复合材料补片快速胶接修复受损复合材料层压板试验研究.pdf

　复合材料补片快速胶接修复受损复合材料层压板试验研究　　２０１３年１０月　复合材料补片快速胶接修复受损复合材料层压板试验研究　　　　　　邱求元，范海蓉，王跃然　　　　（陆军航空兵学院，北京１０１１２３）　　　摘要：采用复合材料补片胶接修复技术对含孔损伤复合材料层压板进行单面胶接修复。在修复过程中，重点考察了补片　　材料、补片设计及固化制度等因素对修复效果的影响。试验结果表明：经单面修复后，修复结构的静态力学性能得到了显著改　　　善，最高恢复率为６６．６９％，而其刚度几乎不发生改变；同时，其修复温度低（６６￣Ｃ）、耗时短（固化时间ｌｈ），易于实现快速抢修。　关键词：复合材料；补片；胶接修复；力学性能　　　　　———　中图分类号：ＴＢ３３２；ＴＱ３２３文献标识码：Ａ文章编号：１００３０９９９（２０１３）０７００２８０４　　　　　１日ＩＪ舌　　复合材料以其独特的性能优越性在航空领域得　　　　到越来越广泛的应用，但其在服役过程中易遭受飞　　　　鸟撞击、分层、裂纹等损伤，从而直接威胁飞行器飞　　　行安全。由于复合材料成本昂贵，要完全更换这些　　损伤构件会造成巨大的经济损失，且在野外条件下　　受时间及工具设备等因素限制的影响十分突出。因　此，如何对这些缺陷和损伤进行快速修理以恢复结　　　　　　　　构的强度、刚度，保证其能够在一定时期内安全服　役，是迫切需要解决的问题。复合材料补片胶接修　　　复技术具有对其气动性能影响小、设备简单、修复时　　　间短等优点，因此备受关注。国外在该方面的研究　　　始于上世纪７０年代卫Ｊ，并取得不少的成果且成功　　　　　　应用于实际维修工作中］，而国内在该方面的研　　　究才刚起步，只有少数学者对此进行了研究，且主要　　　集中在数值分析研究与平时修理方面，而在快速修　　复方面几乎没有涉及　　　。故本文针对含孔洞损　　伤复合材料层压板进行快速修复试验研究，重点考　　察补片材料、固化制度和补片的几何参数等对修复　　　　　结构性能的影响，对比测试和分析了含孔复合材料　层压板胶接修复前后的静态力学性能，包括修复结　构的破坏模式、名义破坏强度、名义刚度修复等　　情况。　　２实验过程　　２．１主要原材料　　　　　　　　　　碳纤维增强树脂基复合材料层压板（铺层为　［（０，９０）／（０，９０）／０／０／（０，９０）／（０，９０）］），哈尔滨　　　　　　　　　　　　　　　　飞机工业集团有限责任公司；碳纤维编织物　　　ＥＣＳ００３１－１２，欧洲直升机（Ｅｕｒｏｃｏｐｔｅｒ）公司；碳纤维　—　　编织物ＪＹＣＣ３５５，吉研高科技纤维有限责任公司；　　　　　　　　玻璃纤维无碱斜纹布ＥＷ２１０，南京玻璃纤维研究　　　　院；胶粘剂ＨｙｓｏｌＥＡ９３９６，汉高（Ｈｅｎｋｅ１）公司。　　　２．２受损复合材料层压板修复　　　　采用数控机床，在尺寸为３００×１００×　１．４５ｒａｍ　的碳纤维增强树脂基复合材料层压板中心位置钻一　　　　　　　　　直径为￣２０ｍｍ的圆孔并以此模拟复合材料损伤。　　　修复时先用５０２胶粘剂填充该损伤孔，待５０２胶粘　　　剂完全固化后将胶层打磨至与层压板持平高度，同　　　　时将胶接区域打磨至露出纤维层，注意不要损伤到　　　　　纤维。用丙酮清洗打磨区域，待丙酮挥发完全后采　　　用经ＥＡ９３９６胶粘剂浸渍的３层纤维织物增强补片　　进行单面胶接修复。采用真空袋压装置进行加压，　　　　真空度要保证在０．０９５ＭＰａ以上。固化制度为６ＣＣ　　　保温ｌｈ或常温下固化２４ｈ。　　２．３分析测试　在修复后的试验件两端粘贴１００×　　５６ｒａｍＬＹ１２　　　　　铝合金加强片，并在两端各钻取８个６孔以便与试　　　验机夹具连接。