復合材料膠接修理對含腐蝕損傷鋁板力學性能的影響

王遵,張移山,薛軍,陳群志

(北京航空工程技術研究中心,北京100076)

復合材料膠接修理對含腐蝕損傷鋁板力學性能的影響

王遵,張移山,薛軍,陳群志

(北京航空工程技術研究中心,北京100076)

摘.要.目的研究復合材料膠接修理對含腐蝕損傷鋁板靜強度和疲勞壽命的影響。方法設計加工模擬鋁合金腐蝕損傷的試驗件,采用復合材料膠接修理技術對試驗件進行修理,通過有限元分析和試驗驗證的方法考核該修理技術對試驗件力學性能的影響。結果有限元計算結果表明,復合材料膠接修理技術能夠有效緩解試驗件的應力集中情況。試驗件修理后與修理前的對比靜強度和疲勞試驗結果表明,Ⅰ型試驗件的破壞載荷提升了45.9%,疲勞壽命增加了9.3倍;Ⅱ型試驗件的破壞載荷提升了11.4%,疲勞壽命增加了3.6倍。結論復合材料膠接修理技術是一種高效的飛機鋁合金結構腐蝕損傷修理方法。

復合材料修理;鋁合金;腐蝕;靜力;疲勞;有限元分析

飛機金屬結構特別是鋁合金結構在鹽霧、水氣、霉菌和工業廢氣等不利大氣環境的侵襲下,容易發生腐蝕損傷[1—3]。飛機鋁合金結構大多用作蒙皮和承力型材。蒙皮腐蝕一般表現為點蝕以及漆層脫落,型材腐蝕嚴重時會出現剝離腐蝕。在飛行載荷與腐蝕的協同作用下,結構損傷會快速擴展,給飛行安全帶來嚴重隱患[4]。

金屬腐蝕損傷修理通常采用清除腐蝕產物后進行局部加強的方法。傳統的螺接加強和鉚接加強需要對待修部位打孔,孔邊微裂紋可能會因局部應力集中而擴展為宏觀裂紋,成為新的損傷源。復合材料膠接修理技術具有結構增重少、可靠性高、不引入新的損傷源、便于原位操作等突出優點,是一種具有廣闊應用前景的飛機損傷構件修理新技術[5—6]。自20世紀70年代澳大利亞皇家空軍成功采用高性能復合材料補片修理戰機的疲勞裂紋和腐蝕損傷以來,該項新技術日益得到多國和各大航空公司的高度重視和推廣應用[7—12]。文中旨在采用數值分析和試驗驗證相結合的方法,考核復合材料膠接修理對含典型腐蝕損傷的鋁合金板力學性能的影響,從而為飛機鋁合金結構腐蝕損傷修理提供新的技術手段。

1 試驗

1.1 腐蝕試驗件的加工與修理

飛機鋁合金結構腐蝕損傷的形貌及機理各異,以點蝕和剝離腐蝕為主。選取飛機結構常用的LY12CZ鋁合金板材(厚3 mm)為對象,針對典型的點蝕和剝蝕腐蝕損傷形式,設計加工了Ⅰ型和Ⅱ型兩種試驗件各20件。其中,Ⅰ型試驗件(如圖1a所示)模擬鋁合金蒙皮發生點蝕后,在疲勞載荷作用下產生裂紋的情況;Ⅱ型試驗件(如圖1b所示)模擬含剝蝕損傷鋁合金板在完全清除腐蝕產物后的情形。由于鋁合金結構的損傷狀態對其力學性能特別是疲勞壽命分散性的影響很大,為保證同一組試驗件腐蝕損傷的一致性,避免腐蝕損傷程度不一致造成的分散性,在Ⅰ型試驗件中心加工φ1 mm通孔模擬點蝕,用線切割制備20 mm長、0.2 mm寬的人工裂紋。在Ⅱ型試驗件中心部位模擬除腐后的打磨凹坑。凹坑簡化為球冠,深2 mm。加工完成后,兩種試驗件均經過磷酸陽極化表面處理。

