碳纖維/雙馬來酰亞胺復合材料修復性能*

肖加余，肖中璠，楊金水，邢素麗，文思維

(國防科技大學 航天科學與工程學院， 湖南 長沙　410073)

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碳纖維/雙馬來酰亞胺復合材料修復性能*

肖加余，肖中璠，楊金水，邢素麗，文思維

(國防科技大學 航天科學與工程學院， 湖南 長沙410073)

摘要：為了得到碳纖維/雙馬來酰亞胺復合材料最佳修復效果，采用碳纖維/環(huán)氧復合材料和環(huán)氧膠膜作為修復材料，對帶Φ15 mm和Φ5 mm預制孔碳纖維/雙馬來酰亞胺復合材料進行單面貼補、雙面貼補和單面階梯挖補修復。研究了補片長度、厚度和鋪層順序?qū)π迯托Ч挠绊懀⒔Y(jié)合修復試樣的拉伸斷裂模式，優(yōu)化了修復參數(shù)。結(jié)果表明：補片邊緣母板中存在的應力集中和厚度方向拉伸應力是導致母板斷裂的關(guān)鍵原因；雙面貼補修復試樣拉伸強度能恢復到完好試樣的90%以上，單面貼補和階梯挖補修復試樣拉伸強度能恢復到完好試樣的80%以上。

關(guān)鍵詞：復合材料；快速修復；單面貼補修復；雙面貼補修復；單面階梯挖補修復

碳纖維增強復合材料因其高比強度和高比模量等優(yōu)點，在航空航天、汽車和船舶等領(lǐng)域獲得了廣泛應用。從1980年F-18戰(zhàn)機開始使用復合材料到現(xiàn)在，經(jīng)歷30多年的發(fā)展，戰(zhàn)機中使用的復合材料結(jié)構(gòu)重量系數(shù)已達到25%～50%，被廣泛應用于戰(zhàn)機蒙皮、機身、主翼、垂尾翼等部位。數(shù)據(jù)顯示，采用復合材料結(jié)構(gòu)的前機身段，可比采用金屬結(jié)構(gòu)的減輕質(zhì)量31.5%，減少零件61.5%，減少緊固件61.3%；復合材料垂直安定面可減輕質(zhì)量32.24%[1-3]。

復合材料容易在沖擊、環(huán)境腐蝕等作用下產(chǎn)生分層或纖維斷裂，從而嚴重降低結(jié)構(gòu)強度和剛度。隨著復合材料結(jié)構(gòu)的廣泛使用，復合材料損傷結(jié)構(gòu)的處理問題得到重視。為了保證飛機的安全服役和延長飛機壽命，必須修復或更換受損復合材料結(jié)構(gòu)件。復合材料結(jié)構(gòu)件一般采用整體成型工藝，直接更換費用高，而修復損傷復合材料結(jié)構(gòu)件是一種經(jīng)濟且快速的方法。

復合材料的傳統(tǒng)修復方法為螺接或鉚接外補強片，但在螺孔邊緣容易產(chǎn)生應力集中，且螺孔本身就是修復過程造成的不可避免的新?lián)p傷，除此以外，使用這種修復方法對結(jié)構(gòu)的氣動性能和隱形性也有不利影響。貼補修復則克服了機械連接的缺陷，但在修補結(jié)構(gòu)中易產(chǎn)生剝離應力和應力集中，目前主要用于對薄板的修復[4]。挖補修復能夠獲得很好的氣動性能和接頭效率，降低甚至消除接頭的應力集中，得到比貼補修復更好的修復效果，這種優(yōu)勢在厚板的修復中更加明顯；但挖補修復操作困難，限制了其在快速修復中的應用[5-7]。

目前，飛機結(jié)構(gòu)常用的先進復合材料主要有碳纖維/環(huán)氧(Carbon Fiber/Epoxy, C/EP)復合材料和碳纖維/雙馬來酰亞胺(Carbon Fiber/Bismaleimides, C/BMI)復合材料，這兩種材料體系都具有較好的綜合性能。相比之下，C/BMI體系的耐熱性能更優(yōu)，但固化溫度和壓力較高，一般只能采用熱壓罐成型工藝；然而飛機結(jié)構(gòu)的損傷修復，特別是戰(zhàn)時搶修，為了節(jié)約時間，通常采用快速修復的方法進行原位修復，原位修復的條件往往難以滿足熱壓罐成型固化溫度和壓力的要求，因此原位快速修復時難以采用同種材料進行同質(zhì)修復[8]。Moutier等[9]的研究結(jié)果表明，C/EP體系和C/BMI體系具有良好的相容性，且C/EP復合材料可以采用真空袋壓成型工藝，固化溫度可控制在177℃以下，滿足快速修復的要求。

