金屬損傷結構復合材料膠接修補膠工程選擇試驗研究

張辰玉

（中國特種飛行器研究所 結構腐蝕防護與控制航空科技重點實驗室，湖北 荊門 448035）

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]。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對待修部位打孔，孔邊微裂紋可能會因局部應力集中而擴散為宏觀裂紋，成為新的損傷源。復合材料補片膠接修理技術與傳統的機械修理方法相比，具有結構質量增量小、抗疲勞性能和耐腐蝕性能好、修理時間短、成本低等優點，是一種優質、高效、低成本的結構修理方法[4-7]。自20世紀70年代澳大利亞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[8-13]。

文中以2A12鋁合金預制腐蝕損傷件為修補對象，分別用自主研制的常溫固化填充材料、碳纖維預浸料和結構修補膠三種材料對腐蝕區域進行填充修補。考核不同的填充方法對含典型腐蝕損傷鋁合金板力學性能的影響，從而為確定最佳修理工藝提供試驗依據。

1 試件

1.1 制備金屬腐蝕損傷件

選取飛機常用的2A12鋁合金板材為對象，針對典型的剝蝕腐蝕損傷形式，設計加工了中心含未穿透腐蝕坑的損傷結構件，模擬剝蝕損傷鋁合金板在完全清除腐蝕產物后的情形。鋁合金板尺寸為350 mm×80 mm×3 mm，在板中央銑一個下底面直徑為20 mm，上底面直徑為26 mm，深度為1.5 mm的梯形截面圓孔作為預制腐蝕坑，試樣如圖1所示。加工完成后，試驗件經過磷酸陽極化表面處理。

圖1 含未穿透腐蝕坑的損傷結構件

1.2 制備復合材料膠接修補件

以上述制作的金屬腐蝕損傷件為修補對象，復合材料預浸料補片為修補材料，按以下步驟制備復合材料膠接修補件。

1）在裂紋板上劃出修補范圍，并進行打磨和清洗[14]。

2）填充。分別采用自主研制的常溫固化填充材料（填充效果見圖2a）、1500型碳纖維預浸料（填充效果見圖 2b）和 J-150結構修補膠（填充效果見圖2c）對腐蝕坑區域進行填充。

3）貼片。按需要的尺寸剪裁補片，并將其貼補到待修表面（單面貼補），用電熨斗輕輕碾壓補片使之與鋁板緊密貼合[15]。

4）固化。采用便攜式復合材料熱補儀按兩步固化法對試件進行加熱固化。

5）檢查。通過上述工藝所得的試件外觀清潔，無多余物。復合材料補片成型完好，無孔隙和其他缺陷，修補后的試樣見圖3。

2 試驗

該試驗包括實驗室加速試驗及力學性能試驗兩部分。

圖2 填補腐蝕損傷試樣

圖3 復合材料修理件

2.1 實驗室加速腐蝕試驗

實驗室加速腐蝕試驗分別在 SU2000C高低溫交變濕熱環境試驗箱進行濕熱暴露試驗、Q-Sun Xe-3HSC光照環境試驗箱進行紫外老化試驗及 VSC 1000鹽霧環境試驗箱進行鹽霧試驗。試驗環境條件采用加速試驗環境譜，基本構成如圖4所示。

圖4 加速腐蝕試驗環境譜流程

2.2 力學性能試驗

靜力試驗和疲勞試驗分別采用 AG-X250 kN電子拉伸試驗機和日本島津生產的 LandMark-250 疲勞試驗機進行試驗。靜力拉伸試驗參照GB/T 1447—2005和 GB/T 228—2002進行，疲勞試驗參照 GJB 1997—1994進行。

3 結果與討論

3.1 實驗室加速腐蝕試驗

3.1.1 濕熱試驗

經過7天的濕熱試驗后，對比未經過環境試驗的試驗件發現，鋁合金試件表面（不包括樹脂覆蓋區域）顏色從磷酸陽極化后的銀白色轉變為深淺程度不一的暗黃色或暗紅色，樹脂由原來的近乎無色轉變為淺灰色，目視檢查并不能發現明顯的腐蝕或損傷，如圖5所示。

圖5 濕熱試驗后試件宏觀特征

采用科視達 KH-7700三維體視顯微系統從更小尺度來考察復合材料修理試件的形貌變化。從圖6可以更清楚地看出，無論是復合材料補片、鋁板，還是其膠接界面均未出現老化或腐蝕問題。這說明復合材料修理試件對濕熱試驗的不敏感，濕熱抗性優異。鋁合金表面出現的變色現象可能是磷酸氧化膜的結構或成分改變造成的。

