先進鋁鋰合金層板疲勞裂紋擴展分層行為

黃 嘯, 黃 頤, 劉建中

（1.中國航空發動機集團，北京 100097；2.中國航發北京航空材料研究院，北京 100095；3.上海航空材料結構檢測股份有限公司，上海 201318）

近年來，纖維金屬層板優異的損傷容限性能和可設計性得到了越來越廣泛的關注，隨著相關研究工作持續深入，纖維金屬層板在飛機結構中的應用范圍正在逐步擴展[1-5]。Arall和Glare兩種較薄的纖維金屬層板已經成熟應用于飛機蒙皮等相關結構，在此基礎上，研究人員通過增加金屬層厚度以及層數等方式設計了一種應用于機翼主承力結構的纖維金屬層板。GTM先進結構實驗室和Alcoa技術中心基于Arall、Glare研制出一種名為CentrAl[2]的纖維金屬層板，將被應用于大型客機和運輸機的機翼翼盒結構[3]。在工信部民機科研專項課題的支持下，針對大型客機機翼主承力結構，中國商飛北研中心、中國航發航材院和哈爾濱工業大學將損傷容限性能更為優異的鋁鋰合金和玻璃纖維預浸料結合在一起，聯合研制出一種先進鋁鋰合金層板。

國內外研究人員針對Arall和Glare的損傷容限性能進行了大量相關研究，并且建立了多種預測模型[6-18]。而對于應用于機翼主承力結構的新型纖維金屬層板，目前為止僅有少量的實驗結果和初步的研究分析[2, 19-23]。纖維金屬層板與金屬板材疲勞裂紋擴展行為的區別主要在于，纖維金屬層板金屬層發生裂紋擴展的同時，預浸料層不產生裂紋擴展，裂紋區域的層間剪切力導致了分層行為，在疲勞拉伸載荷作用下，未斷裂的預浸料層為與之相粘接的金屬層在分層邊緣提供了壓縮方向的橋接應力，進而降低金屬層裂紋尖端應力強度因子K，有效減緩裂紋擴展速率。因此，為了有效地計算橋接應力，進而分析、預測疲勞裂紋擴展行為，深入研究分層行為具有重要意義。

由于在疲勞裂紋擴展實驗中，分層發生在肉眼不可觀測的層板內部，其形狀和尺寸的實時測量成為一項難題。在常規的分層檢測方法中，C掃描只能捕捉到所有界面分層區域的疊加；化學腐蝕能夠最為準確地獲得分層數據，但缺點是需要去除外層金屬，從而破壞試樣導致實驗無法繼續進行。數字圖像關聯技術（digital image correlation，DIC）是一種非接觸、無損傷的圖像分析方法，可通過分析試樣表面照片獲取應變變化。對于金屬層較薄（0.2～0.5 mm）的纖維金屬層板Glare，在遠端均勻拉伸載荷作用下，其試樣表面應變接近0的區域即為分層區域，因此DIC可以在疲勞裂紋擴展實驗中實時觀測Glare的分層行為[15]，但對于表層金屬較厚的新型纖維金屬層板，由于在厚度方向存在應變梯度，使得DIC的測量結果與實際分層行為明顯不同[22]。

為了實時、準確獲得表層金屬較厚的先進鋁鋰合金層板（以下簡稱層板）疲勞裂紋擴展實驗中的分層數據，本研究通過有限元分析探索試樣表面應變分布與分層形狀和尺寸的關系，從而獲得將DIC測量的應變分布結果轉化為分層數據的方法。同時針對兩種鋪層結構、兩種切口尺寸的層板進行疲勞裂紋擴展實驗，將多個裂紋長度下的DIC測量修正結果數據與化學腐蝕獲得的實際分層結果進行對比，驗證該方法的準確性。

1 有限元分析

本研究所選取的兩種層板是將兩層或三層2 mm厚的2060-T8E30鋁鋰合金板與預浸料膠接后制備而成，鋪層結構見圖1，分別標記為2/1和3/2。鋁鋰合金板之間的預浸料中包含10層玻璃纖維預浸料，每層均由S4纖維和SY-24膠粘劑組成。

