劉麗娜

（南京航空航天大學(xué)金城學(xué)院，江蘇 南京 211156）

復(fù)合材料膠接修補(bǔ)航空鋁合金的疲勞性能與損傷監(jiān)測實(shí)驗(yàn)研究

劉麗娜

（南京航空航天大學(xué)金城學(xué)院，江蘇 南京 211156）

針對航空鋁合金在疲勞載荷作用下易發(fā)生疲勞裂紋快速擴(kuò)展引起突發(fā)斷裂破壞的問題，采用碳纖維復(fù)合材料來膠接修補(bǔ)受損航空鋁合金，以提高其疲勞性能。同時(shí)，使用紅外熱成像技術(shù)結(jié)合數(shù)字圖像處理，對復(fù)合材料與鋁合金界面脫粘進(jìn)行在線監(jiān)測，嘗試建立脫粘缺陷發(fā)展與疲勞裂紋擴(kuò)展之間的關(guān)系。進(jìn)行無修補(bǔ)和有修補(bǔ)受損鋁合金試件的疲勞實(shí)驗(yàn)對比研究，結(jié)果表明：復(fù)合材料膠接修補(bǔ)鋁合金試件的疲勞壽命比未修補(bǔ)試件提高60%，從實(shí)驗(yàn)曲線走勢和破壞形態(tài)看，可認(rèn)為復(fù)合材料的疲勞性能優(yōu)于復(fù)合材料/鋁合金界面的疲勞性能，而界面的疲勞性能優(yōu)于鋁合金的疲勞性能，脫粘缺陷的像素增加與金屬的裂紋長度延伸規(guī)律一致、高度相關(guān)，可以為后續(xù)疲勞裂紋擴(kuò)展監(jiān)測提供參考。

鋁合金；復(fù)合材料膠接修補(bǔ)；疲勞性能；紅外熱成像監(jiān)測；圖像分析

0 引 言

航空硬鋁具有比強(qiáng)度高、屈強(qiáng)比大、塑韌性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，在飛機(jī)的蒙皮、梁、肋、桁條和隔框等部件得到廣泛應(yīng)用[1]。同時(shí)航空硬鋁也具有耐腐蝕性能差、疲勞載荷敏感性較強(qiáng)等缺點(diǎn)，在長期的交變載荷作用下，易出現(xiàn)疲勞裂紋而發(fā)生斷裂破壞。且其從疲勞裂紋萌生到發(fā)生斷裂只發(fā)生很小的永久變形，很難事先察覺，是一種極其危險(xiǎn)的破壞形式。由于疲勞裂紋很細(xì)小，卸載后裂紋基本閉合，所以很難用傳統(tǒng)的無損檢測方法及時(shí)發(fā)現(xiàn)鋁合金中的初期疲勞裂紋[2]，對疲勞裂紋進(jìn)行準(zhǔn)確的定性、定量表征則更困難。

為了提高受損結(jié)構(gòu)的性能，近些年來研究人員提出了應(yīng)用多種材料對結(jié)構(gòu)進(jìn)行修補(bǔ)的方法。其中，碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料具有質(zhì)量輕、強(qiáng)度大、耐腐蝕、耐疲勞、抗蠕變和熱膨脹系數(shù)小等優(yōu)異性能，在航空航天、汽車等領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[3-4]。工程實(shí)踐證明，及時(shí)采用碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料加固結(jié)構(gòu)的受損和薄弱部位，可以有效修復(fù)局部損傷，大幅度提高結(jié)構(gòu)整體性能。當(dāng)前，采用碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料膠接修補(bǔ)航空鋁合金技術(shù)已成為國內(nèi)外研究熱點(diǎn)[5-8]，對其疲勞問題也有一些研究進(jìn)展[9]。但在對復(fù)合材料修補(bǔ)后的鋁合金試件進(jìn)行疲勞性能研究時(shí)，由于膠接復(fù)合材料的遮擋，對試件中的疲勞裂紋進(jìn)行監(jiān)測將變得更加困難[10-11]。如何在研究其疲勞性能的同時(shí)，對疲勞裂紋進(jìn)行監(jiān)測防止構(gòu)件的突發(fā)斷裂破壞是一個(gè)需要解決的難題。

