補(bǔ)片倒角對(duì)復(fù)合材料膠接修理后承載能力的影響

□ 李 艷 □ 于克杰 □ 李小雷

空軍第一航空學(xué)院 航空修理工程系 河南信陽(yáng) 464000

補(bǔ)片倒角對(duì)復(fù)合材料膠接修理后承載能力的影響

□ 李 艷 □ 于克杰 □ 李小雷

空軍第一航空學(xué)院 航空修理工程系 河南信陽(yáng) 464000

以圓孔型損傷為例，利用三維有限元模型分析了復(fù)合材料層合板的貼補(bǔ)修理，研究了6種不同補(bǔ)片倒角對(duì)膠層剪應(yīng)力和修補(bǔ)結(jié)構(gòu)承載能力的影響。計(jì)算結(jié)果表明：在其它參數(shù)不變的前提下，合理選擇補(bǔ)片倒角可降低膠層剪應(yīng)力的最大值，提高復(fù)合材料修理結(jié)構(gòu)的承載能力，對(duì)更有效實(shí)施復(fù)合材料結(jié)構(gòu)貼補(bǔ)修理方案設(shè)計(jì)具有一定的指導(dǎo)意義。

復(fù)合材料 貼補(bǔ)修理 補(bǔ)片倒角 有限元

飛機(jī)復(fù)合材料膠接修理可以分為貼補(bǔ)和挖補(bǔ)兩種基本的修理方法［1］。與挖補(bǔ)修理相比，貼補(bǔ)修理具有操作簡(jiǎn)單、對(duì)原結(jié)構(gòu)材料打磨少等優(yōu)點(diǎn)，所以在飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理中應(yīng)用比較廣泛。當(dāng)采用貼補(bǔ)修理時(shí)，為較好地滿足氣動(dòng)力的要求，補(bǔ)片四周需要整修制作倒角。從目前查閱的文獻(xiàn)看，基本上都是研究復(fù)合材料膠接修理中補(bǔ)片尺寸、膠層厚度等參數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)修理的影響，并沒(méi)有提及補(bǔ)片倒角的影響［2-4］。為此，本文采用有限元分析的方法，通過(guò)改變貼補(bǔ)修理補(bǔ)片倒角的角度，研究其在拉伸載荷作用下對(duì)飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響，并為復(fù)合材料貼補(bǔ)修理補(bǔ)片倒角的合理選擇提出參考意見(jiàn)。

1 有限元分析模型

1.1 分析對(duì)象

選用T300/QY8911碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料作為層合板母板，每鋪層厚度為0.12 mm，鋪層順序?yàn)椋邸?5/0/ 90/±45/0/90/±45］，材料性能參數(shù)見(jiàn)表1，其長(zhǎng)度L為300 mm、寬度W為160 mm、厚度T為2.4 mm、圓孔直徑D為40 mm。補(bǔ)片材料為T(mén)300/QY8911碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，補(bǔ)片直徑Dp為100 mm，補(bǔ)片厚度Tp同母板厚度，設(shè)補(bǔ)片邊緣倒角θ分別取15°、30°、45°、60°、75°和90°。膠層材料為FM73M，彈性模量E=2.80 GPa，泊松比ν=0.38，剪切模量G=1.06 GPa，剪切強(qiáng)度S= 34.1 MPa，剝離強(qiáng)度T=5.0 MPa，膠層厚度為1.5 mm。復(fù)合材料層合板貼補(bǔ)修理的幾何形狀如圖1所示。

表1 T300/QY8911的材料參數(shù)

▲圖1 貼補(bǔ)修理的幾何結(jié)構(gòu)示意圖

1.2 有限元模型

為提高計(jì)算效率和精度，利用對(duì)稱性建立幾何模型，采用ANSYS提供的8節(jié)點(diǎn)3D實(shí)體單元Solid46模擬T300/QY8911復(fù)合材料母板和補(bǔ)片，采用各向同性體元（Solid Brick 45）來(lái)劃分膠層，其網(wǎng)格劃分后如圖2所示。其中，坐標(biāo)原點(diǎn)位于母板圓孔損傷的圓心，OX軸指向0°鋪層的方向，OY軸指向90°鋪層的方向，OZ軸指向鋪層疊加的方向。在復(fù)合材料層合板對(duì)稱面的節(jié)點(diǎn)上施加面對(duì)稱約束條件，在一端面施加拉伸均布載荷。