圖1 鋁合金試驗件Fig.1 Aluminum alloy specimen

Ⅱ型試驗件在膠接修理前需要對凹坑進行填補,填補材料為自研的鋁合金損傷填補劑R-Al。填補后的試驗件如圖2所示。

圖2 填補凹坑后的Ⅱ型試驗件Fig.2 Aluminum specimen typeⅡafter filling the grind-out

復合材料膠接修理使用的原材料主要包括補片和膠粘劑。補片預浸料采用碳纖維T-700/環氧樹脂E-51體系,其固化后單向板的拉伸強度為1280 MPa,彈性模量為140 GPa。補片鋪層方式為[0]8, 0°方向為試驗件長度方向,尺寸為70 mm×60 mm× 1.2 mm。膠粘劑為黑龍江石油化學研究院生產的改性環氧膠粘劑。修理方式為全寬度單面修理,修理工藝為真空輔助加壓固化,補片與膠粘劑共固化制度為80℃×60 min+100℃×120 min階梯升溫固化。采用復合材料膠接技術修理了Ⅰ型和Ⅱ型試驗件各10件,如圖3所示。

圖3 采用真空袋壓法進行復合材料修理Fig.3 Composite repair procedure using the vacuum bagging method

1.2 力學性能測試

使用MTS公司810型材料試驗機分別對未修理和修理后的Ⅰ型和Ⅱ型試驗件進行靜力拉伸和拉-拉疲勞試驗,每組試驗件均為5件。靜力拉伸試驗參照HB 5143—1996進行,軸向拉伸速率設定為1 kN/s,試件斷裂為試驗終止判據。疲勞試驗參照HB 5287—1996進行,軸向加載,最大應力為140 MPa,應力比為0.1,加載波形為正弦波,頻率為10 Hz。在對Ⅰ型試驗件進行疲勞試驗時,除記錄疲勞壽命外,還采用染色法實時測量了疲勞裂紋的擴展長度。

2 有限元分析

有限元法已被充分證明是一種分析復合材料膠接修理結構應力分布的有效手段[13—15]。文中采用通用有限元軟件Abaqus重點分析了復合材料修理前后Ⅰ型試驗件裂紋尖端的應力強度因子,以及Ⅱ型試驗件應力場的變化。為保證計算精度,兩種試驗件均采用三維建模。相關材料的力學性能見表1。

表1 相關材料力學性能Table 1 Mechanical properties of the related materials

2.1 Ⅰ型試驗件

建立修理前Ⅰ型試驗件的實體模型,采用C3D8六面體單元進行網格劃分,并對裂紋尖端網格進行細化。考慮到裂紋尖端應力場的奇異性,將裂紋尖端單元的節點偏移1/4。修理后Ⅰ型試驗件中鋁合金板、膠層和復合材料補片均采用C3D8六面體單元,接觸面鋁合金/膠層和膠層/復合材料之間用“Tie”命令約束,如圖4所示。分別對修理前、后的試驗件兩端施加軸向拉伸載荷10 kN(名義應力為55.6 MPa),計算試驗件裂紋尖端的應力強度因子。

圖4 修理后Ⅰ型試驗件的網格劃分Fig.4 Element meshing of repaired specimen typeⅠ

2.2 Ⅱ型試驗件

建立修理前Ⅱ型試驗件的實體模型,采用C3D8六面體單元進行網格劃分,并細化凹坑部位的網格。修理后Ⅱ型試驗件中鋁合金試驗件、膠層和復合材料補片采用C3D8六面體單元,填補劑采用C3D6楔形單元,各接觸面之間用“Tie”命令約束,如圖5所示。分別對修理前、后的試驗件兩端施加軸向拉伸載荷10 kN(名義應力55.6 MPa),計算試驗件的應力分布情況。

