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1、国防科学技术大学硕士学位论文复合材料与被修航空铝合金结构件的性能匹配性研究姓名：梁重云申请学位级别：硕士专业：材料学指导教师：曾竟成2002.10.1国防科学技术人学研究生院学忙论文摘要本文采用碳纤维、碳一玻混杂纤维复合材料作为增强体，环氧树脂E 一4 4 作为基体，分别按照单向、F 交和准各向同性三种不同的铺层方式制成复合材X q-f l!为补片材料，采用胶接固化工艺修补中心带孔的航空铝合会板，修补酊对航空铝含会构件表面采取了刷涂K H 一5 6 0 硅烷偶联剂、浸涂K H-5 6 0 硅烷偶联剂、刷涂K H-5 6 0 后刷涂S Y-D 9 防腐底胶三种不同的腐蚀防护方案。利用激光导热仪、
2、拉伸试验机与高分辨电子显微镜等检测手段研究了复合材料补片与被修补航空铝合金结构件的热匹配性、力学性能匹配性；观察了补片一铝合会界面腐蚀形貌定性分析了腐蚀产物与腐蚀机理。以有限元分析为基础通过力学性能测试，探讨了不同类型的复合材料补片对中心丌孔铝合会板的修复效果。研究结果表明(1)采用碳玻混杂纤维复合材料(准各向同性锚层)作为补片胶接修补中心丌孔的铝合会构件是可行的，与碳纤维复合材料相比，热膨胀系数由】02 x 1 0 击K“提高到3 4】x 1 0 击K，与铝台会热膨胀系数相差最小。承载能力恢复到完好板的8 0，能满足胶接修补的需要。(2)采用碳纤维4 氧树脂复合材料修补铝合余结构件，在大气环
3、境下，对修补件进行挂片试验，通过S E M，T E M H R T E M 分析表征结果表明：在铝合会表面沿着纤维轴向发生了较为严重的点蚀和缝隙腐蚀，腐蚀产物为氧化铝。(3)在铝台会表面刷滁砘烷偶联刺K H 5 6 0 和S Y D 9 底胶能有效抑制铝合会表面的腐蚀，并且将疲劳寿命由来采取防腐措施的的6 4 0 0 次提高到2 0 0 0 0 次。关键词：复合材料补片腐蚀修复疲劳寿命热膨胀系数饥I 虹国防科学技术人学研究生院学位论文I nt h i ss t u d y,p a t c hc o m p o s i t em a t e d a l sw e r ef a b r i c a
4、 t e dt h r o u g he m p l o y i n gc a r b o nf i b e rO rc a r b o n-g l a s sf i b e ra sr e i n f o r c e m e n tm a t e r i a la n de m p l o y i n gE 一4 4e p o x yr e s i na sm a t r i xu n d e rt h r e ed i f f e r e n tp l y i n gm o d e l ss u c ha su n i d i r e c t i o n o r t h o t r o p
5、 i ca n dq u a s i-i s o t r o p y T h ea e r o n a u t i ca l u m i n i u ma l l o yc o m p o n e n t sa c c o m p a n y e dw i t hai n n e rh o l ew e r eb r u s h e dc o a t i n go ri m m e r s e dc o a t i n gw i t hK H 5 6 0s i l a n ec o u p l i n ga g e n t，o rS Y D 9a d h e s i v ef o l l o
6、w e db yK H 一5 6 0t op r o t e c tt h em e t a IS U r f a c ef r o mc o r r o s i o n L a s e rt h e r m o-c o n d u c t o r,h i g hr e s o l u t i o nT E Mw e r eu s e dt oi n v e s t i g a t et h et h e r m oo rm e c h n i c a lm a t c h i n gb e t w e e nc o m p o s i t ep a t c ha n da l u m i n