拉伸试验时采用ＭＴＳ８１０微机控制　　　　万能试验机进行，测试过程中采力控模式，加载速率　　为２００Ｎ／ｓ，采样频率为２０Ｈｚ。测试时，每组参数下　　　　的试验平行进行５次，试验数据利用统计方法去掉　　其中一个明显异常值后取其平均值，即每组试验至　　　少保证有４个有效数据。　　—　收稿日期：２０１２１１－１２　　　　作者简介：邱求元（１９８２．），男，硕士，讲师，主要从事直升机修理方面的研究，ｗｏｒｍ９０１＠ｇｍａｉｌ．ｅｏｍ。　嘶　３０　　　　复合材料补片快速胶接修复受损复合材料层压板试验研究　　２０１３年１Ｏ月　　稍低；　（３）同等条件下，选定的补片直径对修复试验　件拉伸强度恢复率及断后伸长率影响不十分明显，　　　　但整体上看，补片直径为６０ｍｍ的修复试验件拉伸　　强度恢复率及断后伸长率略高于补片直径为４０ｍｍ　的修复试验件。　　　表２修复试验件拉伸力学性能　　　　　　　　　　Ｔａｂｌｅ２Ｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｔｈｅｂｏｎｅｄｓｐｅｃｉｍｅｎｓ　　Ｔｅｃｈｎｉｃａｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓ　　　　　ＳｐｅｃｉｍｅｎｓＲｅｉ㈣ｎｌ　ＰａＩ。ｈ　　ｏｆｔｈｅｐａｔｃｈ　　３．３胶接修复结构刚度恢复率分析　从修复试验件的拉伸强度及断后伸长率数据可　　　以看出，选定的固化制度对其影响不明显，而在快速　　　　　抢修条件下，６６￣Ｃ恒温固化１ｈ的固化制度较２５ｃｃ　　　　　恒温固化２４ｈ的固化制度具有明显优势，因此，本文　℃　　对在６６恒温固化１ｈ的固化制度下修复的各种修　　　　复试验件刚度恢复率进行了重点考察。图２为三种　　　　　　　　　不同增强材料补片修复试验件的应力一应变曲线。　　　　　从图中可以看出，在拉伸曲线初期，三种增强材料修　　　　复试验件的名义杨氏模量与完好试件几乎相同，但　在拉伸曲线中后期则体现出明显不同。ＥＣＳ００３１－１２　碳纤维布增强补片修复试验件的名义杨氏模量仍然　—　与完好试件基本相同甚至略高，但在１８０２２０ＭＰａ　应力区间会出现脱粘情况，如图２（ａ）所示，即在应　力．应变曲线上出现一小平台；相对于完好试验件，　—　ＥＷ２１０玻璃布增强补片修复试验件和ＪＹＣＣ３５５碳　纤维布增强补片修复试验件的名义杨氏模量在拉伸　　　　曲线中后期则开始下降，但７０ＣＣ４０、７０ＣＣ６０及　　　／（摹２Ｑｌ　ｏ．１｜　　　　　　７０Ｇ４０试验件仍比含孔复合材料试验件高，而　　　７０Ｇ６０试验件的名义杨氏模量在拉伸曲线后期比含　　　　　孔复合材料试验件低。此外还可以看出，在同等条　　　　　件下，补片直径为４０ｒａｍ的试验件其名义杨氏模量　　　　要高于补片直径为６０ｒａｍ的试验件，即补片直径为　　　　　　４０ｍｍ有利于修复结构刚度的恢复，故适当减小补　片尺寸有利于刚度的恢复。　　　　（ａ）ＷｏｖｅｎｃａｒｂｏｎｆａｂｒｉｃＥＣＳ００３１．１２　　　　（ｂ）ＷｏｖｅｎｇｌａｓｓｆａｂｒｉｃＥＷ２１０　　　　（Ｃ）ＷｏｖｅｎｃａｒｂｏｎｆａｂｒｉｃＪＹ－ＣＣ３５５　　　　　　图２不Ｉ司增强材料补片修复试验件应力一应变曲线　　　　　　　Ｆｉｇ．２Ｔｅｎｓｉｌｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｔｈｅｂｏｎｄｅｄ　　　　ｓｐｅｃｉｍｅｎｓｗｉｔｈｄｉｆｆｅｒｅｎｔｐａｔｃｈｅｓ　　　４结论　本文通过复合材料补片胶接修复技术实现了对　含孔损伤复合材料层压板的快速修复，其修复温度℃　　　　　　低（６６）、耗时短（固化时间ｌｈ），便于野外实施。　　