馬玉娥，王博，熊曉楓

(1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院118號(hào)，陜西西安 710072；2.中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，四川成都 610041)

玻璃纖維鋁合金層板（FMLs）的疲勞損傷特性及S-N曲線

馬玉娥1，王博1，熊曉楓2

(1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院118號(hào)，陜西西安 710072；2.中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，四川成都 610041)

根據(jù)國(guó)內(nèi)外標(biāo)準(zhǔn)和參考文獻(xiàn)，針對(duì)玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板（FMLs）的特點(diǎn)設(shè)計(jì)出FMLs疲勞試驗(yàn)件，進(jìn)行了不同載荷下的R＝0.1等幅拉-拉疲勞試驗(yàn)。疲勞試驗(yàn)過程中FMLs最先在表面鋁層內(nèi)出現(xiàn)裂紋，隨后表面鋁層可見多條裂紋。隨著循環(huán)載荷數(shù)的增加，裂紋不斷擴(kuò)展，并在界面出現(xiàn)分層現(xiàn)象，然后分層損傷快速擴(kuò)展直至完全斷裂破壞。測(cè)得了FMLs的疲勞裂紋起裂壽命和裂紋擴(kuò)展壽命，給出了其疲勞壽命的規(guī)律性。得到了FMLs和同樣厚度碳纖維復(fù)合材料CCF300的S-N曲線，并進(jìn)行了對(duì)比。FMLs的疲勞壽命隨載荷變化平緩，近似成對(duì)數(shù)趨勢(shì)；在載荷大于400 MPa時(shí)FMLs的疲勞壽命與CCF300碳纖維復(fù)合材料層板相當(dāng)；當(dāng)疲勞載荷最大值低于300 MPa，F(xiàn)MLs的疲勞壽命比CCF300復(fù)材板要低。為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)師們提供了材料基礎(chǔ)性能和信息。

玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板；疲勞裂紋起裂壽命；裂紋擴(kuò)展壽命；分層擴(kuò)展；S-N曲線

材料的疲勞性能是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)選材考察的重點(diǎn)之一。為克服傳統(tǒng)鋁合金結(jié)構(gòu)疲勞性能相對(duì)較差的問題，同時(shí)充分利用復(fù)合材料對(duì)疲勞載荷不敏感的特性，國(guó)外研究者提出了金屬和復(fù)合材料的混雜材料。根據(jù)金屬和復(fù)合材料的不同，研制出不同的纖維增強(qiáng)合金層合板類型，如第一代的Arall(aluminum with aramid fibers)是由鋁合金層和芳綸纖維交替組成，CARALL(aluminum with carbon fibres)由鋁合金和碳纖維組成，GLARE(aluminum with glass fibers)是由鋁合金和玻璃纖維組成，還有最近發(fā)展由鈦合金和碳纖維組成的TiGr(titanium with carbon fibers)和由鎂合金和玻璃纖維組成的MgFML(magnesium with glass fibers)。這種混雜結(jié)構(gòu)不僅保持了復(fù)合材料抗疲勞的優(yōu)越性能，還兼有金屬材料的抗沖擊特性，受到了越來越多的關(guān)注。其中Glare層合板被成功應(yīng)用于空客A380中機(jī)身上蒙皮和垂直方向舵的前緣和波音777的地板艙［1-6］。

眾多研究表明，相同條件下玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板(FMLs)的疲勞壽命比純鋁合金板高數(shù)倍。在疲勞載荷作用下FMLs的裂紋萌生機(jī)制和擴(kuò)展機(jī)制與鋁合金板相比有較大差異，這主要是因?yàn)槠鋬?nèi)存在對(duì)疲勞載荷不敏感的纖維層。且纖維層在裂紋起始和裂紋擴(kuò)展過程中所起的作用是不同的。對(duì)于鋁合金板，疲勞裂紋萌生壽命占整個(gè)壽命的大部分，而對(duì)玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板來說則相反，疲勞裂紋萌生壽命只是其全壽命的一小部分，全壽命的絕大部分是其裂紋擴(kuò)展壽命［6-16］。

