金属裂纹板复合材料胶接修补结构裂纹扩展行为研究

苏维国，穆志韬，王 朔

(1.中国人民解放军海军航空工程学院 青岛校区，山东 青岛 266004；2.沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136)

金属裂纹板复合材料胶接修补结构裂纹扩展行为研究

苏维国1，穆志韬1，王 朔2

(1.中国人民解放军海军航空工程学院 青岛校区，山东 青岛 266004；2.沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136)

为研究金属裂纹板复合材料胶接修补结构的裂纹扩展行为，进行了LY12CZ航空铝合金裂纹板碳/环氧复合材料补片胶接修复结构的疲劳性能测试试验，观察修补结构疲劳失效模式，并测量一定疲劳周次下的铝合金板的裂纹长度。建立了考虑裂纹扩展，界面脱粘两种失效模式相互耦合的三维非线性有限元分析模型，计算出不同裂纹长度对应的疲劳寿命，对修补结构的疲劳性能进行了评估，其数值计算与试验结果吻合较好。

复合材料修补；疲劳；裂纹扩展寿命；有限元

损伤飞机结构的修理技术和老龄飞机结构的延寿问题，已经日益引起世界各国航空界的高度重视和普遍关注。与金属材料相比，先进复合材料具有比强度高、比模量大，抗疲劳、耐腐蚀性能好等优点[1-3]。随着先进复合材料的发展及其大量应用，相应研究和发展了复合材料补片胶接贴补飞机金属损伤的修理方法，即以固化的或者未固化的复合材料预浸料补片，用胶接的方法贴补到破坏损伤区，进行局部补强，以达到延长结构使用寿命[4]。

为了保证这种不同材料属性，不同几何尺寸构成非匀质多层复合修理结构的安全性、耐久性/损伤容限，必须对修理结构在交变载荷作用下裂尖应力强度因子、裂纹扩展速率、裂纹扩展寿命等结构抗疲劳性能进行分析，对修理效果进行评定[5]，得到高效、可靠的修理方式，以指导工程实际的维修工作。由于有限元数值计算方法在复杂结构力学性能分析中有优越性，可广泛应用于复合材料修补分析与设计。Jones[6]，Sun[7]，Naboulsi和Mall[8]分别提出了“双板-胶元模型”，“Mindlin板-弹簧元模型”和“三板模型”，这3种模型都可以考虑结构的横向剪切变形。孙宏涛[9]在以上3种模型的基础上提出了“双板-胶元修正模型”以及“双板-弹簧元修正模型”。“双板-胶元修正模型”利用胶元与Mindlin板共同考虑横向剪切效应,并将该模型离散成“双板-弹簧元修正模型”，具有较高的计算精度，且建模快速方便。

为了检验复合材料补片胶接修理技术的实际应用效果、验证胶接修理后试件疲劳寿命恢复程度，本文采用含中心贯穿裂纹的LY12CZ铝合金板模拟飞机疲劳受损结构，采用碳/环氧复合材料补片、利用罐压修理工艺对其进行胶接修理。测试和分析了铝合金板中心贯穿裂纹及铝合金板与复合材料补片之间脱粘的扩展，修补结构的裂纹扩展寿命，建立了考虑裂纹扩展，界面脱粘两种失效模式相互耦合的三维非线性有限元分析模型，计算出不同裂纹长度对应的疲劳寿命，对修补结构的疲劳性能进行评估数值计算与试验结果吻合较好。

1 计算模型

1.1 试验件制备

试验采用飞机金属结构使用较多、高强度LY12-CZ铝合金板作为修理对象，预制10 mm中心贯穿裂纹，然后在疲劳载荷下，使其扩展至14 mm。补片材料选用T300/3234碳/环氧复合材料，环氧树脂作为胶粘剂。铝合金板表面机械打磨后，涂硅烷偶联剂处理，在修理区域涂胶粘剂，把碳/环氧预浸料铺设在修理区域，将修理试件放入热压罐，以共固化的方法，制成如图1所示的金属裂纹板复合材料补片胶接修理试件。材料力学性能见表1。

图1 裂纹板修补尺寸与试样(单位：米)

