复合材料胶接修理对含腐蚀损伤铝板力学性能的影响

王遵,张移山,薛军,陈群志

(北京航空工程技术研究中心,北京100076)

复合材料胶接修理对含腐蚀损伤铝板力学性能的影响

王遵,张移山,薛军,陈群志

(北京航空工程技术研究中心,北京100076)

摘.要.目的研究复合材料胶接修理对含腐蚀损伤铝板静强度和疲劳寿命的影响。方法设计加工模拟铝合金腐蚀损伤的试验件,采用复合材料胶接修理技术对试验件进行修理,通过有限元分析和试验验证的方法考核该修理技术对试验件力学性能的影响。结果有限元计算结果表明,复合材料胶接修理技术能够有效缓解试验件的应力集中情况。试验件修理后与修理前的对比静强度和疲劳试验结果表明,Ⅰ型试验件的破坏载荷提升了45.9%,疲劳寿命增加了9.3倍;Ⅱ型试验件的破坏载荷提升了11.4%,疲劳寿命增加了3.6倍。结论复合材料胶接修理技术是一种高效的飞机铝合金结构腐蚀损伤修理方法。

复合材料修理;铝合金;腐蚀;静力;疲劳;有限元分析

飞机金属结构特别是铝合金结构在盐雾、水气、霉菌和工业废气等不利大气环境的侵袭下,容易发生腐蚀损伤[1—3]。飞机铝合金结构大多用作蒙皮和承力型材。蒙皮腐蚀一般表现为点蚀以及漆层脱落,型材腐蚀严重时会出现剥离腐蚀。在飞行载荷与腐蚀的协同作用下,结构损伤会快速扩展,给飞行安全带来严重隐患[4]。

金属腐蚀损伤修理通常采用清除腐蚀产物后进行局部加强的方法。传统的螺接加强和铆接加强需要对待修部位打孔,孔边微裂纹可能会因局部应力集中而扩展为宏观裂纹,成为新的损伤源。复合材料胶接修理技术具有结构增重少、可靠性高、不引入新的损伤源、便于原位操作等突出优点,是一种具有广阔应用前景的飞机损伤构件修理新技术[5—6]。自20世纪70年代澳大利亚皇家空军成功采用高性能复合材料补片修理战机的疲劳裂纹和腐蚀损伤以来,该项新技术日益得到多国和各大航空公司的高度重视和推广应用[7—12]。文中旨在采用数值分析和试验验证相结合的方法,考核复合材料胶接修理对含典型腐蚀损伤的铝合金板力学性能的影响,从而为飞机铝合金结构腐蚀损伤修理提供新的技术手段。

1 试验

1.1 腐蚀试验件的加工与修理

飞机铝合金结构腐蚀损伤的形貌及机理各异,以点蚀和剥离腐蚀为主。选取飞机结构常用的LY12CZ铝合金板材(厚3 mm)为对象,针对典型的点蚀和剥蚀腐蚀损伤形式,设计加工了Ⅰ型和Ⅱ型两种试验件各20件。其中,Ⅰ型试验件(如图1a所示)模拟铝合金蒙皮发生点蚀后,在疲劳载荷作用下产生裂纹的情况;Ⅱ型试验件(如图1b所示)模拟含剥蚀损伤铝合金板在完全清除腐蚀产物后的情形。由于铝合金结构的损伤状态对其力学性能特别是疲劳寿命分散性的影响很大,为保证同一组试验件腐蚀损伤的一致性,避免腐蚀损伤程度不一致造成的分散性,在Ⅰ型试验件中心加工φ1 mm通孔模拟点蚀,用线切割制备20 mm长、0.2 mm宽的人工裂纹。在Ⅱ型试验件中心部位模拟除腐后的打磨凹坑。凹坑简化为球冠,深2 mm。加工完成后,两种试验件均经过磷酸阳极化表面处理。