國內(nèi)外對于復合材料修復工作的研究主要采用實驗和有限元方法[10-16]。實驗發(fā)現(xiàn)，修復后試樣的靜態(tài)拉伸強度有明顯提高，但其疲勞強度明顯低于完好板；修復結(jié)構(gòu)的強度決定于接頭內(nèi)應力的分布，然而應力的分布又與補片性能、幾何形狀和膠黏劑性能直接相關(guān)。補片邊緣母板存在應力集中和厚度方向的拉應力，使母板容易出現(xiàn)破壞。接頭設(shè)計時可以通過改變接頭形狀來降低剝離應力，如補片的幾何形狀、膠黏劑溢出后形狀。有限元分析時發(fā)現(xiàn)，小的補片厚度和與母板相近的剛度系數(shù)能有效降低修復結(jié)構(gòu)的應力集中和剝離應力。對于不同質(zhì)復合材料，其性能各異，先前的研究雖然可以提供一定的參考意義，但對于特定復合材料的修復，其補片參數(shù)還是有待進一步研究。

1實驗材料及方法

1.1原材料

采用的母板材料為T300/QY8911預浸料(中航復材生產(chǎn)，樹脂質(zhì)量分數(shù)40.1%)，膠黏劑為J-331-1環(huán)氧膠膜(哈爾濱石油化工廠生產(chǎn))，補片材料為T700/E51預浸料(自制，樹脂體積分數(shù)為40%)。

1.2試樣制備

1.2.1母板試樣的制備

T300/QY8911預浸料經(jīng)熱壓罐成型得到C/BMI復合材料層合板，鋪層方式為[0/45/90/-45]2s，經(jīng)水射流切割技術(shù)制備成分別帶Φ0 mm，Φ5 mm和Φ15 mm預制孔(Φ0 mm代表未開孔)的尺寸為350 mm×60 mm的母板試樣。

1.2.2修復試樣的制備

在修復前首先要用150#砂紙和丙酮對母板試樣表面進行打磨和清洗；再用烘箱干燥；在貼膠膜和補片預浸料進行修復前再次用丙酮清洗試樣表面；最后采用真空袋壓的方法，經(jīng)烘箱加熱使補片和膠黏劑在試樣表面共固化，制備得到修復試樣。

1.3修復方案

對帶Φ5 mm預制孔的C/BMI復合材料試樣進行了單面貼補和雙面貼補修復，對帶Φ15 mm預制孔的C/BMI復合材料試樣進行了單面貼補、雙面貼補和單面階梯挖補修復。具體的修復方法和補片參數(shù)見表1和表2，修復方法及修復后試樣如圖1所示。圖1中a為試樣長度，b為試樣寬度，d為預制孔直徑，tA為膠黏劑層厚度，tH為單層補片厚度，a1為補片長度。在階梯挖補修復中，將90°鋪層和-45°鋪層作為一個臺階，其他臺階都為一個鋪層，最終在階梯挖補修復中，各個階梯上的纖維方向如圖1(d)所示。

表1　帶Φ15 mm預制孔試樣單面貼補、

注：PD為帶預制孔試樣，SL為單面貼補修復，DL為雙面貼補修復，S為階梯挖補修復；[120, 90, 60]表示第一層補片長度為120 mm，第二層補片長度為90 mm，第三層補片長度為60 mm；[0/-45/+45/0]表示第一層補片鋪層角為0°，第二層補片鋪層角為-45°，第三層補片鋪層角為+45°，第四層補片鋪層角為0°。

(a)單面修復(a) Single-lap repair

(b)雙面修復 (b) Double-lap repair

(c)階梯挖補修復(c) Step-lap repair

(d)階梯挖補修復臺階(d) Step of step-lap repair圖1　修復方法示意圖及修復后試樣Fig.1　Repair sketch map and repaired composite specimens

