碳纖維復合材料膠鉚混合修理結構靜載拉伸失效

劉禮平，齊雨陽，藺越國，鮑蕊，徐建新，馮振宇，卿光輝

1.中國民航大學 航空工程學院，天津 300300

2.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083

3.中國民航大學 安全科學與工程學院，天津 300300

碳纖維復合材料（CFRP）以其優異的性能被廣泛應用于各種民用、軍用航空器制造當中［1］。與金屬相比，碳纖維復合材料脆性較高，抗沖擊損傷能力較低，損傷因素包括冰雹、鳥擊、雷擊和意外碰撞等［2-3］。碳纖維復合材料由于其脆性和各向異性，在受損后強度會急劇下降［4］，危害飛機整體結構的完整性和承載能力，對飛機飛行安全存在潛在毀滅性影響。因此，為保證飛機的飛行安全，對碳纖維復合材料損傷部件進行修理有著重要意義［1-3］。

碳纖維復合材料修理技術主要有膠接修理、機械修理和混合修理3 種。膠接修理包括貼補修理和挖補修理，有應力分布均勻、結構重量較輕等優點［5］，其中挖補修理又能恢復飛機氣動布局，強度恢復率較高，采用共固化的連接方式，能應用于永久修理使用［6-7］。同時，膠接修理存在剝離應力較高、膠層易受濕熱環境的腐蝕而發生退化，膠層失效后修理結構易產生突發性破壞等缺點［8-9］。機械修理使用鉚釘或螺栓將補片固定在損傷位置，維修結構易于組裝和拆卸，施工較為簡單，抗剝離性好，可靠性高［9-12］，但應力分布不均，孔邊易產生應力集中，修理結構的強度恢復率相對較低［5-6，13］。

混合修理技術能夠綜合機械修理和膠接修理的優點，克服二者的一些缺陷。膠層的加入解決機械修理結構載荷分布不均的問題，緩解承載時出現的應力集中。螺栓或鉚釘的加入解決膠接修理剝離應力較高的問題，并在膠層失效后繼續承載，避免修理結構在膠層失效后發生突發性破壞。研究表明，混合修理結構具有更加優異的力學性能。喻健等［8］進行了鋁合金膠接修理、鉚接修理和膠鉚混合修理結構拉伸疲勞實驗，結果表明，鋁合金膠鉚混合修理結構的疲勞壽命高于鉚接修理結構約150%，高于膠接修理結構約13%。劉禮平等［14-15］對碳纖維復合材料膠鉚混合修理結構進行了實驗研究和有限元仿真分析，發現膠鉚混合修理結構的強度恢復率高于膠接修理結構約20%。

國內外關于碳纖維復合材料混合修理結構的研究較少，關于混合連接結構的研究較多?；旌闲蘩斫Y構和混合連接結構在傳載機制和破壞模式上較為相似，混合連接結構的分析方法和研究結果同樣適用于混合修理結構。研究表明，混合連接結構的力學性能比膠接連接結構和機械連接結構更好。Lopez-Cruz 等［16］進行了碳纖維復合材料膠接連接、單釘螺栓連接和單釘混合連接結構拉伸強度對比實驗，發現混合連接結構的強度普遍高于其余2 種連接結構。Sadowski 等［17］進行了五釘膠鉚混合連接結構拉伸實驗和有限元仿真計算，發現該種混合連接結構的強度高于僅膠接連接約11%，高于僅五鉚釘連接結構約130%。

研究發現，混合連接結構的力學性能更好是因為與機械連接和膠接連接相比，混合連接結構的失效模式有其自身的特點。Chen 等［18］研究發現混合連接接頭的峰值載荷和能量吸收值高于機械連接約400%，高于膠接連接約350%，并且發現混合連接接頭失效時膠層會先于機械結構失效，以實現輔助機械結構承載，在膠層失效后機械結構繼續承載，以克服膠接連接失效模式過于突然的缺陷。Chowdhury 等［19］研究發現在混合連接結構中機械連接結構能為膠接結構提供殘余強度，作為失效保護機制。

