復合材料修復含中心裂紋鋁合金薄板和厚板破壞模式研究＊

文思維，肖加余，胡 猛，周新立，楊孚標，邢素麗，曾竟成

（1．國防科學技術大學 航天科學與工程學院，湖南 長沙 410073；2．中國人民解放軍95214部隊，湖南 長沙 410114）

目前，復合材料補片膠接修復技術在飛機損傷鋁合金薄板（厚度小于5mm）結構件快速修復方面的研究和應用較多［1－4］．Bachir等人［5，6］采用三維有限元方法研究了不同形狀補片的修復效果，研究發現當裂紋長度為5～20mm 時，六邊形補片修復結構的裂紋尖端應力強度因子較小，有利于提高結構疲勞壽命．Baker和Bitton 等人［7，8］開發了一種評估修復結構全壽命完整性的試驗方法，該方法可監控修復結構的健康狀況．

現在，復合材料補片膠接修復損傷金屬厚板（厚度大于5mm）的研究受到重視［9，10］．Tsouvalis等人［11］采用碳纖維／環氧復合材料補片修復了厚度為10mm 的中心裂紋損傷鋼板，盡管修復結構的剛度比較小，但復合材料補片降低了裂紋擴展速率，從而使結構件的疲勞壽命延長了一倍．Toudeshky 等人［12］研究了補片鋪層對厚板修復結構的裂紋起裂和擴展速率的影響，發現采用未修復面結構參數預測的裂紋擴展壽命較保守，采用中面結構參數得到的預測壽命較好．Mall等人［13］采用二維有限元方法分析了復合材料補片膠接修復薄板和厚板的裂紋擴展行為，修復的薄板和厚板的疲勞壽命分別是未修復板的10倍和4倍．預測的疲勞裂紋擴展速率與試驗中未修復面的裂紋擴展速率一致，而與修復面的不同．可見，該方法可用于修復結構的損傷容限評估和可靠性分析，但結果相對保守．

綜上所述，修復的薄板和厚板之間在裂紋擴展速率存在較大差別，然而有關修復薄板和厚板的拉伸破壞模式及兩種結構間的準靜態拉伸和疲勞行為差異的研究較少．本文以含中心裂紋、厚度為1．76mm和5．20 mm的LY12CZ鋁合金板為研究對象，采用碳纖維／環氧復合材料補片單面修復．觀察和分析修復試件的疲勞裂紋擴展及粘接界面脫粘破壞，然后研究不同厚度鋁合金板修復試件的準靜態和疲勞拉伸破壞模式，最后考察裂紋長度對修復試件修復效果的影響．

1 試 驗

1．1 材 料

含中心裂紋鋁合金板試件由厚度為1．76 mm和5．20 mm 的LY12CZ 鋁合金板制成，LY12CZ鋁合金板的力學性能見表1．

復合材料補片采用單向T300／E－51 復合材料．T300碳纖維由日本東麗公司制造；岳陽石化公司制備的E－51是雙酚A 型環氧樹脂，平均環氧值為0．51．膠黏劑采用黑龍江石化研究所制備的聚亞氨酯改性環氧．單向T300／E－51復合材料和膠黏劑的性能見表1．

表1 鋁合金板、復合材料補片和膠黏劑的性能Tab．1 Material properties for the aluminium plates，composite patch and adhesive

1．2 試件制備

將鋁合金板機加工成長度為280 mm、寬度為60mm 的試件（如圖1所示），長度方向為鋁合金板軋制方向．為便于預制出適當尺寸的中心裂紋（2a），首先用Φ0．2的鉬絲在鋁合金試件中間部位線切割長度為10mm 的中心裂紋，然后在疲勞試驗機上加載疲勞載荷得到2a＝12mm 的裂紋長度．歸一化裂紋長度為a／b，其中a為裂紋長度的一半，b為鋁合金試件寬度的一半．鋁合金試件待膠接表面采用磷酸陽極化處理工藝（PAA）進行處理［14］．