7、 i u ma l l o yc o m p o n e n t s T h ei n t e r f a c ei n s i d et h ef i x i n gr e g i o nw e r eo b s e r v e dd i r e c t l yb yS E Mo rT E Ma n dt h e r e b yt h ec o r r o s i o nm e c h a n i s mw a sa n a l y z e d U n d e rf i n i t ee l e m e n tp r o g r a m m e，v i ae x a m i n i n gt
8、 h em e c h a n i c a lp r o p e r t y,t h er e p a i r i n ge f f e c tf r o md i f f e r e n tt y p e so fc o m p o s i t ep a t c h so nt h ea l u m i n i u ms h e e t sw 砒、ac e n t e rh o l ew e r ea l s os t u d i e d I tv e e r es h o w nt h a tc a r b o nm i x e dw i t hg l a s sf i b e r s(u
9、 n d e rq u a s i-i s o t r o p yp l y i n g)u s e da Sp a t c ht or e p a i ra l u m i n i u ms h e e t sw i t hac e n t e rh o l ec o u l dm e e tt h ed e m a n do fb o n d i n g r e p a i r C o m p a r e dw i t hc a r b o nf i b e rc o m p o s i t e，t h et h e r m o e x p a n s i o nc o e f f i c
10、 i e n tw a si n c r e a s e df r o m1 O l x l 0-6 K 1t o3 4 1 x 1 0-6 K 一m o s t l ya p p r o a c h i n gt h et h e r m o-e x p a n s i o nc o e f f i c i e n to fa l u m i n i u ma l l o y I tW a sf o u n df r o mt h eC d e p o x yw o r k i n ga ta t m o s p h e r ee x a m i n a t i o n，b yS E M，T
11、 E Ma n dH R T E M，t h a ta l o n ga x i sd i r c t i o no ft h ef i b e rd o tc o r r i s i o na n da p e r t u r ec o r r i s i o nc o o u r e do n s i d et h es k i no ft h ea l u m i n i u ms h e e ta n dt h ec o r r i s i o np r o d u c tw a sa l u m i n i u mo x i d e C o a t i n gK H 5 6 0s i
12、 l a n ec o u p l i n ga g e n ta n dS Y D 9a d h e s i v eo n s i d et h ea l u m i n i u ms k i nc o u l de f f e c t l yc o n t r o lt h ec o r r s i o na n di n c r e a s et h ef a t i g u el i f e s p a nf r o m6 4 0 0t i m et o2 0 0 0 0t i m e s K e y w o r d s：C o m p o s i t e sp a t c h C o
