复合材料层压板损伤修复与评估

郑俊，周晚林，姜鑫

(南京航空航天大学 机电学院，江苏 南京 210016)

0 引言

近年来，碳纤维增强树脂基复合材料在航空航天、海洋船舶等领域的用量不断地增大。例如，新时代商用飞机波音B787和空客A320首次将复合材料结构用于飞机机身主结构,我国自主研制C919大型客机大量采用了复合材料。然而，在服役期间，复合材料层压板本身固有的脆性使得其对低速冲击损伤(如工具的敲击、鸟撞、电击等)非常的敏感[1]。由于复合材料结构件高度集成化以及高的制造成本，服役的时间需超出设计的寿命,损伤将会影响到构件的使用安全；另外，飞机上复合材料主结构包含上千个用于连接的孔。因此，复合材料结构的设计需要对孔和损伤有更好的认识。复合结构的应力集中是目前研究的热点，许多研究也主要是对孔周围强度的调查[2-3]。与损伤结构相比，损伤会大大降低结构的强度，而且会向周围区域扩展。复合材料具有非均质性和各项异性，在载荷作用下，复杂的损伤和失效机制的存在，应力集中会引起边缘效应和应力或应变梯度。损伤破坏了结构的完整性和使用寿命。对含损的结构进行更换不是第一的方案，是因为复合材料结构尺寸大而且集成度高。所以，为了提高使用寿命，应尽快地修补，使结构的完整度得到恢复。常规的修复方法有机械连接修补和胶结修复。机械加固方法存在一定的缺陷，比如钻孔、增重、气动外形影响，纤维遭到破坏等[4]，这些问题限制了机械连接修补方法的进一步应用；胶接修复方法现在非常成熟，并且展现出经济高效等优点[5]。

1 胶结修补的损伤评估

胶结修补可以减小损伤部位的应力并阻止损伤的扩展。胶结修补可以分为胶结贴补和胶结挖补两种方法。胶结贴补的操作比胶结挖补的相对简单，一般被认为是为了维持飞机的运行状态或者用于轻载荷和薄板的暂时修补方法。补片可以传递载荷，从而降低损伤周围的应力集中。胶结贴补技术需要将损伤部位移除，在补片胶结前对损伤部位进行表面处理，然后用胶结剂进行填补[6-9]。

很多工作主要集中在对补片形状和尺寸的优化、胶层厚度的选择、胶结剂的选择。Mohammad等人[10]对单向纤维的面板和准各向同性的复合材料层压板进行胶结修补，对所用补片的形状和尺寸大小进行优化。Liu X和Wang G[11]研究补片的铺层顺序对胶结修补性能的影响和对胶层厚度进行优化。杨孚标等[12]发现, 补片与母材胶结的第一层方向对修补效果具有决定性作用, 即当与裂纹板接触的补片表层纤维方向垂直裂纹方向时, 能较好地发挥补片的“架桥”作用和“止裂”作用。

李绍春和熊峻江[13]对LY12CZ试样用3种补片和2种胶结剂进行修补，分别从实验和有限元数值模拟两方面相互验证。根据应力分布计算结果和失效准则,预测初始损伤及裂纹产生的位置,并估算破坏强度,模拟的结果与实验数据吻合良好。

为了减小剪切力和剥离应力的集中，需要对补片的长度、搭边宽度进行设计[14]。胶结接头的最大承受力载为Pa:

(1)

式中，h为胶层的厚度，E为胶层的杨氏模量，τa为胶层的剪切强度，t为补片的厚度，εap为胶层的塑形形变，εae为胶层的弹性应变。

根据如下准则判断修补是否具有可行性：

若Pa≥Fp(Fp为母材的设计需用强度)，表示母材可以进行修补；若Pa

在可以进行修补的情况下，需要对补片的长度和搭边的宽度进行设计。根据式(2)计算补片的最小搭接宽度L：

(2)

在贴补法中需要确定的几何尺寸就是补片的直径，可以通过式(3)计算近似得出：

L=0.85D或D=d+2L=2.7d

(3)