復合材料補片單面膠接于鋁合金板，如圖1所示．復合材料補片長度為100 mm，寬度為60 mm．由文獻［15］可知，當補片剛度（Eptp）等于鋁合金試件的剛度（Ests）時，修復效果最好．其中，Ep和Es分別為補片和鋁合金板的彈性模量；tp和ts分別為補片和鋁合金板的厚度．因此，本文中厚度為1．76 mm 和5．20mm 鋁合金試件所用補片厚度分別為0．92mm 和2．65mm．補片的纖維方向與鋁合金板的長度方向一致（即纖維方向平行于載荷方向）．修復結構的膠黏劑層厚度均為0．1mm．

采用真空袋壓工藝進行修復，補片材料在膠接修復之前為預固化．固化制度為80oC／2h ＋120oC／4h，加熱速率為3～5oC／min，冷卻速率為10oC／min，當冷卻到35 ℃后，卸載壓力．

1．3 試驗條件

1．3．1 準靜態拉伸試驗

修復和未修復試件的準靜態拉伸性能在WDW－100萬能試驗機上測試，加載速率為2 mm／min．延伸率采用左右兩個引伸計測量，取平均值．

1．3．2 拉－拉疲勞試驗

疲勞試驗在PLG－100C 諧振疲勞試驗機上進行．試驗條件為：頻率為90Hz，應力比（R）為0．1和0．5，最大應力為80 MPa．為精確測量鋁合金板裂紋，首先對修復試件的未膠接表面進行拋光處理，采用數碼照相機每隔一定時間對裂紋拍攝一次，然后采用相關圖像處理軟件分析得到裂紋長度．每種試件均測試三個試樣，并取其試驗值的平均值．

圖1 試件示意圖Fig．1 Specimen configuration

1．4 修復效果評價

對于準靜態拉伸試驗，修復效果采用承載能力保留率（η）、承載能力恢復率（χ）和等效剛度（Estiff）表征，τ定義為未修復試件的承載能力剩余率．

式中：σrepaired，σunrepaired和σperfect分別為修復試件、未修復試件和完好試件的名義拉伸強度；σ，Pmax，ΔP，b，Δl和l分別為名義拉伸強度、最大拉伸載荷、拉伸載荷增量、鋁合金試件寬度的一半、鋁合金試件伸長量和引伸計長度．

對于疲勞試驗，修復效果采用疲勞壽命增量（λ）表征：

式中：Nrepaired和Nunrepaired分別為修復試件和未修復試件的疲勞壽命．

2 結果與分析

2．1 準靜態拉伸行為

表2給出了裂紋長度a／b＝0．10，0．20，0．40，0．63和1．00的厚度為1．76 mm 修復試件的準靜態拉伸性能．裂紋長度a／b＝0試件是完好試件，未修復；裂紋長度a／b＝1．00修復試件中的鋁合金板完全斷裂．所有修復試件均為碳纖維／環氧復合材料補片單面修復，補片尺寸如圖1所示．

表2 厚度為1．76mm修復試件和完好試件的拉伸性能Tab．2 Tensile properties of the repaired and perfect specimens with a thickness of 1．76mm

由表2 可以看出，修復試件的名義拉伸強度（σ）、承載能力保留率（η）、等效剛度（Estiff）和未修復試件的承載能力剩余率（τ）均隨裂紋長度增大而降低，但修復試件的承載能力恢復率則隨裂紋長度增大而提高．在所有修復試件中，裂紋長度為0．63的修復試件的承載能力保留率（χ）最大，為63．53%．當裂紋長度為1．00時，修復試件的承載能力保留率為62．80%，與裂紋長度為0．63 的修復試件的相當．對于裂紋長度為1．00的修復試件，其承載能力剩余率為0，這表明修復試件的載荷完全依靠補片來傳遞．因此，對于一定修復條件，存在一個最大修復效率．本文中，最大修復效率為裂紋長度為1．00修復試件的承載能力恢復率．

當裂紋長度為0．10時，修復試件的承載能力保留率為93．17%，等效剛度為132．61GPa·mm，未修復試件的承載能力剩余率為87．19%，但其承載能力恢復率僅為5．98%，是最大修復效率的9．52%．當裂紋長度為0．20，0．40和0．63時，修復試件的承載能力保留率大于89．12%，承載能力恢復率在17．64%～63．53%之間，并且等效剛度也與完好板的相當．