13、 r r o s i o n，R e p a i r，F a t i g u e1 1 1 p a n，T h e r m o-e x p a n s i a nc o e f f i c i e n t第1 I 页独创性声明本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表和撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它教育机构的学位或证书而使用过的材料与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意学位论文题目：复金越牲：曳越堡航空盥企金箜掏佳尥性能匹醒性噩究
14、学位论文作者签名裂重玄日强：a m 2 9I。只7 甚学位论文版权使用授权书本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本人授权国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子文档，允许论文被查阅和借阅：可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文(保密学位论文在解密后适用本授权书)学位论文题目：复佥挝牲里越堡航空堡佥金缝拽住曲性能匹配性妥究学位论文作者签名：里童垂日期：a 卯2 g，。月7 日作者指导教师签名：丝耄衅：日期I a 哦年，护月7 日国防科学技术大学研究生院学位论文第一章引言复合材料具
15、有比强度、比刚度高，可设计性强良好的抗疲劳、抗腐蚀性能和尺寸稳定性，在航空航天领域有着广泛的应用。飞机在服役期间受损是难免的，需要适当的修理。飞机出现初期，对其修理的认识是以一般的机械修理实践为基础的，那时的航空修理部门往往就是飞机的设计、制造和使用部门。一些重大飞行事故的出现，使人们认识到航空修理工作的的独特性和重要性，逐渐使之脱离于设计制造部门而成为飞机使用部门的专项工作之一。2 0 世纪5 0 年代以前修理基本上是一种操作技艺，缺乏系统的理论指导。2 0 世纪8 0 年代以来，澳大利亚皇家空军航空研究实验室和美国海军研究实验室发展了一种新的结构修理技术，即采用复合材料补片对飞机受损的铝合
16、金结构进行胶接修理，已成功地应用于一些军用和民用飞机的铝合金和复合材料结构修理。实践证明，复合材料胶接修补能提高疲劳寿命，减少腐蚀，可进行原位修理容易满足复杂的空气动力学要求0 1。这是一种优质、高效、低成本的结构修理技术f 2 1 1 1 复合材料朴片胶接修补的优越性作为一种新的结构修补技术，与传统的机械修补方法(铆接、焊接或螺接)相比，复合材料胶接修补具有明显的优点：(1)复合材料比强度、比刚度高，其补片厚度约为铝合金补片的l 3 1 2，就能达到同样的修补效果，因此胶接修补后的结构增重小；(2)复合材料可设计性强，可根据使用要求和受力状况进行材料的铺层设计：(3)复合材料有多种成形工艺，
17、便于大面积整体成形，制成大型结构件和表面形状复杂的零部件。可采用胶接共固化工艺进行原位修补，对复杂曲面，复合材料补片修补比传统的机械修补更容易实施，而且修补后补片与母体牯合紧密，保持原有结构外形，容易满足复杂的空气动力学要求：(4)复合材料补片胶接修补能提高损伤区的刚度、静强度，减小裂纹尖端应力强度因子。贴补胶接修补不需要对原结构开孔不会形成新的应力集中源。有利于提高结构的损伤容限和抗疲劳性能啪；(5)修补时间短、成本低：复合材料胶接修补的显著第1 页国防科学技术大学研究生院学位论文特点是可大大缩短修补时问和降低修补成本“”；(6)外场修补所需设备简单，主要有修补工具包、修补仪和便携式N D
18、T 设备等。1 2 复合材料补片胶接修补的关键技术针对复合材料补片胶接修补而言胶粘剂的选择、复合材料补片与被修航空铝合金结构件的匹配性、被修补结构的表面处理和修补固化工艺及施工工艺保障是其几项关键技术。1 2 1 胶粘剂的选择胶粘剂是实现补片止裂作用的中间媒介，因此，对胶粘剂的选择至关重要。应根据修补结构的实际承力水平和使用环境选择既具有良好的抗疲劳性能又具有较高的剪切、剥离强度，良好的耐介质和耐湿热老化性能的胶粘剂。复合材料胶接修补所用的胶粘剂主要有两大类，一类是双组分胶粘剂，主要用于复合材料结构的室温固化修补(少数双组分胶粘剂可用于热胶接固化修补)，另一类是膜状胶粘剂(胶膜)，用于热胶接固
19、化修补。国外在复合材料补片胶接修补中采用的胶粘剂多属于环氧体系，如F M-7 3，F 悃3 0 0 2，A F-1 2 6 等。这类胶粘剂具有很高的韧性和剪切强度，较高的剥离强度，一般在1 0 0 1 2 0 固化，属于中温固化体系。国内类似的胶粘剂有J-8 8，J 一4 7 和J-1 5 9 等。1 2 2 复台材料补片与被修航空铝合金结构件的匹配性复合材料补片应在尽量低的温度下固化，并能与胶粘剂的固化温度一致；热膨胀系数应与母体材料的相匹配。国外大多采用硼环氧复合材料补片对损伤铝台金结构进行胶接修补嘲，因为硼环氧复合材料强度高，刚性好；热膨胀系数相对较高，与铝合金材料的热匹配性能好有利于降