同时，通过对修复参数的试验考察，可得出如下　　结论：　摹　一　慨　　　２０１３年第７期　　　　　　　玻璃钢／复合材料　　（１）复合材料胶接修复结构破坏模式主要有三　　　　　　　　　　　　　　　　　种：破坏前脱粘、破坏前无明显脱粘、补片断裂。　　　　ＥＣＳ０Ｏ３１．１２碳纤维布增强补片修复结构主要为破　坏前脱粘，ＥＷ２１０玻璃纤维布补片修复结构在破坏　　　　前无明显脱粘，而ＪＹ．ＣＣ３５５碳纤维布补片修复结构　　　　破坏模式与补片直径有关，补片直径为６０ｒａｍ的修　　　　　　　　　　复结构主要破坏模式为补片断裂，而补片直径为　　　４０ｍｍ的修复结构在破坏前无明显脱粘；　　（２）复合材料补片的胶接修复能有效恢复含孔　复合材料层压板的静态破坏强度。尺寸为３００×　１００×　　　　　　１．４５ｍｍ、损伤孔径为２０ｍｍ的复合材料层压　　　　　　　　　　板经单面胶接修复后，其破坏强度最高可恢复到　　　３７４．８７ＭＰａ，恢复率为６６．６９％；　　（３）复合材料补片的胶接修复能有效恢复含孑Ｌ　　　复合材料层压板的静态刚度。含孔复合材料层压板　　　　的静态刚度恢复情况与补片材料密切相关，其恢复　　　效果ＥＣＳＯ０３１－１２碳纤维布增强补片修复结构最好，—　　　　　　　ＪＹＣＣ３５５碳纤维布补片修复结构次之，而ＥＷ２１０　玻璃纤维布补片修复结构最低。但在选定材料条件　　下，适当减小补片尺寸有利于刚度的恢复。　参考文献［１］Ａ．Ａ．Ｂａｋｅｒ．Ｒｅｐａ　　　　　ｉｒｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓｆｏｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　　　ＭａｔｅｒｉａｌｓｉｎＡｉｒｃｒａｆｔＳｔｒ　　—　ｕｃｔｕｒｅｓ［Ｍ］．ＬｏｎｇｍａｎＳｃｉｅｎｔｉｆｉｃ＆Ｔｅｃｈｎｉ　　ｃａｌ，１９９０．２０７－２２７．　　—　［２］Ｏ．Ｏ．Ｏｃｈｏａ，Ｊ．Ｍａｒｔｉｎ，Ｋ．Ｓｅｍ，Ｃ．Ｏｚｔｅｌｃａｎ．Ｄｅｓｉｇｎａｎｄａｎａｌｙ　　　　　　　　—　ｓｉｓｏｆｔｅｓｔｃｏｕｐｏｎｓｆｏｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｂｌａｄｅｒｅｐａｉｒｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃ—　ｔｕｒｅｓ．１９９７．３７（２）：１８５１９３．　　　　　—　［３］Ｃ．Ｓｏｕｔｉｓ，Ｆ．Ｚ．Ｈｕ．Ｓｔｒｅｎｇｔｈａｎａｌｙｓｉｓｏｆａｄｈｅｓｉｖｅｌｙｂｏｎｄｅｄｒｅ　　　　　　　　　—　ｐａｉｍ，ｉｎｒｅｃｅｎｔａｄｖａｎｃｅｓｉｎｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｊｏｉｎｔｓａｎｄｒｅｐａｉｒｓｆｏｒｃｏｍｐｏｓ　　　　ｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌｓ［Ｍ］．Ｌｏｎｄｏｎ：ＫｌｕｗｅｒＡｃａｄｅｍｉｃＰｕｂｌｉｓｈｅｒｓ，２００３．—　１４１１７０．［４］Ｈ．Ｈｏｓｈｉ，Ｋ．Ｎａｋａｎｏ，Ｙ．１ｗａｈｏｒ　　　　　　ｉ．ＳｔｕｄｙｏｎｒｅｐａｉｒｏｆＣＦＲＰｌａｍｉ－　　　　　　—　ｎａｔｅｓｆｏｒａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［ｃ］．