目前，國內外大部分研究集中在混合連接接頭的相關力學性能與失效模式，未針對碳纖維復合材料混合修理結構的失效模式進行深入研究，不能揭示混合修理結構優異力學性能的形成機制。本文對碳纖維復合材料膠鉚混合修理結構進行靜載拉伸實驗，通過載荷和應變數據分析其損傷過程，結合有限元仿真分析混合修理結構膠層和母板的具體損傷起始、損傷擴展。通過分析鉚釘各部位受載變化及其與膠層失效歷程的關系，得出混合修理結構在拉伸載荷作用下的受力模式和傳力路徑，以進一步研究膠鉚混合修理結構的失效模式。

1 實驗方案

1.1 實驗材料

實驗中膠鉚混合修理結構母板材料選用T700/BA9916 碳纖維增強樹脂基復合材料，材料樹脂質量分數為（38±2）%，層合板單層厚度為（0.15±0.01）mm，鋪層順序為［45/-45/0/90］2s。補片材料與母板相同，鋪層順序為［45/-45/0/90］s，與母板保持一致，補片厚度取母板厚度的1/2。T700/BA9916 材料的基本力學性能參數如表1 所示。膠黏劑選用J116B 材料，膠層厚度0.15 mm，J116B 膠黏劑的力學性能參數如表2 所示。鉚釘選用牌號7050 的鋁合金平錐頭鉚釘，工藝標準參照HB 6749—1993。

表1 T700/BA9916 材料基本力學性能參數Table 1 Basic mechanical property parameters of T700/BA9916 materials

1.2 實驗件設計與制備

設計的膠鉚混合修理結構如圖1 所示，由母板、補片、填充補片、膠層和鉚釘構成。膠接修理部分在貼補修理的基礎上增加了填充補片以提高膠鉚混合修理結構的強度。

圖1 膠鉚混合修理結構示意圖Fig.1 Diagram of bonded-rivet hybrid repairing structure

母板尺寸為468 mm×120 mm×2.4 mm，在母板上加工直徑分別為30 mm 和60 mm 的兩種圓形損傷孔，損傷孔加工采用機床制孔，機床轉速為1 200 r/min，進給量為90 mm/min。

根據損傷孔徑的不同，將膠鉚混合修理結構實驗件分為兩組，每組3 塊實驗件，并設置完好板實驗件作為對照，各實驗件的組號和編號如表3所示。

表3 各組實驗板件編號與組號Table 3 Serial number and group code of experiment plates

根據飛機結構修理手冊（SRM）中維修方案鉚釘排布設計，確定鉚釘孔之間的間距和鉚釘孔到補片邊緣的邊距，以此為參考確定H30 組實驗件補片尺寸為187.5 mm×115 mm×1.2 mm，H60 組實驗件補片尺寸為157.5 mm×115 mm×1.2 mm。修理結構選用J116B 膠黏劑，采用共固化工藝固定補片。膠接前，先標識母板上的膠接區域，用膠帶保護不需要膠接的區域，對膠接區域和損傷孔內使用150 號以上的砂紙進行打磨，打磨完之后用丙酮清洗干凈，清洗完用熱烘槍烘干。

清洗完成后，將J116B 膠膜裁剪至合適大小，再鋪覆在損傷孔周圍，然后在損傷孔內按照鋪層順序鋪疊填充補片。填充補片鋪疊完成后，再將膠膜鋪覆到母板膠接區域，并鋪疊補片鋪層。鋪疊完成后用真空袋、密封膠等工藝材料對實驗件修理區進行封裝，最后進熱壓罐固化。

在修理區畫出鉚釘孔位置，使用氣動工具手動鉆在膠鉚混合修理結構的母板和補片上加工直徑為5 mm、間距為22.5 mm 的鉚釘孔共20 個，鉆孔轉速為1 300 r/min。將鉚釘放入鉚釘孔，使用壓鉚槍將鉚釘安裝在鉚釘孔內。