試樣編號修復方式補片長度/mm鋪層角/(°)補片層數(shù)PDPDSL1-45SL[45][0]1SL1-60SL[60][0]1SL2SL[60,45][0/0]2SL3SL[60,45,30][0/0/0]3DL30DL[30][0]1DL45DL[45][0]1DL60DL[60][0]1

1.4未修復試樣和修復試樣性能測試

采用靜態(tài)拉伸性能來衡量修復對試樣性能的影響。在WDW-100/5電子萬能試驗機上以2 mm/min的速度對未修復試樣和修復試樣進行拉伸試驗，記錄載荷、位移曲線和斷口形貌，再按式(1)～(4)計算拉伸強度、拉伸模量及其恢復系數(shù)。

(1)

(2)

其中：σt為拉伸強度(完好板、帶孔試樣與修復試樣的拉伸強度)，MPa；F為最大拉伸載荷，N；b為試樣寬度，mm；d為試樣厚度，mm；Et為拉伸彈性模量(完好板、帶孔試樣與修復試樣的拉伸模量)，MPa；σ′為應變ε′=0.000 5 時測得的拉伸應力值，MPa；σ″為應變ε″=0.002 5 時測得的拉伸應力值，MPa。

(3)

(4)

2實驗結(jié)果與分析

2.1單面貼補修復對拉伸性能的影響

單面貼補修復試樣的拉伸強度恢復率ησ和拉伸模量恢復率ηE隨補片層數(shù)的變化如圖2所示。

(a) 拉伸強度恢復率與補片層數(shù)的關(guān)系(a)Relationship between ησ and patch numbers

(b)拉伸模量恢復率與補片層數(shù)的關(guān)系(b)Relationship between ηE and patch numbers圖2　單面貼補修復后拉伸性能與補片層數(shù)的關(guān)系Fig.2　Relationship between the tensile property and patch numbers in single-lap repair

圖2(a)中兩種帶預制孔試樣單面修復后，修復試樣的拉伸強度恢復率隨層數(shù)的增多反而降低，主要是補片層數(shù)越多，修復后的結(jié)構(gòu)的不對稱程度越大，這種不對稱結(jié)構(gòu)在拉伸作用下在搭接位置會產(chǎn)生拉彎耦合，從而增強補片邊緣和孔處的剝離應力應力集中[14]。圖2(b)中帶Φ15 mm預制孔試樣的拉伸模量恢復率隨補片層數(shù)增加而增大，符合一般規(guī)律；而帶Φ5 mm預制孔試樣的拉伸模量恢復率則隨補片層數(shù)增多而降低，暫時還未能解釋，需進一步驗證。

帶Φ5 mm預制孔試樣修復后拉伸破壞照片如圖3(a)所示，破壞發(fā)生在母板表層，在補片邊緣母板表層存在撕裂與斷裂；帶Φ15 mm預制孔試樣修復后拉伸破壞照片如圖3(b)所示，失效模式為補片脫黏，且母板在孔邊緣存在撕裂現(xiàn)象，方向從孔處向補片邊緣延伸，說明帶Φ15 mm預制孔試樣單面修復后拉伸破壞先在孔處發(fā)生，然后向補片邊緣擴展，最終導致補片脫黏。

(a) 2層補片(a) Patch numbers of 2

(b) 3層補片(b) Patch numbers of 3圖3　單面修復試樣拉伸斷裂照片F(xiàn)ig.3　Photographs of tensile fracture of single-lap repaired specimens

2.2雙面貼補修復對拉伸性能的影響

完好試樣的平均拉伸強度約為516.9 MPa，離散系數(shù)為12.01%。雙面貼補修復中修復試樣的拉伸強度恢復率ησ與補片長度的關(guān)系如圖4所示。由圖4可見，兩種孔徑修復試樣的拉伸強度恢復率都在90%以上，基本恢復到完好試樣的水平。

圖4　雙面貼補修復中ησ與補片長度的關(guān)系Fig4　Relationship between ησ and patch lengths in double-lap repair

