带圆孔与带裂纹层压板复合材料损伤容限对比研究

姚武文

(空军第一航空学院，河南 信阳 464000)



带圆孔与带裂纹层压板复合材料损伤容限对比研究

姚武文

(空军第一航空学院，河南 信阳 464000)

通过计算、分析带圆孔与带裂纹层压板复合材料损伤容限，明确了当复合材料出现裂纹时，不能像金属材料那样，通过将裂纹切成圆孔来提高其剩余强度，否则会加重复合材料的损伤程度。研究可为飞机复合材料构件战伤抢修提供参考和依据。

损伤容限；复合材料；战伤抢修

随着航空科技的发展，复合材料以其比重小、比强度和比模量大的特点，优良的化学稳定性，以及耐磨、耐热、耐疲劳、耐蠕变和消声等性能，在飞机上得到了越来越广泛的应用，且其用量的多少已成为评价一架飞机先进与否的重要标志，这对飞机的维修产生了许多的影响[1]。由于复合材料构件与金属材料构件的损伤容限特性不同，因而在有关战伤抢修处理方法上，不能将传统的用于金属材料的处理方法用于复合材料。

损伤容限是指具有缺陷或损伤的结构在规定的使用期内有足够剩余强度的最大损伤极限。它是对飞机结构安全和设计的要求，也是对飞机使用中允许损伤或可不修理损伤的要求。如F-18飞机的修理指南规定：复合材料构件中深度<0.4 mm 的压痕、直径<13 mm的分层损伤和直径<19 mm的开胶损伤可不修理，正常使用。

对于一个具体的结构，其损伤容限的大小受多种因素影响，如损伤模式、损伤分布、断裂类型、材料特性和承受的载荷等。一般情况下，同样的金属材料壁板，带裂纹的损伤容限比带同样损伤尺寸圆孔的损伤容限小，因此，在战伤抢修中，采用将裂纹切割成圆孔的办法来提高损伤构件的损伤容限，以减小修理的工作量[2]。在战争中，弹片打击层压板复合材料结构造成的弹孔周边往往带有撕裂状尖角[3]，类似裂纹，本文通过对比计算带裂纹与带圆孔层压板复合材料的损伤容限，研究如何提高其结构的损伤容限。

1　层压板复合材料损伤极限计算模型

要计算层压板复合材料的损伤容限，应确定其破坏判据，建立有关的计算模型。

1.1复合材料的破坏判据

图1　平均应力判据示意图

复合材料的破坏判据主要有平均应力和点应力等[4]。本文采用平均应力判据。该判据假定距离孔边或裂纹尖端某一特征长度a0之内的平均应力达到无损伤层压板的极限强度σb时，层压板被破坏[3](见图1)，即:

(1)

式中，σy(x,0)是带损伤最小截面上的Y方向应力分布；R是损伤尺寸(圆孔为半径；中心裂纹为裂纹半长)；a0是特征长度，由试验确定。

1.2无限大板的计算模型

1.2.1单向受拉带圆孔正交各向异性无限大板剩余强度及损伤极限计算模型

(2)

1.2.2单向受拉带中心裂纹正交各向异性无限大板剩余强度及损伤极限计算模型

带有长度为2c的中心裂纹的正交各向异性无限大板，在垂直于裂纹面方向受有拉伸载荷，根据平均应力判据得出其相对剩余强度公式[3]为：

(3)

式中，ξ3=c/(c+a0)。

当飞机的飞行任务级别一定时，要求部件的剩余强度一定，利用式2和式3可求出损伤极限Rjs和cjs的大小。

1.3有限宽板计算模型的修正[3]

设σc为有限宽板的剩余强度，则有：

(4)

式中，η是有限宽修正系数。对带半径为R的中心圆孔和板宽为W的板，η计算公式为：

(5)

对带长为2c的中心裂纹板，η计算公式为：

(6)

2　带圆孔与带裂纹层压板复合材料损伤极限计算

采用单向受拉带圆孔和带裂纹的T300/QY8911层压板复合材料，其特征长度a0=3.12 mm、剪切模量Gxy=5.25 GPa，泊松比υxy=0.324，x向的弹性模量Ex=129.70 GPa，y向的弹性模量Ey=9.04 GPa，取板宽W=100 mm，利用式2～式6计算出相对剩余强度。单向受拉带中心裂纹和光滑圆孔T300/QY8911层压板随损伤长度变化的曲线如图2所示。从图2中可见，当损伤长度较小时，裂纹和圆孔的相对剩余强度基本一致；当损伤长度较大(>10 mm)时，圆孔的相对剩余强度比裂纹小。说明当这种复合材料出现裂纹时，不能像金属材料那样将裂纹切成圆孔来提高其剩余强度，否则会加重复合材料的损伤程度。

图2　相对剩余强度随损伤长度变化的曲线

需要说明的是，战争中对战伤飞机的使用可以加以限制，这样损伤部位的使用应力可以很低，飞机有可能带较大尺寸损伤进行飞行。

3　结语

一般情况下，当金属材料出现裂纹时，其裂纹尖端会出现应力场的奇异性，从而易引起应力集中，加速裂纹扩展，导致低应力下破坏。将金属材料的裂纹切割成圆孔或钻止裂孔，可消除裂纹尖端的应力奇异性，提高其剩余强度，并在一定程度上阻止裂纹继续扩展。而对于层压板复合材料，由于纤维铺设方向的多样性等特点，使得其出现裂纹时裂纹尖端不会出现应力集中现象，而且其本身还具有止裂的作用；因此，将复合材料的裂纹切割成圆孔，不但没有起到减小应力集中的作用，反而增大了损伤面积和损伤程度，降低了其剩余强度。

[1] 姚武文，周平，蔡开龙，等. 新机复合材料构件损伤修理技术研究[C]//第四届中国航空学会青年科技论坛文集——探索、创新、交流.北京：航空工业出版社,2010.

[2] 姚武文，路阳.飞机战伤分析、评估[M].北京：解放军出版社出版，2006.

[3] 郝建滨， 穆志韬， 李旭东.金属损伤复合材料胶接修补技术的国内研究现[J].新技术新工艺，2014 (11)：45-37.

[4] 中国航空研究院.复合材料飞机结构耐久性/损伤容限设计指南[M].北京：航空工业出版社,1995.

责任编辑马彤

Research on Damage Tolerance of Composite Laminates with Hole or Crack

YAO Wuwen

(The First Aeronautic Institute of Air Force, Xinyang 464000, China)

By means of computation and analysis of damage tolerance of composite laminates with holes or crack, the conclusion is brought that crack on laminates can’t be cut into holes to improve the residual strength; otherwise, the damage will become more serious. The methods and conclusion can be reference and basis for battle damage repair of airplane composite component.

damage tolerance， composite， battle damage repair

V 271.4

A

姚武文(1959-)，男，教授，主要从事飞机战伤抢修教学与科研工作。

2016-03-29