圖1 先進鋁鋰合金層板鋪層結構Fig.1 Lay-up structure of an advanced Al-Li alloy laminate

圖2為中心裂紋拉伸（M（T））試樣。中心切口采用中國航發航材院設計的一種特殊的纖維金屬層板切口加工裝置制備[24]。這種加工方法的優點是能夠在不損壞切口附近預浸料和不產生分層的條件下，有效地制造切口。

圖2 中心裂紋拉伸（M（T））試樣Fig.2 Center crack tension（M（T））specimen

針對2/1結構層板中心裂紋試樣，使用ABAQUS軟件進行有限元建模，切口長度10 mm，施加遠端均勻拉伸應力75 MPa。選取三個典型裂紋長度（16 mm，20 mm 和 24 mm），根據已有數據預設不同裂紋長度下的分層形狀和尺寸，計算裂紋及分層區域表面加載方向（Y向）應變分布。

由于本研究使用的DIC測量設備GOM ARAMIS光學應變儀的精度限制（最小量程0.05%，精度0.01%），為了便于對比分析，選取一個接近于0的實驗可測應變數值（0.06%）為研究對象，分析該應變區域與實際分層區域的差異，獲得修正方法。

圖3為有限元計算所得Y向應變分布和分層形狀對比。由圖3可以明顯看出，0.06%應變區域和分層區域的尺寸有明顯不同。讀取圖3形狀數據后繪制形狀對比圖及誤差分布，如圖4所示，其中誤差由0.06%應變區域前沿形狀數據減去分層區域前沿形狀數據獲得。可見在16 mm、20 mm、24 mm三個裂紋長度下，可由DIC獲得的0.06%應變區域在Y向尺寸與實際分層尺寸誤差接近6 mm，顯然不能直接表征分層行為，直接采用該數據計算獲得橋接應力進而分析疲勞裂紋擴展行為將會產生很大的誤差。從對比結果還可以觀察到，0.06%應變區域前沿形狀和分層區域前沿形狀呈一定比例下的線性關聯，這為修正的可操作性提供了支撐。

圖3 三種裂紋長度和分層形狀下有限元計算所得Y向應變分布和分層形狀對比示意圖Fig.3 Comparison of Y-direction strain distribution and delamination shape calculated by FEM in three kinds of crack length and delamination shape （a）16 mm crack;（b）20 mm crack;（c）24 mm crack

繪制誤差百分比-裂紋長度百分比圖像，如圖5所示。

將數據擬合得到式（1）。

圖4 三種裂紋長度和分層形狀下有限元計算Y向0.06%應變分布和分層形狀對比圖及誤差分布Fig.4 Comparison of 0.06% Y-direction strain distribution and delamination shape calculated by FEM under three kinds of crack length and delamination shape（1）and error distribution（2） （a）16 mm crack;（b）20 mm crack;（c）24 mm crack

圖5 三種裂紋長度和分層形狀下誤差百分比和裂紋長度百分比線性關系示意圖Fig.5 Schematic diagram of linear relationship between error percentage and crack length percentage under three kinds of crack length and delamination shape

式中：SDIC為Y向0.06%應變區域在裂紋x位置上的尺寸，SD為裂紋x位置上的實際分層尺寸。

由此得到可通過DIC直接測量的0.06%Y向應變區域尺寸與實際分層尺寸的轉換關系式（2）。

在層板疲勞裂紋擴展實驗中，短暫暫停疲勞載荷加載，對試樣遠端施加75 MPa均勻拉伸載荷，將DIC方法獲得的Y向0.06%應變前沿數據，通過式（2）計算得到層板表面金屬層和預浸料之間的分層形狀和尺寸。

2 實驗

疲勞裂紋擴展實驗在SHIMADZU 4830電液伺服疲勞試驗機上進行，采用恒幅正弦疲勞載荷加載，實驗頻率為 10 Hz，應力水平為 75 MPa，應力比R為0.06。實驗過程中采用30倍JDX-B移動顯微鏡測量裂紋長度a。采用DIC方法測量Y向應變，實驗設備為GOM ARAMIS光學應變儀，測量裝置見圖6。實驗矩陣見表1，本實驗選取2/1和3/2兩種鋪層結構，10 mm和15 mm兩種切口尺寸，四種不同的裂紋長度，用以驗證通過有限元分析修正DIC數據得到的分層形狀和尺寸的準確性和適用性。