帶Φ5 mm預制孔試樣雙面貼補修復后斷裂模式如圖5(a)～(c)所示。圖5(a)中試樣在補片邊緣斷裂，母板表層存在纖維撕裂現(xiàn)象；圖5(b)和圖5(c)中試樣從補片與夾持端中間斷裂，但均未發(fā)生補片脫黏。帶Φ15 mm預制孔試樣雙面貼補修復后斷裂模式如圖5 (d)～(g)所示。其中圖5(e)中試樣斷裂模式與圖5(a)中的相似，以此種模式斷裂的試樣，其補片厚度在0.87 mm～0.93 mm之間；圖5(f)中試樣斷裂模式與圖5(b)、圖5(c)中的相似，以此種模式斷裂的試樣，補片厚度在0.72 mm～0.81 mm之間，表明補片厚度的增加會增強補片邊緣的應力集中[4]。這與Cheng在碳纖維增強層合板的貼補修復性能研究中得到的結(jié)果相似[11]。在長度方向拉應力的作用下，補片與母板發(fā)生微彎曲變形，會使長度方向拉應力向厚度方向拉應力轉(zhuǎn)變。復合材料層合板在厚度方向強度較低，而膠膜強度高，厚度方向拉應力最終導致母板表層剝離失效。減小補片厚度有利于降低補片邊緣剝離應力集中[16]。

雖然帶Φ5 mm預制孔試樣的強度恢復系數(shù)隨補片長度增長而有所下降(如圖4所示)，但從其斷裂方式來看均屬于母板斷裂(如圖5所示)，補片處完好，又考慮到完好試樣的強度離散系數(shù)也較大，故可認定采用這三種補片長度進行的雙面貼補修復，其效果都能達到完好水平。故對于帶Φ5 mm預制孔試樣的補片臨界長度約為30 mm。

帶Φ15 mm預制孔試樣的強度恢復系數(shù)隨補片長度增長變化平緩(如圖4所示)，但從Φ15 mm預制孔試樣的斷裂方式來看(如圖5所示)，當補片長為45 mm時，補片一端脫黏，并且其強度恢復率最小，只有92.3%；當補片長度大于60 mm(包括60 mm)時，其斷裂方式為母板斷裂、母板表層失效和補片斷裂，但均未出現(xiàn)補片脫黏，且其強度恢復率均大于97.6%，可以判斷補片的臨界長度約為60 mm；隨著補片的增長，補片未發(fā)生脫黏，但在孔處能觀察到補片有明顯損傷，甚至在孔處斷裂。

2.3階梯挖補修復對拉伸性能的影響

階梯挖補修復試樣的ησ和ηE如圖6所示。圖6中，S1，S2，S3的補片鋪層角分別為[0/0/0/0]、[0/-45/+45/0]、[0/90/90/0]。

(a) 60 mm長補片　　　　(b) 45 mm長補片　　　　(c) 30 mm長補片(a) Patch length of 60 mm　(b) Patch length of 45 mm　(c) Patch length of 30 mm

(d) 120 mm長補片　　 (e) 90 mm長補片　　　　(f) 60 mm長補片　　 (g) 45 mm長補片(d) Patch length of 120 mm　(e) Patch length of 90 mm　(f) Patch length of 60 mm　(g) Patch length of 45 mm圖5　雙面貼補修復試樣拉伸斷裂照片F(xiàn)ig.5　Photographs of tensile fracture of double-lap repaired specimens

圖6　帶Φ15 mm預制孔試樣不同階梯挖補修復的ησ與ηEFig.6　ησ and ηE of pre-drilled Φ15 mm diameter hole specimens repaired with different step-lap repairs

由圖6可見，經(jīng)階梯挖補修復后，其強度較損傷件明顯提高，階梯的制備將損傷區(qū)域大幅擴大，嚴重影響了修復的效果，最終的強度恢復率最高為81.0%。由圖6可以看出，S1，S2，S3三種修復方式修復帶孔試樣的強度恢復率依次提高，模量恢復率依次降低，且經(jīng)修復方式S3修復后試樣模量恢復到未開孔板的105.7%。階梯挖補修復中，中間兩層補片分別與母板中±45°鋪層膠接，而上下兩層0°鋪層補片與母板中0°鋪層膠接，補片與母板載荷的傳遞，主要由上下兩個0°鋪層補片來完成，而中間兩層補片主要影響補片模量[6]。由圖6可以得出，階梯挖補修復中，補片鋪層與母板鋪層順序接近時，修復結(jié)構(gòu)的模量將與完好試樣的模量接近，修復結(jié)構(gòu)中的不對稱性將受到最大程度的削弱，得到更好的修復效果。

