姚武文

(空軍第一航空學(xué)院，河南 信陽 464000)

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帶圓孔與帶裂紋層壓板復(fù)合材料損傷容限對比研究

姚武文

(空軍第一航空學(xué)院，河南 信陽 464000)

通過計算、分析帶圓孔與帶裂紋層壓板復(fù)合材料損傷容限，明確了當(dāng)復(fù)合材料出現(xiàn)裂紋時，不能像金屬材料那樣，通過將裂紋切成圓孔來提高其剩余強度，否則會加重復(fù)合材料的損傷程度。研究可為飛機復(fù)合材料構(gòu)件戰(zhàn)傷搶修提供參考和依據(jù)。

損傷容限；復(fù)合材料；戰(zhàn)傷搶修

隨著航空科技的發(fā)展，復(fù)合材料以其比重小、比強度和比模量大的特點，優(yōu)良的化學(xué)穩(wěn)定性，以及耐磨、耐熱、耐疲勞、耐蠕變和消聲等性能，在飛機上得到了越來越廣泛的應(yīng)用，且其用量的多少已成為評價一架飛機先進與否的重要標(biāo)志，這對飛機的維修產(chǎn)生了許多的影響[1]。由于復(fù)合材料構(gòu)件與金屬材料構(gòu)件的損傷容限特性不同，因而在有關(guān)戰(zhàn)傷搶修處理方法上，不能將傳統(tǒng)的用于金屬材料的處理方法用于復(fù)合材料。

損傷容限是指具有缺陷或損傷的結(jié)構(gòu)在規(guī)定的使用期內(nèi)有足夠剩余強度的最大損傷極限。它是對飛機結(jié)構(gòu)安全和設(shè)計的要求，也是對飛機使用中允許損傷或可不修理損傷的要求。如F-18飛機的修理指南規(guī)定：復(fù)合材料構(gòu)件中深度<0.4 mm 的壓痕、直徑<13 mm的分層損傷和直徑<19 mm的開膠損傷可不修理，正常使用。

對于一個具體的結(jié)構(gòu)，其損傷容限的大小受多種因素影響，如損傷模式、損傷分布、斷裂類型、材料特性和承受的載荷等。一般情況下，同樣的金屬材料壁板，帶裂紋的損傷容限比帶同樣損傷尺寸圓孔的損傷容限小，因此，在戰(zhàn)傷搶修中，采用將裂紋切割成圓孔的辦法來提高損傷構(gòu)件的損傷容限，以減小修理的工作量[2]。在戰(zhàn)爭中，彈片打擊層壓板復(fù)合材料結(jié)構(gòu)造成的彈孔周邊往往帶有撕裂狀尖角[3]，類似裂紋，本文通過對比計算帶裂紋與帶圓孔層壓板復(fù)合材料的損傷容限，研究如何提高其結(jié)構(gòu)的損傷容限。

1　層壓板復(fù)合材料損傷極限計算模型

要計算層壓板復(fù)合材料的損傷容限，應(yīng)確定其破壞判據(jù)，建立有關(guān)的計算模型。

1.1復(fù)合材料的破壞判據(jù)

圖1　平均應(yīng)力判據(jù)示意圖

復(fù)合材料的破壞判據(jù)主要有平均應(yīng)力和點應(yīng)力等[4]。本文采用平均應(yīng)力判據(jù)。該判據(jù)假定距離孔邊或裂紋尖端某一特征長度a0之內(nèi)的平均應(yīng)力達到無損傷層壓板的極限強度σb時，層壓板被破壞[3](見圖1)，即:

(1)

式中，σy(x,0)是帶損傷最小截面上的Y方向應(yīng)力分布；R是損傷尺寸(圓孔為半徑；中心裂紋為裂紋半長)；a0是特征長度，由試驗確定。

1.2無限大板的計算模型

1.2.1單向受拉帶圓孔正交各向異性無限大板剩余強度及損傷極限計算模型

(2)

1.2.2單向受拉帶中心裂紋正交各向異性無限大板剩余強度及損傷極限計算模型

帶有長度為2c的中心裂紋的正交各向異性無限大板，在垂直于裂紋面方向受有拉伸載荷，根據(jù)平均應(yīng)力判據(jù)得出其相對剩余強度公式[3]為：

(3)

