省级科技期刊复合材料修复金薄板和厚板破坏模式研究

　　省级科技期刊推荐《今日科技》是由浙江省科技厅主办，立足浙江、面向全国的综合指导类科技期刊。是大力推进浙江省委省政府制定建设科技强省、宣传浙江省科技事业的重要舆论工具。本刊突出对科技工作的权威指导性，以推动浙江省高新技术产业发展、促进科技园区建设、推动广大中小科技企业科技进步与创新和农业现代化为己任，传播最新成果，研究科技创新的难点、热点问题，交流科技改革和管理工作的新经验。上为领导当好决策参谋，下为读者提供科技服务。
　　摘要：采用T300碳纤维增强环氧树脂复合材料补片单面修复含中心裂纹铝合金(LY12CZ)板，板厚为1.76 mm和5.20 mm.测试了修复试件准静态拉伸和疲劳性能，分析了修复试件的准静态和疲劳破坏模式，考察了裂纹长度对修复效果的影响.结果表明：厚度为1.76 mm修复试件的拉伸破坏是由补片与铝合金板之间的胶黏剂层脱粘控制，而厚度为5.20 mm修复试件是由铝合金板中的裂纹扩展控制.对于厚度为1.76 mm修复试件，其准静态拉伸性能随裂纹长度增大而降低，而疲劳性能随裂纹长度增大而提高.然而，厚度为5.20 mm修复试件的准静态拉伸和疲劳性能均随裂纹长度增大而降低.

　　关键词：疲劳,破坏,力学性能,复合材料补片

　　目前，复合材料补片胶接修复技术在飞机损伤铝合金薄板(厚度小于5 mm)结构件快速修复方面的研究和应用较多\[1-4\]. Bachir等人\[5， 6\]采用三维有限元方法研究了不同形状补片的修复效果，研究发现当裂纹长度为5～20 mm时，六边形补片修复结构的裂纹尖端应力强度因子较小，有利于提高结构疲劳寿命.Baker和Bitton等人\[7， 8\]开发了一种评估修复结构全寿命完整性的试验方法，该方法可监控修复结构的健康状况.

　　现在，复合材料补片胶接修复损伤金属厚板(厚度大于5 mm)的研究受到重视\[9， 10\].Tsouvalis等人\[11\]采用碳纤维/环氧复合材料补片修复了厚度为10 mm的中心裂纹损伤钢板，尽管修复结构的刚度比较小，但复合材料补片降低了裂纹扩展速率，从而使结构件的疲劳寿命延长了一倍.Toudeshky等人\ [12\]研究了补片铺层对厚板修复结构的裂纹起裂和扩展速率的影响，发现采用未修复面结构参数预测的裂纹扩展寿命较保守，采用中面结构参数得到的预测寿命较好.Mall等人\[13\]采用二维有限元方法分析了复合材料补片胶接修复薄板和厚板的裂纹扩展行为，修复的薄板和厚板的疲劳寿命分别是未修复板的 10倍和4倍.预测的疲劳裂纹扩展速率与试验中未修复面的裂纹扩展速率一致，而与修复面的不同.可见，该方法可用于修复结构的损伤容限评估和可靠性分析，但结果相对保守.

　　综上所述，修复的薄板和厚板之间在裂纹扩展速率存在较大差别，然而有关修复薄板和厚板的拉伸破坏模式及两种结构间的准静态拉伸和疲劳行为差异的研究较少.本文以含中心裂纹、厚度为1.76 mm和5.20 mm的LY12CZ铝合金板为研究对象，采用碳纤维/环氧复合材料补片单面修复.观察和分析修复试件的疲劳裂纹扩展及粘接界面脱粘破坏，然后研究不同厚度铝合金板修复试件的准静态和疲劳拉伸破坏模式，最后考察裂纹长度对修复试件修复效果的影响.

　　1试验

　　1.1材料

　　含中心裂纹铝合金板试件由厚度为1.76 mm和5.20 mm 的LY12CZ铝合金板制成， LY12CZ铝合金板的力学性能见表1.