為適應(yīng)我國(guó)飛機(jī)的發(fā)展，國(guó)內(nèi)正開始這種玻璃纖維增強(qiáng)金屬合金層板(FMLs)結(jié)構(gòu)特性方面的研究［17-20］。鑒于此，本文對(duì)國(guó)內(nèi)生產(chǎn)的玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板進(jìn)行疲勞特性進(jìn)行研究，參考國(guó)內(nèi)外文章和相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)，設(shè)計(jì)試驗(yàn)件進(jìn)行疲勞試驗(yàn)；針對(duì)FMLs的疲勞破壞損傷特點(diǎn)和疲勞壽命進(jìn)行了研究。

1　試驗(yàn)研究

1.1試驗(yàn)件設(shè)計(jì)

本文中所用FMLs是由2024-T3和玻璃纖維交替鋪層，鋪層順序［Al/0°/90°/0°/Al/0°/90°/0°/ Al］，其中單層鋁厚度0.254 mm，單層纖維厚度0.15 mm。傳統(tǒng)金屬材料的疲勞壽命測(cè)試試驗(yàn)件一般為兩端較寬而中間較窄的“狗骨頭”形狀，但是對(duì)于FMLs來說，如果采用傳統(tǒng)形狀，中間纖維切斷，鋁層很薄，則試驗(yàn)件在夾持端易拉斷。故試驗(yàn)件設(shè)計(jì)成直條狀，如圖1所示，試驗(yàn)件總厚度1.662 mm。疲勞試驗(yàn)件長(zhǎng)250 mm(其中兩端各含75 mm長(zhǎng)的夾持部分，夾持部分總厚度為5.662 mm)，寬25.0 mm，如圖1所示。其中a＝1.662 mm，b＝5.662 mm。CCF300/5228A碳纖維復(fù)合材料層板，尺寸為250× 25×1.75(mm)的鋪層形式為：［45°/90°/－45°/0°/ 45°/90°/－45°］s。

圖1　疲勞試驗(yàn)件及尺寸

1.2試驗(yàn)過程

參考ASTM D3039［21］、ASTM D3479［22］標(biāo)準(zhǔn)及相關(guān)資料，疲勞試驗(yàn)在Instron 8872試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行。

試驗(yàn)采用等幅疲勞載荷加載，應(yīng)力比R＝0.1，頻率為10 Hz，施加在玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板和碳纖維復(fù)合材料層板上的疲勞載荷最大值從500 MPa開始依次減小，直到某個(gè)載荷點(diǎn)時(shí)壽命超過106后不再減小載荷。試驗(yàn)件通過夾具安裝在試驗(yàn)機(jī)加載頭上進(jìn)行加載。加載過程中，載荷作用線與試驗(yàn)件的剛心軸線重合。試驗(yàn)件夾持部分安裝見圖2。為減少疲勞壽命的分散性，每個(gè)載荷點(diǎn)做5件。

圖2　試驗(yàn)件安裝圖

2　試驗(yàn)結(jié)果

2.1疲勞載荷下FMLs的分層現(xiàn)象

在拉-拉疲勞載荷作用下，玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板在外層鋁表面發(fā)現(xiàn)肉眼可見的第1條裂紋，隨著循環(huán)數(shù)的增加，表面鋁層裂紋數(shù)量增加，如圖3所示。

圖3　表面鋁層第1條裂紋與多條裂紋示意圖

隨后，發(fā)現(xiàn)鋁層表面在原有裂紋處出現(xiàn)突起現(xiàn)象。這是由于在拉伸疲勞載荷作用下鋁層與纖維層的應(yīng)變不一致，且在循環(huán)載荷由最大值卸載至平均值時(shí)不同層的回彈量不同所引起的分層導(dǎo)致的，如圖4所示。