針對以上問題，本文對鋁合金原件和復(fù)合材料膠接修補(bǔ)鋁合金構(gòu)件進(jìn)行相同能量的疲勞載荷試驗(yàn)，旨在探討一種適用于高強(qiáng)度航空鋁合金裂紋修補(bǔ)的方法，有效延緩疲勞裂紋產(chǎn)生之后的斷裂破壞。同時(shí)利用疲勞裂紋擴(kuò)展與復(fù)合材料與鋁合金界面脫粘的關(guān)系，使用紅外熱成像技術(shù)結(jié)合數(shù)字圖像處理，對界面脫粘損傷進(jìn)行在線監(jiān)測，并建立與疲勞裂紋擴(kuò)展之間的關(guān)系。

1 實(shí) 驗(yàn)

選取2個(gè)鋁合金試件，尺寸為500mm×100mm×15 mm，鋁合金牌號采用航空中常用的7075，通過材料拉伸試驗(yàn)得到鋁合金的力學(xué)性能為：抗拉強(qiáng)度 σb≥560 MPa；伸長應(yīng)力 σp0.2≥495 MPa；伸長率δ5≥6%。為了控制鋁合金裂紋的產(chǎn)生部位和方向，沿軋制方向截取V形單邊缺口試樣，高度為5mm，其他外形如圖1所示。另制作同一尺寸、同一缺陷的試件2（見圖2），其表面用T300環(huán)氧基碳纖維復(fù)合材料修補(bǔ)，其厚度為1mm，制作方法為手工濕粘貼。

圖1 試件1三維圖和尺寸圖（單位：mm）

圖2 試件2三維圖和尺寸圖（單位：mm）

圖3 實(shí)驗(yàn)設(shè)備

在5t疲勞試驗(yàn)加載系統(tǒng)（如圖3（a）所示）上進(jìn)行加載，疲勞加載頻率6Hz，加載波形為正弦波，采取四點(diǎn)等幅彎曲加載方式，在最大應(yīng)力σmax≥560MPa，應(yīng)力比R=0.1條件下進(jìn)行加載。在疲勞加載過程中裂紋會從缺口位置萌生，而且缺口附近位置的應(yīng)力超過材料屈服強(qiáng)度，會產(chǎn)生塑性變形，該處所萌生的疲勞裂紋是彈塑性裂紋。疲勞試驗(yàn)過程中，對試件1、2采用GE-5數(shù)碼顯微鏡（如圖3（b）所示）進(jìn)行裂紋擴(kuò)展的監(jiān)測，采用60倍率進(jìn)行觀測。此外，對試件2使用紅外無損檢測儀器（如圖3（c）所示）監(jiān)測加載過程中每隔5000個(gè)應(yīng)力循環(huán)的復(fù)合材料/鋁合金界面脫粘缺陷產(chǎn)生和擴(kuò)展情況，實(shí)驗(yàn)中采用的ImageIR高端紅外成像系統(tǒng)，最高成像幀頻可達(dá)10kHz，溫度分辨率最高達(dá)0.01℃，實(shí)驗(yàn)中采用的瞬態(tài)熱激勵源為Photo Light-1000W型加熱燈，同時(shí)采用JSS48A-1Z型數(shù)字式時(shí)間控制器對熱激勵時(shí)間進(jìn)行控制，并對紅外熱像圖進(jìn)行分析，研究試件裂紋擴(kuò)展速率變化情況。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

2.1 試件1疲勞試驗(yàn)結(jié)果

圖4為試件1不同加載次數(shù)后的裂紋擴(kuò)展圖，可以看出直至加載到3萬次以后，試件1在V型凹槽缺口處，出現(xiàn)交變荷載所引起細(xì)小裂紋，裂縫長度為84.9 μm；3.1萬次加載后的裂紋長度顯著增加，裂縫長度為110.3 μm；3.2萬次加載后，裂紋長度持續(xù)增加，裂縫長度為136.8μm；3.24萬次疲勞加載后，可以清晰地觀察斷口特征。

