复合材料胶接修补件力学性能的实验研究与数值模拟.pdf

复合材料胶接修补件力学性能的实验研究与数值模拟复合材料胶接修补件力学性能的实验研究与数值模拟ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＩｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎａｎｄＮｕｍｅｒｉｃａｌＳｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｎＭｅｃｈａｎｉｃａｌＰｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆＮｏｔｃｈｅｄＭｅｔａｌｌｉｃＰａｎｅｌｓＲｅｐａｉｒｅｄｗｉｔｈＢｏｎｄｅｄＣｏｍｐｏｓｉｔｅＰａｔｃｈ李绍春，熊峻江（北京航空航天大学飞行器运用系，北京１００１９１）—ＬＩＳｈａｏｃｈｕｎ，ＸＩＯＮＧＪｕｎｊｉａｎｇ（ＡｉｒｃｒａｆｔＤｅｐａｒｔｍｅｎｔ，ＢｅｉｈａｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１００１９１，Ｃｈｉｎａ）摘要：进行复合材料修补的铝合金板的静强度实验，测定载荷位移曲线，分析破坏机理，并讨论了胶层材料性能、复合材料补片性能与厚度等因素对修补件静强度的影响；建立了修补件的三维有限元模型，模拟修补件的载荷一位移曲线和应力分布，验证了模型的有效性；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，预测结果与实验数据吻合良好。关键词：胶接修补；复合材料补片；力学性能；数值模拟；破坏预测中图分类号：Ｖ２５８；ＴＢＩ１５文献标识码：Ａ—文章编号：１００１４３８１（２０ｌ１）０６００１Ｉ－０６Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｓｔａｔｉｃｓｔｒｅｎｇｔｈｔｅｓｔｓｏｆｎｏｔｃｈｅｄａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙｐａｎｅｌｓｒｅｐａｉｒｅｄｗｉｔｈｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈ————ｗｅｒｅｃｏｎｄｕｃｔｅｄｔｏｄｅｔｅｒｍｉｎｅｔｈｅｌｏａｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓａｎｄｔｏｕｎｄｅｒｓｔａｎｄｆａｉｌｕｒｅｍｏｄｅａｎｄｍｅｃｈａｎｉｓｍａｓｗｅｌｌａｓｔｏｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｔｈｅｂｅｈａｖｉｏｕｒｏｆａｄｈｅｓｉｖｅｓ，ｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓａｎｄ——ｔｈｉｃｋｎｅｓｓｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｏｎｓｔａｔｉｃｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｒｅｐａｉｒｅｄｐａｎｅｌｓ．Ｔｈｅｔｈｒｅｅｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｆｉｎｉｔｅｅｌｅ—ｍｅｎｔｍｏｄｅｌｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄｔｏｓｉｍｕｌａｔｅｔｈｅｌｏａｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓａｎｄｓｔｒｅｓｓｐａｔｔｅｒｎｓｏｆｒｅｐａｉｒｅｄｐａｎｅｌ，ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｎｇｔｈｅｖａｌｉｄａｎｄｐｒａｃｔｉｃａｌｕｓｅｏｆｔｈｅｐｒｏｐｏｓｅｄｍｏｄｅ１．Ｆｒｏｍｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｅｄｓｔｒｅｓｓｐａｔｔｅｒｎｓａｎｄｓｔｒｅｎｇｔｈｃｒｉｔｅｒｉｏｎａｓｗｅｌｌａｓｆａｉｌｕｒｅｍｏｄｅ，ｌｏｃａｔｉｏｎａｎｄｓｔｒｅｎｇｔｈｗｅｒｅｐｒｅｄｉｃｔｅｄ，ａｎｄｔｈｅｏｂｔａｉｎｅｄｒｅｓｕｌｔｓｈａｖｅａｇｏｏｄａｇｒｅｅｍｅｎｔｗｉｔｈｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ．—Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｂｏｎｄｅｄｒｅｐａｉｒ；ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈ；ｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｙ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ；ｆａｉｌｕｒｅｐｒｅｄｉｒｔＰｄ载荷和环境等因素作用，以及材料与结构固有的初始缺陷，常常会导致飞机结构的损伤，比如机体裂纹和表面腐蚀损伤等，如未能及时发现并加以修理，必然会导致严重的后果。为了恢复损伤结构的使用功能和结构完整性，需对这些损伤结构进行合理的修理甚至更换。飞机结构的复合材料修补始于２Ｏ世纪７０年代初期，澳大利亚航空和海运研究室（ＡＭＲＩ）的Ｂａｋｅｒ博士首先采用炭纤维增强塑料（ＣＦＲＰ）和硼纤维增强塑料（Ｔ３ＦＲＰ），修补了澳大利亚皇家空军的大力士Ｃ一１３０、幻影Ｆ一１ｌ１、麦卡奇等飞机结构；此后，美国于２０世纪８Ｏ年代也使用复合材料对Ｃ一１４１飞机结构和Ｃ一１４１Ｔ３型武器系统进行了修补『１］。与传统机械铆接或焊接方法相比，复合材料修补具有明显的优势：（１）复合材料补片的形状易成型；（２）维修方便，且维修时问与周期缩短，降低成本、提高效率；（３）显著改变应力传递路径，并降低裂纹尖端的应力强度因子，改善结构的长期耐久性；（４）复合材料补片质量轻、耐腐蚀和抗磨损性能良好。据统计，至１９９８年，复合材料用于各类飞机结构的损伤修复已经超过１００００例］。由此可见，采用高强度复合材料胶接修补损伤飞机结构已进入实用阶段，其修补技术引起人们广泛兴趣，并进行了大量的理论与实验研究。Ｋｕｍａｒ＿５进行了多种形状补片修补含中心裂纹薄板的静强度实验研究，并以修补后应力强度因子为判据，得出最佳补片形状依次为多边形、长方形、椭圆形、方形和圆形。Ｓｃｈｕｂｂｅ＿６实验得出：较长的补片可减少脱胶的可能性，延长疲劳寿命。而增加补片厚度可减轻补片的载荷负担，但同时也会增加胶黏层传递载１２材料工程／２０１１年６期荷的负担，导致胶层过早脱胶。Ｒａｏｌ７等实验表明：当使用塑性较好的玻璃纤维一环氧树脂作为补片时，能极大提高修补结构的静强度和疲劳寿命。Ｈｏｓｓｅｉｎｉ＿８等实验得出：当母板为薄板，使用较厚的１６层补片时，修补件裂纹扩展寿命增加２３６；母板为厚板时，使用较薄的４层补片只能将修补件裂纹扩展寿命延长２１～３５，而较厚的８层和Ｉ６层补片效果比４层补片更差。Ｋｌｕｇ［９实验测定了含有带边缘裂纹的中心孑Ｌ的金属板的疲劳性能，实验结果表明：母板厚度对修补后的应力强度因子的影响明显。ＪｏｎｅｓＬ１叫对锚固件上孔边裂纹和损坏把手上的裂纹的修补进行了大量的实验和数值研究，研究发现：复合材料胶接修补能提高厚实结构的疲劳寿命，需对结构进行全３Ｄ应力分析，并对修补可能引起的层间破坏进行深入研究，才能保证修Ⅲ补工作顺利完成。Ｋｌｕｇ１对炭环氧复合材料补片修补２０２４一Ｔ３铝合金板进行了实验研究，其结果表明：单面修补可以使修补件疲劳寿命提高４～５倍，而双面修补可高达１０倍以上。孙洪涛¨】等采用不同材料与不同几何尺寸的补片，单边和双边修补了含中心裂纹的铝合金板，并进行了静强度和疲劳裂纹扩展试验，分析了修补方式、修补材料与几何尺寸对修补性能的影响。Ｘｉｏｎｇ＿＿１。等对复合材料修补的金属板进行了静强度和疲劳实验研究，根据破坏过程和断口形状，分析了修补件的破坏机理，并发现复合材料修补可以极大提高破损结构的静强度和疲劳寿命。近年来，数值方法被广泛应用于复合材料修补设计，Ｏｋａｆｏｒ＿ｌ阳等采用二维有限元分析了单面胶接修补的含中心裂纹板的应力应变分布，但是，几何线性的应力应变分析结果不精确。Ｏｔｅｒｋｕｓｌ１和Ｓｅｋｉｎｅ口将母板、胶层和补片视为单独层，且将胶层当作连续弹性体，改进了以往分析中将胶层简化为剪切弹簧（非连续体）的缺陷，建立了二维两层模型，计算了裂纹板在修—补后的裂纹尖端应力强度因子，给出了比一维Ｍｉｔｃｈｅｌｈ模型更好的分析结果。Ｔｓａｍａｓｐｈｙｒｏｓ［】。