鄧凡臣，柴亞南，陳向明

(中國飛機強度研究所 一室，西安 710065)

纖維增強層合復(fù)合材料結(jié)構(gòu)層間及接頭膠結(jié)界面強度較低，斷裂韌性差，嚴(yán)重影響了復(fù)合材料在飛機結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用。針對這一問題，國內(nèi)外很多科研機構(gòu)及復(fù)合材料生產(chǎn)單位進(jìn)行了大量研究,并開發(fā)了多種層間增韌方法[1-3]，其中最為常見的為Z-pin和縫線[4-5]。這兩種方法因具有加工簡單，制造成本低廉等優(yōu)點而被廣泛采用。其中，波音787的操縱面、A380的球面框均采用了縫紉工藝[6-7]，以提高結(jié)構(gòu)面外承載能力。從20世紀(jì)80年代中期，國內(nèi)外的學(xué)者對纖維增強復(fù)合材料縫紉技術(shù)進(jìn)行了一系列研究[8-11]。取得了大量的研究成果，研究熱點主要集中在以下兩個方面：一是研究縫線對結(jié)構(gòu)面外承載能力或沖擊阻抗的影響。如孫浩等人[12]通過嵌入式桿單元結(jié)構(gòu)模擬了縫線橋聯(lián)作用及失效。通過漸進(jìn)損傷分析，揭示了縫合情況下含單脫層復(fù)合材料層板的失效機理，討論了縫合參數(shù)對剩余壓縮強度的影響。王春壽等人[13]采用試驗與分析相結(jié)合的辦法，研究了縫線對多墻盒段后屈曲承載能力的影響。Tan等[14]通過合層板層間拉伸試驗，發(fā)現(xiàn)縫合層板初始層間斷裂韌性與不縫合情況相近，在分層后縫線提供了一種橋聯(lián)力作用，抑制了層板分離，直到縫線斷裂后整個結(jié)構(gòu)失去厚度方向承載能力。二是部分學(xué)者研究了縫紉對層合板面內(nèi)強度和剛度的影響。如汪海等人[15]采用試驗方法研究了縫合密度對面內(nèi)材料性能的影響，研究結(jié)果認(rèn)為，縫合密度越大由縫合所產(chǎn)生的損傷就越大，對面內(nèi)剛度的影響也就越大。常用縫合密度對面內(nèi)剛度影響的最大幅值為縱向6%、橫向21%剪切幾乎沒有影響。徐萍等人[16]研究了縫線直徑及縫線密度對結(jié)構(gòu)彎曲性能的影響。以上研究成果顯示，縫線對結(jié)構(gòu)面外承載能力能夠起到增強作用，對面內(nèi)力學(xué)性能有所削弱。而已有的試驗表明，不同剛度的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)采用縫線后，一些結(jié)構(gòu)面外承載能力不但沒有增加，反而降低，而另外一些結(jié)構(gòu)采用縫線后面外承載能力得到較大提高。因此，本文采用試驗方法，針對縫線對不同剛度的復(fù)合材料T形接頭面外承載能力的影響進(jìn)行研究，研究結(jié)果可為飛機復(fù)合材料T形接頭設(shè)計提供參考。

1 試驗件及試驗方法

1.1 試驗件

本論文的目的是研究縫線對于不同剛度復(fù)合材料T形接頭面外承載能力的影響。因此，試驗規(guī)劃了兩類不同剛度的試驗件，每類試件分為含有縫線與不含縫線兩種，每種類型6件，共計24件。

試驗件均采用樹脂膜滲透成型工藝(RFI-resin film infusion)加工而成。試驗件材料為T300/QY8911，縫線材料KVLAR 3合股滌綸。試驗件子層位置見圖1所示，試驗件外形尺寸見圖2所示，各子層鋪層順序如表1所示。

圖1 試驗件子層位置示意圖

圖2 試驗件外形尺寸示意圖

LT-1與LT-2兩組試件鋪層較少，蒙皮厚度為2.75 mm，試件面外抗彎剛度較小。其鋪層、幾何尺寸完全相同。區(qū)別在于LT-1采用縫線對長桁凸緣與蒙皮進(jìn)行縫合，縫線密度為5 mm×5 mm，而LT-2未對長桁凸緣及蒙皮進(jìn)行縫合。

表1 試驗件分類及鋪層順序

LT-3與LT-4兩組試件鋪層較多，蒙皮厚度為3.75 mm，試件剛度較大。其鋪層、幾何尺寸完全相同。LT-3也采用縫線對長桁凸緣與蒙皮進(jìn)行縫合增強，縫線密度為5 mm×5 mm，而LT-4未對長桁凸緣與蒙皮進(jìn)行縫合。

1.2 試驗方法

如圖3所示，試驗件的邊界約束條件為兩端固支，腹板施加拉伸載荷。試驗在INSTRON 8801-4上進(jìn)行，試驗件真實夾持狀態(tài)如圖4所示，試驗時采用夾具將試件蒙皮兩端夾緊，模擬固支狀態(tài)。試驗件腹板直接夾持在試驗機上夾頭上，給試驗件加施加面外拉伸載荷，試驗過程采用均勻位移加載，加載速率2 mm/min，試驗過程采集試驗機夾頭位移及試驗載荷。