20、低胺接修补结构中的残余热应力；导电性低，便于使用涡流无损检测；与铝合金接触后，电化学腐蚀性能较碳环氧复合材料好但硼纤维成本较高，加工较困难，国内多采用碳环氧补片及玻璃环氧补片，价格相对便宜。碳环氧复合材料在航空工业中应用较广，易于操作；可制成曲率较大的零部件，适合于复杂结构的修补，但其强度和刚度不如硼环氧复合材料；与铝合第2 页田防科学技术大学研究生院学位论文金接触易发生电化学腐蚀，总之，目前尚未找到十分理想的补片材料。L2 3 被修补结构的表面处理被修补结构的表面处理是指胶接之前，通过机械方法除去结构表面陈旧的和结合力不强的氧化层、污染物，增加机械结合面或通过化学方法在结构表面有控制地沉积一
21、层均匀的特种氧化物或在胶接面形成化学键，使经过处理的结构表面具有高的表面能，从而获得较高的胶接强度和耐久性。常用的净化表面的方法有溶剂清洗、蒸汽脱脂等。常用的化学处理方法有无槽化学氧化及涂硅烷偶联剂等，无槽化学氧化的方法在外场实施时会受缝隙、裂纹损伤等结构形式的限制，易产生二次污染，故不宜在外场使用。目前倾向于一种简单的表面处理方法：表面机械打磨后涂硅烷偶联剂0 1。本课题组铝合金构件战伤的复合材料快速修复，提出并试验过的酸膏氧化法在某种程度上解决了外场修复中的实际问题能有效的增加胶粘剂与铝合金之间的粘附力1。1 2 4 修补固化工艺及施工工艺保障惨补固化的主要控制因素是压力、温度和时间由于被
22、修补部位与周围机体结构组成了一个庞大的热导体，而且结构形式多样，因此，需通过专用修补设备(如热补仪)、配套材料以及特配工具对修补区提供连续的温度和压力保障。1 3 复合材料补片胶接修补的设计分析对胶接修补的设计应考虑耐久性原则，(1)控制设计应力水平，通过静强度设计的应力计算来选择补片的几何参数，至少保证胶接结构中补片所受的应力水平与原结构损伤部位的一致，而且补片分担的载荷不超过胶粘剂的传载能力。(2)避免或减小偏心单面胶接易使胶接修补的结构产生偏心，在胶层中产生垂直于胶接面的拉伸应力，使应力峰值超过名义应力，降低被修补结构的承载能力。(3)降低应力集中补片边缘的刚度变化应平缓，避免边缘结构刚
23、度突变而在胶层中产生应力集中导致该部位胶层提前破坏。(4)合理布置补片，为保证修补效率可在修补中采用单向纤维层板；在受载复杂部位可根据需要适当增加9 0。和4 5。铺层(5)修补后采取适当的防护措施因为湿热、腐蚀介质、紫外线照射等环境会加速胶粘剂与补片的老化，降低胶粘能力。(6)控制胶接质量，第3 页国防科学技术大学研究生院学位论文利用复合材料补片对损伤结构的胶接修补应严格遵循有关工艺规程来进行。通过对补片尺寸、铺层及外形等细节的设计使被修补结构在载荷、环境等因素的综合作用下具有良好的使用功能和较长的使用寿命。从设计角度而言，胶接修补的参数主要包括补片的形状、补片的尺寸和补片的铺层。1 3 1
24、 补片的形状确定补片的形状时，考虑损伤结构的具体特点，并注意补片的形状不能太特殊。修补中心带裂纹的铝合金板补片的最佳形状是设计成偏斜的(对称的四尖叶形或腰鼓形)，注意确保板内应力不超过许用应力；矩形的补片次之。但比椭圆形、圆形和正方形的更有效，垂直于裂纹方向的最佳长度等于裂纹的长度，平行于裂纹方向的长度为铝台金板长度的一半时最有效：椭圆的补片次于偏斜的和矩形的，椭圆的长轴平行于裂纹的比垂直于裂纹的更有效，长轴的最佳长度等于母板宽度，短轴(垂直于裂纹方向)的最佳长度等于裂纹的长度。对相同体积的补片而言，增加厚度与增加面积相比，前者可使应力强度因子多下降1 8”1。补片边缘应设计成具有一定锥度的楔
25、形，锥度比为3 0：1 至2 0：1 时就能避免边缘结构刚度突变而在胶层中产生的应力集中。而M a r yA M a l d e r”1 认为锥度比为1 6：1 时，粘接强度较高；应力分析表明，在某些区域，锥度比为1 0：1 时，也能提供足够高的粘按强度。修补结构承载较小的区域，即使存在稍高一点的应力应变集中也仍在安全范围之内。为避免剪应力，尤其在补片的0。方向将其末端切成锯齿形就能减小剪应力并大大提高修补的粘接强度。1 3 2 补片的尺寸对于贴补式修补而言，与补片尺寸直接相关的参数是搭接长度(补片长度)。对于双面搭接，存在一个与最大可用强度相对应的临界搭接长度，通常为2 0 3 0 r a