分層形狀與有初始缺口的試驗(yàn)件類似，起始于裂紋擴(kuò)展的位置。隨著損傷的累加，出現(xiàn)表面鋁層脫落現(xiàn)象，發(fā)現(xiàn)仍然有纖維連接，試驗(yàn)件有繼續(xù)承載的能力。在所有纖維都斷裂后試驗(yàn)件最終斷裂。試驗(yàn)過程中發(fā)現(xiàn)在表面鋁層出現(xiàn)第1條裂紋到試驗(yàn)件的最終斷裂，還有很長(zhǎng)的壽命，說明纖維層對(duì)玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板的疲勞壽命起著至關(guān)重要的作用。

2.2疲勞試驗(yàn)后試件的損傷

圖5列出了試驗(yàn)件的典型斷裂情況。多數(shù)試驗(yàn)件由于各層纖維斷裂而在試驗(yàn)段最終斷裂。試驗(yàn)件斷裂時(shí)破壞都很嚴(yán)重，鋁層斷裂脫掉，層板層間脫膠，纖維層完全斷裂；少部分是在夾頭處出現(xiàn)脫膠斷裂，這樣的試驗(yàn)件損傷主要在夾持端膠接的位置，而看不見層板內(nèi)部的損傷。觀察試驗(yàn)件斷裂后的表面，均有多條裂紋以及多處分層，這與試驗(yàn)過程中的試驗(yàn)現(xiàn)象一致。

圖5　玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板拉-拉疲勞試驗(yàn)件斷裂圖

對(duì)于CCF300/5228A碳纖維復(fù)合材料層板的損傷如圖6所示。碳纖維層板斷裂大多出現(xiàn)在試驗(yàn)段位置，也有夾頭處脫膠引起斷裂的情況。斷口較齊，在斷裂時(shí)表面有沿45°的分層現(xiàn)象。

圖6　碳纖維復(fù)合材料層板拉-拉疲勞試驗(yàn)件斷裂圖

把FMLs層板在不同載荷作用下首次出現(xiàn)裂紋的循環(huán)數(shù)和試驗(yàn)件最終斷裂的循環(huán)數(shù)進(jìn)行對(duì)比，如圖7所示。最大應(yīng)力從500 MPa，400 MPa，300 MPa，200 MPa到180 MPa，首次出現(xiàn)裂紋即起裂的循環(huán)數(shù)分別為3 424、6 700、40 000、185 536、181 750；而最終斷裂的循環(huán)數(shù)分別為7 078、24 407、101 853、625 141、1 057 781；其裂紋擴(kuò)展循環(huán)數(shù)分別為3 654、17 707、61 853、439 605、876 031。裂紋擴(kuò)展循環(huán)數(shù)分別為裂紋起裂循環(huán)數(shù)的1.07、2.64、1.55、2.37、4.82倍。玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板的斷裂循環(huán)數(shù)遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于首次出現(xiàn)裂紋的循環(huán)數(shù)，這說明了纖維在玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板的疲勞性能中起主導(dǎo)作用，故其疲勞性能也比金屬合金板要好。

圖7　不同載荷下FMLs斷裂循環(huán)數(shù)比較圖

2.3FMLs和CCF300層板的S-N線

圖8所示為玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板與CCF300/5228A層板疲勞試驗(yàn)所得的S-N曲線圖。如圖8所示。

圖8　FMLs與CCF300/5228A層板S-N曲線

當(dāng)疲勞載荷最大值大于400 MPa時(shí)，玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板的壽命和CCF300/5228A層板相當(dāng)；在疲勞載荷最大值小于300 MPa時(shí)，CCF300/ 5228A的壽命明顯大于玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板。玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板的S-N曲線呈平緩趨勢(shì)，用對(duì)數(shù)趨勢(shì)線對(duì)它進(jìn)行近似吻合很好。而CCF300/ 5228A復(fù)合材料層板在Smax位于300 MPa以下和400 MPa以上時(shí)有明顯的差距。當(dāng)Smax大于400MPa時(shí)壽命很短，而當(dāng)Smax小于300 MPa時(shí)壽命很長(zhǎng)，這一階段的S-N曲線幾乎為水平直線。說明其對(duì)高載荷敏感而對(duì)低載荷不敏感。