試驗(yàn)結(jié)果表明，鋁合金試件1從初次發(fā)現(xiàn)裂紋損傷到完全斷裂只經(jīng)過了2400次，在實(shí)際工程應(yīng)用中這樣的早期疲勞裂縫缺陷較難做到及時(shí)發(fā)現(xiàn)、對疲勞裂紋的發(fā)展過程較難做到實(shí)時(shí)監(jiān)測和進(jìn)行過程描述，無法及時(shí)采取有針對性維修。

2.2 試件2疲勞試驗(yàn)結(jié)果

試件2為用復(fù)合材料膠接修補(bǔ)試件，裂紋長度測試方法同試件1，采用數(shù)碼顯微鏡進(jìn)行裂紋擴(kuò)展的監(jiān)控，采用60倍率進(jìn)行觀測。由于試驗(yàn)件缺陷表面粘貼碳纖維布，在熱激勵下缺陷具有不同溫度場，試驗(yàn)過程采用紅外熱成像儀檢測碳纖維布的脫粘情況，并通過后期圖像分析，找尋裂紋擴(kuò)展與脫粘面積大小之間的規(guī)律。

在疲勞加載1萬次、1.5萬次、2萬次、2.5萬次、3萬次、3.5萬次、4萬次、4.5萬次和5萬次分別取出試件，利用顯微鏡檢測裂紋數(shù)據(jù)，同時(shí)采用紅外成像系統(tǒng)采集紅外熱成像圖，描述碳纖維布脫粘（如圖5所示）。在3萬次的圖像收集中，發(fā)現(xiàn)試件A側(cè)面出現(xiàn)細(xì)微裂紋，在4萬次時(shí)裂紋長度顯著增加，5.1萬次時(shí)，試件斷裂。由試驗(yàn)可知，使用復(fù)合材料膠接修補(bǔ)鋁合金的方法可以顯著增加鋁合金材料的疲勞壽命，復(fù)合材料膠接修補(bǔ)鋁合金試件的疲勞壽命比未修補(bǔ)試件提高了60%。

2.3 試件2紅外監(jiān)測結(jié)果

圖4 試件1裂紋長度擴(kuò)展

在紅外圖像采集過程中，由于熱激勵源的位置和激勵方向等多方面的原因，常出現(xiàn)圖像不均勻、對比度不足等弊端，使人眼在觀看圖像時(shí)視覺效果較差。因此先采用灰度線性變換對紅外圖像進(jìn)行處理，使圖像動態(tài)范圍加大，圖像對比度擴(kuò)展、圖像清晰、特征明顯，如圖6所示。然后采用Canny算子對圖像分別進(jìn)行邊緣檢測，標(biāo)識圖像中亮度變化明顯的點(diǎn)，描述出脫粘區(qū)域的輪廓，如圖7所示。接著采用最大類間方差法對圖像進(jìn)行二值化處理，實(shí)現(xiàn)對目標(biāo)區(qū)域邊界、位置和大小等的提取，從而確定脫粘區(qū)域面積，如圖8所示。

在圖像中脫粘面積大小用像素?cái)?shù)（PIX）來表示。對二值圖取像素值為1的像素個(gè)數(shù)表示脫粘大小，脫粘實(shí)際面積大小可以根據(jù)熱圖的像素尺寸和試件實(shí)際尺寸的比例得到，該比例關(guān)系可由熱像儀的成像距離和熱像儀所用的鏡頭倍數(shù)來確定。其計(jì)算公式為