26、m，采用更长的搭接长度不会增加失效应力。而优化设计的要求是补片的面内刚度与母板的一致。由于贴补修补可作为双面搭接的一半来处理，在补片材料与母板材料的弹性模量相同的情况下，最佳的补片厚度应该是母板厚度的一半理论计算结果表明叫：当裂纹长度恒定时增加补片的宽度，可以提高结构的修补效果，但当补片的宽度增至一定值，结构的修补效果提高甚微。另一方面，补片的长度存在一个最优值使得裂纹尖端的应力强度因子最小。增加补片的厚度可以提高结构的修补效果，但胶层内的最大剪应力也随之提高为避免脱粘第4 页国防科学技术大学研究生院学位论文补片的厚度也有一上限值。1 3 3 补片的铺层为获得最佳的胶接修补效果，复台材料补片的
27、纤维方向(主轴方向)应尽量同损伤结构中的最大受力方向保持一致。由于载荷方向和层压板诸多设计约束的限制，补片的铺层通常没有更多的选择余地，纤维的O。、4 5。和9 0。铺层的比例一般在3 0：5 5：1 5 左右，而0。方向则与主受力方向一致。1-4 修补无损检测和试验验证修补检测的任务首先是选择合适的无损检测方法，按照规定的程序和周期，对在役复合材料结构进行无损检测和确定损伤部位、损伤大小，为复合材料修补提供判断依据。其次是对损伤结构经过修补后的质量进行无损检测，评定损伤修补程度和完好性。迄今为止，国内外学者在无损检测及界面的粘结质量评估方面开展了一些卓有成效的研究工作“1。提出的无损检测方法
28、有十几种，但能有效地用于复合材料损伤修补检测的方法主要有以下几种：(1)目视检测；(2)敲击法；(3)阻抗法：(4)谐振法；(5)x 射线；(6)全息干涉法：(7)红外热图法；(8)超声；(9)声发射。据文献报道陈金龙“”等人把偏振相移技术引入错位散斑之中，建立了一套具有非接触、高精度和全场实时观测等特点的测试系统，完成了对双材料界面的粘接状况的研究并做定量分折和处理，实现了双材料界面粘接质量的定量无损检测。C h u“5 1 等人首先提出了“智能结构”的概念，作为对母体结构补片胶接惨补后的在役性能的评估手段。YL K o h。町等人将智能材料结构应用于无损检测，以压电陶瓷(P Z T)作为传
29、感激励元件，当P Z T 粘在损伤区上，采用阻抗法进行实时局部检测，可确定损伤的出现；当需要远程传感时，则采用转换功能法确定修补中脱粘的范围。将两种方法有机结合便可检测出修补中的损伤和母体中的损伤扩展情况对修补结构的试验验证主要包括性昭验证，结构验证和部件验证，其中性能验证包括静强度试验、疲劳寿命试验、湿热环境下的耐久性试验及损伤容限评定试验等。观察修补后的结构是否满足适航性要求和结构完整性要求。1 5 补片胶接修补研究方法第5 页国防科学技术大学研究生院学位论文补片胶接修补的研究方法主要包括：理论分析与计算和实验研究。理论分析与计算的目的是：在实施修补之前，对损伤区的刚度和强度降低情况给出基
30、本评估，对拟采取或确定的修补措施给出修补后的刚度和强度恢复情况的预估，从而减小试验件的投入成本、缩短修补周期、提高修补设计水平。对那些无法进行试验验证的关键部位的损伤修补问题，理论分析就显得尤为重要。理论分析与计算主要采用解析法和数值法。1 5 1 解析法E r d o g a n“7 1 等人根据M u s k l l i s h v i l i 的平面弹性理论用复变函数方法分析了胶接修补结构中的应力分布和裂纹尖端的应力强度因子。在该分析模型中，胶层被认为是各向同性材料，并考虑其弹塑性变形：裂纹板和补片均处于平面应力状态，两者之间的作用力通过胶层的剪切变形而实现，胶层对裂纹板和补片的剪切力，
31、在各自厚度上均匀分布，用位移协调条件建立方程组，问题最终归结为解1 个第2 类的F r e d h o l m 积分方程组。R o s e“”“”1 等人根据广义平面应力的弹性包容理论，通过对应力集中系数、胶层应力和裂纹尖端应力分量这三个无量纲参数的分析计算，对单侧修补结构中的单面和双面贴补法的修补效果进行了研究。整个计算过程分为两个阶段：在第一阶段的分析中假设补片胶接到一块没有损伤的铝台金板上，井引人剐性胶接假设(铝台金板和复合材料补片之间没有相对位移)，根据弹性包容理论计算胶接修补区内铝合金板上的应力值；在第二阶段的分析中，则在铝合金板上引人一条裂纹用近似方法估算裂纹尖端的应力强度因子值，