　　复合材料补片采用单向T300 / E51复合材料.T300碳纤维由日本东丽公司制造;岳阳石化公司制备的E51是双酚A型环氧树脂，平均环氧值为0.51.胶黏剂采用黑龙江石化研究所制备的聚亚氨酯改性环氧.单向T300 / E51复合材料和胶黏剂的性能见表1.

　　1.2试件制备

　　将铝合金板机加工成长度为 280 mm、宽度为60 mm的试件(如图1所示)，长度方向为铝合金板轧制方向.为便于预制出适当尺寸的中心裂纹(2a)，首先用Φ0.2的钼丝在铝合金试件中间部位线切割长度为10 mm的中心裂纹，然后在疲劳试验机上加载疲劳载荷得到2a=12 mm的裂纹长度.归一化裂纹长度为a/b，其中a为裂纹长度的一半，b为铝合金试件宽度的一半.铝合金试件待胶接表面采用磷酸阳极化处理工艺(PAA)进行处理\[14\].

　　复合材料补片单面胶接于铝合金板，如图1所示.复合材料补片长度为100 mm，宽度为60 mm.由文献[15]可知，当补片刚度(Eptp)等于铝合金试件的刚度(Ests)时，修复效果最好.其中，Ep和Es分别为补片和铝合金板的弹性模量;tp和ts分别为补片和铝合金板的厚度.因此，本文中厚度为1.76 mm和5.20 mm 铝合金试件所用补片厚度分别为0.92 mm和2.65 mm.补片的纤维方向与铝合金板的长度方向一致(即纤维方向平行于载荷方向).修复结构的胶黏剂层厚度均为0.1 mm.

　　采用真空袋压工艺进行修复，补片材料在胶接修复之前为预固化.固化制度为80 oC / 2 h + 120 oC / 4h，加热速率为3～5 oC / min，冷却速率为10 oC /min，当冷却到35 ℃后，卸载压力.

　　1.3试验条件

　　1.3.1准静态拉伸试验

　　修复和未修复试件的准静态拉伸性能在WDW100万能试验机上测试，加载速率为2 mm/min.延伸率采用左右两个引伸计测量，取平均值.

　　1.3.2拉拉疲劳试验

　　疲劳试验在PLG100C谐振疲劳试验机上进行.试验条件为：频率为90 Hz，应力比(R)为0.1和0.5，最大应力为80 MPa.为精确测量铝合金板裂纹，首先对修复试件的未胶接表面进行抛光处理，采用数码照相机每隔一定时间对裂纹拍摄一次，然后采用相关图像处理软件分析得到裂纹长度.每种试件均测试三个试样，并取其试验值的平均值.

　　1.4修复效果评价

　　对于准静态拉伸试验，修复效果采用承载能力保留率(η)、承载能力恢复率(χ)和等效刚度(Estiff)表征，τ定义为未修复试件的承载能力剩余率.

　　2结果与分析

　　2.1准静态拉伸行为

　　由表2可以看出，修复试件的名义拉伸强度(σ)、承载能力保留率(η)、等效刚度(Estiff)和未修复试件的承载能力剩余率(τ)均随裂纹长度增大而降低，但修复试件的承载能力恢复率则随裂纹长度增大而提高.在所有修复试件中，裂纹长度为0.63的修复试件的承载能力保留率(χ)最大，为 63.53%.当裂纹长度为1.00时，修复试件的承载能力保留率为62.80%，与裂纹长度为0.63的修复试件的相当.对于裂纹长度为1.00的修复试件，其承载能力剩余率为0，这表明修复试件的载荷完全依靠补片来传递.因此，对于一定修复条件，存在一个最大修复效率.本文中，最大修复效率为裂纹长度为1.00修复试件的承载能力恢复率. 　　当裂纹长度为0.10时，修复试件的承载能力保留率为93.17%，等效刚度为132.61 GPa・mm，未修复试件的承载能力剩余率为87.19%，但其承载能力恢复率仅为5.98%，是最大修复效率的9.52%.当裂纹长度为 0.20，0.40和0.63时，修复试件的承载能力保留率大于89.12%，承载能力恢复率在17.64%～63.53%之间，并且等效刚度也与完好板的相当.