3.1.2 紫外老化試驗

圖6 濕熱試驗后試件微觀特征

紫外老化譜塊試驗設計主要針對非金屬材料易老化的問題。經紫外燈的強烈照射后，試件表觀最顯著的變化是附著在補片四周的富膠（包括樹脂和膠粘劑）顏色由近乎無色變為黃褐色（見圖 7）。通過科視達KH-7700三維體視顯微系統的照片可以清楚地看到富膠顏色的明顯變化（見圖 8），這說明紫外老化對有機物具有顯著的老化作用。

圖7 紫外老化試驗后試件宏觀特征

圖8 紫外老化后試驗后試件微觀形貌

3.1.3 酸性鹽霧試驗

酸性鹽霧譜塊試驗設計主要針對鋁合金基體的腐蝕問題。

將試件從鹽霧箱中拿出，經過堿性肥皂水的清洗、蒸餾水沖洗以及風干等步驟，得到預腐蝕一個周期的復合材料修理件。通過目視檢查，發現試件的腐蝕情況有如下兩個特點（見圖9）。

1）絕大部分鋁合金基體均出現膜狀腐蝕產物。

2）鋁板腐蝕程度差異很大，主要表現在兩方面，不同試件的腐蝕情況不同；同一試件不同區域的腐蝕情況不同。

圖9 酸性鹽霧試驗后試件宏觀特征

由圖10可以看出，復合材料沒有明顯的變化，富膠處繼續老化，鋁合金基體已產生點蝕（見圖10b）和輕微剝蝕（見圖10d）。

圖10 酸性鹽霧試驗后試件顯微形貌

鋁板腐蝕程度出現較大差異，主要是由于鋁板左右兩側的氧化膜被不同程度地破壞造成的。試件的鋁合金部分經磷酸陽極化處理后，其表面形成陽極氧化膜。氧化膜本身具有較強的防腐功能，能夠保護內部的鋁合金基體不受環境的侵蝕。在進行復合材料膠接修理后，易對鋁合金基體表面的氧化膜產生不同程度的破壞。氧化膜未破壞或破壞少，則腐蝕不明顯；氧化膜破壞多，則腐蝕相對嚴重。

3.2 力學性能試驗

3.2.1 靜力試驗

分別對使用了不同填充材料的修補件進行靜力拉伸試驗。試驗結果表明：修補件均發生不同程度的脫膠，同時在修補區內萌生裂紋并發生母板斷裂。如圖11所示。

圖11 采用不同填充材料修理后的試件失效情況

對經過腐蝕環境試驗后的試件進行靜力拉伸試驗。采用J-150膠粘劑填充并修補修理后，損傷件的平均承載能力為 89.77 kN，較未修補裂紋板增幅達26.3%，承載能力保留率/恢復率達到78.8%。采用固化材料填充，J-150膠粘劑修理后，損傷件的平均承載能力為90.93 kN，較未修補裂紋板增幅達28.0%，承載能力保留率/恢復率達到 80.8%。采用預浸料填充，J-150膠粘劑修理后，損傷件的平均承載能力為85.85 kN，較未修補裂紋板增幅達20.8%，承載能力保留率/恢復率達到76.2%。如圖12所示。

圖12 不同填補方法對修補結構拉伸強度的影響

通過實驗數據對比發現，采用常溫固化材料、J-150膠粘劑填充修補的方法在恢復結構靜拉伸性能方面較采用預浸料填充修補方式略有優勢。由于采用J-150膠粘劑填充修補方法操作更簡單、方便，所以在實際應用中，條件允許的情況下，推薦使用 J-150膠粘劑對腐蝕損傷區域實施原位填充修補。

3.2.2 疲勞試驗

對在經過腐蝕環境試驗后的試件進行了疲勞試驗。非承力金屬完好試樣的平均疲勞壽命為 13 399周次，50%存活率時中值疲勞壽命（N50）為 13 373周次。采用J-150膠粘劑填充并修補修理后，損傷件的平均疲勞壽命為13 257周次，50%存活率時中值疲勞壽命（N50）為13 104周次，較未修補含未穿透腐蝕坑的損傷試樣增幅達270%，承載能力保留率/恢復率接近100%。采用固化材料填充，J-150膠粘劑修理后，損傷件的平均疲勞壽命為10 272周次，50%存活率時中值疲勞壽命（N50）為10 085周次，較未修補含未穿透腐蝕坑的損傷試樣增幅達 211%，承載能力保留率/恢復率達到 75.4%。采用預浸料填充，J-150膠粘劑修理后，損傷件的平均疲勞壽命為10 161周次，50%存活率時中值疲勞壽命（N50）為9 818周次，較未修補含未穿透腐蝕坑的損傷試樣增幅達 210%，承載能力保留率/恢復率達到73.4%。如圖13所示。