式中，ξ3=c/(c+a0)。

當(dāng)飛機的飛行任務(wù)級別一定時，要求部件的剩余強度一定，利用式2和式3可求出損傷極限Rjs和cjs的大小。

1.3有限寬板計算模型的修正[3]

設(shè)σc為有限寬板的剩余強度，則有：

(4)

式中，η是有限寬修正系數(shù)。對帶半徑為R的中心圓孔和板寬為W的板，η計算公式為：

(5)

對帶長為2c的中心裂紋板，η計算公式為：

(6)

2　帶圓孔與帶裂紋層壓板復(fù)合材料損傷極限計算

采用單向受拉帶圓孔和帶裂紋的T300/QY8911層壓板復(fù)合材料，其特征長度a0=3.12 mm、剪切模量Gxy=5.25 GPa，泊松比υxy=0.324，x向的彈性模量Ex=129.70 GPa，y向的彈性模量Ey=9.04 GPa，取板寬W=100 mm，利用式2～式6計算出相對剩余強度。單向受拉帶中心裂紋和光滑圓孔T300/QY8911層壓板隨損傷長度變化的曲線如圖2所示。從圖2中可見，當(dāng)損傷長度較小時，裂紋和圓孔的相對剩余強度基本一致；當(dāng)損傷長度較大(>10 mm)時，圓孔的相對剩余強度比裂紋小。說明當(dāng)這種復(fù)合材料出現(xiàn)裂紋時，不能像金屬材料那樣將裂紋切成圓孔來提高其剩余強度，否則會加重復(fù)合材料的損傷程度。

圖2　相對剩余強度隨損傷長度變化的曲線

需要說明的是，戰(zhàn)爭中對戰(zhàn)傷飛機的使用可以加以限制，這樣損傷部位的使用應(yīng)力可以很低，飛機有可能帶較大尺寸損傷進行飛行。

3　結(jié)語

一般情況下，當(dāng)金屬材料出現(xiàn)裂紋時，其裂紋尖端會出現(xiàn)應(yīng)力場的奇異性，從而易引起應(yīng)力集中，加速裂紋擴展，導(dǎo)致低應(yīng)力下破壞。將金屬材料的裂紋切割成圓孔或鉆止裂孔，可消除裂紋尖端的應(yīng)力奇異性，提高其剩余強度，并在一定程度上阻止裂紋繼續(xù)擴展。而對于層壓板復(fù)合材料，由于纖維鋪設(shè)方向的多樣性等特點，使得其出現(xiàn)裂紋時裂紋尖端不會出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象，而且其本身還具有止裂的作用；因此，將復(fù)合材料的裂紋切割成圓孔，不但沒有起到減小應(yīng)力集中的作用，反而增大了損傷面積和損傷程度，降低了其剩余強度。

[1] 姚武文，周平，蔡開龍，等. 新機復(fù)合材料構(gòu)件損傷修理技術(shù)研究[C]//第四屆中國航空學(xué)會青年科技論壇文集——探索、創(chuàng)新、交流.北京：航空工業(yè)出版社,2010.

[2] 姚武文，路陽.飛機戰(zhàn)傷分析、評估[M].北京：解放軍出版社出版，2006.

[3] 郝建濱， 穆志韜， 李旭東.金屬損傷復(fù)合材料膠接修補技術(shù)的國內(nèi)研究現(xiàn)[J].新技術(shù)新工藝，2014 (11)：45-37.

[4] 中國航空研究院.復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限設(shè)計指南[M].北京：航空工業(yè)出版社,1995.

責(zé)任編輯馬彤

Research on Damage Tolerance of Composite Laminates with Hole or Crack

YAO Wuwen

(The First Aeronautic Institute of Air Force, Xinyang 464000, China)

By means of computation and analysis of damage tolerance of composite laminates with holes or crack, the conclusion is brought that crack on laminates can’t be cut into holes to improve the residual strength; otherwise, the damage will become more serious. The methods and conclusion can be reference and basis for battle damage repair of airplane composite component.

damage tolerance， composite， battle damage repair

V 271.4

A

姚武文(1959-)，男，教授，主要從事飛機戰(zhàn)傷搶修教學(xué)與科研工作。

2016-03-29