圖6 疲勞裂紋擴展實驗中的 DIC 測量裝置Fig. 6 DIC device in fatigue crack growth test

根據已有研究結果[2, 14, 19-20]，對于 3/2 及更多層數的應用于主承力結構的新型纖維金屬層板，厚度方向上靠近試樣表面的層間分層尺寸明顯大于靠近試樣中間的層間分層尺寸，且對表層金屬裂紋擴展應力強度因子K的影響更大，因此本研究針對3/2結構層板只關注其表層金屬的分層行為。

表1 疲勞裂紋擴展實驗矩陣Table1 Test matrix of fatigue crack propagation

3 實驗結果與對比分析

針對表1中裂紋擴展達到預定長度的試樣，在其遠端施加75 MPa均勻拉伸載荷，通過DIC方法拍攝并分析獲得Y向應變分布，如圖7所示。隨后對試樣進行化學腐蝕去層，得到真實分層形狀和尺寸，如圖8所示。

將DIC方法獲得的Y向0.06%應變區域尺寸數據通過式（2）進行轉換，與實際分層形狀和尺寸進行對比，如圖9所示。由圖9可見，除靠近鋸切缺口區域存在一定誤差外，修正后的DIC分層測量結果與實際分層結果吻合較好。由此可見，不同鋪層結構、切口尺寸、應力水平以及裂紋長度下，本工作提供的DIC分層測量修正方法可以有效觀測具有較厚表面金屬層的先進鋁鋰合金層板疲勞裂紋擴展過程中的分層行為，誤差可控。

圖7 通過 DIC 方法獲得 Y 向應變分布Fig.7 Y-direction strain distribution obtained by DIC method

圖8 化學腐蝕去層法獲得的真實分層形狀和尺寸Fig.8 Actual delamination shape and size obtained by chemical etching method

由Alderliesten模型[14]可知，分層尺寸數據對橋接應力計算產生影響，同時橋接應力作用在分層前沿位置，因此分層尺寸數據與裂紋尖端應力強度因子K的計算直接相關。本方法獲得的裂紋中段和尖端分層數據較為精確，而靠近鋸切缺口區域存在一定誤差，該誤差對裂紋尖端應力強度因子K的影響將在后序的研究中進行分析。

4 結論

（1）對應用于大型客機機翼主承力結構的先進鋁鋰合金層板疲勞裂紋擴展中的分層行為，通過有限元分析，發現并建立了試樣表面0.06%應變區域與分層形狀和尺寸的線性關系，得到了相應的計算關系式。

（2）在實驗中應用DIC技術測量試樣表面0.06%應變區域形狀和尺寸，并通過有限元分析獲得的關系式進行計算，首次實現了表面金屬層較厚的纖維金屬層板疲勞裂紋擴展實驗中分層行為的實時測量。

（3）針對不同鋪層結構和不同切口尺寸的先進鋁鋰合金層板，在多種裂紋長度下進行實驗驗證，結果表明本研究提供的方法可以有效觀測其分層行為，具有廣泛的適用性；本方法僅用一根試樣進行一次實驗，即可獲得某一實驗條件下疲勞裂紋擴展分層行為變化規律，避免了傳統化學腐蝕去層法大量破壞試樣的情況，具有較強的經濟性；也避免了同一條件下需要多個試樣進行實驗的情況，不會因為不同試樣材料和加工精度的細微差別而產生誤差，具有數據一致性。

圖9 修正后的DIC分層測量結果與化學腐蝕去層結果比較Fig.9 Comparison of delamination results measured by modified DIC and chemical etching delamination results （a）2/1 layup, 2as = 10 mm, a = 22.75 mm;（b）2/1 lay-up, 2as = 15 mm, a = 19.02 mm;（c）3/2 lay-up, 2as = 10 mm, a = 11.37 mm;（d）3/2 lay-up, 2as = 10 mm, a = 26.26 mm