32、并给出了修补效果比较，即双面贴补优于单面贴补，因为单面贴补中的面外弯曲会导致修补效率下降和补片及胶层中的应力升高。而加厚补片可有效降低补片下裂纹的应力集中。解析法计算时间短，费用低，在研究各参数的变化对胶接修补效果的影响时非常方便。但对补片的参数有很大的限制；计算精度低，且误差分析困难1 5 2 数值法J o n e s 洲等人采用平面有限元模型对含裂纹结构的复合材料补片胶接修补问题进行了研究由于受平面分析模型的限制，分析模型中忽略了单面胶接修补引起的弯曲变形和结构不对称对结果的影响。S u n o o 等人基于M i n d l i n 平面理论假设沿板的厚度方向位移线性分布就可以考虑单面胶
33、接修补结构中弯曲变形对第6 页国防科学技术大学研究生院学位论文计算结果的影响。R a n d o l p h A O d i 和C l i f f o r dM F r i e n d 2 1 对复合材料胶接修补中常用的三个有限元模型，即$I E N E R 的二维平面应变模型、B A I R 的准三维复合材料壳元模型和三维块体元模型进行了对比计算，给出了相应的分析结论。即B A I R 模型与传统的二维模型相比，母板、补片及胶层的面内应力计算结果符合良好，但得到的胶层剪应力结果可靠性较差。S I E N E R 的二维平面应变模型因自身单元品质，无法给出准确的铺层应力。三维模型计算较准确，但
34、计算时间较长。关于这方面的研究工作主要集中在两个方面：首先是改进胶层的分析模型以改善计算精度；其次是计算胶接修补结构中的残余热应力对应力分布、裂纹尖端应力强度因子及疲劳裂纹扩展速率的影响。有限元分析方法适用范围较广，对结构形状和补片的铺层没有限制，且计算精度较高，在飞机结构的实际胶接修补分析中普遍采用。一些学者针对某些具体问题开展了部分研究工作。如M J D a v i s 和D A B o n d 1 对几种常见的飞机胶接结构及胶接修补后的破坏模式和破坏机理进行了研究。通过对许多试件进行解剖剥离，给出了各种真实的破坏模式和破坏机理描述，也指出了搞清楚这些破坏模式和破坏机理对于正确选择胶粘剂、
35、修补材料、修补参数、修补工艺及测试方法的重要性。J W C h o i“”等人对石墨环氧复合材料采用三种修补方法(单面预固化补片法、双面预固化补片法和实地固化法)进行了静强度研究，得到了静强度恢复率为无缺口件的6 0 9 6 8 0 9 6 的结论。通过采用基于疲劳模量降低模型和参考模量的H w a n g 和H a n 方程(M F L P E l 修正的疲劳寿命方程)对修补后试件的疲劳寿命进行了预测并同传统的s N 曲线疲劳寿命方程进行了比较。1 5 3 实验研究R a t w a n i 汹1 等人详细研究了补片材料、尺寸和铺层设计及环境条件(温度和相对湿度)对胶接修补结构疲劳寿命的影响
36、。S a n d o w 和C a n n o n。1 考察了2 0 2 4 T 3 铝合金板的厚度、胶粘剂种类(4 0 固化的K 1 3 8 和1 2 0 固化的A F l 6 3)、疲劳载荷类型(等幅谱和随机谱)及补片铺层设计等因索对结构疲劳寿命的影响。D e n n e y 汹1 研究了胶层脱胶位置、脱胶尺寸及初始裂纹长度、最大应力和应力比对疲劳裂纹扩展速率和结构疲劳寿命的影响。A l a w i 和S a l e h 渊研究了补片的形状、尺寸，胶接修补方式(单面或双面)第7 页国防科学技术大学研究生院学位论文及试件的表面质量对疲劳裂纹扩展速率的影响认为胶接修补结构中疲劳裂纹扩展速率发生
37、变化的根本原因是P a r i s 裂纹扩展公式中材料常数的改变因此通过对疲劳试验数据的统计分析，拟合出各种典型修补情况的P a r i s 裂纹扩展公式中材料常数。1 6 存在的问题与本文研究内容复合材料补片胶接修补无论对于航空航天还是复合材料领域都是非常重要的。虽然近三十年来，已有很多学者对复合材料补片胶接修补作了许多细致有益的工作，但是复合材料补片胶接修补中仍然存在一些困难和不尽如人意之处，有待进一步的研究。1 6 1 复合材料补片与被惨航空铝合金结构件的热匹配性由于复合材料补片与铝合金材料的热膨胀系数相差很大结构在高温固化后冷却到室温时，修补结构中存在残余热应力和残余热应变。在复合材料
