

試驗(yàn)采用飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)使用較多、高強(qiáng)度LY12-CZ鋁合金板作為修理對(duì)象，預(yù)制10 mm中心貫穿裂紋，然后在疲勞載荷下，使其擴(kuò)展至14 mm。補(bǔ)片材料選用T300/3234碳/環(huán)氧復(fù)合材料，環(huán)氧樹(shù)脂作為膠粘劑。鋁合金板表面機(jī)械打磨后，涂硅烷偶聯(lián)劑處理，在修理區(qū)域涂膠粘劑，把碳/環(huán)氧預(yù)浸料鋪設(shè)在修理區(qū)域，將修理試件放入熱壓罐，以共固化的方法，制成如圖1所示的金屬裂紋板復(fù)合材料補(bǔ)片膠接修理試件。材料力學(xué)性能見(jiàn)表1。

圖1 裂紋板修補(bǔ)尺寸與試樣(單位：米)

表1 LY12CZ、T300/E51和J150材料屬性

1.2 疲勞試驗(yàn)

疲勞試驗(yàn)參照GJB1997-1994在MTS810試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，首先對(duì)試件預(yù)制10 mm中心貫穿裂紋軸向最大載荷為，正弦波加載，頻率10 Hz。試驗(yàn)過(guò)程中，記錄載荷循環(huán)次數(shù)及對(duì)應(yīng)的裂紋長(zhǎng)度，試件疲勞斷裂后，記錄其疲勞壽命。采用染色技術(shù)觀察補(bǔ)片與基板之間的界面脫粘情況。修理試件經(jīng)過(guò)一定疲勞周次的疲勞試驗(yàn)后，將DPT-8著色滲透劑從修理試件的裂紋中噴入，由于其較強(qiáng)的滲透性，能夠透過(guò)裂紋向界面脫粘間隙擴(kuò)展，從而浸潤(rùn)脫粘界面并著色。

2 復(fù)合材料膠接修補(bǔ)數(shù)值計(jì)算

2.1 失效模式分析

金屬裂紋板復(fù)合材料補(bǔ)片膠接修理結(jié)構(gòu)在疲勞載荷的作用下，其失效模式主要有：鋁合金板裂紋的擴(kuò)展直至斷裂和界面脫粘萌生與擴(kuò)展，復(fù)合材料補(bǔ)片一般不發(fā)生破壞。疲勞加載時(shí)，裂紋的擴(kuò)展導(dǎo)致膠接修理區(qū)域應(yīng)力分布狀況惡化，使脫粘萌生并擴(kuò)展，脫粘的出現(xiàn)又降低了修理效率，加快裂紋擴(kuò)展速率，兩種失效模式相互影響，共同作用決定了修理結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。

基于裂紋擴(kuò)展分段的思想[10]，采用Paris裂紋擴(kuò)展公式，建立裂紋長(zhǎng)度參數(shù)化的有限元模型，根據(jù)界面脫粘的失效準(zhǔn)則和虛擬裂紋閉合技術(shù)，對(duì)復(fù)合材料補(bǔ)片膠接修理含中心貫穿裂紋鋁合金板的疲勞壽命進(jìn)行評(píng)估。將鋁合金板中心貫穿裂紋從初始裂紋長(zhǎng)度到臨界裂紋長(zhǎng)度的整個(gè)裂紋擴(kuò)展過(guò)程劃分為有限個(gè)較小的裂紋長(zhǎng)度增量Δaj，則有：

af-a0=Δa1+Δa2+L+Δaj+Δaj+1+… …+Δan

(1)

裂紋的擴(kuò)展壽命為裂紋板經(jīng)歷每段裂紋擴(kuò)展增量的循環(huán)周次之和，即：

N=N1+N2+L+Nj+Nj+1+… …+Nn

(2)

如果每段裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度Δaj=aj+1-aj足夠小，可以近似認(rèn)為在該段裂紋擴(kuò)展過(guò)程中，應(yīng)力強(qiáng)度因子幅ΔKj保持不變，根據(jù)Paris公式，結(jié)構(gòu)在該段裂紋擴(kuò)展過(guò)程所經(jīng)歷的疲勞壽命為：

(3)

裂紋板總的疲勞壽命為：

(4)

假設(shè)裂紋擴(kuò)展到某一長(zhǎng)度aj+1時(shí)，根據(jù)界面最大剪應(yīng)力失效準(zhǔn)則判斷鋁合金板與復(fù)合材料補(bǔ)片之間是否出現(xiàn)新的脫粘，計(jì)算新的界面脫粘面積Sj+1，并更新面積Sj，數(shù)值計(jì)算過(guò)程中采用單元?dú)⑺兰夹g(shù)模擬膠層破壞，在此基礎(chǔ)上根據(jù)虛擬裂紋閉合法計(jì)算界面脫粘后的應(yīng)力強(qiáng)度因子。當(dāng)裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子達(dá)到斷裂韌性或者裂紋長(zhǎng)度達(dá)到臨界裂紋長(zhǎng)度，計(jì)算結(jié)束，得到考慮脫粘影響的修補(bǔ)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展壽命，其計(jì)算過(guò)程如圖2所示。