采用二维两层模型，并考虑非线性因素的影响，分析了复合材料修补的含裂纹铝板的应力强度因子，发现母板和补片的几何与材料非线性对修补件的破坏过程起着缓解作用。Ｏｕｉｎａｓ＿１９＿和Ｌａｂｏｕｌｓｉ［２。。等将母板和胶层视为线弹性材料，复合材料补片当做正交各向异性线弹性材料，选取Ｊ一积分作为裂纹尖端起裂的判据，模拟了修补件裂纹扩展的过程与机理。ＯｕｄａｄＥ。等采用三维非线性有限元方法，研究了复合材料修补、胶黏剂性能和裂纹深度对裂纹尖端塑性区大小的影响，研究结果表明：复合材料补片明显降低了裂纹尖端塑性区的大小。本研究开展未修补件、不同复合材料补片的修补件和不同黏结剂的修补件静强度实验，以观测其破坏机理，验证复合材料修补件性能分析模型的有效性及精度；建立三维有限元模型，模拟了修补件应力应变分布，预测了胶层的失效位置及过程。１实验试样分为７组，每组所使用的修补材料和黏结剂种类如表１所示。采用ＬＹ１２ＣＺ作为试样母件材料，选取Ｔ３００／３２３４，Ｇ８０３／３２４２和ＳＷ２２０／２３２２作为补片，Ｊ４７Ａ和ＳＹ一２４Ｃ作为黏结剂，在金属母板中央加工直径４０ｍｍ和深度１．５ｍｍ的未穿透圆孔模拟腐蚀损伤状况，含未穿透圆孔金属母件的几何外形和尺寸如图１所示，修补试样是在含未穿透圆孔金属母板基础上，胶接复合材料补片进行修补，其几何外形和尺寸如图２所示。修补件修补过程如下：温度先升高到℃℃１６０保持２ｈ，接着升高到２００保持１ｈ，最后自然冷却至室温。对各组试样进行沿长度方向的单向拉伸实—验，每组３个试样，测定其拉伸强度，实验在ＭＴＳ８８０５００ＫＮ实验机上进行，测试环境为室温大气，温度为℃２０±℃３，相对湿度５０±１Ｏ，实验过程中采取连续加载，实验机自动记录载荷一位移曲线（如图３，４所示）。根据载荷一位移曲线，得到各试样失效载荷（见表２）。需要注意的是，试样失效载荷是进入非线性段后的最大承载载荷，并不是线性和非线性段的转折点；表２中的增幅是指与未修补试件相比，修补试件的破坏荷载的增加。图５，６示出了修补试样的破坏形貌和断口位置。表１各组实验所用材料Ｔａｂｌｅ１Ｍａｔｅｒｉａｌｓｕｓｅｄｂｙｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ从表２可以看到，Ａ，Ｂ，Ｃ和Ｅ组的复合材料补片具有相同的厚度，与未修补的试件Ｆ组相比，它们的拉伸强度提高了４０以上，因此，对试件Ａ，Ｂ，Ｃ和Ｅ所做的措施对于防止含缺陷件的静强度破坏具有很好的补强效果，这是因为修补过程改善了修补件内部的残余应力状况，减小了应力集中程度，从而提高了结构的抗拉强度。从表２还可以看到，试件组Ａ，Ｂ，Ｃ，Ｅ复合材料胶接修补件力学性能的实验研究与数值模拟１３ｌＩ．。４０≈Ｕ７—广十＿＿卜－ＩＹ／ＡＩＡ；；ｉＩｌｏｏ▲９０。ｏｏ００一ｒ、７０２ｌ０７０图１未修补的金属母板Ｆｉｇ．１Ｎｏｔｃｈｅｄｓｐｅｃｉｍｅｎｔ９ｏ。ｏｏ、１Ｊｏｏ．Ｑ：；０ｏ，ｒ、１（７０’２１０７０图２复合材料补片修补的金属母板Ｆｉｇ．２Ｎｏｔｃｈｅｄｓｐｅｃｉｍｅｎｒｅｐａｉｒｅｄｗｉｔｈｂｏｎｄｅｄｆｉｂｒｅ／ｅｐｏｘｙｐｒｅｐｒｅｇｌａｙｅｒ互＼图３未修补件载荷一位移曲线Ｆｉｇ．３Ｌｏａｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆｕｎｒｅｐａｉｒｅｄｓｐｅｃｉｍｅｎ图４修补试件的载荷位移曲线—Ｆｉｇ．４Ｌｏａｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆｒｅｐａｉｒｅｄｓｐｅｃｉｍｅｎ表２拉伸失效载荷实验结果（单位：Ｎ）Ｔａｂｌｅ２Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｄａｔａｆｏｒｔｅｎｓｉｏｎｆａｉｌｕｒｅｌｏａｄ（ｕｎｉｔ：Ｎ）ＩＤＦａｉｌｕｒｅｌｏａｄ／ＮＤｅｓｃｒｉｐｔｉｏｎｏｆｆａｉｌｕｒｅＡｖｅｒａｇｅ／ＮＧｒｏｗｔｈＡ１Ａ２８Ｏ１６４８１７０５Ａｓｔｈｅｇｒｏｗｔｈｏｆｌｏａｄ，ｈｕｇｅｐｌａｓｔｉｃｓｔｒａｉｎｃｏｍｅｓｔｏｃｏｎｃａｖｉｔｙｏｆｔｈｅ１ａｌｕｍ．““ｉ“：ｈ。。ｉｃＴｒａ，ｃｋｅｄ，（ｗ．ｉｔｈ一８１０５０ｓｏｍｅａｙｅｒｄｅｓｔｒｏＹｉｎｔｈｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｈｅｎｔｈｅａｌｕ１）．１—６１．４蚕｝ｄ１６材料工程／２０１１年６期（２）黏结剂对修补效果的影响并不显著，补片的种类对修补效果基本不构成影响，而补片厚度对修补效果会产生很大的影响。