劉元海，趙連紅，張紅飛，李孟思，金濤，王浩偉

（中國特種飛行器研究所 結構腐蝕防護與控制航空科技重點實驗室，湖北 荊門 448035）

目前通過減少結構分段、零件和連接件數(shù)量是大幅度減輕結構質量的重要途徑，結構減重是航空裝備更新、性能不斷完善的重要保障。為了保證飛機的飛行安全，并延長飛機的使用壽命、檢修周期，降低制造成本，在結構設計中采用新的設計方法、新的材料、新的連接方法來實現(xiàn)，先進增強結構是一種新型的結構形式[1-2]。在飛機金屬高應力區(qū)域的結構上膠接連接帶有增強功能的纖維條帶，增加局部區(qū)域的傳遞路徑，減小局部區(qū)域的應力水平，提高該區(qū)域的疲勞和損傷容限性能[3-11]。以碳纖維、硼纖維、玻璃纖維為代表的復合材料，具有更高的強度和更小的密度，應用于先進增強結構可有效減輕飛機結構的質量。在連接方面，膠接技術已取得長足的發(fā)展，膠接、機械連接和焊接已經(jīng)并列成為現(xiàn)代飛機制造的三大連接技術，膠接技術已是先進增強結構的重要連接形式。先進增強技術是在損傷容限設計上發(fā)展起來的一種新型的結構增強技術。在設計時考慮到材料內部可能存在的缺陷及構件的受力特點，在某些可能存在應力集中的局部區(qū)域進行局部增強，以降低構件在服役過程中裂紋產(chǎn)生及擴展的速率，延長飛機檢修間隔及壽命[12-13]，提高安全性及經(jīng)濟性。目前國內對于先進增強結構（復合材料-金屬結構）在飛機上應用報告比較少見，先進增強結構（復合材料-金屬結構）結構性能研究也較少[14]。因此，文中開展了先進增強結構的拉伸力學試驗，研究在單軸拉伸作用下先進增強結構中鋁合金材料和復合材料的應力分布特點，驗證先進增強結構能有效減小局部區(qū)域的應力水平，提高該區(qū)域的疲勞和損傷容限性能，加快先進增強結構的工程化應用有重要意義。

1 試驗

1.1 試驗件

試樣材料為2A12-T4 鋁合金材料，其化學成分見表1。試樣形式采用啞鈴狀形狀，試驗件尺寸大小如圖1 所示。鋁合金板厚3 mm，試驗件結構如圖2 所示。先進增強結構的復合材料為T300，通過J150 膠粘劑膠接在鋁合金板上，厚度為1.428 mm，試驗件平行試樣數(shù)量為5 件。

1.2 單軸拉伸靜力試驗

參考HB 5143—1996《金屬室溫拉伸試驗方法》的試驗要求，在開展試驗之前，對試驗件進行初始檢測，確保開展試驗的試驗件無損傷和缺陷。在先進增強結構上布置應變片，檢測試驗件在單軸拉伸作用下的應變變化，應變片布置的位置如圖3 所示。在開展試驗過程中，分別對5 件試驗件進行編號，試驗件對稱夾在拉力機上、下夾持器上，確保夾持的試驗件受軸向拉力的作用，控制加載速度。按照0.02 mm/s 的速度勻速加載至20 000 N（線彈性范圍內的載荷），保持10~12 s 后，緩慢卸載，實時記錄試驗過程中的載荷與應變大小數(shù)據(jù)。

表1 試驗材料的化學成分Tab.1 Chemical composition of experiment materials %

圖1 先進增強結構試驗件尺寸Fig.1 Dimensional drawing of advanced reinforced structure test piece

圖2 先進增強結構試驗件結構Fig.2 Structural drawing of advanced reinforced structure test piece

圖3 試驗件應變片布置Fig.3 Schematic diagram of test piece strain gauge arrangement

2 結果與分析

2.1 數(shù)據(jù)分析

根據(jù)HB 5143—1996《金屬室溫拉伸試驗方法》，復合材料的應變測試點3 個部位，金屬基體的應變測試點有7 個部位，在應變檢測過程中在5000、7500、10 000、12 500、15 000、17 500、20 000 N 等7 個載荷點進行應變檢測，加載到20 000 N 時對試驗件進行無損檢測，試驗件無破壞。先進增強結構復合材料應變測試結果見表2，金屬基材應變測試結果見表3。