圖2 疲勞壽命分析流程

2.2 有限元模型

針對(duì)復(fù)合材料膠接修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的幾何、邊界和材料對(duì)稱(chēng)特點(diǎn)，利用有限元軟件ABAQUS建立如圖3所示修補(bǔ)結(jié)構(gòu)三維有限元模型，鋁合金基板采用8節(jié)點(diǎn)六面體三維實(shí)體單元C3D8R進(jìn)行建模，復(fù)合材料補(bǔ)片采用SC8R連續(xù)殼單元，采用內(nèi)聚力界面單元處理多相材料結(jié)構(gòu)中不連續(xù)問(wèn)題，界面的脫粘失效采用最大剪應(yīng)力準(zhǔn)則。

圖3 復(fù)合材料補(bǔ)片膠接修補(bǔ)裂紋有限元模型

3 分析和討論

利用割線法對(duì)未修補(bǔ)試件的裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，結(jié)合中心貫穿裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子的經(jīng)驗(yàn)公式，計(jì)算得到含中心貫穿裂紋LY12CZ鋁合金板的裂紋擴(kuò)展常數(shù)C=1.25×10-9，m=1.96。如圖4所示，試驗(yàn)中觀察發(fā)現(xiàn)，在疲勞加載初期，裂紋周?chē)哪z層承受剪應(yīng)力較大，沿著裂紋周?chē)纬蓹E圓形的脫粘。當(dāng)裂紋擴(kuò)展到靠近復(fù)合材料補(bǔ)片邊緣時(shí)，補(bǔ)片邊緣區(qū)域剪應(yīng)力增大，使得補(bǔ)片邊緣出現(xiàn)較大面積的脫粘，由試件中心向兩邊張開(kāi)。裂紋超出補(bǔ)片寬度，中心區(qū)域的橢圓形脫粘和邊緣的張開(kāi)形脫粘連成一片，膠粘劑完全失效，裂紋擴(kuò)展加速，經(jīng)過(guò)較少周次的循環(huán)加載后，鋁合金板斷裂。圖5為脫粘面積隨裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度的變化規(guī)律，近視線性關(guān)系。整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中，復(fù)合材料補(bǔ)片沒(méi)有出現(xiàn)損傷。

圖4 脫粘形貌

圖5 裂紋長(zhǎng)度與脫粘面積的關(guān)系

圖6為修補(bǔ)前后裂紋長(zhǎng)度與裂紋擴(kuò)展壽命的變化曲線，在疲勞載荷作用下，修補(bǔ)后裂紋擴(kuò)展壽命明顯增加，并且修補(bǔ)后金屬板的裂紋擴(kuò)展分為緩慢擴(kuò)展和快速擴(kuò)展兩個(gè)階段。在循環(huán)次數(shù)較少時(shí)，裂紋長(zhǎng)度增加緩慢；當(dāng)循環(huán)次數(shù)達(dá)到5×105后，即金屬板裂尖擴(kuò)展補(bǔ)片邊緣附近，膠層失效加劇，裂紋進(jìn)入快速擴(kuò)展階段。比較試驗(yàn)結(jié)果與考慮界面脫粘影響的裂紋擴(kuò)展壽命有限元數(shù)值計(jì)算結(jié)果，兩者吻合較好，其中在同一裂紋長(zhǎng)度下，壽命預(yù)測(cè)值比試驗(yàn)結(jié)果略大，這是因?yàn)樵谟?jì)算過(guò)程中忽略了由于單面修補(bǔ)引起的彎曲效應(yīng)，導(dǎo)致計(jì)算得到的應(yīng)力強(qiáng)度因子比實(shí)際值要小，從而導(dǎo)致壽命的預(yù)測(cè)值要比實(shí)際值略大。

4 結(jié)論

圖6 裂紋擴(kuò)展壽命與裂紋長(zhǎng)度曲線

試驗(yàn)驗(yàn)證了金屬裂紋板在復(fù)合材料膠接修補(bǔ)后，裂紋擴(kuò)展速率明顯降低，抗疲勞性能顯著提高。其疲勞損傷過(guò)程為裂紋擴(kuò)展和界面脫粘相互交替作用的漸進(jìn)失效模式，考慮裂紋擴(kuò)展與界面脫粘兩種失效模式相互耦合的裂紋擴(kuò)展壽命有限元模型計(jì)算結(jié)果正確、合理，可以作為一種有效的工程評(píng)估方法。

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(責(zé)任編輯：宋麗萍 英文審校：劉敬鈺)

Researchoncrackgrowthbehaviorofblade-bodyjuncturehorseshoevortex

SU Wei-guo1，MU Zhi-tao1，WANG Shuo2

1.Qingdao Campus,Institute of Naval Aeronautical Engineering,Qingdao 266041;2.Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136)

Fatigue crack growth test for cracked metallic plate of LY12CZ aluminum alloy repaired with adhesive bonding Carbon/epoxy composite patch is conducted to validate the crack growth behaviour of crack patching.The main fatigue failure modes observed in the test are crack growth and adhesive debonding.The crack length and debonding area are measured with different numbers of cycles.The nonlinear 3D finite element model considering adhesive debonding and crack growth are developed.The experimental and analytical results are in good agreement with each other.

adhesively bonded composite repair;fatigue;crack growth life;FE model

2013-10-21

總裝“十二五”預(yù)研項(xiàng)目(項(xiàng)目編號(hào)：4010901030201)

蘇維國(guó)(1985-)，男，湖北松滋人，博士研究生，主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞及壽命可靠性，E-mail：suweiguo1985@126.com。

2095-1248(2014)01-0037-04

V215.5+2

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.01.009