圖5 修理后Ⅱ型試驗件的網格劃分Fig.5 Element meshing of repaired specimen typeⅡ

3 結果與分析

分別對有限元分析和力學試驗結果進行分析,考核復合材料膠接修理對鋁合金試驗件力學性能的影響。

3.1 有限元計算結果

3.1.1 Ⅰ型試驗件

重點考核修理前后Ⅰ型試驗件裂紋尖端應力強度因子的變化。

1)修理前:從圖6a可以看出,在軸向拉伸載荷作用下,試驗件近裂紋尖端區域出現應力集中,其他部位的應力分布較為均勻。裂紋尖端應力強度因子計算值為10.74 MPa/m1/2。由文獻[16]可得裂紋尖端應力強度因子解析解為10.49 MPa/m1/2。二者相對誤差為2.4%,說明有限元法計算應力強度因子具有較高的準確度和精度。

2)修理后:從圖6b可以看出,復合材料膠接修理不但明顯緩解了近裂紋尖端區域的應力集中情況,還優化了鋁板的應力場分布。修理后鋁板裂紋尖端膠接面處的應力強度因子由10.74 MPa/m1/2降至3.80 MPa/m1/2,降幅為64.6%,體現出復合材料修理的顯著效果。

圖6 軸向拉伸載荷下Ⅰ型試驗件鋁板的應力場分布Fig.6 Stress distribution of aluminum plate in specimen typeⅠ under axial tensile load

3.1.2 Ⅱ型試驗件

重點考核修理前后Ⅱ型試驗件應力場的變化。

1)修理前:從圖7a可以看出,試驗件應力集中在腐蝕凹坑的中心部位,最大Mises應力為129.8 MPa。

2)修理后:鋁合金試驗件腐蝕坑部位的最大Mises應力為83.0 MPa,較修理前下降了36.1%,說明復合材料修理可有效緩解腐蝕坑部位的應力集中,如圖7b所示。

圖7 軸向拉伸載荷下Ⅱ型試驗件鋁板的應力場分布Fig.7 Stress distribution of aluminum plate in specimen typeⅡ under axial tensile load

3.2 力學試驗結果

3.2.1 Ⅰ型試驗件

1)靜力試驗。Ⅰ型試驗件靜力試驗結果見表2。修理后試驗件的平均破壞載荷為61.7 kN,較修理前的42.3 kN提升了45.9%。這充分說明該修理技術具有較高的修理效能。

表2 Ⅰ型試驗件靜力試驗結果Table 2 Static properties of specimen typeⅠ

從圖8可以看出,修理前、后試驗件的拉伸模量在加載初期較為接近。當載荷超過33 kN后,修理前試驗件的拉伸模量明顯衰減,修理后試驗件的拉伸模量在發生破壞前變化較小。

圖8 軸向拉伸載荷下Ⅰ型試驗件載荷-位移曲線Fig.8 Relationship between load and displacement of specimen typeⅠunder axial tensile load

2)疲勞試驗。Ⅰ型試驗件裂紋長度與疲勞周次之間的關系如圖9所示。未修理的試驗件很快發生斷裂,平均疲勞壽命為983次。修理后的試驗件在8 000次之后疲勞裂紋快速擴展,平均疲勞壽命為10 115次,較修理前提升了9.3倍,見表3。

圖9 Ⅰ型試驗件裂紋長度-疲勞周次曲線Fig.9 Relationship between crack length and fatigue cycle of specimen typeⅠ

表3 Ⅰ型試驗件疲勞試驗結果Table 3 Fatigue properties of specimen typeⅠ

3.2.2 Ⅱ型試驗件

1)靜力試驗。Ⅱ型試驗件靜力試驗結果見表4。修理前試驗件的平均破壞載荷為55.2 kN,修理后試驗件的平均破壞載荷為61.6 kN,較修理前提升了11.4%。

軸向拉伸載荷下Ⅱ型試驗件載荷-位移曲線如圖10所示,可以看出,試驗件拉伸模量的變化規律同Ⅰ型試驗件相似。當載荷超過40 kN后,修理前試驗件的拉伸模量衰減較快,修理后試驗件的拉伸模量在50 kN前變化較小。