使用J-168 膠黏劑在完好板和膠鉚混合修理結構母板兩端的夾持部位粘貼3240 玻璃鋼板作為加強片，以保證實驗件在拉伸過程中不打滑，且不會被實驗機夾緊力破壞，加強片尺寸為120 mm×120 mm×2 mm。

在實驗件母板的鉚釘孔周圍和損傷孔周圍等易發生應力集中的位置以及修理區域外的完好位置粘貼應變片，并在完好板實驗件的對應位置粘貼應變片。兩組膠鉚混合修理結構實驗件的尺寸和應變片位置分別如圖2（a）和圖2（b）所示，W 組完好板應變片位置如圖2（c）所示。

圖2 各組實驗件示意圖Fig.2 Diagram of experiment specimens of each group

1.3 實驗過程

靜載拉伸實驗在100 t 級的WAW-1000 電液伺服萬能試驗機上完成，實驗環境室溫（23±3）℃，濕度（50±10）%。實驗時夾緊實驗件兩端加強片，加載速度為1.2 mm/min，加載方式為連續加載，直至實驗件破壞，實驗裝置如圖3所示。

圖3 拉伸實驗裝置Fig.3 Tensile test equipment

2 實驗結果分析

2.1 拉伸強度

H30 組和H60 組膠鉚混合修理結構實驗件和W 組完好板實驗件在靜載拉伸實驗中的載荷-時間曲線如圖4 所示。

圖4 各組實驗件載荷-時間曲線Fig.4 Load-time curves of experiment specimens of each group

從圖4 中可以看出，H30 組實驗件和H60 組實驗件在靜載拉伸前期，所受的載荷值隨時間增長較慢，從100～200 s 開始，實驗件所受拉伸載荷隨時間變化速率開始增長，并最終增長到近似線性關系。W 組完好板實驗件與H30 組和H60組膠鉚混合修理結構實驗件的載荷-時間曲線的變化趨勢相同。

H30 組和H60 組膠鉚混合修理結構和完好板實驗件的平均失效載荷和強度恢復率如表4 所示。強度恢復率即修理結構的拉伸強度與完好板拉伸強度之比。2 組實驗件的平均強度恢復率均達到70%以上，說明膠鉚混合修理結構修理可以較好地恢復復合材料層合板的力學性能。

表4 各組實驗件平均失效載荷與拉伸強度恢復率Table 4 Average failure load and tensile strength recovery rate of experiment specimens of each group

2.2 完好板實驗數據分析

圖5 為完好板上1 號～8 號應變片的應變-時間曲線，可以看出完好板在靜載拉伸下，各位置的應變分布較為均勻，在1～8 號應變片處沒有出現應力集中。應變曲線先呈現非線性增長趨勢，后為線性增長。在實驗進行到約350 s 時應變片失效，應變停止增長。

圖5 完好板各應變片應變-時間曲線Fig.5 Strain-time curves of each strain gauge of intact plate

結合圖6 中的斷口形貌可以觀察到，完好板實驗件在與加強片內側連接邊緣處斷裂。這是由于完好板在拉伸時雖然在1 號～8 號應變片位置處沒有應力集中，但在加強片邊緣位置產生應力集中，使完好板在該位置斷裂。

2.3 混合修理結構應變

H30 和H60 組膠鉚混合修理結構的應變時間曲線類似，現以H30 組實驗件應變數據為例進行分析。圖7 為H30-1 組膠鉚混合修理結構母板上各應變片的應變-時間曲線?？梢钥闯?，膠鉚混合修理結構在靜載拉伸下各位置的應變-時間曲線的變化趨勢同樣是在拉伸開始應變隨時間的增長較慢，在約100 s 時增長開始加速。膠鉚混合修理結構母板上的最大應變出現在4 號應變片位置，說明拉伸時膠鉚混合修理結構母板上的應力集中主要發生在沿橫向和縱向都最靠近補片邊緣的鉚釘孔位置。4 號應變片的應變大于5 號應變片，6 號應變片的應變大于7 號應變片，這說明膠鉚混合修理結構通過鉚釘從母板傳遞到補片上的載荷主要由外排鉚釘來傳遞。4 號應變片的應變大于6 號應變片，且失效時間更早，表明母板的損傷在垂直于載荷的方向上是從外側鉚釘孔向內側鉚釘孔擴展的。8 號應變片的應變明顯大于1 號～3 號應變片，表明膠鉚混合修理板拉伸時相較于母板非修理區的完好部分，母板損傷孔邊緣也存在一定的應力集中現象。