3　結(jié) 論

1)FMLs隨著疲勞載荷循環(huán)數(shù)的增加最先在鋁層內(nèi)出現(xiàn)裂紋，隨后表面鋁層可見多條裂紋。隨著循環(huán)載荷數(shù)的增加，裂紋不斷擴(kuò)展，在界面出現(xiàn)分層現(xiàn)象，快速擴(kuò)展直至斷裂破壞。

2)與金屬疲勞性能不同，F(xiàn)MLs的裂紋擴(kuò)展壽命比起裂壽命要長(zhǎng)1～4倍左右。

3)FMLs的疲勞壽命隨載荷變化平緩，近似成對(duì)數(shù)趨勢(shì)；在載荷大于400 MPa時(shí)，F(xiàn)MLs和CCF300/5228A碳纖維復(fù)合材料層板具有相當(dāng)?shù)钠趬勖谄谳d荷最大值低于300 MPa時(shí)， FMLs的疲勞壽命低于CCF300。

［1］ Roebroeks G H J.Towards GLARE-The Development of a Fatigue Insensitive and Damage Tolerant Aircraft Material［D］.Delft University of Technology，Delft，1991

［2］ Alaerliesten R C.Fatigue Crack Propagation and Delamination Growth in GLARE［D］.Delft University of Technology， Delft，2005

［3］ Vlot A，Gunnink J W.Fibre Metal Laminates，an Introduction［M］.Dordrech：Kluwer Academic Publishers，2001

［4］ Wu Guocai，Yang J M.The Mechanical Behaviour of GLARE Laminates for Aircraft Structures［J］.Journal of the Minerals， Metals and Materials，2005，57：72-79

［5］ Gegory M A，Roebrocks G.A Solution to Weight，Strength，and Fatigue Problems［C］//Proceedings of the 30th Annual CIM Conference of Metallurgists，Ottawa，Cannada，1991：4410

［6］ Vries T J de.Blunt and Sharp Notch Behaviour of Glare Laminates［D］.Delft University of Technology，2001

［7］ Marissen R.Fatigue Crack Growth in ARALL，A Hybrid Aluminium-Aramid Composite Material，Crack Growth Mechanisms and Quantitative Predictions of the Crack Growth Rate［D］.Delft University of Technology，1988

［8］ Toi R.An Empirical Crack Growth Model for Fiber/Metal Laminates［C］//Proceedings of the 18th Symposium of the International Committee on Aeronautical Fatigue，Melbourne，Australia，1995：899-909

［9］ Guo Y J，Wu X R.A Theoretical Model for Predicting Fatigue Crack Growth Rates in Fibre-Reinforced Metal Laminates［J］.Fatigue＆Fracture of Engineering Materials＆Structures，1998，21：1133-1145

［10］Johnson W S，Larsen J M，Cox B N.Life Prediction for Bridged Fatigue Cracks，Life Prediction Methodology for Titanium Matrix Composites［S］.ASTM，1996：552-572

［11］Takamatsu T，Shimokawa T，Matsumura T，et al.Evaluation of Fatigue Crack Growth Behaviour of GLARE3 Fiber/Metal Laminates Using Compliance Method［J］.Engineering Fracture Mechanics，2003，70：2603-2616

［12］Alderliesten R C，Homan J J.Fatigue and Damage Tolerance Issues of Glare in Aircraft Structures［J］.International Journal of Fatigue，2006，28：1116-1123

［13］Chang Poyu，Yang Jennming.Modeling of Fatigue Crack Growth in Notched Fiber Metal Laminates［J］.International Journal of Fatigue，2008，30：2165-2174

［14］Alfaro M V C，Suiker A S J，Borst R D，et al.Analysis of Fracture and Delamination in Laminates Using 3D Numerical Modeling［J］.Engineering Fracture Mechanics，2009，76：761-780