图1 铝合金试验件Fig.1 Aluminum alloy specimen

Ⅱ型试验件在胶接修理前需要对凹坑进行填补,填补材料为自研的铝合金损伤填补剂R-Al。填补后的试验件如图2所示。

图2 填补凹坑后的Ⅱ型试验件Fig.2 Aluminum specimen typeⅡafter filling the grind-out

复合材料胶接修理使用的原材料主要包括补片和胶粘剂。补片预浸料采用碳纤维T-700/环氧树脂E-51体系,其固化后单向板的拉伸强度为1280 MPa,弹性模量为140 GPa。补片铺层方式为[0]8, 0°方向为试验件长度方向,尺寸为70 mm×60 mm× 1.2 mm。胶粘剂为黑龙江石油化学研究院生产的改性环氧胶粘剂。修理方式为全宽度单面修理,修理工艺为真空辅助加压固化,补片与胶粘剂共固化制度为80℃×60 min+100℃×120 min阶梯升温固化。采用复合材料胶接技术修理了Ⅰ型和Ⅱ型试验件各10件,如图3所示。

图3 采用真空袋压法进行复合材料修理Fig.3 Composite repair procedure using the vacuum bagging method

1.2 力学性能测试

使用MTS公司810型材料试验机分别对未修理和修理后的Ⅰ型和Ⅱ型试验件进行静力拉伸和拉-拉疲劳试验,每组试验件均为5件。静力拉伸试验参照HB 5143—1996进行,轴向拉伸速率设定为1 kN/s,试件断裂为试验终止判据。疲劳试验参照HB 5287—1996进行,轴向加载,最大应力为140 MPa,应力比为0.1,加载波形为正弦波,频率为10 Hz。在对Ⅰ型试验件进行疲劳试验时,除记录疲劳寿命外,还采用染色法实时测量了疲劳裂纹的扩展长度。

2 有限元分析

有限元法已被充分证明是一种分析复合材料胶接修理结构应力分布的有效手段[13—15]。文中采用通用有限元软件Abaqus重点分析了复合材料修理前后Ⅰ型试验件裂纹尖端的应力强度因子,以及Ⅱ型试验件应力场的变化。为保证计算精度,两种试验件均采用三维建模。相关材料的力学性能见表1。

表1 相关材料力学性能Table 1 Mechanical properties of the related materials

2.1 Ⅰ型试验件

建立修理前Ⅰ型试验件的实体模型,采用C3D8六面体单元进行网格划分,并对裂纹尖端网格进行细化。考虑到裂纹尖端应力场的奇异性,将裂纹尖端单元的节点偏移1/4。修理后Ⅰ型试验件中铝合金板、胶层和复合材料补片均采用C3D8六面体单元,接触面铝合金/胶层和胶层/复合材料之间用“Tie”命令约束,如图4所示。分别对修理前、后的试验件两端施加轴向拉伸载荷10 kN(名义应力为55.6 MPa),计算试验件裂纹尖端的应力强度因子。

图4 修理后Ⅰ型试验件的网格划分Fig.4 Element meshing of repaired specimen typeⅠ

2.2 Ⅱ型试验件

建立修理前Ⅱ型试验件的实体模型,采用C3D8六面体单元进行网格划分,并细化凹坑部位的网格。修理后Ⅱ型试验件中铝合金试验件、胶层和复合材料补片采用C3D8六面体单元,填补剂采用C3D6楔形单元,各接触面之间用“Tie”命令约束,如图5所示。分别对修理前、后的试验件两端施加轴向拉伸载荷10 kN(名义应力55.6 MPa),计算试验件的应力分布情况。