Ｋｙｏｔｏ：Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ１６Ｉｎｔｅｍａ　　　　　ｔｉｏｎａｌＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅｏｎＣｏｍｐｏｓｉｔｅＭａｔｅｒｉａｌｓ，２００７．２－７．　　　　　［５］Ｋ．Ｋａｄｄｏｕｒｉ，Ｄ．Ｏｕｉｎａｓ，Ｂ．ＢａｃｈｉｒＢｏｕｉａｄｊｒａ．ＦＥａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅ　　　　　　　　　　ｂｅｈａｖｉｏｕｒｏｆｏｃｔａｇｏｎａｌｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｒｅｐａｉｒｉｎａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ　　　［Ｊ］．ＣｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌＭａｔｅｒｉａｌｓＳｃｉｅｎｃｅ，２００８，４３：１１０９一ｌ１１１．　　　　　—　［６］Ｊ．Ｗａｎｇ，Ａ．Ｇｕｎｎｉｏｎ，Ａ．Ｂａｋｅｒ．Ｂａｔｔｌｅｄａｍａｇｅｒｅｐａｉｒｏｆａｈｅｌｉ　　　　　　　ｃｏｐｔｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｆｒａｍｅ－ｓｋｉｎｊｕｎｃｔｉｏｎ．Ｐａｒｔｌ：Ｄｅｐｏｔｒｅｐａｉｒ［Ｊ］．　　Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ：ＰａｒｔＡ，２００９，４０（９）：１４３３－１４４６．［７］Ｊ．Ｗａｎｇ，Ｍ．Ｓｔａ　ｎｋｉｅｗｉｅｚ，Ｚ．Ｚｈｏｕ，Ａ．Ｂａｋｅｒ，Ｗ．Ｋ．Ｃｈｉｕ．Ｂａｔ．　　　　　　　　ｔｉｅｄａｍａｇｅｒｅｐａｉｒｏｆａｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｆｒａ　—　—　ｍｅ－ｔｏｓｋｉｎｊｕｎｃｔｉｏｎＡ　　　　　ｓｏｌｅｅｘｔｅｒｎａｌｒｅｐａｉｒａｐｐｒｏａｃｈ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１０，９２　（４）：９３６－９４９．　　　　　　　　　［８］邢素丽，曾竞成，肖加余．军用飞机金属构件战伤的复合材料快　速修复技术研究概况［Ｊ］．玻璃钢／复合材料，２００３，３：３９４１．　　　　［９］孟凡颢，陈绍杰，董善艳，童小燕．复合材料损伤结构胶接补强修　　　　补分析及设计［Ｊ］．飞机设计，２００２，１：１８－２１．　　　　　［１Ｏ］程起有，姚磊江，童小燕，吕胜利．补片尺寸对复合材料胶接修　　　　理性能的影响［Ｊ］．飞机设计，２００４，３：３１－３３．　　　　　［１１］李兆远．复合材料层合板挖补修理强度分析［Ｄ］．南京：南京航　　空航天大学硕士学位论文，２００８．　　　　　［１２］李小刚，赵美英，万小朋．复合材料胶接修补参数优化研究［Ｊ］．　玻璃钢／复合材料，２０１０，１：２８－３１．　　［１３］杨扬，邢素丽，江大志，鞠苏．修复方式对蜂窝夹芯结构弯曲　　　　—　性能的影响［Ｊ］．玻璃钢／复合材料，２０１２，７：１００１０８．　　　　