因此，膠鉚混合修理板在拉伸時，母板主要在外排最邊緣處的鉚釘孔處發生應力集中，并且損傷從此位置起始并沿垂直于載荷方向向內擴展，作用在母板上的載荷更多由外排鉚釘傳遞到補片上。同時，中心損傷孔邊緣也會出現較弱的應力集中現象。

2.4 斷口形貌與失效模式

圖8、圖9 分別為膠鉚混合修理結構實驗件斷口側面和正面。由圖8 可知，修理結構補片邊緣在拉伸時發生由偏心載荷造成的翹曲現象，可推測膠層在此處受到很大的剝離應力而首先出現失效，之后向內擴展，在圖8 中可以觀察到在最外側鉚釘孔處出現明顯的分層現象。

圖8 膠鉚混合修理結構實驗件破壞模式Fig.8 Failure mode of bonded-rivet hybrid repairing structure experiment specimen

圖9 膠鉚混合修理結構斷口破壞形貌Fig.9 Damage morphology of bonded-rivet hybrid repairing structure

由圖9 可知，H30 和H60 實驗件的破壞模式相同，母板的外排鉚釘處沿垂直于加載方向發生斷裂。結合圖7 中的應變分析可知，這是由于母板在鉚釘孔處產生應力集中，從而在鉚釘孔位置更容易出現損傷，外排鉚釘孔處的應力集中大于內排鉚釘孔處，最終使得實驗件母板在外排鉚釘處發生斷裂。

3 有限元仿真模型

3.1 復合材料層合板損傷模型

復合材料層合板及修理結構的損傷模型采用基于連續介質損傷理論的復合材料層合板漸進損傷分析模型和膠層內聚力模型［20］。復合材料連續漸進損傷分析模型采用由應變表示的Hashin三維失效準則判斷復合材料基體與纖維的初始失效，各類損傷模式準則與準則方程如下。

纖維拉伸模式（ε11≥0）：

纖維壓縮模式（ε11＜0）：

基體拉伸模式（ε22+ε33≥0）：

基體壓縮模式（ε22+ε33＜0）：

對于三維漸進損傷模型，材料性能是逐漸退化的。對于每種失效模式，損傷起始后的損傷演化由損傷變量表示。采用了基于斷裂能準則的連續漸進損傷變量，圖10 為連續漸進損傷變量的求解關系。其中，σii（i=1，2，3）為材料在不同方向上的應力；Eii（i=1，2，3）為材料在i方向上的彈性模量為材料在i方向上的拉伸模式損傷變量；σT為材料拉伸模式的應力。

圖10 連續漸進損傷變量求解關系Fig.10 Solution relationship of continuous progressive damage variable

3.2 膠層損傷模型

膠鉚混合修理結構中的膠層選用內聚力模型，即雙線性本構關系的Cohesive 單元進行模擬。膠層內聚力模型本構關系具體表達式為

選擇二次應力準則作為膠層損傷起始的判據，其表達式為

式中：fquads為損傷起始變量，當fquads=1 時損傷起始為厚度方向上壓應力，不會引起損傷。

選擇B-K 準則作為膠層損傷擴展準則，其表達式為

式中：Gc為等效斷裂韌度；Gc，n和Gc，s分別為Ⅰ型裂紋和Ⅱ型裂紋斷裂韌度；Gn為Ⅰ型能量釋放率；Gs和Gt為Ⅱ型能量釋放率；η是損傷因子，η=2。

在膠層產生損傷到完全失效的過程中，d表達式為

3.3 建立仿真模型

將復合材料混合修理結構損傷模型綜合到VUMAT 子程序之中，應用Abaqus 顯式求解器進行計算。將CFRP 單元的損傷變量寫入為狀態變量SDV 表征損傷可視化。膠層單元采用標量剛度退化SDEG 表示損傷變量。將控制單元刪除的狀態變量也存儲在SDV 中，初始值為0，當損傷變量達到1 或是單元發生過度扭曲時，該狀態變量變為1，并刪除該單元。