階梯挖補修復試樣拉伸破壞情況如圖7所示，修復試樣補片邊緣母板撕裂，與補片膠接的母板鋪層斷裂。這表明在搭接處存在應力集中和剝離應力。

圖7　階梯挖補修復后試樣拉伸破壞照片F(xiàn)ig.7　Photographs of tensile fracture of step-lap repaired specimens

2.4修復方式對修復性能的影響

不同方法修復的帶預制孔試樣的強度恢復系數(shù)如圖8所示。

由圖8可見，修復后，帶Φ15 mm和Φ5 mm預制孔試樣拉伸強度明顯提高。在三種修復方法中，雙面貼補修復具有最佳修復效果，甚至使修復后拉伸強度恢復到完好試樣的水平；單面貼補修復的修復效果次之，相比于帶大孔徑預制孔試樣，單面貼補修復對帶小孔徑預制孔試樣具有更好的修復效果；帶Φ15 mm預制孔試樣的階梯挖補修復和單面貼補修復的修復效果相差不大。

圖8　不同修復方法修復帶預制孔試樣的ησFig.8　ησ of specimens repaired with different methods

帶預制孔試樣修復后拉伸性能如表3、表4所示。

表3　帶Φ15 mm預制孔試樣修補后拉伸性能

表4　Φ5 mm預制孔試樣修補后拉伸性能

注：CV值為空白處表示平行試樣數(shù)為1，其余平行試樣數(shù)為3。

3結(jié)論

1)單面貼補修復結(jié)構(gòu)的不對稱性在拉伸過程中產(chǎn)生拉彎耦合效應，隨補片層數(shù)的增加，拉彎耦合效應更明顯，修復結(jié)構(gòu)中的剝離應力更大，使得修復效果降低；單面貼補修復對小孔徑損傷試樣的修復效果明顯優(yōu)于對大孔徑損傷試樣的修復效果；帶Φ5 mm預制孔試樣單層單面修復的最佳補片參數(shù)約為60 mm，修復后強度恢復率達到96.0%，拉伸模量恢復率為112.4%。

2)帶Φ5 mm預制孔和帶Φ15 mm預制孔試樣的雙面貼補修復效果最佳，其最佳補片長度分別約為30 mm和60 mm，修復后，試樣的強度恢復率約為100.0%，拉伸模量恢復率約為130.0%，強度基本恢復到完好試樣的水平；對于相同補片，成型后小的補片厚度具有更好的修復效果。

3)階梯挖補修復中，補片鋪層與母板鋪層順序接近時，修復結(jié)構(gòu)的模量將與完好試樣的模量接近，修復結(jié)構(gòu)中的不對稱性將受到最大程度的削弱，得到更好的修復效果；最佳的鋪層方式為[0,90,90,0]，修復后，其拉伸強度恢復率約為81.0%，拉伸模量恢復率約為105.7%。

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Repairing performance of carbon fiber/bismaleimides composite materials

XIAOJiayu,XIAOZhongfan,YANGJinshui,XINGSuli,WENSiwei

(College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)

Abstract：In order to achieve the best repairing effect of carbon fiber/bismaleimides composite materials, carbon fiber/epoxy composite materials and epoxy film adhesive were used as the repair materials to repair carbon fiber/bismaleimides composites with the pre-drilled hole of Φ15 mm and Φ5 mm, respectively. Single-lap repair, double-lap repair and step-lap repair were adopted to repair the carbon fiber/bismaleimides composite structures with pre-drilled hole. The effects of the patch numbers, patch lengths and patch stacking sequences on repairing performance were discussed. The failure model of the repaired plates was analyzed through the experimental method, and the patch-repairing parameters were optimized. The results show that the stress concentration and through-thickness tensile stress along the edges of the patch are the key reasons for the fracture of the repaired plate. The tensile strength of the double-lap repaired specimen can recover up to 90% of the strength of undrilled specimen and the strength of the specimen repaired by the single-lap repair and step-lap repair can also recover up to 80% of the undrilled specimen.

Key words：composite; quick repair technology; single-lap repair; double-lap repair; step-lap repair

中圖分類號：TB332

文獻標志碼：A

文章編號：1001-2486(2016)01-001-08

作者簡介：肖加余(1956—)，男，湖南長沙人，教授，博士，博士生導師，E-mail:jiayuxiao@tom.com

基金項目：國家自然科學基金資助項目(51303208, 51403235)

*收稿日期：2015-09-14

doi:10.11887/j.cn.201601001

http://journal.nudt.edu.cn