圖3 試驗件邊界條件及加載方向

2 結(jié)果與分析

2.1 試驗結(jié)果

試驗前對所有試驗試件進(jìn)行超聲無損檢測，確保試驗件無明顯可檢缺陷。隨后，對4組試件進(jìn)行面外拉伸試驗。

圖4 試驗件真實夾持狀態(tài)

由圖5 LT-1(縫合)與LT-2(未縫合)試驗結(jié)果可知，LT-1(縫合)的平均初始破壞載荷為1.51 kN，LT-2(未縫合)的平均初始破壞載荷為2.79 kN。LT-1(縫合)的平均最終破壞載荷為3.08 kN，LT-2(未縫合)的平均最終破壞載荷為3.39 kN。含縫線試件的初始破壞載荷與最終破壞載荷均低于未縫試件。

圖5 LT-1(縫合)與LT-2(未縫合)試驗結(jié)果對比

圖6 LT-3(縫合)與LT-4(未縫合)試驗結(jié)果顯示，LT-3的平均初始破壞載荷為4.24 kN，LT-4的平均初始破壞載荷為3.56 kN。LT-3(縫合)的平均最終破壞載荷為4.77 kN，LT-4(未縫合)的平均最終破壞載荷為3.74 kN。含縫線試件的初始破壞載荷與最終破壞載荷均高于未縫試件。

圖6 LT-3(縫合)與LT-4(未縫合)試驗結(jié)果對比

2.2 試驗分析

當(dāng)對兩種不同面外剛度試驗件施加相同拉伸載荷時，由于LT-1(縫合)與LT-2(未縫合)剛度較小，試驗件面外變形較大，試驗件三角區(qū)圓弧處因彎曲變形產(chǎn)生較大拉伸應(yīng)力，試驗件在該處發(fā)生初始破壞。而LT-3(縫合)與LT-4(未縫合)試驗件剛度較大，相同拉伸載荷下所引起的試驗件面外變形較小，從而試驗件三角區(qū)因彎曲變形產(chǎn)生拉伸應(yīng)力也較小。此時，試驗件蒙皮與長桁凸緣自由邊界面處因剛度突變導(dǎo)致的層間應(yīng)力水平較高，試驗件初始破壞發(fā)生在此處。可見，試驗件面外抗彎剛度不同導(dǎo)致試驗件初始破壞位置不同。LT-1(縫合)與LT-2(未縫合)試驗件初始破壞首先發(fā)生在圖7～8所示的三角區(qū)內(nèi)，而LT-3(縫合)與LT-4(未縫合)試驗件初始破壞首先發(fā)生在圖10～11所示的蒙皮與長桁凸緣自由邊界面處。

LT-1(縫合)試驗件破壞過程為：加載至某一載荷時，試驗件在如圖7所示的三角區(qū)尖端發(fā)生初始開裂，隨著載荷的增加，開裂一端沿著腹板界面擴展，另一端開裂擴展至蒙皮后轉(zhuǎn)向，開裂沿著蒙皮與長桁凸緣界面擴展。當(dāng)開裂擴展至第一排縫線處，開裂終止。此時載荷重新分配，外載與結(jié)構(gòu)內(nèi)載重新平衡。當(dāng)載荷再次增大時，縫線斷裂，開裂繼續(xù)向前擴展至下一排縫線處。隨著載荷的增加，結(jié)構(gòu)不斷重復(fù)縫線斷裂-開裂擴展這一過程，直至縫線全部斷裂，界面全部開裂，結(jié)構(gòu)完全破壞失去承載能力。

LT-2(未縫合)類試驗件破壞過程為：當(dāng)試驗件加載至某一載荷時，初始開裂首先在圖8所示的三角區(qū)內(nèi)發(fā)生。試驗件在發(fā)生初始破壞后，試驗件沒有瞬間破壞，隨著載荷增加開裂沿著腹板中面、蒙皮長桁凸緣界面迅速擴展，結(jié)構(gòu)最終破壞失去承載能力。

圖7 LT-1(縫合)類試驗件初始破壞位置及開裂擴展路徑

圖8 LT-2(未縫合)類試驗件初始破壞位置及開裂擴展路徑

縫線對抗彎剛度較小試驗件初始破壞載荷影響較大。由于LT-1(縫合)類試驗件采用縫線，而LT-2(未縫合)未采用縫線。兩組試驗件典型載荷位移曲線如圖9所示?？梢娍p線降低了LT-1(縫合)類試驗件面內(nèi)力學(xué)性能，導(dǎo)致試驗件抗彎剛度小于LT-2(未縫合)類試驗件。當(dāng)對兩類試件施加相同載荷時， LT-1(縫合)彎曲變形較大，三角區(qū)應(yīng)力水平更高。因此， LT-1(縫合)類試驗件三角區(qū)發(fā)生初始破壞對應(yīng)的載荷較低，而LT-2(未縫合)類試驗件無縫線，面內(nèi)性能未受影響，結(jié)構(gòu)抗彎剛度較大，三角區(qū)發(fā)生初始破壞相對較晚，初始破壞載荷也就更高。