（３）通过三维有限元模拟修补件胶层破坏过程与机理，所得的荷载一位移曲线与实验结果吻合良好。并通过此模型对结构进行了失效预测，模拟失效过程也与实验观测现象吻合。研究结果表明，有限元数值模拟在缺陷结构复合材料修补设计中具有重要作用和良好应用前景。参考文献——［１］ＢＡＫＥＲＡＡ．Ｒｅｐａｉｒｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｉｎｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｅｄａｌｕｍｉｎｕｍｅｏｍｐｏｎｅｎｔｓｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｗｉｔｈｂｏｒｏｎ／ｅｐｏｘｙｐａｔｃｈｅｓ［Ｊ］．ＦａｔｉｇｕｅＦｒａｃｔ—ＥｎｇＭａｔｅｒＳｔｒｕｃｔ，１９９３，１６（２）：７５３７６５．［２３ＢＡＫＥＲＡＡ，ＪＯＮＥＳＲ．Ｂｏｎｄｅｄｒｅｐａｉｒｏｆａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ—［Ｊ］．Ｄｏｒｄｒｅｃｈｔ（ＴｈｅＮｅｔｈｅｒｌａｎｄｓ）：ＭａｒｔｉｎｕｓＮｉｊｈｏｆｆＰｕｂｌｉｓｈｅｒｓ，—１９８８，９（５）：１４５１４７．［３］ＢＡＫＥＲＡＡ，ＲＯＳＥＩＲＦ，ＪＯＮＥＳＲ．Ａｄｖａｎｃｅｓｉｎｔｈｅｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｒｅｐａｉｒｏｆｍｅｔａｌｌｉｃａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅ［Ｊ］．Ａｍｓｔｅｒｄａｍ：—Ｅｌｓｅｖｉｅｒ，２００２，ｌ３（９）：２１３２１４．［４１童谷生，孙良新，刘英卫．飞机结构损伤的复合材料胶接修补技术—研究进展［Ｊ］．宇航材料工艺，２００２，５（３）：２０２１．Ｅ５］ＫＵＭＡＲＡＭ，ＨＡＫＥＥＭＳＡ．Ｏｐｔｉｍｕｍｄｅｓｉｇｎｏｆｓｙｍｍｅｔｒｉｃ—ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｒｅｐａｉｒｔｏｃｅｎｔｒｅｃｒａｃｋｅｄｍｅｔａｌｌｉｃｓｈｅｅｔ［Ｊ］．Ｃｏｒｎ—ｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０００，４９（２）：２８５２９２．—［６］ＳＣＨＵＢＢＥＪＪ，ＭＡＩＩＳ．Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆａｃｒａｃｋｅｄｔｈｉｃｋａｌｕｍｉ—ｎｕｍｐａｎｅｌｒｅｐａｉｒｅｄｗｉｔｈａｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈ［Ｊ］．ＥｎｇＦｒａｃ—ｔｕｒｅＭｅｅｈａｎｉｃｓ，１９９９，６３（１）：３０５３２３．［７１ＲＡＯＶＶ，ＳＩＮＧＨＲ，ＭＡＬＨＯＴＲＡＳＫ．Ｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｎｇｔｈａｎｄｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅａｓｓｅｓｓｍｅｎｔｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｒｅｐａｉｒｅｄｓｐｅｃｉｍｅｎｓ［Ｊ］．—ＣｏｍｐｏｓＰａｒｔＢ：Ｅｎｇ，１９９９，３０（６）：６２１６２７．—Ｅ８］ＨＯＳＳＥＩＮＩＴＨ，ＳＡＤＥＧＨＩＧ，ＤＡＧＨＹＡＮＩＨＲ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎ———ｔａｌｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈａｎｄｃｒａｃｋｆｒｏｎｔｓｈａｐｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆａｓｙｍ－—ｍｅｔｒｉｃｒｅｐａｉｒｅｄａｌｕｍｉｎｕｍｐａｎｅｌｓｗｉｔｈｇｌａｓｓ／ｅｐｏｘｙｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔ——ｃｈｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓＳｔｒｕｃｔ，２００５，７１（３４）：４０１４０６．