38、补片胶接修补中温度对修补效果的影响主要有两个方面：(1)温度梯度诱导热应力和热应变：(2)温度分布影响材料性能。这两种类型的熟应力和热应变来源于补片胶接修补中采用的固化工艺：补片固化后，在复合材料补片内部出现热应力和热应变；由于复合材料补片和母体材料的热膨胀系数不匹配，在胶粘剂固化后，整个结构冷却到环境温度时绐构中出现残余热应力和热应变。复合材料补片胶接修补通常采用二次固化和共固化两种固化工艺。二次固化是先固化复合材料补片，再用低温固化胶粘剂将其牯贴到母体结构上，这种工艺能确保较小或没有热应力。然而采用高温固化胶粘剂，将复合材料补片的预漫料贴在损伤区域，通过胶接共固化(胶粘剂和预浸料同时固化)
39、不但能获得更好的修复效果而且使复杂形状韭面的修复成为可能共固化工艺涉及到在特定的时间和压力下，将修补区域加热到高温。如果补片材料的热膨胀系数低于母扳材料的，如用碳或硼纤维复合材料补片修补飞机铝合金结构，在固化后的冷却过程中，母板中出现残余拉应力，当修复后的结构承载时残余拉应力会破坏结构的完整性。即使没有施加载荷也会使结构表面的裂纹张开，同时导致裂纹尖螭的应力集中第8 页国防科学技术大学研究生院学位论文补片材料与被修航空铝合金结构件结构的热膨胀系数不同在胶层引起热应变集中。使用碳纤维环氧复合材料层合板胶接修补铝合金板，这种效应相当显著。与刚度不均衡胶接不同，热应力不匹配产生的应力集中与载荷方向有
40、关，并且随着胶接板厚度的增加热应变增大。在没有外加载荷作用时有些胶接结构固化后在降温过程中胶层产生破坏，说明热应力很大。在实际的胶接修补中采用何种复合材料，既经济又能与铝合金母体材料的热膨胀系数相匹配是关键的问题。复合材料层合板固化残余应力和变形的经典分析方法隐含地基于一个基本假设：板内各铺层的固化热历程和固化反应完全同步。在此假设下，采用对称铺层设计的层合板固化后不发生翘曲变形。然而在真实固化过程中，由于板内温度梯度的存在，各铺层的同步固化实际上无法实现，残余应力和板的变形状态在很大程度上为具体固化过程所左右。近年来。关于残余应力形成过程的研究工作以B e g e t d 等人提出的模型3
41、5 l 较具代表性被许多文献引用。借鉴该模型的一些思想方法并兼顾非同步固化过程中各铺层发生不连续应变的可能性以及固化压力对层合板翘曲的限制作用，给出一种以“弹性子叠层块”为基础，允许板内未结合部分发生非一致自由应变的非同步固化描述模型，用于模拟层合板因非同步固化后翘曲变形，分析树脂固化收缩率固化过程中板内温度梯度，以及层合板铺层方式对层合板翘曲变形的影响作用。1 6 1 1 非同步固化模型模型对固化过程及材料特性作以下基本假设：(1)当树脂固化反应达到一定程度时，其粘度急剧上升而趋于一。树脂从粘流态向玻璃态的凝胶转变在该点迅速完成。凝胶点对应的固化反应程度用表示。(2)当树脂处于粘流态的铺层与
42、其他铺层的变形不产生相互制约作用时，该铺层处于自由应交状态。(3)当板内两个相邻铺层的树脂均处予玻璃态时两铺层结合为一体。层合板理论适用于该结合体的分析。(4)铺层厚度足够小，其内部温度和固化反应程度始终均匀分布。在层合板固化过程中，由于扳厚方向温度的存在，各铺层的固化过程处于非同步状态。一般而言，层合板经历如图3 所示的三个阶段：第9 页田荫科学技术大学研究生院学位论文在第一阶段，各铺层的树脂均呈粘流态。在第二个阶段，层合板中某些铺层的树脂转为玻璃态，在层合板中形成弹性子叠层块。定义弹性子叠层块具下述特征；(I)块内所有铺层树脂均呈玻璃态。(2)块的上、下表面或与树脂仍处粘流态的铺层相邻，或
43、本身即为层合扳表面。(3)块内各铺层结为一弹性整体。铺层的应变增量为连续条件所制约，可用层合板理论进行描述。随固化过程的进行，弹性子叠层块会发生扩展式合并。设一包容几个铺层的弹性子叠层块A 在时刻t I 形成，在时刻t 2 因F O _ 个新铺层的加入而形成一个包容n+m 个铺层的新弹性子叠层块B，定义时间t 2-t，为弹性子叠层块A 的寿命期。在第三个阶段，板中所有铺层的树脂均呈玻璃态，所有铺层结为一弹性整体。固化过程虽继续进行，但可用层台板理论对层合板整体进行应力应变增量计算。量轱寿之晨并置t 一考乏屠图3 层台板非同步固化过程1 6 1 2 铺层的应力应变及层合板的翘曲变形基于基本假设(
44、3)在一弹性子叠层块寿命期内的足够小时间段r，该子叠层块因树脂固化收缩以及温度和铺层刚度变化而引起的面内等效载荷增量 N -J 根据层合板理论表示为：=轧【戮曲出(t 0式中，1 1 为块内铺层总数，【Q】为块内铺层k 的刚度矩阵，z k 1 磊为铺层k 两表面的厚度向坐标。而(：a e r(t)，+A e s o)：+【】p m)(2)其中 一为铺层k 因树脂固化收缩和温度变化引起的自由应变增量(见3 1 4节)f 一 为铺层k 因剐度变化引起的应变增量，可表示为铺层柔度增量矩阵第l O 页目防科学技术大学研究生院学位论文【S】与残余应力(o 舯)之乘积。在固化压力作用下，弹性子叠层块的弯、