　　表3给出了裂纹长度为0.10，0.20和0.40厚度为5.20 mm修复试件的准静态拉伸性能.由表3可以看出，与厚度为1.76 mm修复试件相同，修复试件的名义拉伸强度(σ)、承载能力保留率(η)、等效刚度(Estiff)和未修复试件的承载能力剩余率(τ)均随裂纹长度增大而降低，但修复试件的承载能力恢复率则随裂纹长度增大而提高.还可以看出，裂纹长度为0.10修复试件的承载能力恢复率为4.66%.而对于裂纹长度为 0.20和0.40的修复试件，承载能力恢复率在13.70%～22.53%之间，承载能力保留率大于76.29%，等效刚度也与完好板的相当，其性能提高较大.

　　由表2和表3可以看出，当裂纹长度相同时，厚度为1.76 mm修复试件的承载能力保留率和承载能力恢复率均大于厚度为5.20 mm修复试件.当裂纹长度小于0.20时，厚度为1.76 mm修复试件与厚度为5.20 mm修复试件的修复效果相差较小.当裂纹长度为0.20时，厚度为5.20 mm修复试件的承载能力保留率为84.94%，稍小于厚度为1.76 mm修复试件(90.33%).

　　2.2疲劳行为

　　2.2.1薄板与厚板修复试件的疲劳破坏模式

　　(1)薄板修复试件

　　图2是裂纹长度为0.20厚度为1.76 mm修复与未修复试件的疲劳曲线.由图2可以看出，修复试件的疲劳寿命显著大于未修复试件的疲劳寿命，应力比为0.5的疲劳寿命大于应力比为0.1的疲劳寿命.当疲劳裂纹贯穿于铝合金板宽度时，修复试件的疲劳曲线存在一个平台.这表明当裂纹扩展至整个铝合金板宽度后，厚度为1.76 mm修复试件还能承

　　Cycle

　　担疲劳载荷.此时，其疲劳载荷完全由复合材料补片传递.这表明厚度为1.76mm修复试件的疲劳破坏模式是由补片与铝合金板间的界面脱粘控制.

　　(2)厚板修复试件

　　图3是裂纹长度为0.20厚度为5.20 mm修复与未修复试件的疲劳曲线.由图3可以看出，复合材料补片能显著恢复厚度为5.20 mm铝合金板的损伤容限，并大幅提高其疲劳寿命.当疲劳裂纹扩展至铝合金板宽度时，厚度为5.20 mm修复试件立即破坏，不能再承担载荷.这表明厚度为5.20 mm修复试件的疲劳破坏模式是由铝合金板裂纹扩展控制的.

　　Cycle

　　(3)薄板和厚板试件的对比

　　表4给出了裂纹长度为0.20，厚度为1.76 mm和5.20 mm修复和未修复试件的疲劳寿命.由表4可以看出，修复试件的疲劳寿命是未修复试件的11.75～41.28倍;厚度为1.76 mm修复试件的疲劳寿命增量远大于厚度为5.20 mm修复试件.当应力比为0.1时，厚度为1.76 mm修复试件的疲劳寿命是未修复试件的21.33倍，而厚度为5.20 mm修复试件的疲劳寿命是未修复试件的11.75倍.由图2和表4还可以看出，厚度为1.76 mm修复试件的平台部分疲劳周次至少是未修复试件疲劳寿命的2.42倍.

　　2.2.2疲劳裂纹扩展速率

　　图4和图5是应力比为0.1和0.5，不同厚度修复和未修复试件的疲劳裂纹扩展速率图，所有试件的裂纹长度均为0.20.