’’　　　’　　　　　　ＥＸＰＥＲＩＭＥＮＴＡＬｌＶＥＳｌｌＧＡｌｌｌＵＵＤＡＭＡＧＥＤＣＵＭ王，０ＳＩＴＥＬＡＭＩＮＡＴＥＳ　　　　　　　　ＲＥＰＡＩＲＥＤＷＩＴＨＢｏＮＤＥＤＧＦＲＰＯＲＣＦＲＰＰＡＴＣＨＥＳ　　　—　—　ＱＩＵＱｉｕ－ｙｕａｎ，ＦＡＮＨａｉｒｏｎｇ，ＷＡＮＧＹｕｅｒａｎ　　　　　（ＡｒｍｙＡｖｉａｔｉｏｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０１１２３，Ｃｈｉｎａ）　　　　　　　　　　　　　　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅｄａｍａｇｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓｗｅｒｅｒｅｐａｉｒｅｄｂｙｔｈｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒ．　　　　　　　　　　　　Ｅｆｆｅｃｔｓｏｆｓｏｍｅｉｍｐｏｒｔａｎｔｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｔｈｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇｒｅｉｎｆｏｒｃｅｍｅｎｔｓ，ｐａｔｃｈｄｅｓｉｇｎ，ｃｕｒｅｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ，　　　　　ｏｎｔｈｅｓｐｅｃｉｍｅｎｓｔａｔｉｃｍｅｃｈａｎｉｃｐｒｏｐｅｒ　　　　　　　—　ｔｉｅｓｈａｖｅｂｅｅｎｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｌｙｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｌｙ．Ａｎｄｔｈｅｅｘｐｅｒｉ　　　　　　　　　　　　　　　ｍｅｎｔａｌｄａｔａｒｅｓｕｌｔｓｉｎｄｉｃａｔｅｔｈａｔｓｔａｔｉｃｍｅｃｈａｎｉｃｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｔｈｅｂｏｎｄｅｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓａｒｅｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｌｙｉｍｐｒｏｖｅｄ．Ｔｈｅ　　　　　ｆａｉｌｕｒｅｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｂｏｎｄｅｄｓｔｒ　　　　　　　　ｕｃｔｕｒｅｓｃｏｕｌｄｒｅａｃｈｕｐｔｏ６６．６９％ｏｆｔｈｅｐｅｒ　　　　ｆｅｃｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ＂，ｗｈｉｌｅｉｔｓ　　　　　　　　　ｓｔａｔｉｃｓｔｉｆｆｎｅｓｓｉｓａｌｍｏｓｔａｓｔｈｅｓａｍｅａｓｔｈｅｐｅｒ　　　　ｆｅｃｔｏｎｅｓ．Ｈｏｗｅｖｅｒ，ｔｈｅｗｈｏｌｅｃｕｒ　　　　　　ｉｎｇ－ｔｉｍｅｏｆｔｈｅｒｅｐａｉｒｐｒｏｃｅｓｓｉｓ　　　　　　　　　　　　ｌｉｍｉｔｅｄｔｏ１ｈｏｕｒａｎｄｔｈｅｃｕｒｅｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｉｓｌｉｍｉｔｅｄｔｏ６６￣Ｃ．　　　　Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ；ｐａｔｃｈ；ｂｏｎｄｅｄｒｅｐａｉｒ；ｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｙ　　　ＦＩ／ＣＭｉ２ｌｏ１３．『ｏ．７