在Abaqus CAE 中按照實驗件尺寸和規格建立有限元仿真模型，并對母板和補片所用的CFRP 層合板、膠層、玻璃鋼加強片和鉚釘進行用戶材料參數自定義，仿真模型中膠層和復合材料層合板的本構參數與實驗中的材料參數一致，如表1 和表2 所示。然后創建截面，并對相應部件指派截面。

對各部件使用六面體網格進行網格劃分，定義CFRP 層合板和玻璃鋼加強片為C3D8R 單元，膠層為COH3D8 單元，鉚釘為S4R 單元。

將各部件裝配完成后，設置模型各部件之間相互作用關系。定義膠層和層合板之間為綁定關系。層合板和鉚釘之間定義表面接觸關系，施加小滑移約束，在切向采用罰函數設置摩擦系數，在法向使用硬接觸。鉚釘帽與母板和補片之間的摩擦系數設置為0.3，鉚釘與孔之間的摩擦系數設置為0.1。

對模型施加位移載荷。將膠鉚混合修理結構模型的兩端面分別耦合到兩控制點上，一端固定，另一端施加位移載荷，在0.001 s 內施加3 mm位移量。有限元仿真模型如圖11 所示。

圖11 有限元仿真模型Fig.11 Finite element simulation model

4 有限元仿真結果分析

圖12 為有限元仿真數據的載荷-位移曲線，通過對比可以看出，H30 組膠鉚混合修理結構的承載能力強于H60 組。仿真數據與實驗數據的最大失效載荷見表5，2 組有限元仿真結果與實驗數據誤差均不超過15%，有限元仿真結果和實驗結果吻合較好，證明有限元仿真模型的準確性。

圖12 載荷-位移曲線Fig.12 Force-displacement curves

表5 各組修理板最大失效載荷Table 5 Maximum failure load of each group repair plate

H30 和H60 的膠鉚混合修理結構有限元仿真結果的失效模式相同，現以H30 膠鉚混合修理結構的有限元仿真結果為例進行分析。

4.1 膠層損傷過程

圖13 為拉伸前后膠鉚混合修理結構實驗件在厚度方向上的位移云圖對比，可以看到混合修理結構在拉伸時由于偏心載荷的作用，實驗件內部產生彎矩，從而發生彎曲［23］。如圖13 所示，補片部分的載荷偏心程度最大，使補片在邊緣位置發生翹曲現象。膠層邊緣在橫向剪切應力和由補片翹曲引起的在厚度方向的剝離應力的共同作用下，首先發生失效，并向內部擴展。與圖8 中結果一致。

圖13 縱向位移云圖Fig.13 Lengthways displacement nephogram

如圖14 所示，隨著載荷逐漸增大，達到最大值的8.6%時，膠層在兩端最先開始出現損傷并向內擴展。當載荷增大到最大值的23%時，損傷擴展到外排鉚釘孔邊緣；同時，中心損傷孔邊緣開始出現損傷并向外擴展。當載荷增加到最大值的42%時，膠層兩端產生的損傷擴展到內排孔左邊緣，并且內排孔右邊緣自身開始出現損傷。載荷繼續增加到最大值的54%時，損傷繼續擴展，膠層兩端由外向內擴展的損傷和膠層中心損傷孔邊緣由內向外擴展的損傷互相匯合，膠層大面積損傷，基本失去承載能力。當載荷到達最大值時，膠層徹底失效，多數單元由于失效而被刪除，只有少數膠層未損傷。到仿真結束，膠層大多數單元被刪除。