表1 LY12CZ、T300/E51和J150材料属性

1.2 疲劳试验

疲劳试验参照GJB1997-1994在MTS810试验机上进行，首先对试件预制10 mm中心贯穿裂纹轴向最大载荷为，正弦波加载，频率10 Hz。试验过程中，记录载荷循环次数及对应的裂纹长度，试件疲劳断裂后，记录其疲劳寿命。采用染色技术观察补片与基板之间的界面脱粘情况。修理试件经过一定疲劳周次的疲劳试验后，将DPT-8着色渗透剂从修理试件的裂纹中喷入，由于其较强的渗透性，能够透过裂纹向界面脱粘间隙扩展，从而浸润脱粘界面并着色。

2 复合材料胶接修补数值计算

2.1 失效模式分析

金属裂纹板复合材料补片胶接修理结构在疲劳载荷的作用下，其失效模式主要有：铝合金板裂纹的扩展直至断裂和界面脱粘萌生与扩展，复合材料补片一般不发生破坏。疲劳加载时，裂纹的扩展导致胶接修理区域应力分布状况恶化，使脱粘萌生并扩展，脱粘的出现又降低了修理效率，加快裂纹扩展速率，两种失效模式相互影响，共同作用决定了修理结构的疲劳寿命。

基于裂纹扩展分段的思想[10]，采用Paris裂纹扩展公式，建立裂纹长度参数化的有限元模型，根据界面脱粘的失效准则和虚拟裂纹闭合技术，对复合材料补片胶接修理含中心贯穿裂纹铝合金板的疲劳寿命进行评估。将铝合金板中心贯穿裂纹从初始裂纹长度到临界裂纹长度的整个裂纹扩展过程划分为有限个较小的裂纹长度增量Δaj，则有：

af-a0=Δa1+Δa2+L+Δaj+Δaj+1+… …+Δan

(1)

裂纹的扩展寿命为裂纹板经历每段裂纹扩展增量的循环周次之和，即：

N=N1+N2+L+Nj+Nj+1+… …+Nn

(2)

如果每段裂纹扩展长度Δaj=aj+1-aj足够小，可以近似认为在该段裂纹扩展过程中，应力强度因子幅ΔKj保持不变，根据Paris公式，结构在该段裂纹扩展过程所经历的疲劳寿命为：

(3)

裂纹板总的疲劳寿命为：

(4)

假设裂纹扩展到某一长度aj+1时，根据界面最大剪应力失效准则判断铝合金板与复合材料补片之间是否出现新的脱粘，计算新的界面脱粘面积Sj+1，并更新面积Sj，数值计算过程中采用单元杀死技术模拟胶层破坏，在此基础上根据虚拟裂纹闭合法计算界面脱粘后的应力强度因子。当裂纹尖端应力强度因子达到断裂韧性或者裂纹长度达到临界裂纹长度，计算结束，得到考虑脱粘影响的修补结构裂纹扩展寿命，其计算过程如图2所示。

图2 疲劳寿命分析流程

2.2 有限元模型

针对复合材料胶接修补结构的几何、边界和材料对称特点，利用有限元软件ABAQUS建立如图3所示修补结构三维有限元模型，铝合金基板采用8节点六面体三维实体单元C3D8R进行建模，复合材料补片采用SC8R连续壳单元，采用内聚力界面单元处理多相材料结构中不连续问题，界面的脱粘失效采用最大剪应力准则。

图3 复合材料补片胶接修补裂纹有限元模型

3 分析和讨论

利用割线法对未修补试件的裂纹扩展试验数据进行处理，结合中心贯穿裂纹应力强度因子的经验公式，计算得到含中心贯穿裂纹LY12CZ铝合金板的裂纹扩展常数C=1.25×10-9，m=1.96。如图4所示，试验中观察发现，在疲劳加载初期，裂纹周围的胶层承受剪应力较大，沿着裂纹周围形成椭圆形的脱粘。当裂纹扩展到靠近复合材料补片边缘时，补片边缘区域剪应力增大，使得补片边缘出现较大面积的脱粘，由试件中心向两边张开。裂纹超出补片宽度，中心区域的椭圆形脱粘和边缘的张开形脱粘连成一片，胶粘剂完全失效，裂纹扩展加速，经过较少周次的循环加载后，铝合金板断裂。图5为脱粘面积随裂纹扩展长度的变化规律，近视线性关系。整个试验过程中，复合材料补片没有出现损伤。