图5 修理后Ⅱ型试验件的网格划分Fig.5 Element meshing of repaired specimen typeⅡ

3 结果与分析

分别对有限元分析和力学试验结果进行分析,考核复合材料胶接修理对铝合金试验件力学性能的影响。

3.1 有限元计算结果

3.1.1 Ⅰ型试验件

重点考核修理前后Ⅰ型试验件裂纹尖端应力强度因子的变化。

1)修理前:从图6a可以看出,在轴向拉伸载荷作用下,试验件近裂纹尖端区域出现应力集中,其他部位的应力分布较为均匀。裂纹尖端应力强度因子计算值为10.74 MPa/m1/2。由文献[16]可得裂纹尖端应力强度因子解析解为10.49 MPa/m1/2。二者相对误差为2.4%,说明有限元法计算应力强度因子具有较高的准确度和精度。

2)修理后:从图6b可以看出,复合材料胶接修理不但明显缓解了近裂纹尖端区域的应力集中情况,还优化了铝板的应力场分布。修理后铝板裂纹尖端胶接面处的应力强度因子由10.74 MPa/m1/2降至3.80 MPa/m1/2,降幅为64.6%,体现出复合材料修理的显著效果。

图6 轴向拉伸载荷下Ⅰ型试验件铝板的应力场分布Fig.6 Stress distribution of aluminum plate in specimen typeⅠ under axial tensile load

3.1.2 Ⅱ型试验件

重点考核修理前后Ⅱ型试验件应力场的变化。

1)修理前:从图7a可以看出,试验件应力集中在腐蚀凹坑的中心部位,最大Mises应力为129.8 MPa。

2)修理后:铝合金试验件腐蚀坑部位的最大Mises应力为83.0 MPa,较修理前下降了36.1%,说明复合材料修理可有效缓解腐蚀坑部位的应力集中,如图7b所示。

图7 轴向拉伸载荷下Ⅱ型试验件铝板的应力场分布Fig.7 Stress distribution of aluminum plate in specimen typeⅡ under axial tensile load

3.2 力学试验结果

3.2.1 Ⅰ型试验件

1)静力试验。Ⅰ型试验件静力试验结果见表2。修理后试验件的平均破坏载荷为61.7 kN,较修理前的42.3 kN提升了45.9%。这充分说明该修理技术具有较高的修理效能。

表2 Ⅰ型试验件静力试验结果Table 2 Static properties of specimen typeⅠ

从图8可以看出,修理前、后试验件的拉伸模量在加载初期较为接近。当载荷超过33 kN后,修理前试验件的拉伸模量明显衰减,修理后试验件的拉伸模量在发生破坏前变化较小。

图8 轴向拉伸载荷下Ⅰ型试验件载荷-位移曲线Fig.8 Relationship between load and displacement of specimen typeⅠunder axial tensile load

2)疲劳试验。Ⅰ型试验件裂纹长度与疲劳周次之间的关系如图9所示。未修理的试验件很快发生断裂,平均疲劳寿命为983次。修理后的试验件在8 000次之后疲劳裂纹快速扩展,平均疲劳寿命为10 115次,较修理前提升了9.3倍,见表3。

图9 Ⅰ型试验件裂纹长度-疲劳周次曲线Fig.9 Relationship between crack length and fatigue cycle of specimen typeⅠ

表3 Ⅰ型试验件疲劳试验结果Table 3 Fatigue properties of specimen typeⅠ

3.2.2 Ⅱ型试验件

1)静力试验。Ⅱ型试验件静力试验结果见表4。修理前试验件的平均破坏载荷为55.2 kN,修理后试验件的平均破坏载荷为61.6 kN,较修理前提升了11.4%。

轴向拉伸载荷下Ⅱ型试验件载荷-位移曲线如图10所示,可以看出,试验件拉伸模量的变化规律同Ⅰ型试验件相似。当载荷超过40 kN后,修理前试验件的拉伸模量衰减较快,修理后试验件的拉伸模量在50 kN前变化较小。