圖13 不同填補方法對對疲勞性能的影響

通過實驗數據對比發現，采用J-150膠粘劑填充并修補的方法在恢復結構力學性能方面的優勢顯著。因此在實際應用中，條件允許的情況下，推薦使用J-150膠粘劑填充并修補。

4 結論

該項試驗主要包括中心含預制損傷鋁合金試件的復合材料修理、實驗室加速腐蝕試驗和力學性能測試三部分內容。

1）對修理件依次進行了濕熱、紫外老化、酸性鹽霧等3項腐蝕環境試驗。通過觀察和統計分析，得出以下結論：濕熱試驗造成鋁合金表面顏色的改變，但復合材料補片、鋁板及其膠接界面未發現明顯腐蝕。紫外老化試驗使得富膠的顏色由無色變為黃褐色，即紫外老化對于有機物有顯著的老化作用。經酸性鹽霧試驗后，絕大部分鋁合金基體均出現膜狀腐蝕產物，但是不同鋁板腐蝕程度差異很大，主要表現為不同試件的腐蝕情況不同，同一試件不同區域的腐蝕情況不同，這主要是由于試驗過程中鋁合金表面的氧化膜被不同程度地破壞造成的。通過目視檢查，未發現復合材料補片出現明顯腐蝕老化現象。

2）試驗通過測試和統計分析修理件的靜力性能數據和疲勞性能數據，得到如下結論：在進行腐蝕坑填補時，采用固化材料填充、J-150膠粘劑修補的方法在恢復結構力學性能方面的效果較采用J-150填充并修補的方式略有優勢，但由于采用J-150膠粘劑填充并修補的方法操作更簡單、更高效，所以在實際應用中，在條件允許的情況下，推薦使用J-150膠粘劑填充并修補。

參考文獻：

[1] 王彬, 蘇艷. 鋁合金大氣腐蝕行為及其防腐措施研究進展[J]. 裝備環境工程, 2012, 9(2)∶ 64-68.

[2] 譚曉明, 金平, 蔡增杰, 等. 腐蝕損傷對典型鋁合金結構疲勞壽命的影響研究[J]. 裝備環境工程, 2013, 10(6)∶9-13.

[3] 葉彬, 朱做濤, 穆志濤. 鋁合金材料腐蝕形貌及裂紋擴展分析[J]. 裝備環境工程, 2011, 8(4)∶ 54-58.

[4] 王遵, 張移山, 薛軍, 等. 復合材料膠接修理對含腐蝕損傷鋁板力學性能的影響[J]. 裝備環境工程, 2014,11(6)∶ 59-64.

[5] 陳紹杰. 復合材料結構修理指南[M]. 北京∶ 航空工業出版社, 2001∶ 22-23.

[6] BAKER A A. Bonded Repair of Aircraft Structure[M].Leiden∶ Martinus Nijhoff Publishers, 1988∶ 152-157.

[7] 陳紹杰. 用復合材料技術修理金屬飛機結構[J]. 航空制造工程, 1996(9)∶ 33-34.

[8] 徐勝, 任三元, 魯國富. 腐蝕損傷結構復合材料修補構型優選試驗研究[J]. 裝備環境工程, 2011, 8(4)∶ 104-108.

[9] MALL S, CONLEY D S. Modeling and Validation of Coposite Patch Repair to Cracked Thick and Thin Metallic Panels[J]. Composites∶ Part A, 2009, 40∶ 1331-1339.

[10] OKAFOR A C, SINGH N, ENEMUOH U E, et al. Design,Analysis and Performance of Adhesively Bonded Composite Patch Repair of Cracked Aluminum Aircraft Panels[J].Composite Structures, 2005, 71∶ 258-270.

[11] OKAFOR A C, BHOGAPURAPU H. Design and Analysis of Adhesively Bonded Thick Composite Patch Repair of Corrosion Grind-out and Cracks on 2024 T3 Clad Aluminum Aging Aircraft Structures[J]. Composite Structures,2006, 76∶ 138-150.

[12] JONES R. A Scientific Evaluation of the Approximate 2D Theories for Composite Repairs to Cracked Metallic Components[J]. Composite Structures, 2009, 87∶ 151-160.

[13] WEN S W, XIAO J Y, WANG Y R. Accelerated Ageing Behaviors of Aluminum Plate with Composite Patches under Salt Fog Effect[J]. Composites∶ Part B, 2013, 44∶ 266-273.

[14] 翟海潮, 李印柏, 林新松. 粘接與表面粘涂技術[M]. 北京∶ 化學工業出版社, 1993∶ 50-68.

[15] 歐陽國恩. 復合材料實驗指導書[M]. 武漢∶ 武漢工業大學出版社, 1997∶ 24-32.