复合材料胶接修补技术的实验研究_徐建新

第17卷　第2期1998

年 3

月

机械科学与技术

M ECHAN I CAL SCIEN CE AN D T ECHN O LO GY

V o l.17　N o.2M ar 1998

徐建新

复合材料胶接修补技术的实验研究

徐建新 乔　新

(西北工业大学　西安　710072)(南京航空航天大学　南京　210016)

曹正华　刘善国

(北京航空工艺研究所　北京　100024)

摘　要　通过静强度和疲劳寿命对比试验,证实了在含裂纹的铝合金的裂纹部位,胶接

碳/环氧复合材料补片的修理方法的可行性和有效性。实验结果表明,裂纹板经胶接

修补后,其静强度和疲劳寿命均有显著的提高,这为实际结构的胶接修补工作积累了可靠的实验数据。

关键词　复合材料补片　对比试验　疲劳寿命　静强度中图号　T B323

引　言

采用先进的复合材料补片对损伤的金属结构进行胶接修理,是一种全新的结构修理技术,与传统的机械修理方法相比,具有结构增重小、抗疲劳性能和耐腐蚀性能好、修理时间、成本低等优点,是一种优质、高效、低成本的结构修理方法,目前已被一些先进国家所采用[1～4]。国内在这方面的研究工作起步较晚,仅进行过一些基础性的理论研究工作,缺乏必要的实验数据,极大地阻碍了该项先进技术在我国航空修理领域的推广使用。

本文在复合材料胶接修补理论分析的基础上[5],用含裂纹的铝合金板模拟损伤的金属飞机结构,并用碳/环氧单向复向材料层合板对损伤部位进行局部胶接修补。通过静强度和疲劳寿命对比试验,全面考察了裂纹板胶接修补前后的静强度、疲劳寿命、疲劳裂纹扩展速率以及临界裂纹长度的改变情况,从而为实际结构的胶接修补工作提供了可靠的实验数据。1　试验概况

裂纹板由飞机上常用的L Y12CZ 铝合金材料制成,厚为3mm ,并加工成300m m ×66mm 的长方形(如图1所示

)。板中心用 1钻头钻一圆孔,并用钨丝切割出一条长为16mm ,宽为0.17mm 的缺口(即为人工预制裂纹)。板两端

图1　裂纹板试件

*收稿日期:19970606

分别钻有3个Υ8的圆孔,用以安装夹具。

复合材料补片采用T300/QY8911碳/环氧层

合板,根据理论分析结果[5]

,确定补片的形状和尺寸如图2所示。为了最大限度地发挥补片的修补效果,层合板的纤维方向平行于载荷方向,即均为0°方向铺层。

裂纹板的修补效果随着补片厚度的增加而增加,但当补片厚度较大时,补片胶接端头内胶层的剪切应力也较大,容易发生剪切破坏,从而降低补片的修补效果。因此,经综合考虑,补片由四层单向层合板组成,总厚度为0.5m m 。

图2　碳/环氧补片

为了保证胶接修补结构具有较高的剪切强度和良好的抗疲劳性能,胶粘剂采用J-47-A 胶膜,其厚度为0.2mm ,它是一种中温固化的环氧树脂-丁腈橡胶体系结构胶粘剂,在我国的航空工

业中被普遍采用,具有很好的应用基础。该种胶粘剂适合于金属和非金属之间的粘接,而且胶的成分和厚度易于控制,性能稳定,工艺操作简单。

对裂纹板和复合材料补片的胶接部位进行表面处理后(用砂纸打磨掉表面杂质,再用丙酮溶液清洗),把补片胶接到试件的裂纹部位,放入烘箱内加温固化(130℃,3小时)。经无损探伤,证实试件胶接质量较好。

2　试验结果及分析2.1　静强度对比试验

DOI:10.13433/ k i .1003-8728.1998.02.046

静强度试验在2D10/90电子拉力试验机上进行。试件安装到试验机上后,载荷逐渐增加,直至试件在裂纹处发生断裂为止。未修补板、单面修补板和双面修补板的静强度试验结果见表1所示(每种情况做了2件,表中给出数据为平均值)。

表1　静强度对比试验结果未修补板

单面修改板双面修补板

静强度(kN )47.5

69.079.75静强度增长

45.3%

67.9%

2.2　疲劳寿命对比试验

疲劳寿命对比试验在IN ST RO N 1253试验机上进行,加载频率为f =5Hz,最大载荷为P ma x =25kN ,载荷比R =0.1,用正弦波加载。测定试件的疲劳寿命和试件发生破坏时的临界裂纹长度,试验结果见表2(每种情况做了6件,表中给出数据为平均值)。