2)疲劳试验。由表5可知,修理后Ⅱ型试验件的平均疲劳寿命为379 189次,是修理前平均疲劳寿命83 337次的4.6倍。

表4 Ⅱ型试验件静力试验结果Table 4 Static properties of specimen typeⅡ

表5 Ⅱ型试验件疲劳试验结果Table 5 Fatigue properties of specimen typeⅡ

图10 轴向拉伸载荷下Ⅱ型试验件载荷-位移曲线Fig.10 Relationship between load and displacement of specimen typeⅡunder axial tensile load

4 结论

针对飞机铝合金结构腐蚀损伤,提出了采用复合材料补片胶接技术进行修理的技术方案,设计加工了2种铝合金典型腐蚀损伤试验件并实施了修理,采用有限元计算和试验验证相结合的方法对复合材料胶接修理技术的有效性进行了考核验证,主要结论如下所述。

1)有限元计算结果表明,复合材料胶接修理技术能够有效缓解腐蚀试验件的应力集中情况,优化应力场分布。修理后Ⅰ型试验件胶接面处裂纹尖端应力强度因子由10.74 MPa/m1/2降至3.80 MPa/m1/2,降幅为64.6%;Ⅱ型试验件腐蚀凹坑部位存在应力集中,修理前最大应力为129.8 MPa,修理后为83.0 MPa,下降了36.1%。

2)力学试验数据验证了有限元计算结果,修理后Ⅰ型试验件的破坏载荷由修理前的42.3 kN增至61.7 kN,提升了45.9%,疲劳寿命由修理前的983次增至10 115次,提升了9.3倍;修理后Ⅱ型试验件的破坏载荷由修理前的55.2 kN增至61.6 kN,提升了11.4%,疲劳寿命由修理前的83 337次增至379 189次,提升了3.6倍。

综上所述,复合材料胶接修理技术是一种高效的铝合金腐蚀损伤修理方法,采用该技术对腐蚀损伤结构实施修理后,能够显著提高结构的静强度和疲劳寿命,在飞机铝合金结构腐蚀损伤修理领域具有广阔应用前景。

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Effects of Composite Patching on the Mechanical Properties of the Corroded Aluminium Plates

WANG Zun,ZHANG Yi-shan,XUE Jun,CHEN Qun-zhi
(Beijing Aeronautical Technology Research Center,Beijing 100076,China)

Objective To study the effects of adhesively bonded composite patching on the static strength and fatigue life of corroded aluminum plates.Methods Specimens were designed and fabricated to simulate corroded aluminum plates.The specimens were repaired by adhesively bonded composite patches.The effects of composite patching on the mechanical properties of the specimens were studied by finite element analysis(FEA)method and mechanical test.Results The FEA results showed that the stress concentration in the repaired specimen was greatly reduced.The static and fatigue data indicated that there was a 45.9%increase in the fracture load of specimen typeⅠ,and that the fatigue life was multiplied 10.3 times after the composite repair.The fracture load of repaired specimen typeⅡ increased 11.4%,and the fatigue life was 4.6 times longer than that of the unrepaired specimen.Conclusion Adhesively bonded composite patching wasproved to be an effective method to repair corroded aircraft aluminum structures.

composite repair;aluminum alloy;corrosion;static;fatigue;finite element analysis

CHEN Qun-zhi(1963—),Male,from Hunan,Ph.D./Postdoc,Senior engineer,Research focus:the fatigue life,calendar life and corrosion protection of aircraft structure.

10.7643/issn.1672-9242.2014.06.010

V216;TG174

:A

1672-9242(2014)06-0059-06

2014-08-30;

2014-09-10

Received:2014-08-30;Revised:2014-09-10

王遵(1980—),男,山东人,博士,主要从事复合材料维修技术等方面的研究。

Biography:WANG Zun(1980—),Male,from Shandong,Ph.D.,Research focus:composite repair technology.

陈群志(1963—),男,湖南人,博士/博士后,高级工程师,主要研究方向为飞机结构疲劳寿命、日历寿命及腐蚀防护等。