—［９］ＫＩＵＧＪＣ，ＳＵＮＣＴ．Ｉａｒｇｅｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎｅｆｆｅｃｔｓｏｆｃｒａｃｋｅｄａｌｕｍｉｎｕｍｐｌａｔｅｓｒｅｐａｉｒｅｄｗｉｔｈｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｐａｔｃｈｅｓ［Ｊ］．Ｃｏｍｐｏｓ—Ｓｔｒｕｃｔ，１９９８，４２（３）：２９１２９６．［１０］ＪＯＮＥＳＲ，ＣＨＩＵＷＫ，ＳＡＷＹＥＲＪＰＧ．Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｒｅｐａｉｒｓｔｏｃｒａｃｋｓｉｎｔｈｉｃｋｍｅｔａｌｌｉｃｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓＳｔｒｕｃｔ，１９９９，４４（１）：１７２９．［１１］ＫＩＵＧＪＣ，ＭＡＩＥＹＳ，ＳＵＮＣＴ．ＣｈａｒａｃｔｅｒｉｚａｔｉｏｎｏｆｆａｔｉｇｕｅｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｒｅｐａｉｒｓＥＪ］．Ｊｏｕｒｎａｌｏｆａｉｒｃｒａｆｔ，—１９９９，３６（５）：１０１６１０２２．［１２］孙洪涛，刘元镛，彭俊．复合材料胶接修补问题的试验研究和［１３］Ｅ１４３［１５１［１６］［１７１［１８］［１９］［２０２Ｅ２１］分析［Ｊ１．实验力学，１９９９，１４（４）：４１９４２４．ＸＩＯＮＧＪＪ，ＳＨＥＮＯＩＲＡ．Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｃｒｅｅｎｉｎｇｏｆ————ｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｐａｔｃｈｒｅｐａｉｒｓｃｈｅｍｅｓｔｏｎｏｔｃｈｅｄａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙｐａｎｅｌｓｂａｓｅｄｏｎｓｔａｔｉｃａｎｄｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｅｎｇｔｈｃｏｎｃｅｐｔｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２００８，８３（９）：２６６２７２．ＣＨＵＮＧＫＨ，ＹＡＮＧＷＨ．Ａｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋ—ｇｒｏｗｔｈｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｔｈｉｃｋａｌｕｍｉｎｕｍｐａｎｅｌｓｒｅｐａｉｒｅｄｗｉｔｈａｃｏｒｎ—ｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈ［Ｊ１．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２００３，３（４）：１７．—ＯＫＡＦＯＲＣＡ，ＳＩＮＧＨＮ，ＥＮＥＭＵＯＨＵＥ，ｅｔａ１．Ｄｅｓｉｇｎａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆａｄｈｅｓｉｖｅｌｙｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈ—ｒｅｐａｉｒｏｆｃｒａｃｋｅｄａｌｕｍｉｎｕｍａｉｒｃｒａｆｔｐａｎｅｌｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃ—ｔｕｒｅｓ，２００５，７１（２）：２５８２７０．—０ＴＥＲＫＵＳＥ，ＢＡＲＵＴＡ，ＭＡＤＥＮＣＩＥ，ｅｔａ１．ＮｏｎｌｉｎｅａｒａｎａｌｙｓｉｓｏｆａｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｎｅｌｗｉｔｈａｃｕｔｏｕｔｒｅｐａｉｒｅｄｂｙａｂｏｎｄｅｄｔａｐｅｒｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈＥＪ３．