45、扭曲率被限制为零，所受合力矩增量(A M)满足：咖占，鬈 _ 0式中【马 为弹性子叠层块的耦合柔度矩阵，【8】为弹性子叠层块的弯曲柔度矩阵。由于 N 可根据式(1)求出式(3)可化为一组以 M 各分量为未知量的线性方程，对方程求解可得 A M)。弹性子叠层块在t 内的中面应变增量 Ae)可根据其面内柔度矩阵【a】和耦合柔度矩阵 B 求出t 蚺，】跚(4)由于弹性子叠层块的弯、扭曲率限制为零，中面应变增量 8)即为块内各铺层的应变增量。对于层合板内铺层k，设其在凝胶转变时刻应变和残余应力为零，并设其在从到t 的时间段内曾经成为弹性子叠层块L i，L+l L。-l L。的组成部分则该铺层在时刻t
46、的应变(k 、残余应变 8R(的、残余应力 o(。可分别表为lf一“n s”=日，砖)=占)一 A B”)，盯=【Q】占譬)(5)J-式中 占 表示铺层k 作为弹性予叠层块b 的组成部分期间该子叠层块的应变0增量。如t 为固化过程结束时刻，则式(5)给出固化过程结束但固化压力尚未撤除时铺层k 的应变、残余应变和残余应力固化压力此时对层合板形成的平衡力矩(M)为 材=砉e 盯忙 冶(6)式中n 为层合板内铺层总数固化压力的撤除相当于层合板被施加反力矩一 M)，对于对称层合板而言，其弯、扭曲率 k 可根据层合板的弯曲柔度矩阵6 求出 k)；晦走d 一 6】M)(7)k)可作为层合板固化后翘曲变形状
47、态的表征设铺层k 内部一点在层合板厚度第“页国防科学技术大学研究生院学位论文向坐标系中的位置为z，则固化压力撤除后该点的最终残余应变(R 脚 和残余应力 O z)分别为(P 可(z)=5 譬+z 七p，(：)-【口】忙8(：)(8)1 6 1 3 树脂的固化反应程度及其对铺层刖度的影响热同性树脂固化反应速率与反应程度0 L 及温度T 的函数关系可通过D S C 实验获得。对于T 3 0 0 E 4 4 材料体系，这一函数关系可近似表为鲁=e x p(1 7 2 一百9 4 3 0 0)(1 刊(T 3 9 3 K)，dd d t-0(T 3 9 3 K)(9)式中R 为通用气体常数。树脂在任意
48、时刻的固化反应程度可根据温度历程对上式积分求出。参照树脂的固化过程粘温测试曲线，其凝胶点对应的反应程度a l 可确定为0 2 2 5。设层合板厚度向温度分布服从一维热传导方程并设层台板单位体积内能量生成率与固化反应速率成正比1 3 钉，当层合板两表面的温度历程为已知时其内部各铺层的温度历程可通过对热传导方程进行差分求解获得，从而任意时刻各铺层的固化反应程度即可根据式(9)求得。在旺混台准则模型的基础上兼顾温度的影响作用，采用下式表述E 4 4 树脂模量与温度及固化反应程度的关系驯驰嚣1+k 鹾)】(1 _ o 1 警1 7 5(1 0)0一口I 一口，(I)口j 口1式中，E。为完全固化树脂在
49、常温下的模量，E 呻为a=0【。时的树脂假设模量，取O 0 0 1E I T I。设增强纤维力学性能和树脂泊松比不随树脂的固化过程而改变，则任意a，T 条件下的E。一旦确定，相应的铺层刚度矩阵即可根据细观复合材料力学理论求出。I 6 1 4 铺层因温度变化和树魔固化收缩引起的自由应变 =(r 一如)忸)+矿仙(1 1)式中扛 为铺层k 的热膨胀系数列阵T I(崎为铺层树脂凝胶时的温度，f e c)为树脂固化收缩引起的铺层应变。设树脂体积的固化收缩率为固化反应程度的线第1 2 页国防科学技术大学研究生院学位论文性函数，树脂的收缩线应变可袁为s，=【+l u。一-口O r。,J 1 v，】一t(-
50、2)式中，V T 为树脂在反应程度从a r l 的体积变化率。由于是收缩v T 恒为负，根据细观力学理论铺层因e。引起的正轴向自由应变分量可表为岔2 黠8 c=(1+V。)s。k 一(_ 0+V，)e F(1 3)式中E。，v m，V。分别为树脂的模量、泊松比、体积含量。E f L，V f，V f 分别为纤维的纵向模量、泊松比、体积含量。整体坐标系下的(e c(k)可按铺层取向x t e I。e 2 C0】7 作应变转换得到。1 6 1 5 复合材料固化过程中温度场的分布复合材料固化过程中温度场的分布本质上是一个具有非线性熟源项的热传导问题其中的热源来自于固化过程的放热化学反应。因此，可以用F