［15］Wang R G，Zhang L.Numerical Analysis of Delamination Buckling and Growth in Slender Laminates Composite Using Cohesive Element Method［J］.Computational Materials Science，2010，50：20-31

［16］梁中全，薛元德，陳紹杰，等.GLARE層板的力學(xué)性能及其在A380客機(jī)上的應(yīng)用［J］.玻璃鋼/復(fù)合材料，2005(4)：49-51

Liang Zhongquan，Xue Yuande，Chen Shaojie，et al.Performance and Application of Glare Laminates in A380 Airline［J］.Fiber Reinforced Plastics/Composites，2005(4)：49-51(in Chinese)

［17］梁中全，武文靜，朱斌，等.GLARE層板與鋁合金板在力學(xué)性能上的比較及其應(yīng)用［J］.玻璃纖維，2006(3)：11-13

Liang Zhongquan，Wu Wenjing，Zhu Bin，et al.Comparison of Glare Laminate with Aluminum Alloy and Its Application［J］.Fiber Glass，2006(3)：11-13(in Chinese)

［18］陳勇，龐寶君，鄭偉，等.纖維金屬層板低速?zèng)_擊試驗(yàn)和數(shù)值仿真［J］.復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2014，31(3)：733-740

Chen Yong，Pang Baojun，Zheng Wei，et al.Tests and Numerical Simulation on Low Velocity Impact Performance of Fiber Metal Laminates［J］.Acta Materiae Compositae Sinica，2014，31(3)：733-740(in Chinese)

［19］馬玉娥，胡海威，熊曉楓.低速?zèng)_擊下FMLs、鋁板和復(fù)合材料的損傷對(duì)比［J］.航空學(xué)報(bào)，2014，35(7)：1902-1911

MA Yu′e，Hu Haiwei，Xiong Xiaofeng.Comparison of Damage in FMLs，Aluminum and Composite Panels Subjected to Low-Velocity Impact［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2014，35(7)：1902-1911(in Chinese)

［20］Standard Test Method for Tensile Properties of Polymer Matrix Composite Materials［R］.ASTM D3039

［21］Standard Test Method for Tension-Tension Fatigue of Polymer Matrix Composite Materials［R］.ASTM D3479/D3479M

ExPerimental Study of Fatigue Damage of Glass-Fiber Reinforced Aluminum Laminates(FMLs)

Ma Yu′e1，Wang Bo1，Xiong Xiaofen2
(1.College of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi′an 710072，China
2.AVIC Chengdu Aircraft Design＆Research Institute，Chengdu 610041，China)

According to domestic and foreign standards and

，fatigue experimental samples of glass-fiber reinforced aluminum laminates(FMLs)were designed according to its features，and constant amplitude tension-tension fatigue experiments were performed under different fatigue loads.During testing，cracks appeared firstly on the surface aluminum layers and then many cracks were found on the surfaces.With cycles increasing，cracks grew and then the delamination developed fast until samples were broken completely.Fatigue initiation life and crack growth life of FMLs were measured and compared and their features were given.S-N curves of FMLs and CCF300 with the same thickness were obtained and compared.Fatigue life of each FML changes slowly with loads and almost seems to be logarithmic function line.When the load is higher than 400 MPa，F(xiàn)ML has the same level fatigue life as CCF300，while its fatigue life is much lower than CCF300 if the load is smaller than 300MPa.All these provide， we believe，information useful to aircraft designers.

aluminum，delamination，design，design of experiments，fatigue crack propagation，fatigue damage， fatigue of materials，laminates，measurements，sampling；crack growth life，delamination growth，fatigue initiation life，fractograph，F(xiàn)MLs，S-N curve

V215.5

A

1000-2758(2016)02-0222-05

2015-10-20

馬玉娥(1975—)，女，西北工業(yè)大學(xué)教授、博士生導(dǎo)師，主要從事固體力學(xué)、結(jié)構(gòu)疲勞與斷裂復(fù)合材料力學(xué)的研究。