式中，d为损伤区的直径，D为补片的直径。

对于非气动严格要求表面，面板损伤和复合损伤应优先采用双面贴补法。

本文用应力集中因子和孔周围的平均应变来对修补前后板性能进行评估。

2 有限元数值模拟

2.1 研究对象

以T300/QY8911复合材料层压板作为研究对象，铺层的顺序为[0/90/0/90]S,进行模拟分析，对双面贴补修复结构进行动力分析和静力分析研究。

双面贴补复合材料层合板的几何尺寸为400mm×40mm×1mm，贴补修理结构由补片、母板和胶层3部分组成。复合材料母板和补片的材料均为T300/QY8911，胶层材料为SY-14，2种材料的力学性能见表1和表2。

表1 T300的材料属性和强度特性

表2 SY-14材料性能

复合材料层压板结构损伤类型主要有：分层、脱胶、凹坑、纤维断裂、基体开裂等。在进行修补时，一般在一定半径范围内对损伤区域进行清理去除。所以本次模型采用开孔方式来模拟已经清除的损伤。对层压板进行双面修补，补片的大小采用式(3)计算可得。

利用ansys workbench15.0建立了贴补复合材料层压板的三维有限元模型，为了保证母板和胶层与补片和胶层两界面之间应力和位移的连续性，在两接触面采用共节点方式进行处理，如图1所示。为了提高划分网格单元的质量，补片和胶层的单元划分，采用“天圆地方”的形式，即中心区域用正方形划分，剩余部分经过正方形对角线方向进行二次划分，如图2所示。补片覆盖的地方就是用胶结剂胶结的区域，也是胶层与母板或补片的连接处，为了使接触面的节点公共，在软件中设置，划分好网格的模型的合并节点的最大距离为0.8 mm，即间距在0.8 mm内的节点被合并。

图1 胶层连接方式

图2 贴补复合材料层压板有限元模型

2.2 层压板修复评估分析

在离修补孔中心一定距离的地方对层压板施加轻载进行预应力模态分析，然后进行谐响应分析。以应力集中因子(SCF)和孔周边的平均应变来对修补恢复的效果进行评估。

(4)

σxx(0,y)=

(5)

对4种不同孔径损伤的层压板进行贴补修复，利用在损伤截面处的应力集中因子和孔周的平均应变进行修补后效果进行评估。

分析10mm损伤孔层压板进行损伤前后和修补前后孔周的应变，如图3所示。在无损的时候，层压板在纵向的受力比较均匀，孔周的应变基本保持水平；当损伤存在时，孔周围应力集中的出现，使孔周围单元受力且不均匀，从而产生图中修补前曲线。对损伤层压板进行双面对称贴片修补，修补后的孔周应变比修补前的应变大大地下降，而且曲线波动的幅度也明显地下降，说明补片修补对损伤区域附近应力的分布有很大影响，可以减小应力梯度。利用孔周围的平均应变的恢复率来对损伤修补效果进行评估，以含10mm损伤孔层压板为例，其他损伤大小的平均应变恢复率如图3所示。无损情况下的平均应变为0.000 14，损伤情况下的平均应变为0.001，修补后的平均应变为0.000 27，则孔周围的平均应变恢复率Rstrain：

图3 孔周应变

表3为4种不同孔径层压板在一阶固有频率下进行简谐运动下孔周平均应变恢复率。

从表中可以看出，随着损伤尺寸增大，补片对孔周处修复也增强，修复率平均在80%以上。对此现象，可以从曲率这方面进行解释：小孔径的曲率较大，修补时引入贴补的尺寸也相对较小，贴片与母板胶合，贴片边缘处也将引入应力集中，使得小孔周围的应变受到贴片边缘应力集中带来的影响。损伤越大，用补片修补后孔周平均应力修复效果越明显，也说明了补片起到传递载荷作用越大，在损伤处更好地起到了“桥梁”的作用。

表3 四组试样的一阶频率和平均应变恢复率

从图4中可以看出，层压板应力集中因子并不随着损伤孔径的增大而增大，而是随着损伤孔的增大先增后减的。层压板修补前后的应力集中因子的趋势基本上保持一致，但经修补的层压板的应力集中因子大大下降，说明补片胶结修复可以明显地减小损伤带来的应力集中。为了分析补片胶结修补对损伤孔附近区域应力梯度变化的影响，文中给出了母板上表面损伤孔截面处x方向的应力σxx沿着y轴分布，如图5所示。其沿x方向离孔中心一定距离的应力集中因子如图6所示，未修层压板x方向应力σxx在y方向一定距离内的应力梯度很大，修补后层压板x向的应力σxx沿着y方向的应力梯度有明显地改善；由于补片在损伤区域起到传递载荷的作用，从而使得母板在损伤截面处σxx也较未修补的大大减小；同样，离孔中心一定距离的应力集中因子的变化相对平缓。说明补片胶结修复能减小应力集中，减小损伤附近区域的应力梯度。