表3給出了裂紋長度為0．10，0．20和0．40厚度為5．20mm修復試件的準靜態拉伸性能．由表3可以看出，與厚度為1．76mm修復試件相同，修復試件的名義拉伸強度（σ）、承載能力保留率（η）、等效剛度（Estiff）和未修復試件的承載能力剩余率（τ）均隨裂紋長度增大而降低，但修復試件的承載能力恢復率則隨裂紋長度增大而提高．還可以看出，裂紋長度為0．10修復試件的承載能力恢復率為4．66%．而對于裂紋長度為0．20和0．40的修復試件，承載能力恢復率在13．70%～22．53%之間，承載能力保留率大于76．29%，等效剛度也與完好板的相當，其性能提高較大．

表3 厚度為5．20mm 鋁合金修復試件和完好試件的拉伸性能Tab．3 Tensile properties of the repaired and perfect specimens with a thickness of 5．20mm

由表2和表3可以看出，當裂紋長度相同時，厚度為1．76mm 修復試件的承載能力保留率和承載能力恢復率均大于厚度為5．20mm 修復試件．當裂紋長度小于0．20時，厚度為1．76mm 修復試件與厚度為5．20mm 修復試件的修復效果相差較小．當裂紋長度為0．20時，厚度為5．20mm 修復試件的承載能力保留率為84．94%，稍小于厚度為1．76 mm 修復試件（90．33%）．

2．2 疲勞行為

2．2．1 薄板與厚板修復試件的疲勞破壞模式

（1）薄板修復試件

圖2是裂紋長度為0．20厚度為1．76mm 修復與未修復試件的疲勞曲線．由圖2可以看出，修復試件的疲勞壽命顯著大于未修復試件的疲勞壽命，應力比為0．5的疲勞壽命大于應力比為0．1的疲勞壽命．當疲勞裂紋貫穿于鋁合金板寬度時，修復試件的疲勞曲線存在一個平臺．這表明當裂紋擴展至整個鋁合金板寬度后，厚度為1．76mm 修復試件還能承擔疲勞載荷．此時，其疲勞載荷完全由復合材料補片傳遞．這表明厚度為1．76mm 修復試件的疲勞破壞模式是由補片與鋁合金板間的界面脫粘控制．

圖2 裂紋長度為0．20厚度為1．76mm修復與未修復試件的疲勞曲線Fig．2 Crack length versus fatigue cycles curves of the specimens with ts＝1．76mm at a／b＝0．20

（2）厚板修復試件

圖3是裂紋長度為0．20厚度為5．20mm 修復與未修復試件的疲勞曲線．由圖3可以看出，復合材料補片能顯著恢復厚度為5．20mm 鋁合金板的損傷容限，并大幅提高其疲勞壽命．當疲勞裂紋擴展至鋁合金板寬度時，厚度為5．20mm修復試件立即破壞，不能再承擔載荷．這表明厚度為5．20mm 修復試件的疲勞破壞模式是由鋁合金板裂紋擴展控制的．

圖3 裂紋長度為0．20厚度為5．20mm修復與未修復試件的疲勞曲線Fig．3 Crack length versus fatigue cycles curves of the specimens with ts＝5．20mm at a／b＝0．20

（3）薄板和厚板試件的對比

表4給出了裂紋長度為0．20，厚度為1．76mm和5．20mm 修復和未修復試件的疲勞壽命．由表4可以看出，修復試件的疲勞壽命是未修復試件的11．75～41．28倍；厚度為1．76 mm 修復試件的疲勞壽命增量遠大于厚度為5．20mm 修復試件．當應力比為0．1時，厚度為1．76mm 修復試件的疲勞壽命是未修復試件的21．33倍，而厚度為5．20mm 修復試件的疲勞壽命是未修復試件的11．75倍．由圖2和表4還可以看出，厚度為1．76mm 修復試件的平臺部分疲勞周次至少是未修復試件疲勞壽命的2．42倍．

表4 裂紋長度為0．20的修復和未修復試件的疲勞壽命（單位：次）Tab．4 Fatigue life of the specimens at the initial crack length of a／b＝0．20（unit：cycle）