圖14 膠層損傷演化過程Fig.14 Evolutionary process of adhesive damage

膠鉚混合修理結構在承受拉伸載荷時膠層的損傷由兩端起始，由外向內擴展，與圖8 中的實驗現象一致。然后，中心損傷孔邊緣的膠層也會出現損傷，并由內向外擴展。由兩端起始和由中心損傷孔邊緣起始的損傷在擴展過程中匯聚到一起，最終使膠層失去承載能力。

4.2 膠鉚修理板母板損傷過程

膠鉚混合修理結構母板各鋪層在拉伸時各階段的基體拉伸失效如圖15 所示，當載荷達到最大值的54%時，膠層基本失去承載能力，90°鋪層率先出現損傷，其余鋪層未出現損傷或者損傷不明顯。由此說明，在拉伸時，母板只有在膠層基本失效后，才開始出現損傷。在載荷達到約78% 時，90°鋪層鉚釘孔周圍出現大量損傷，同時±45°鋪層開始出現損傷，0°鋪層也出現微小損傷。當載荷到達最大值時，90°鋪層率先失效，整個鋪層基本完全損傷；±45°鋪層的損傷大于0°鋪層?！?5°鋪層外排各個鉚釘孔之間被損傷貫穿，0°鋪層外排各個鉚釘孔之間出現大量損傷。仿真結束時，±45°鋪層沿外排鉚釘孔位置處整體完全被損傷貫穿，±45°鋪層失效；0°鋪層外排各個鉚釘孔之間被損傷貫穿，母板基本失效。

母板各層損傷起始位置為外排鉚釘孔處、內排鉚釘孔處和損傷孔周圍3 個位置，其中外排釘鉚孔處最先出現損傷，損傷出現后迅速擴展，使母板各鋪層失效。不同鋪層的損傷順序為90°鋪層最先失效，然后是±45°鋪層，0°鋪層最后失效。有限元仿真分析結果與圖8 所示膠鉚混合修理結構靜載拉伸實驗的失效模式一致，同樣是母板從外排鉚釘孔處發生破壞。

造成這種現象的原因是90°鋪層的纖維的方向垂直于載荷方向，載荷主要由基體承載，承載能力最弱，所以90°鋪層最先失效，且失效時整個90°鋪層基本完全損傷。0°鋪層的纖維方向與載荷方向一致，纖維充分參與承載，承載能力最強，所以0°鋪層最后失效，且失效單元只分布在鉚釘孔和損傷孔周圍。±45°鋪層的纖維方向與載荷方向存在一定角度，承載能力低于0°鋪層但優于90°鋪層，所以±45°鋪層的失效介于0°鋪層和90°鋪層之間。

5 膠鉚修理板鉚釘載荷分析

通過分析膠鉚混合修理結構拉伸時鉚釘載荷分布，能清晰地研究鉚釘以及鉚釘孔的受力模式，鉚釘在膠鉚混合修理結構中的傳力過程以及各鉚釘的受載大小，以進一步揭示膠鉚混合修理板在拉伸載荷下的失效模式。

5.1 鉚釘編號與分區命名規則

如圖16 所示，膠鉚混合修理板各鉚釘的編號規則為：豎排從上至下編號分別為A～E，橫行從左至右編號分別為1～4，例如左上第1 個鉚釘的編號為A-1。

圖16 各鉚釘編號及鉚釘對補片施加的載荷Fig.16 Rules of numbers of each rivet and force on patch

在膠鉚混合修理板受到拉伸載荷作用時，母板一端無損傷區的部分載荷由同側鉚釘傳遞至補片上，從而減小母板損傷區的受載。鉚釘對補片施加的載荷如圖16 所示。

為詳細研究鉚釘的受力，將每個鉚釘分為如圖17 的4 部分，其中①區為鉚釘與補片鉚釘孔左端相接觸的區域，②區為鉚釘與補片鉚釘孔右端相接觸的區域，③區為鉚釘與母板鉚釘孔左端相接觸的區域，④區為鉚釘與母板鉚釘孔右端相接觸的區域，中間部分為鉚釘和膠層相接觸的區域。