表2　疲劳寿命和临界裂纹长度试验结果

疲劳寿命

(循环次数)

临界裂纹长度

(m m )

未修补板469439.46单面修补板2871845.44比值(单修/未修)

6.1

115%

在疲劳寿命对比试验中,根据疲劳裂纹扩展速率的快慢和裂纹长度的大小,定期测量金属板上的裂纹长度。未

修补裂纹板和单面胶接修补裂纹板的疲劳裂纹长度与循环次数的变化关系见图3所示

。

图3　疲劳裂纹长度与循环次数的变化关系

双面胶接修补后的裂纹板经60000次循环后,表面没有出现明显的变化,于是停止疲劳试验,改做拉伸破坏试验。其拉伸强度为78.0kN ,即经过60000次疲劳试验后,双面胶接修补件的静强度基本没有发生变化。此外,由试件的断口分析可知,疲劳裂纹共扩展了6.0mm 。2.3　结果分析裂纹板经碳/环氧复合材料补片胶接修补后,结构的重量增加较少(单面和双面修补分别增重1.25%和2.5%),而静强度有显著的提高(单面和双面胶接修补裂纹板的静强度分别增加了45.3%和67.9%)。

复合材料补片胶接修补后的裂纹板,其疲劳裂纹扩展

速率明显降低,临界裂纹长度有所提高,试件的疲劳寿命也

有较大的提高(单面胶接修补板的疲劳寿命可提高5倍,而双面胶接增长幅度更大)。

与未修补裂纹板和单面胶接修补板相比,双面胶接修补板的静强度和疲劳寿命增长速率较大,因此,在条件许可的情况下,应尽可能采用双面胶接修补。

此外,从试件的疲劳破坏形式来看,未修补板和单面修补板的疲劳破坏均发生在裂纹处。裂纹板经碳/环氧补片胶接修补后,发生疲劳破坏时,大多数补片出现层间剥离现象,而胶层基本完好。说明J -47-A 胶膜具有较好的剪切强度和抗疲劳性能,可以满足结构胶接修补的需要。通过改善复合材料补片的层间剪切强度,可以进一步提高胶接修补裂纹板的疲劳寿命。

在疲劳寿命对比试验中,通过对裂纹板两面的裂纹长度监测可知,未修补裂纹板两面的疲劳裂纹扩展速率基本相似,两面的裂纹长度也相同。从试件破坏后的断口来看,未修补试件断口上的裂纹线呈圆弧形,如图4所示。而经碳/环氧复合材料补片单面胶接修补后的裂纹板,在疲劳试验过程中,没有修补的一面,裂纹率先扩展,并且其裂纹长度明显大于胶接修补一面的裂纹长度,试件断口上的裂纹线呈斜线形,如图5所示。这是由于裂纹板因单面胶接修补造成的结构不对称,使应力沿板的厚度方向分布不均匀,裂纹的扩展也呈现出不对称的趋势。

图4　未修补板的断口裂纹线　图5　单面胶接修补板的断口纹线

3　结论

(1)　裂纹板经复合材料补片胶接修补后,静强度和疲劳寿命均有显著的提高,而试件的重量增加较少,克服了传统的机械修理方法中(铆接和螺接)结构重量增加较大的问题,特别适合于损伤飞机结构的局部修理。

(2)　在结构的胶接修补过程中,补片是起止裂作用的主体,而胶层则是实现补片止裂作用的中间媒介。因此,胶

粘剂选用的适当与否对修补结果有很大的影响。从试件的疲劳破坏形式来看,裂纹板与复合材料补片之间的胶接面基本完好。说明J -47-A 胶膜具有较好的剪切强度和抗疲劳性能,可以满足结构胶接修补的需要。

参　考　文　献

1　Baker A A.Fibr e Co mpo site Repair of Cr acked M etal-lic Aircr aft Components-Pra ctical a nd Basic Aspects.

Com po sites,1987,18(4):293～307

2　Baker A A,et al.Reinfor cement of th e F-111Wing

Pivo t Fitting with a Bor n /Epo x y Doubler System-M a-

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305·第2期徐建新等:复合材料胶接修补技术的实验研究