式中：L、W——試件實(shí)際的長度、寬度；

Mrow、Mcol——對應(yīng)圖像的行、列數(shù)；

S——缺陷的實(shí)際面積大小。

圖5 試件2分階段紅外熱像圖

圖6 試件2分階段灰度變換圖

圖7 試件2分階段Canny算子邊緣檢測圖

圖8 試件2分階段圖像二值化圖

表1為試件2經(jīng)計(jì)算后得到的脫粘面積，圖9（a）為試件1裂紋缺陷擴(kuò)展過程，圖9（b）為試件2裂紋缺陷和界面脫粘缺陷擴(kuò)展過程。從表1和圖9可見，界面脫粘缺陷的發(fā)展規(guī)律與鋁合金疲勞裂紋的發(fā)展規(guī)律是一致的，加載次數(shù)-裂紋長度和加載次數(shù)-熱圖像素增加比例的曲線規(guī)律基本吻合，裂紋長度和熱圖像素增加比例的相關(guān)系數(shù)達(dá)到0.9。疲勞裂紋的長度和試件的厚度相比非常小，因此可認(rèn)為疲勞裂紋的出現(xiàn)和擴(kuò)展并未顯著影響復(fù)合材料補(bǔ)片及界面的應(yīng)力場。疲勞裂紋的長度和復(fù)合材料補(bǔ)片的脫粘面積之間存在明顯相關(guān)關(guān)系的原因是疲勞損傷對它們（鋁合金、界面）的影響規(guī)律類似。從曲線對比來看，界面脫粘的曲線走勢和鋁合金裂紋長度的曲線走勢相比較為平緩，且試件最終破壞形態(tài)為鋁合金斷裂而非界面破壞亦非復(fù)合材料斷裂，因此可認(rèn)為復(fù)合材料的疲勞性能優(yōu)于復(fù)合材料/鋁合金界面的疲勞性能，而界面的疲勞性能優(yōu)于鋁合金的疲勞性能。

表1 試件2的缺陷像素值

圖9 試件1和試件2缺陷擴(kuò)展過程

3 結(jié)束語

論文研究了復(fù)合材料膠接修補(bǔ)航空鋁合金疲勞性能的變化，利用紅外熱成像技術(shù)結(jié)合數(shù)字圖像處理方法，建立了脫粘缺陷發(fā)展與疲勞裂紋擴(kuò)展之間的關(guān)系，得到以下結(jié)論：

1）由試驗(yàn)可知，復(fù)合材料膠接修補(bǔ)鋁合金試件的疲勞壽命比未修補(bǔ)試件提高了60%，即使用復(fù)合材料膠接修補(bǔ)鋁合金的方法可以顯著增加鋁合金材料的疲勞壽命。

2）從實(shí)驗(yàn)曲線走勢和破壞形態(tài)看，可認(rèn)為復(fù)合材料的疲勞性能優(yōu)于復(fù)合材料/鋁合金界面的疲勞性能，而界面的疲勞性能優(yōu)于鋁合金的疲勞性能。

3）使用紅外熱成像技術(shù)結(jié)合數(shù)字圖像處理，可以對復(fù)合材料和鋁合金界面脫粘進(jìn)行在線監(jiān)測，并定量確定脫粘面積，脫粘缺陷的像素增加與金屬的裂紋長度延伸規(guī)律一致、高度相關(guān)，可以為后續(xù)疲勞裂紋擴(kuò)展在線監(jiān)測提供參考。

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（編輯：李妮）

Experimental study on fatigue performance and damage monitoring for aeronautical aluminum alloy adhesively repaired by composite

LIU Li’na
（Jincheng College，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 211156，China）

To address fast growth of fatigue crack and sudden burst fracture of aeronautical aluminum alloy under fatigue loads，this study proposed to use carbon fiber reinforced composite materials to repair damaged aluminum alloy to improve its fatigue performance.At the same time，infrared thermal imaging technology with digital image processing was employed to online monitor the interfacial debonding，and tried to establish the correlation of the fatigue crack growth and the interfacial debonding.The research on fatigue experiment contrasted with un-repair and repair damaged aluminum alloy specimen.The resultsshow thatthe fatigue life ofthe specimen adhesively repaired by composite is 60%longer than that of the un-repaired specimen;the fatigue performance ofthe composite isbetterthan thatofthe bonding interface， and the fatigue performance of the bonding interface is better than that of the aluminum alloy;the number of pixels of the debonding defect increase with the growth of crack length，and they are highly correlated.The finding provides a reference for further fatigue crack growth monitoring.

aluminum alloy； composite bonded repair； fatigue performance；infrared thermal imaging monitoring；image processing

A

1674-5124（2017）04-0130-05

10.11857/j.issn.1674-5124.2017.04.027

2016-09-18；

2016-11-20

中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金資助（NS2016018）；江蘇省高校自然科學(xué)研究面上項(xiàng)目（15KJB590001）

劉麗娜（1981-），女，江蘇南京市人，講師，碩士，主要從事民航機(jī)電工程相關(guān)工作。