2)疲勞試驗。由表5可知,修理后Ⅱ型試驗件的平均疲勞壽命為379 189次,是修理前平均疲勞壽命83 337次的4.6倍。

表4 Ⅱ型試驗件靜力試驗結果Table 4 Static properties of specimen typeⅡ

表5 Ⅱ型試驗件疲勞試驗結果Table 5 Fatigue properties of specimen typeⅡ

圖10 軸向拉伸載荷下Ⅱ型試驗件載荷-位移曲線Fig.10 Relationship between load and displacement of specimen typeⅡunder axial tensile load

4 結論

針對飛機鋁合金結構腐蝕損傷,提出了采用復合材料補片膠接技術進行修理的技術方案,設計加工了2種鋁合金典型腐蝕損傷試驗件并實施了修理,采用有限元計算和試驗驗證相結合的方法對復合材料膠接修理技術的有效性進行了考核驗證,主要結論如下所述。

1)有限元計算結果表明,復合材料膠接修理技術能夠有效緩解腐蝕試驗件的應力集中情況,優化應力場分布。修理后Ⅰ型試驗件膠接面處裂紋尖端應力強度因子由10.74 MPa/m1/2降至3.80 MPa/m1/2,降幅為64.6%;Ⅱ型試驗件腐蝕凹坑部位存在應力集中,修理前最大應力為129.8 MPa,修理后為83.0 MPa,下降了36.1%。

2)力學試驗數據驗證了有限元計算結果,修理后Ⅰ型試驗件的破壞載荷由修理前的42.3 kN增至61.7 kN,提升了45.9%,疲勞壽命由修理前的983次增至10 115次,提升了9.3倍;修理后Ⅱ型試驗件的破壞載荷由修理前的55.2 kN增至61.6 kN,提升了11.4%,疲勞壽命由修理前的83 337次增至379 189次,提升了3.6倍。

綜上所述,復合材料膠接修理技術是一種高效的鋁合金腐蝕損傷修理方法,采用該技術對腐蝕損傷結構實施修理后,能夠顯著提高結構的靜強度和疲勞壽命,在飛機鋁合金結構腐蝕損傷修理領域具有廣闊應用前景。

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Effects of Composite Patching on the Mechanical Properties of the Corroded Aluminium Plates

WANG Zun,ZHANG Yi-shan,XUE Jun,CHEN Qun-zhi
(Beijing Aeronautical Technology Research Center,Beijing 100076,China)

Objective To study the effects of adhesively bonded composite patching on the static strength and fatigue life of corroded aluminum plates.Methods Specimens were designed and fabricated to simulate corroded aluminum plates.The specimens were repaired by adhesively bonded composite patches.The effects of composite patching on the mechanical properties of the specimens were studied by finite element analysis(FEA)method and mechanical test.Results The FEA results showed that the stress concentration in the repaired specimen was greatly reduced.The static and fatigue data indicated that there was a 45.9%increase in the fracture load of specimen typeⅠ,and that the fatigue life was multiplied 10.3 times after the composite repair.The fracture load of repaired specimen typeⅡ increased 11.4%,and the fatigue life was 4.6 times longer than that of the unrepaired specimen.Conclusion Adhesively bonded composite patching wasproved to be an effective method to repair corroded aircraft aluminum structures.

composite repair;aluminum alloy;corrosion;static;fatigue;finite element analysis

CHEN Qun-zhi(1963—),Male,from Hunan,Ph.D./Postdoc,Senior engineer,Research focus:the fatigue life,calendar life and corrosion protection of aircraft structure.

10.7643/issn.1672-9242.2014.06.010

V216;TG174

:A

1672-9242(2014)06-0059-06

2014-08-30;

2014-09-10

Received:2014-08-30;Revised:2014-09-10

王遵(1980—),男,山東人,博士,主要從事復合材料維修技術等方面的研究。

Biography:WANG Zun(1980—),Male,from Shandong,Ph.D.,Research focus:composite repair technology.

陳群志(1963—),男,湖南人,博士/博士后,高級工程師,主要研究方向為飛機結構疲勞壽命、日歷壽命及腐蝕防護等。