2．2．2 疲勞裂紋擴展速率

圖4和圖5是應力比為0．1和0．5，不同厚度修復和未修復試件的疲勞裂紋擴展速率圖，所有試件的裂紋長度均為0．20．

由圖4和圖5可以看出，修復試件的疲勞裂紋擴展速率遠小于未修復試件．修復和未修復試件的裂紋擴展速率差別隨裂紋長度增大而增大．隨著裂紋長度增大，厚度為5．20mm 修復和未修復試件的裂紋擴展速率快速增大，而厚度為1．76mm 修復試件的裂紋擴展速率不增大（R＝0．5）或緩慢增大（R＝0．1）．當裂紋長度較小時，厚度為5．20mm 未修復試件的裂紋擴展速率大于厚度為1．76mm未修復試件，而兩者的修復試件裂紋擴展速率則相當．隨著裂紋長度增大，厚度為1．76mm和5．20mm未修復試件之間裂紋擴展速率差別減小，直至沒有差別；然而兩者裂紋擴展速率差別逐漸增大．厚度為5．20mm 修復試件的裂紋擴展速率大于厚度為1．76mm 修復試件的．當裂紋長度大于0．5時，厚度為5．20mm 修復試件的裂紋擴展速率隨裂紋長度增大而增大；相反，厚度為1．76mm修復試件的裂紋擴展速率不增大或下降．這表明當裂紋長度在0．5～1．0之間時，厚度為1．76mm 修復試件處于穩定擴展狀態，而厚度為5．20mm 修復試件則處于加速擴展狀態．

圖4 應力比為0．1的不同厚度修復和未修復試件的疲勞裂紋擴展速率Fig．4 Crack growth rates versus crack length curves of the specimens at stress ratio of 0．1

2．2．3 裂紋長度對疲勞壽命的影響

表5給出了應力比為0．1，裂紋長度為0．10，0．20，0．40，0．63和1．00，厚度為1．76 mm 修復試件的疲勞壽命．由表5可以看出，與名義拉伸強度相反，厚度為1．76mm 修復試件的疲勞壽命隨裂紋長度增大而提高．裂紋長度為0．10修復試件的疲勞壽命最小，為898 861次，是未修復試件的14．61倍．與準靜態拉伸性能相似，裂紋長度為0．63和1．00修復試件的疲勞壽命相當．裂紋長度為0．63修復試件的疲勞壽命是裂紋長度為0．20修復試件的1．42倍，裂紋長度為1．00修復試件的疲勞壽命比裂紋長度為0．20修復試件的疲勞壽命長32%．因此，考慮修復效益和修復效率，裂紋長度為0．20～0．63時值得修復．

圖5 應力比為0．5的不同厚度修復和未修復試件的疲勞裂紋擴展速率Fig．5 Crack growth rates versus crack length curves of the specimens at stress ratio of 0．5

由表5還可以看出，當裂紋長度為0．10～0．40時，修復試件中鋁合金板首先破壞，然后修復試件再經歷一定周次后整體破壞．裂紋長度為0．10，0．20和0．40修復試件的疲勞破壞位置在補片與鋁合金板之間界面脫粘．然而裂紋長度為0．63和1．00修復試件的破壞發生在補片端部的鋁合金板處，補片與鋁合金板間的界面并未完全脫粘，如圖6所示．

表5 不同裂紋長度、厚度為1．76mm 鋁合金修復試件的疲勞壽命（R ＝0．1，單位：次）Tab．5 Fatigue life of the repaired specimens with a thickness of 1．76mm（R ＝0．1，unit：cycle）

表6給出了裂紋長度為0．10，0．20和0．40，厚度為5．20mm 修復試件的疲勞壽命．由表6可以看出，與厚度為1．76mm 修復試件疲勞壽命變化趨勢相反，厚度為5．20mm 修復試件的疲勞壽命隨裂紋長度增大而降低，當試件中鋁合金板破壞后整個試件也就相應破壞．裂紋長度為0．10修復試件的疲勞壽命是未修復試件的13．05倍，而裂紋長度為0．40修復試件的疲勞壽命是未修復試件的7．69倍．

圖6 厚度為1．76mm 鋁合金修復試件破壞位置Fig．6 Fatigue failure position of the repaired specimens with a thickness of 1．76mm

表6 不同裂紋長度、厚度為5．20mm鋁合金修復與未修復試件的疲勞壽命（R ＝0．1，單位：次）Tab．6 Fatigue life of the specimens with a thickness of 5．20mm（R ＝0．1，unit：cycle）