圖9 LT-1(縫合)與LT-2(未縫合)試驗件典型載荷位移曲線

縫線對抗彎剛度較小試驗件最終破壞載荷也有一定影響。當(dāng)LT-1(縫合)發(fā)生初始破壞后，開裂沿腹板中面、長桁凸緣與蒙皮界面大面積擴展，結(jié)構(gòu)因縫線存在可繼續(xù)承載。由于縫線承載能力有限，外載達(dá)到其極限承載能力時開始斷裂，開裂繼續(xù)擴展，最后結(jié)構(gòu)破壞失去承載能力。而LT-2(未縫合)類試驗件初始破壞載荷與LT-1(縫合)試驗件最終破壞載荷相近，試驗件發(fā)生初始開裂后，還可繼續(xù)承載，隨著載荷增加試驗件最終破壞失去承載能力。LT-2(未縫合)試驗件的最終承載能力大于LT-1(縫合)試驗件?？梢姡p線誘導(dǎo)試驗件提前發(fā)生初始破壞從而導(dǎo)致試驗件最終破壞載荷降低。

LT-3(縫合)試驗破壞過程為：當(dāng)試驗加載至某一載荷時，試驗件首先在圖10所示的長桁凸緣自由邊處開裂，試驗件未發(fā)生最終破壞。隨著載荷增加試驗過程經(jīng)歷了縫線斷裂-開裂繼續(xù)擴展這一往復(fù)循環(huán)過程，直至結(jié)構(gòu)破壞而失去承載能力。

圖10 LT-3(縫合)類試驗件初始破壞位置及開裂擴展路徑

LT-4(未縫合)試驗破壞過程為：試驗件加載至一定載荷后，初始開裂仍然發(fā)生在圖11所示的蒙皮與凸緣邊緣界面處。由于試驗件無縫線抑制分層擴展，界面分層擴展迅速，初始開裂產(chǎn)生后，結(jié)構(gòu)瞬間破壞，失去承載能力。

圖11 LT-4(未縫合)類試驗件初始破壞位置及開裂擴展路徑

縫線提高了抗彎剛度較大試驗件的初始破壞載荷。LT-3(縫合)類試驗件采用縫線，而LT-4(未縫合)未采用縫線。兩組試驗件典型載荷位移曲線如圖12所示?？梢?，縫線對結(jié)構(gòu)抗彎剛度影響較小。由于試驗件剛度較大，當(dāng)給試驗件施加面外拉伸載荷時，試驗件三角區(qū)因彎曲變形而導(dǎo)致的拉伸應(yīng)力較低。而長桁凸緣邊緣與蒙皮粘接處受面外剝離載荷較大，應(yīng)力水平較高，初始破壞首先在此處產(chǎn)生，即圖10所示的初始裂紋所在位置。此時控制試驗件承載能力的主要因素為長桁凸緣與蒙皮界面強度，由于縫線增強了LT-3(縫合)類試驗件凸緣邊緣界面的斷裂韌性及破壞強度，初始破壞載荷較高。而LT-4(未縫合)類試驗件無縫線增強，初始破壞載荷較低。

圖12 LT-3(縫合)與LT-4(未縫合)試驗件載荷位移曲線

縫線提高了抗彎剛度較大試驗件的最終破壞載荷。由于LT-4(未縫合)類試驗件發(fā)生初始破壞后，開裂瞬間擴展至整個界面，結(jié)構(gòu)失去承載能力，初始破壞載荷與最高承載能力幾乎相同。而LT-3(縫合)類試驗件，發(fā)生初始破壞位置為凸緣自由邊處的界面，縫線很快抑制開裂擴展，長桁凸緣與蒙皮界面及長桁腹板沒有發(fā)生大面積的破壞，因此，初始破壞對結(jié)構(gòu)承載能力影響較小。隨著載荷的增加縫線斷裂，開裂繼續(xù)擴展，直至結(jié)構(gòu)失去承載能力。因此，LT-3(縫合)類試驗件的最高承載能力遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于LT-4(未縫合)試驗件最終承載能力。

3 結(jié)論

飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計過程中應(yīng)當(dāng)慎重考慮縫線的作用，尤其是在一些面外抗彎剛度較小的接頭中，應(yīng)綜合考慮縫線對結(jié)構(gòu)面外和面內(nèi)性能的影響，以及結(jié)構(gòu)本身面內(nèi)性能與面外性能之間的相互影響。本論文中研究的兩類不同剛度接頭顯示：

(1)當(dāng)復(fù)合材料T形接頭面外剛度較小時，采用縫合技術(shù)，并不會提高結(jié)構(gòu)的承載能力，反而降低了結(jié)構(gòu)的初始破壞載荷和最高承載能力；

(2)當(dāng)T形接頭面外抗彎剛度較大時，縫線可以提高結(jié)構(gòu)的初始破壞載荷及最高承載能力。