图4 脱粘形貌

图5 裂纹长度与脱粘面积的关系

图6为修补前后裂纹长度与裂纹扩展寿命的变化曲线，在疲劳载荷作用下，修补后裂纹扩展寿命明显增加，并且修补后金属板的裂纹扩展分为缓慢扩展和快速扩展两个阶段。在循环次数较少时，裂纹长度增加缓慢；当循环次数达到5×105后，即金属板裂尖扩展补片边缘附近，胶层失效加剧，裂纹进入快速扩展阶段。比较试验结果与考虑界面脱粘影响的裂纹扩展寿命有限元数值计算结果，两者吻合较好，其中在同一裂纹长度下，寿命预测值比试验结果略大，这是因为在计算过程中忽略了由于单面修补引起的弯曲效应，导致计算得到的应力强度因子比实际值要小，从而导致寿命的预测值要比实际值略大。

4 结论

图6 裂纹扩展寿命与裂纹长度曲线

试验验证了金属裂纹板在复合材料胶接修补后，裂纹扩展速率明显降低，抗疲劳性能显著提高。其疲劳损伤过程为裂纹扩展和界面脱粘相互交替作用的渐进失效模式，考虑裂纹扩展与界面脱粘两种失效模式相互耦合的裂纹扩展寿命有限元模型计算结果正确、合理，可以作为一种有效的工程评估方法。

[1]Baker A A.Repair of cracked or defective metallic aircraft components with advanced fibre composites[J].Composite Structure,1984,2(2):153-234.

[2]Jones R,Callian R J,Aggarwal K C.Analysis of bonded repair to damaged fiber composite structures[J].Engineering Fracture Mechanics,1983,17(1):37-46.

[3]徐建新.复合材料补片胶接修理技术的研究进展[J].航空学报,1999(4):381-383.

[4]徐建新，张开达.复合材料补片止裂性能的方法研究[J].工程力学，1999,16(2):93-98.

[5]王清远，陶华.复合材料修补件的强度和疲劳性能[J].材料工程,2003(1):21-24.

[6]Jones R,Callian R J,Aggarwal K C.Analysis of bonded repair to damaged fiber composite structures[J].Engineering Fracture Mechanics,1983,17(1):37-46.

[7]Sun C T,Klug J,Arendt C.Analysis of cracked aluminum plates repaired with bonded composite patches[J].AIAA Journal,1996,134(2):3143-3151.

[8]Naboulsi S,Mall S.Modeling of cracked metallic structure with bonded composite patch using three layer technique[J].Composite Structure,1996,35(3):295-308.

[9]孙洪涛，刘元镛.改进的金属裂纹板复合材料胶接修补的有限元模型[J].西北工业大学学报,2000，18(3):446-451.

[10]杨孚标.复合材料修补含中心裂纹铝合金板的静态与疲劳特性研究[D].长沙：国防科学技术大学,2006.

(责任编辑：宋丽萍 英文审校：刘敬钰)

Researchoncrackgrowthbehaviorofblade-bodyjuncturehorseshoevortex

SU Wei-guo1，MU Zhi-tao1，WANG Shuo2

1.Qingdao Campus,Institute of Naval Aeronautical Engineering,Qingdao 266041;2.Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136)

Fatigue crack growth test for cracked metallic plate of LY12CZ aluminum alloy repaired with adhesive bonding Carbon/epoxy composite patch is conducted to validate the crack growth behaviour of crack patching.The main fatigue failure modes observed in the test are crack growth and adhesive debonding.The crack length and debonding area are measured with different numbers of cycles.The nonlinear 3D finite element model considering adhesive debonding and crack growth are developed.The experimental and analytical results are in good agreement with each other.

adhesively bonded composite repair;fatigue;crack growth life;FE model

2013-10-21

总装“十二五”预研项目(项目编号：4010901030201)

苏维国(1985-)，男，湖北松滋人，博士研究生，主要研究方向：飞机结构腐蚀疲劳及寿命可靠性，E-mail：suweiguo1985@126.com。

2095-1248(2014)01-0037-04

V215.5+2

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.01.009