图4 含损层压板的应力集中因子

图5 σxx沿y方向的分布

图6 母板上表面不同截面的应力集中因子

3 结语

1) 补片胶结修补在损伤区域起到“桥梁”传递载荷的作用，使得母板在损伤截面应力有所下降。

2) 用损伤周围的平均应变对修补效果进行评估，平均应变恢复率在80%以上，这与蔡婧等人[15]用实验测试获得层压板强度恢复率比较符合，因此可以将损伤周围的平均应变作为补片胶结修复效果评估的判据。

3) 补片胶结修补可以减轻损伤带来的应力集中，还可以减轻损伤附近的应力梯度。

4) 本文提出用应力集中因子和损伤附近的平均应变对胶结贴补修复效果进行评估，为研究贴补修理后层压板在未发生破坏的前提下进行修复评估，提供了可靠的数值方法。

[1] Cheng P,Gong XJ, Hearn D, Aivazzadeh S. Tensile behaviour of patch-repaired CFRP laminates[J]. Composite Structures ,2011,93(2):582-589.

[2] Huang Y,Ha SK, Koyanagi J, Melo JDD, Kumazawa H, Susuki I. Effects of an open hole on the biaxial strength of composite laminates[J]. Composite Structures ,2010,44:2429-2445.

[3] Wisnom M, Hallett SR, Soutis C. Scaling effects in notched composites[J]. Composite Structures ,2010,44:195-210.

[4] 相超. 贴补复合材料层合板的静强度与稳定性研究[D]. 南京：南京航空航天大学,2014.

[5] Liu X, Wang G. Progressive failure analysis of bonded composite repairs[J]. Composite Structures,2007,81(3):331-340.

[6] Caminero MA, Pavlopoulou S, Lopez-Pedros M, Nicolaisson BG, Pinna C, Soutis. Using digital image correlation techniques for damage detection on adhesively bonded composite repairs[J]. Adv Compos Lett, 2012,21(2):51-57.

[7] Caminero MA, Pavlopoulou S, Lopez-Pedros M, Nicolaisson BG, Pinna C, Soutis C. Analysis of adhesively bonded repairs in composites: damage detection and prognosis[J]. Composite Structures, 2013,95:500-517.

[8] Caminero MA, Pavlopoulou S, Lopez-Pedros M, Nicolaisson BG, Pinna C, Soutis C. Damage monitoring and analysis of composite laminates with an open hole and adhesively bonded repairs using digital image correlation[J]. Composites,2013,53:76-91.

[9] Hu FZ, Soutis C. Strength prediction of patch-repaired CFRP laminates loaded incompression[J]. Composite Science and Technology, 2000,60(7):1103-1114.

[10] Mohammad Kashfuddoja, M. Ramji. Design of optimum patch shape and size for bonded repair on damaged carbon fibre reinforced polymer panels[J]. Materials and Design, 2014, 54: 174-183.

[11] Liu X, Wang G. Progressive failure analysis of bonded composite repairs[J]. Composite Structures，2007，81:331-40.

[12] 杨孚标，肖加余，曾竟成. 双向受载裂纹板的碳纤维复合材料补片的胶接修补分析[J]. 国防科技大学学报,2005, 27(6):21-25.

[13] 李绍春,熊峻江. 复合材料胶接修补件力学性能的实验研究与数值模拟[J]. 材料工程，2011(6):11-16.

[14] 谭朝元,孙宝岗,邓火英,等. 结构复合材料修补技术研究进展[J]. 宇航材料工艺，2011，41(2):26-29，71.

[15] 蔡婧,席国芬,关志东,等. 层板贴补修理后拉伸性能研究[C]. 北京：2013年首届中国航空科学技术大会论文集，2013:1-8.