　　由图4和图5可以看出，修复试件的疲劳裂纹扩展速率远小于未修复试件.修复和未修复试件的裂纹扩展速率差别随裂纹长度增大而增大.随着裂纹长度增大，厚度为5.20 mm修复和未修复试件的裂纹扩展速率快速增大，而厚度为1.76 mm修复试件的裂纹扩展速率不增大(R=0.5)或缓慢增大(R=0.1).当裂纹长度较小时，厚度为5.20 mm未修复试件的裂纹扩展速率大于厚度为1.76 mm未修复试件，而两者的修复试件裂纹扩展速率则相当.随着裂纹长度增大，厚度为1.76 mm和5.20 mm未修复试件之间裂纹扩展速率差别减小，直至没有差别;然而两者裂纹扩展速率差别逐渐增大.厚度为5.20 mm修复试件的裂纹扩展速率大于厚度为1.76 mm修复试件的.当裂纹长度大于0.5时，厚度为5.20 mm修复试件的裂纹扩展速率随裂纹长度增大而增大;相反，厚度为1.76 mm修复试件的裂纹扩展速率不增大或下降.这表明当裂纹长度在0.5～1.0之间时，厚度为1.76 mm修复试件处于稳定扩展状态，而厚度为5.20 mm修复试件则处于加速扩展状态.

　　2.2.3裂纹长度对疲劳寿命的影响

　　表5给出了应力比为0.1，裂纹长度为 0.10，0.20，0.40，0.63和1.00，厚度为1.76 mm修复试件的疲劳寿命.由表5可以看出，与名义拉伸强度相反，厚度为1.76 mm修复试件的疲劳寿命随裂纹长度增大而提高.裂纹长度为0.10修复试件的疲劳寿命最小，为898 861次，是未修复试件的14.61倍.与准静态拉伸性能相似，裂纹长度为0.63和1.00修复试件的疲劳寿命相当.裂纹长度为0.63修复试件的疲劳寿命是裂纹长度为0.20修复试件的1.42倍，裂纹长度为1.00修复试件的疲劳寿命比裂纹长度为0.20修复试件的疲劳寿命长32%.因此，考虑修复效益和修复效率，裂纹长度为0.20～0.63时值得修复.

　　由表5还可以看出，当裂纹长度为0.10～0.40时，修复试件中铝合金板首先破坏，然后修复试件再经历一定周次后整体破坏.裂纹长度为0.10，0.20和0.40修复试件的疲劳破坏位置在补片与铝合金板之间界面脱粘.然而裂纹长度为0.63和1.00修复试件的破坏发生在补片端部的铝合金板处，补片与铝合金板间的界面并未完全脱粘，如图6所示. 　　表6给出了裂纹长度为0.10，0.20和0.40，厚度为5.20 mm修复试件的疲劳寿命.由表6可以看出，与厚度为1.76 mm修复试件疲劳寿命变化趋势相反，厚度为5.20 mm修复试件的疲劳寿命随裂纹长度增大而降低，当试件中铝合金板破坏后整个试件也就相应破坏.裂纹长度为0.10修复试件的疲劳寿命是未修复试件的 13.05倍，而裂纹长度为0.40修复试件的疲劳寿命是未修复试件的7.69倍.

　　3结论

　　本文研究了碳纤维/环氧复合材料补片单面修复含中心裂纹铝合金薄板和厚板拉伸破坏模式，考察了裂纹长度对修复试件准静态拉伸和疲劳性能的影响.得到如下结果：

　　当碳纤维/环氧补片宽度等于铝合金板宽度，长度为100 mm时，修复试件的拉伸破坏模式有两种：铝合金板裂纹扩展、补片与铝合金板间界面脱粘.

　　厚度为1.76 mm修复试件的拉伸破坏模式为补片与铝合金板间界面脱粘.其准静态拉伸性能随裂纹长度增大而降低，而疲劳性能则随裂纹长度增大而提高.当裂纹长度为 0.63时，修复效果最好，其承载能力保留率为89.12%，疲劳寿命比裂纹长度为0.20修复试件的长42.47%.

　　厚度为5.20 mm修复试件的拉伸破坏是由铝合金板中裂纹扩展控制的.其准静态拉伸和疲劳性能均随裂纹长度增大而降低.当裂纹长度为0.20时，修复试件的承载能力保留率为84.94%，疲劳寿命是未修复试件的11.75倍.

　　参考文献

　　[1]BAKER A A. Repair efficiency in fatiguecracked aluminum components reinforced with boron/epoxy patches[J]. Fatigue Fracture Engineering Material Structure， 1993， 16： 753-765.

　　[2]BAKER A A， JONES R. Bonded repair of aircraft structures[M]. Dordrecht， Netherlands： Martinus Nijhoff Publishers， 1988.