3 結 論

本文研究了碳纖維／環氧復合材料補片單面修復含中心裂紋鋁合金薄板和厚板拉伸破壞模式，考察了裂紋長度對修復試件準靜態拉伸和疲勞性能的影響．得到如下結果：

當碳纖維／環氧補片寬度等于鋁合金板寬度，長度為100mm 時，修復試件的拉伸破壞模式有兩種：鋁合金板裂紋擴展、補片與鋁合金板間界面脫粘．

厚度為1．76mm 修復試件的拉伸破壞模式為補片與鋁合金板間界面脫粘．其準靜態拉伸性能隨裂紋長度增大而降低，而疲勞性能則隨裂紋長度增大而提高．當裂紋長度為0．63時，修復效果最好，其承載能力保留率為89．12%，疲勞壽命比裂紋長度為0．20修復試件的長42．47%．

厚度為5．20mm 修復試件的拉伸破壞是由鋁合金板中裂紋擴展控制的．其準靜態拉伸和疲勞性能均隨裂紋長度增大而降低．當裂紋長度為0．20時，修復試件的承載能力保留率為84．94%，疲勞壽命是未修復試件的11．75倍．

［1］BAKER A A．Repair efficiency in fatigue－cracked 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．

［3］ALBEDAH A，BACHIR B B，MHAMDIA R，etal．Comparison between double and single sided bonded composite repair with circular shape［J］．Material Design，2011，32：996－1000．

［4］GU J U，YOON H S，CHOI N S．Acoustic emission characterization of a notched aluminum plate repaired with a fiber composite patch［J］．Composites：Part A，2012，43：2211－2220．

［5］BACHIR B B，FARI B M，ALBEDAH A，etal．Comparison between rectangular and trapezoidal bonded composite repairs in aircraft structures：A numerical analysis［J］．Material Design，2011，32：3161－3166．

［6］BACHIR B B，OUDAD W，ALBEDAH A，etal．Effects of the adhesive disband on the performances of bonded composite repairs in aircraft structures［J］．Material Design，2012，37：89－95．

［7］BAKER A A，BITTON D，WANG J．Development of a proof test for through－life monitoring of bond integrity in adhesively bonded repairs to aircraft structure［J］．International Journal Adhesive and Adhesion，2012，36：65－76．

［8］BITTON D，BAKER A A，WANG J．Development of a proof test for through－life monitoring of adhesive bond integrity［R］．CRCACS TM 10079 2010．

［9］MALIGNO A R，SOUTIS C，SILBERSCHMIDT V V．An advanced numerical tool to study fatigue crack propagation in aluminium plates repaired with a composite patch［J］．Engineering Fracture Mechanics，2013，99：62－78．

［10］ERGUN E，TASGETIREN S，TOPCU M．Fatigue and fracture analysis of aluminum plate with composite patches under the hygrothermal effect［J］．Composite Structures，2010，92：2622－2631．

［11］TSOUVALIS N G，MIRISIOTIS L S，DIMOU D N．Experimental and numerical study of the fatigue behaviour of composite patch reinforced cracked steel plates［J］．International Journal Fatigue，2009，31：1613－1627．

［12］TOUDESHKY H H，MOHAMMADI B．Mixed－mode numerical and experimental fatigue crack growth analyses of thick aluminium panels repaired with composite patches［J］．Composite Structures，2009，91：1－8．

［13］MALL S，CONLEY D S．Modeling and validation of composite patch repair to cracked thick and thin metallic panels［J］．Composites：Part A，2009，40：1331－1339．

［14］楊孚標，肖加余，曾竟成，等．鋁合金表面陽極化處理及其對復合材料膠接修復結構性能的影響［J］．材料工程，2006（11）：13－17．

YANG F B，XIAO J Y，ZENG J C，etal．Anodizing treatment and its effects on properties of cracked aluminum plates repaired with composite patches［J］．Journal Material Engineering，2006（11）：13－17．（In Chinese）

［15］SCHUBBE J J，MALL S．Modeling of cracked thick metallic structure with bonded composite repair using three－layer technique［J］．Composite Structures，1999，45：185－93．