▲圖2 膠接貼補(bǔ)修理的網(wǎng)格模型

2 計(jì)算結(jié)果分析

貼補(bǔ)修理結(jié)構(gòu)由母板、補(bǔ)片和膠層三部分組成，相應(yīng)地其失效模式可以分為母板失效、補(bǔ)片失效和膠層失效。由于母板和補(bǔ)片均采用復(fù)合材料，所以它們的破壞強(qiáng)度均采用Hashin失效準(zhǔn)則判斷，而膠層的破壞強(qiáng)度采用最大剪應(yīng)力失效準(zhǔn)則判斷。結(jié)合這兩個(gè)失效準(zhǔn)則得出飛機(jī)復(fù)合材料貼補(bǔ)修理后的承載能力，即有限元分析中施加于被修復(fù)損傷復(fù)合材料端部載荷的最大值。

2.1 不同補(bǔ)片倒角模型下膠層剪應(yīng)力比較

根據(jù)有限元分析結(jié)果可知，膠層失效是引起復(fù)合材料貼補(bǔ)修理最終破壞的原因，因此在其它參數(shù)不變的前提下，重點(diǎn)研究不同補(bǔ)片倒角對(duì)膠層剪應(yīng)力的影響。圖 3（a）至圖 3（d）分別是補(bǔ)片倒角為15°、30°、45°和90°下對(duì)應(yīng)的膠層剪應(yīng)力圖。

▲圖3 不同補(bǔ)片倒角下的膠層剪應(yīng)力圖

由圖3可知，膠層內(nèi)外兩側(cè)區(qū)域均是膠層中的最大剪應(yīng)力區(qū)，這說(shuō)明當(dāng)膠層最大剪應(yīng)力超過(guò)其剪應(yīng)力強(qiáng)度值時(shí)，膠層從兩端開(kāi)始發(fā)生破壞；補(bǔ)片倒角小于45°時(shí)，雖然倒角越小膠層內(nèi)部剪應(yīng)力分布越均勻，但其邊緣最大剪應(yīng)力將增大；但當(dāng)補(bǔ)片倒角在45°至90°（不帶倒角）變化時(shí)，膠層的剪應(yīng)力大小和分布基本沒(méi)變化。這說(shuō)明補(bǔ)片倒角小于45°對(duì)膠層剪應(yīng)力大小和分布有明顯的影響，但大于等于45°后，對(duì)膠層剪應(yīng)力大小和分布基本沒(méi)有影響。

2.2 不同補(bǔ)片倒角模型下修理結(jié)構(gòu)承載能力比較

圖4是補(bǔ)片倒角對(duì)復(fù)合材料貼補(bǔ)修理結(jié)構(gòu)承載能力的影響圖。由圖可知，當(dāng)補(bǔ)片倒角較小時(shí)，修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的承載能力隨著補(bǔ)片倒角的增大而增加；當(dāng)補(bǔ)片倒角增加到45°后，隨著補(bǔ)片倒角的增大，修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的承載能力基本不變。所以從承載能力的角度看，補(bǔ)片倒角在45°～90°之間最佳。但為了較好地滿足飛機(jī)氣動(dòng)性的要求，補(bǔ)片四周需要制作倒角，所以綜合考慮補(bǔ)片倒角為45°，這樣既可使修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的承載能力達(dá)到最佳狀態(tài)，也可較好地滿足飛機(jī)氣動(dòng)性的要求。

▲圖4 補(bǔ)片倒角對(duì)復(fù)合材料貼補(bǔ)修理結(jié)構(gòu)承載能力的影響

3 結(jié)論

通過(guò)有限元對(duì)比分析了不同補(bǔ)片倒角對(duì)膠層剪應(yīng)力分布和修理結(jié)構(gòu)承載能力的影響，結(jié)果表明：膠接邊緣區(qū)域是膠層中的最大剪應(yīng)力區(qū)；補(bǔ)片倒角小于45°對(duì)膠層剪應(yīng)力和修理結(jié)構(gòu)承載能力影響明顯，大于45°后，對(duì)膠層剪應(yīng)力和修理結(jié)構(gòu)承載能力幾乎沒(méi)有影響。

［1］鄭立勝，李遠(yuǎn)才，董玉祥.飛機(jī)復(fù)合材料粘接修理技術(shù)及應(yīng)用［J］.粘接，2006，27（2）：51-52.

［2］姚磊江，童小燕，董善艷.損傷復(fù)合材料層板膠接修理強(qiáng)度分析［J］.機(jī)械科學(xué)與技術(shù)，2005，24（6）：676-678.

［3］向法武，李曙林，石曉鵬，等.損傷復(fù)合材料膠接修理后承載能力的有限元分析 ［J］.機(jī)械工程材料，2012，36（8）：101-104.

［4］朱新宇，盧俊文.基于剩余強(qiáng)度的復(fù)合材料補(bǔ)片形狀優(yōu)化研究［J］.中國(guó)民航飛行學(xué)院學(xué)報(bào)，2011，22（3）：8-11.

（編輯 丁 罡）

TH122；V267+.46

B

1000-4998（2015）04-0050-02

2014年10月