圖17 鉚釘分區規則Fig.17 Rules of partition of rivet

5.2 單鉚釘受載分析

用法向接觸力（FN）來模擬鉚釘各區域受到的載荷，并繪制各鉚釘的法向接觸力-時間t曲線。左側鉚釘以A-1 鉚釘為例，其各區域的受載情況如圖18 所示。由圖18 可知，該鉚釘的主要受載區域為①區和④區，其中①區為與補片接觸的主要受載區域，④區為與母板接觸的主要受載區域。從傳力路徑的角度分析，④區鉚釘通過母板對鉚釘的擠壓作用，將載荷從母板無損區將載荷傳遞到鉚釘上，①區鉚釘通過擠壓補片，再將鉚釘從母板上受到的載荷傳遞到補片上。

圖18 法向接觸力-時間曲線Fig.18 Normal contact force-time curves

將法向接觸力-時間曲線與膠層失效過程的幾個主要時間點相對比，可以看出在拉伸前期膠層相對完好時，鉚釘基本不受載，當載荷達到最大值的23%左右，如圖14（b）所示，即膠層損傷擴展到鉚釘孔邊時，鉚釘開始受載，并隨著膠層的損傷擴展釘載逐漸增加。

在拉伸的中后期，膠層基本損壞，母板、補片和鉚釘有不同程度的變形，如圖13 所示，使得鉚釘和鉚釘孔的相互作用逐漸增強，使釘載曲線的波動逐漸增大。

右側以A-4 鉚釘為例受載模式與左側鉚釘對稱。右側鉚釘與補片接觸的主要受載區域為②區，與母板接觸的主要受載區域為③區，左右兩側鉚釘對補片的載荷如圖16 所示。

5.3 左右兩側鉚釘受載對比分析

左側鉚釘的受載模式均與鉚釘A-1 的受載模式相似，右側鉚釘的受載模式均與鉚釘A-4 相似，與左側鉚釘對稱。

如圖19 所示，以A-1 和A-4 鉚釘為例，在左右兩側鉚釘的主要受載區域（即左側鉚釘的①區和④區和右側鉚釘的②區和③區）受到的法向接觸力的大小相同，方向相反?？梢钥闯鲎笥覂蓚茹T釘共同對補片施加一對拉伸載荷，如圖16所示。

圖19 A-1 與A-4 鉚釘不同分區法向接觸力-時間曲線Fig.19 Normal contact force-time curves of A-1 and A-4 rivet in different partitions

膠鉚混合修理結構在拉伸載荷作用下，膠層失效從邊緣擴展到鉚釘孔處后，鉚釘開始將載荷從母板傳遞到補片上，從而輔助膠層傳遞載荷。左右兩側鉚釘分別在④區和③區受母板作用，并在①區和②區將載荷傳遞給補片，共同對補片施加拉伸載荷，來達到傳遞載荷的目的。

6 結論

采用實驗研究和有限元仿真模擬方法分析了碳纖維復合材料膠鉚混合修理結構在靜載拉伸下的損傷失效過程。通過實驗中的承載分析、應變分析和實驗件斷口觀察結果，結合有限元仿真分析膠層損傷過程、母板損傷過程以及修理結構鉚釘的受載分布，研究了膠鉚混合修理結構在靜載拉伸下的失效模式，研究表明：

1）膠鉚混合修理結構在承受拉伸載荷時，膠層先發生失效。當膠層大部分失效后，母板開始出現損傷。母板損傷起始位置為發生應力集中的最外層鉚釘孔處。損傷沿垂直于載荷方向擴展，直至母板完全斷裂。

2）膠鉚混合修理結構的膠層發生損傷時，損傷起始位置為膠層兩側邊緣，然后從兩側邊緣向中心擴展。

3）膠鉚混合修理結構的母板發生失效時，90 度鋪層最先發生失效，±45°鋪層其次，0°鋪層最后發生失效。

4）膠鉚混合修理結構靜載拉伸時，左右兩側鉚釘會共同將一部分拉伸載荷傳遞到補片上，從而輔助膠層承載，使膠鉚混合修理結構的力學性能更好。