表2 先進增強結構復合材料應變測試結果Tab.2 Strain test results of advanced reinforced structural composites

表3 先進增強結構鋁合金基體材料應變測試結果Tab.3 Strain test results of advanced reinforced aluminum alloy substrate materials

續(xù)表

2.2 試驗數(shù)據(jù)分析

開展先進增強結構單軸拉伸試驗，先進增強結構以0.02 mm/s 的速度勻速加載至20 000 N，分別測試了復合材料和金屬基體的應變大小。文中用應變大小求取復合材料和鋁合金基體應力水平時，假設復合材料和鋁合金在各自截面內的應變大小一致。通過對先進增強結構的應變數(shù)據(jù)的分析和計算，得到復合材料和金屬基體結構在5000、7500、10 000、12 500、15 000、17 500、20 000 N 的應力分布大小。通過查金屬材料力學性能手冊，2A12-T4 的彈性模量E鋁為68 GPa，復合材料的彈性模量E復材為136.2 GPa，先進增強結構的復合材料2#、3#、4#的應力值見表4，先進增強結構的鋁合金基材選取2#、3#、4#，其應力值見表5。為對比先進增強結構降低結構基材應力水平作用，通過試驗測試鋁合金試驗件JHJ1 的應力隨載荷變化情況，如圖4 所示。

表4 先進增強結構的復合材料應力分布Tab.4 Stress distribution value of composite materials with advanced reinforced structure MPa

表5 先進增強結構的鋁合金基材應力分布Tab.5 Stress distribution value of aluminum alloy substrate with advanced reinforced structure MPa

圖4 鋁合金試驗件單軸拉伸試驗Fig.4 Uniaxial tensile test of aluminum alloy test pieces

通過對先進增強結構開展單軸拉伸試驗，采用應變片采集試驗件復合材料和鋁合金的應變大小?？梢钥闯?，隨著載荷大小的不斷增加，鋁合金基體結構的應變隨著增加，復合材料的應變也隨著增加。通過表4 和表5 的應力大小分布可知，先進增強結構復合材料三個檢測點的應力水平和鋁合金基材三個測試點的應力水平各自重合度較好。在0~20 000 N 的范圍內，隨著載荷的增加，復合材料和鋁合金基材的應力水平都基本呈線性增加，復合材料的應力增加幅度相比鋁合金基材大。在5000、7500、10 000、12 500、15 000、17 500、20 000 N 的載荷上，復合材料的應力與鋁合金應力比值分別是0.413、0.462、0.572、0.656、0.724、0.783、0.823，在20 000 N 范圍內兩者的比值逐漸增大；先進增強結構試驗件鋁合金的應力與JHJ1 件鋁合金應力比值分別為：0.957、0.949、0.917、0.897、0.879、0.865、0.852，兩者的比值逐漸減少，如圖5 所示。這說明先進增強結構中復合材料分擔的應力逐漸增大，對于先進增強結構基體材料的應力水平降低程度會越來越顯著。隨著軸向載荷的不斷增加，載荷大于20 000 N 時，如果強度大于先進增強結構膠接剪切強度，先進增強結構膠接結構內部會逐漸出現(xiàn)損傷破壞，導致復合材料不能承擔部位載荷，致使先進增強結構破壞，文中沒有涉及到，后期將繼續(xù)開展這方面的研究，完善先進增強結構在破壞失效之前的復合材料和鋁合金材料的載荷分布特點。

圖5 先進增強結構應力水平比值變化Fig.5 Change graph of stress level ratio of advanced reinforced structure

通過以上分析，先進增強結構在受到軸向載荷作用下，復合材料能夠有效分擔鋁合金的部分載荷。在20 000 N 載荷范圍內，先進增強結構形式能有效降低鋁合金基材的應力水平，最大應力水平能降低至85.2%，有效證明了先進增強結構能降低飛機基材結構應力水平。

3 結論

1）先進增強結構在0~20 000 N 范圍內，隨著載荷的不斷增加，復合材料和鋁合金基材的應力水平呈線性增加趨勢。

2）在0~20 000 N 范圍內，復合材料應力水平與鋁合金基材應力水平比值逐漸增加，先進增強結構鋁合金基材應力水平與JHJ1 試件應力水平比值逐漸減少。

3）在0~20 000 N 范圍內，先進增強結構形式能有效降低結構金屬基材的應力水平，提高該區(qū)域的疲勞和損傷容限性能。