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｏｌｉｄｓａｎｄ—Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２００５，４２（７）：５２７４５３０６．ＳＥＫＩＮＥＨ，ＹＡＮＢ，ＹＡＳＵＨＯＴ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓｔｕｄｙ—ｏｆｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｃｒａｃｋｅｄａｌｕｍｉｎｕｍｐａｎｅｌｓｒｅｐａｉｒｅｄｗｉｔｈａＦＲＰｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｕｓｉｎｇｃｏｍｂｉｎｅｄＢＥＭ／ＦＥＭ［Ｊ］．ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＦｒａｃｔｕｒｅＭｅｃｈａｎｉｃｓ，２００５，７２（６）：２５４９２５６３．ＴＳＡＭＡＳＰＨＹＲＯＳＧＪ，ＫＡＮＤＥＲＡＫＩＳＧＮ，ＫＡＲＡＩＥＫＡＳ—Ｄ，ｅｔａ１．Ｓｔｕｄｙｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｒｅｐａｉｒｂｙａｎａｌｙｔｉｃａｌａｎｄｎｕ—ｍｅｒｉｃａｌｍｅｔｈｏｄｓ［Ｊ］．ＦａｔｉｇｕｅａｎｄＦｒａｃｔｕｒｅｏｆＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＭａｔｅｒｉａｌｓａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２００１，２４（１）：６３ｌ一６３２．０ＵＩＮＡＳＤ，ＨＥＢＢＡＲＡ，ＢＡＣＨＩＲＢ（）ＵＩＡＤＪＲＡＢ，ｅｔａ１．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｓｔｒｅｓｓｉｎｔｅｎｓｉｔｙｆａｃｔｏｒｓｆｏｒｒｅｐａｉｒｅｄｃｒａｃｋｓｆｒｏｍａｎｏｔｃｈｗｉｔｈｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｅｍｉｃｉｒｃｕｌａｒｐａｔｃｈ［Ｊ］．—Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ，２００９，４０（６）：８０４８１０．ＬＡＢＯＵＩＳＩＳ。ＭＡＬＩＳ．Ａｎａｌｙｓｉｓｏｆｃｒａｃｋｅｄｍｅｔａｌｌｉｃｓｔｒｕｃｔｕｒｅｗｉｔｈｉｍｐｅｒｆｅｃｔｌｙｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈ［Ｊ］．ＡｍｅｒｉｃａｎＩｎｓｔｉｔｕ—ｔｅｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，ｌ９９７，１７（８）：２７９９２８０８．ＯＵＤＡＤＷ，ＢＯＵＩＡＤＪＲＡＢＢ，ＢＥＬＨＯＵＡＲＩＭ，ｅｔａ１．ＡｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｐｌａｓｔｉｃｚｏｎｅｓｉｚｅａｈｅａｄｏｆｒｅｐａｉｒｅｄｃｒａｃｋｓｗｉｔｈｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｏｆｍｅｔａｌｌｉｃａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓＥＪ］．Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎ—ａ１ＭａｔｅｒｉａｌｓＳｃｉｅｎｃｅ，２００９，４６（５）：９５０９５４．基金项目：国家自然科学基金资助项目（Ｅ０５０６０３）；航空科学基金资助项目（２００９５２５１０２４）———收稿日期：２０１００６２８；修订日期：２０１０１１１５作者简介：李绍春（１９８５），男，硕士研究生，研究方向为复合材料胶接—修补的数值模拟，Ｅｍａｉｌ：ｃｈｕｎｘｉａｏ８５４３＠ｙａｈｏｏ．ｃｏｍ．ｃｎ通讯作者：熊峻江（１９６６一），男，教授，博士生导师，主要从事疲劳断裂可靠性方面研究，联系地址：北京市北京航空航天大学交通学院—（１００１９１），Ｅｍａｉｌ：ｊｊｘｉｏｎ￣＠ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｅｎ