复合环境下金属损伤复合材料胶接修复结构疲劳寿命试验研究.pdf

　１８　复合环境下金属损伤复合材料胶接修复结构疲劳寿命试验研究　　２０１５年１２月　　复合环境下金属损伤复合材料胶接修复结构疲劳寿命试验研究　　　　　　　　穆志韬，牛勇，李旭东，周立建　　　　　　　　　　（１．海军航空工程学院青岛校区，青岛２６６０４１；２．海军９２６３５部队，青岛２６６０４１）　摘要：复合材料胶接修复技术在飞机金属损伤结构上得到了广泛应用，但修复结构在飞机服役期内仍受多种环境条件的　　作用。为研究多种环境因素对修复结构的影响，利用碳／环氧复合材料补片，对含穿透性裂纹的ＬＹ１２．ＣＺ铝合金板进行了双面　　　　　胶接修复，采用试验的方法研究了这种修复方法的合理性，并通过ｔ检验法，考核了复合环境条件对修复结构疲劳寿命的　影响。　　　关键词：复合材料胶接修复；铝合金；环境试验；疲劳试验；ｔ检验法　　　　———　中图分类号：ＴＢ３３２文献标识码：Ａ文章编号：１００３０９９９（２０１５）１２００１８０５　　　　　１引言　　　飞机服役期间，机体金属结构在大气腐蚀环境　　和飞行疲劳载荷的作用下，会不可避免地造成结构　的腐蚀和疲劳损伤，如果不及时进行修理，会对飞行安全产生极大威胁¨　　　　　Ｊ。因此，金属损伤结构的修　　　　　　理问题已引起了世界各国航空界的高度重视］。　复合材料的出现，为结构修理与加强提供了新的方　法。与传统修理方法相比，金属损伤结构复合材料　　　　　胶接修复以其结构增重少、抗疲劳性好、设计灵活、　　　　　可靠性高、便于原位修复等优越特性，逐步受到青　　　睐。由于复合材料胶接结构为多属性材料层合　结构，对其疲劳性能准确评估存在理论上的困难，尤　　其是在环境因素影响下疲劳性能的评估难度更大，　　　因此试验手段成为研究此类问题的有效手段。　　　　国外在此领域的研究起步较早，２０世纪７０年　　　　代初期，ＢａｋｅｒＡＡ博士论述了复合材料补片胶接　修复技术相对于机械修补方式的优越性，并率先采　　　　用这种方法修理了含损伤的飞机金属结构，后续又　　　　通过理论与试验研究了补片、胶粘剂、表面处理及环　境等因素对修复结构疲劳性能的影响。Ｋｕｍａｒ等　对复合材料补片形状对中心穿透性裂纹板修复效果　　　的影响进行了试验研究，发现多边形修复效果最好，　　　　　—　其次是长方形、椭圆形、圆形。ＨｏｓｓｅｉｎｉＴｏｕｄｅｓｈｋｙ等¨　　　　　研究了含穿透性裂纹铝合金厚板复合材料单　　面修复后的各面的裂纹扩展规律。国内也有相关研　　究，王遵¨　　　研究了残余热应力对单面修复含裂纹铝合金薄板的影响。王跃然等¨　　到通过试验研究了盐　　　雾环境对复合材料修复铝合金板疲劳性能的影响，　　　结果表明，随盐雾腐蚀时间的延长，修复结构的疲劳　　　寿命呈下降趋势。赵培仲等１研究了补片尺寸对　胶层应力分布的影响。　已有文献多数是对复合材料单面修复铝合金薄　　　板的研究，较少考虑环境因素对修复效果的影响，即　　　便进行研究，也往往局限于单一环境因素的影响，对　多环境因素共同作用下的影响研究较少。而实际飞　　　机结构受到多种环境因素影响，因此开展多种环境　因素下含损伤铝合金厚板复合材料双面胶接修复结　　　构疲劳性能研究是必要的。本文以厚度为ｌＯｍｍ的　　　ＬＹ１２．ＣＺ航空铝合金板为研究对象，分别对同一批　次双面修复结构进行紫外照射、湿热暴露及酸性盐　雾试验，考核环境因素对其疲劳眭能的影响。　　　２试验研究　　２．１试验件制备　　　　　选用飞机结构中常见的ＬＹ１２一ＣＺ铝合金为研　　　　究对象，厚度为１０ｍｍ，利用线切割法预制２０ｍｍ的　　　　中心裂纹，补片选用Ｔ３００碳／环氧复合材料，铺层顺　　　　序为［０／４５／－４５／９０］，胶粘剂选用Ｊ１５０环氧树脂。　　　　对ＬＹ１２一ＣＺ铝合金表面进行磷酸阳极化处理，改善　　金属与胶粘剂的粘接性能。采用真空袋压法，将Ｂ　　——　收稿日期：２０１５０８０４　　“　”　　　基金项目：总装十二五预研项目（４０１０９０１０３０２０１）　　　　　　　　作者简介：穆志韬（１９６３一），男，博士研究生导师，教授，主要研究方向为飞机结构腐蚀疲劳及寿命可靠性。　　　　　　　通讯作者：牛勇（１９８７．），男，博士研究生，主要研究方向为金属损伤复合材料胶接修复，ｎｉｕｙｏｎｇｓｈｉ＠１６３．ｅｏｍ。　嘞　　２０１５年第ｌ２期　　　　　　　玻璃钢／复合材料　１９　　阶段复合材料预浸料和胶粘剂进行两步共固化。第一　　　　阶段固化温度为８０￣Ｃ，固化时间为１５０ｍｉｎ；第二　　　　阶段固化温度升高到１２０￣Ｃ，固化时间为１５０ｍｉｎ，整　　　　个过程中温度变化控制在３￣Ｃ／ｍｉｎ左右。整个固化　　　过程中压强为０．１ＭＰａ，避免预浸料和胶粘剂的暴聚　　　　　　现象，图１所示为修复试件结构示意图。随机抽取　　Ⅳ　试验件，编号分别为：ａ１～ａ５、ｂ１ｂ５。　　　图１双面胶接修复试件结构示意图　　　　—　　Ｆｉｇ．１Ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｆｄｏｕｂｌｅｓｉｄｅｂｏｎｄｅｄ　　ｒｅｐａｉｒｅｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　　　　　２．２环境试验　　　　取ａ１～ａ５共５件进行环境试验。试验内容依次　　为紫外照射试验、湿热暴露试验、酸性盐雾试验。其　　　　　中，紫外照射试验，参照ＭＩＬ－ＳＴＤ一８１０Ｆ中日照试验　　　的相关内容，温度＝（５５＋５）ｏＣ，试件表面紫外辐射　　　　平均强度为：Ｑ＝（５０．０～７０．０）Ｗ／ｍ，试验进行２４ｈ。　　　　　湿热暴露试验，相对温度础＝９５＋５％，温度７１＝（４３＋℃　　　　　２），试验进行１６８ｈ。酸性盐雾试验，温度＝（３５＋℃２），所加盐水为质量分数为（５±　　１）％的ＮａＣ１溶　　　　液，并加入适量硫酸将ｐＨ值调至３．０～４．０，盐雾沉—　　　降量为（１．０２．０）ｍｌ／（８０ｃｍ・ｈ），试验进行１６８ｈ。　　　记录每一组试验件试验前后的重量变化。并对试验　　　件表面进行清理，用ＫＨ一７７００三维光学显微镜对试　　验件进行观察、测量。　　　２．３疲劳试验　　　　疲劳试验参照ＧＪＢ１９９７－１９９４在ＭＴＳ８１０试验　　　　　　机上进行，取ａ１～ａ５、ｂ１５及未修复裂纹板ｃｌ～ｃ５　　　　　　　共１５件进行疲劳试验，采用正弦波加载，轴向最大　　　　　　　　载荷Ｆ＝９０ｋＮ，基准应力比Ｒ＝０．１，加载频率，＝　　　　　１６Ｈｚ，采用ＰＶＣ补偿，直至试件断裂终止试验，观察　　　并记录试验件的失效模式。　　３结果与分析　　　３．１环境试验结果分析　　　由于环境试验件存放在干燥箱中，紫外照射试　　　　验后试验件重量没有变化，外观形貌也没有明显变　　　　　　化。湿热老化后，试件平均增重０．１ｇ，判定为试验　　　件吸湿引起的增重，外观形貌有微小变化。酸性盐　　　　雾试验后，试验件平均减重为０．４ｇ，原因是铝合金　　　　与酸性盐雾发生化学反应产生失重，失重的金属重　　　量大于补片吸湿重量，致使总的重量减轻，铝板外观　　　　　　形貌变化明显，部分部位变黑，清除腐蚀产物后，出　　　现内眼可见腐蚀坑，复合材料补片外观无明显变化，　　用三维光学显微镜测得其腐蚀坑平均深度在１６０￣ｍ　　　左右，其微观形貌如图２所示。　　　　　图２酸性盐雾试验后试件微观形貌　　　　　　Ｆｉｇ．２Ｔｈｅｍｉｃｒｏ－ｍｏｒｐｈｏ１ｏｇｙｏｆｓｐｅｃｉｍｅｎ　　　　　ａｆｔｅｒａｃｉｄｓａｌｔｆｏｇｔｅｓｔ　　３．２疲劳试验结果分析　　　就破坏形式而言，未做环境试验的修复试件及　　　未修复裂纹板均沿预制裂纹处断裂，环境试验后的　　　　５个修复试件中有４件是沿预制裂纹处断裂，１件从　　　　未修复位置断裂，原因为环境试验后铝板出现腐蚀　　　　　　　坑，产生应力集中，并形成新的疲劳源，从其断口可　以看出裂纹在腐蚀坑处开始萌生。疲劳试验结果如　　　表１所示。由于修复结构为多属性材料层合结构，　　　　修复后试件的疲劳寿命变异系数大于未修复裂纹　板。且修复后试件的疲劳寿命均值大幅提升，约为　　　　　　修复前的３６．５倍。但环境试验前后试件疲劳寿命　　　变异系数较大，单从均值寿命无法判断环境作用对　　　　修复试件疲劳寿命影响是否显著，因此要对试验结　果进行统计分析。　２０　复合环境下金属损伤复合材料胶接修复结构疲劳寿命试验研究　　２０１５年ｌ２月　　　为最大限度地减少偶然因素的干扰，突出条件　　因素，采用成对对比试验的ｔ检验法对试验数据进　　　　　　　行处理，将ａ１一ａ５与ｂ１５的试验结果一一对应，　　　　配成对子。如果取ｎ个对子，则这ｎ对子观测值可　　　以看作来自ｎ个不同的母体。再考虑到ａ和ｂ两种　　处理，就共有２ｎ个母体。将使用的符号及运算结果　　　列于表２和表３中。　　　表２对数疲劳寿命统计分析结果　　　　　　　　　　Ｔａｂｌｅ２Ｔｈｅｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌｒｅｓｕｌｔｓｏｆｌｏｇａｒｉｔｈｍｉｃｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅ　　　　　　ＬｏｇａｒｉｔｈｍｉｃＭｅａｎ０ｆｎｏｒｍａｌｐｏｐｕｌａｔｉｏｎ　　　Ｎｕｍｂｅｒｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅ　　　　Ｉ．ｔ￣ｉａｎｄｏｆ　　　ＸａｎｄＸｂｉ　　　　ｘａｎｄＸ　　　Ｎｏｒｍａｌｐｏｐｕｌａｔｉｏｎｏｆ　　ｌａｎｄＸｂ　首先，提出假定条件如下¨　　：　　　　　　（１）在表２第２列中的和分别表示处理ａ　　　　　　　和处理ｂ试件的对数疲劳寿命。假定Ｘ和ｘ都是　独立的正态变量。　　　　　（２）假定和的母体平均值都由两部分组　　成，以公式表示为：　　＝。△　　　△　＋ｉ，＝６＋　（１）　式中，　　　　　△　分别为经处理ａ和ｂ后的结果；　　　　　　为由偶然因索引起的干扰效应；。和各值示于表　　　　△　２第３列中。此处，假定在每个对子内干扰效应　　相同，偶然因素与处理ａ和ｂ无交互作用。　　（３）对于同一处理的试件，母体标准差相同：　　。口１　　。口２…　　　。ｎ　。　２）　Ｏ＇ｂｌ　Ｏ＇ｂ２…　　Ｏ＂ｂｎ　Ｏ＂ｂ　　　　　　　　但可以不等于。Ｘ和Ｘ的正态母体分　硼　峨　　　布示于表２第４列中。随机变量差数的数学期望和　　　方差计算结果如表３所列。　　　袁３差数的统计分析结果　　　　　　Ｔａｂｌｅ３Ｍａｒｇｉｎｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌｒｅｓｕｌｔｓ　　　　　　　　　ＭａｒｇｉｎＸ。一６ｏｆｒａｎｄｏｍＥｘｐｅｃｔａｔｉｏｎＥ（Ｘ口一６）ＶａｒｉａｎｃｅＶａｒ（以一６）ｏｆ　　　　“　ｖａｒｉａｂｌｅＸａｎｄＸ　　　ｏｆＭａｒｇｉｎＸ一　６　　　Ｍａｒｇｉｎ６　　由此可写出标准正态变量：：　圣：　（３）　　：＋：√—　　一　　如以ｓ：表示从差数Ｘ正态母体中抽取的子样　　方差：　ｎ一　　＾∑　　—　　‘　［（ｘｏＸ）一Ｘａ一】　２　ｉ＝１———　　—Ｔ一　—　ｎｌ　（４）　　　　　　　　则（ｎ一１）ｓ／为一个按分布的随机变量，　　　　其自由度为＝ｎ一１，即：ｚ　　：　（５）　　　：＋：　　　　　于是，由式（３）和式（５），可写出自由度为＝ｎ一　　　　１的ｔ，变量：　Ｕ　　　　Ｘａ一６一（一６）　／（ｎ一１）ｓ　　　　（＋；）Ｘ。一　　　６一（。一６）厂＿——√　　Ｓ　（６）　　２０１５年第１２期　　　　　　　玻璃钢／复合材料　２１　　　　　　　作统计假设：。＝。在一次抽样中，　和　　　　　　　　　ｓ分别取得和ｓ值，则ｔ的取值为：　ｔ＝　（７）——√　＝ｎ　Ｌ，，　Ｓａ－６　　环境试验前后修复试件对数疲劳寿命如表４所　　　　　　　　　　　　　　　示，求出５个对子的差数（一）及（一）　　　列于表４后两列。　　　表４对数疲劳寿命　　　　　　Ｔａｂｌｅ４Ｌｏｇａｒｉｔｈｍｉｃｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅ　　由以下公式：　　。一＝　　　　　｛ｌ＿耋（一ｉ）（８）　（９）　　　　　　　求出这５个差数的平均值和标准差ｓ分　　别为０．１６４０和０．０３８９。代入式（７）求出ｔ＝９．４２８。　　　　　　　　　　取＝ｌ％、＝９９％，已知＝４，查阅ｔ分布数　　　　　　值表可得ｔ＝ｔ＝４．６０４。因ｔ＞ｔ，所以两者差异　　是显著的，环境试验后修复结构的对数疲劳寿命母　　　　　　体平均值高于未做环境试验的修复件的对数疲　　劳寿命平均值。。　　　　当给定置信度时，根据式（６）和不等式一ｔ＜　　　　　　　　ｔ＜ｔ，可估计出母体平均值差数（一）的所在　　　区间：Ｘ。一　　　６一（。一６）厂－一　　　—ｔ＜—√　　　ｎ＜ｔ　Ｓ　　　　　　　通过一次抽样，。一和ｓ分别取得　　和ｓ　　　值，上式可写成：　ｘ。一　　　６一（。一６），　—＜—　一　　７　　经移项后得：一　ｔｆ－－－　＜　一　＜　　＋ｔ　　ｚ＂－　　　（ＩＯ）—　　——　　　　　　　　——　０６一＜一６＜。一６＋√　ｎ√　ｎ　　　　式（１Ｏ）即为母体平均值差数区间估计式。如　Ⅳ　　Ⅳ　　　　　以【。】。和【５。】分别表示两种处理的母体中值　　　疲劳寿命，则区间估计式还可写成：Ｓａ－　ｂ＜ｌｇ　Ｓａ－ｂ（１１ｔ　ｒ　）　６　ｇ　＋’　　　　　所以９９％置信度的区间估计式为：　　１．２１３１＜　　＜１．７５４０　　　　即：以９９％的置信度，环境试验后试件的中值疲　　　　　　劳寿命是未做环境试验修复试件中值疲劳寿命的　１．２１３１～１．７５４０倍。环境试验后疲劳寿命增加的原　　　因是紫外照射及湿热暴露条件下，环氧树脂胶粘剂　发生二次固化，使得胶体本身的内聚强度增加，胶层　　　抗剪切能力增强，更好地实现了载荷在铝板和补片　之间的传递。同时，未修复部位的铝板出现了腐蚀　　　　坑，这些缺陷有裂纹萌生的趋势，这种趋势消耗了一　　　部分疲劳载荷的能量，一定程度上延缓了修复部位　　的裂纹扩展行为。两者综合作用，使得环境试验后　的疲劳寿命高于未做环境试验的修复试件。　　　４结论　（１）对于含穿透裂纹的铝合金厚板，经复合材　料双面胶接的修复后，损伤试件的疲劳寿命有较大　　提升，疲劳寿命均值约为修复前的３６．５倍，是一种　高效的修复方法；　　　　　（２）环境试验后，修复试件的疲劳寿命较环境　　　　试验前有所提升，采用ｔ检验法求得置信度为９９％　　　　时，环境试验后试件的中值疲劳寿命为环境试验前　　　的１．２１３１～１．７５４０倍；　（３）紫外照射及湿热暴露会使环氧树脂胶粘剂　　　　发生二次固化，胶层的抗剪切能力增强，更好地实现　　金属与补片之间的载荷传递，提升胶接修复效果。　参考文献　［１］穆志韬．海军飞机结构腐蚀损伤规律及使用寿命研究［Ｄ］．北　　　京：ｊＥ京航空航天大学，２００１．　　　　　　　　　［２］穆志韬，曾本银，等．直升机结构疲劳［Ｍ］．北京：国防工、Ｉ出　２２　复合环境下金属损伤复合材料胶接修复结构疲劳寿命试验研究　　２０１５年１２月　—　版社，２００９．１４１５．　　［３］苏维国，穆志韬，王朔．金属裂纹板复合材料胶接修补结构裂纹　　　　　　　　　　　扩展行为研究［Ｊ］．沈阳航空航天大学学报，２０１４，３１（１）：—　３７４０．　　　　　［４］苏维国，穆志韬，朱做涛，等．金属裂纹板复合材料单面胶接修　—　补结构应力分析［Ｊ］．复合材料学报，２０１４，３１（３）：７７２７８０．　　　　　　　　　—　［５］ＢａｋｅｒＡＡ．Ｒｅｐａｉｒｏｆｃｒａｃｋｅｄｏｒｄｅｆｅｃｔｉｖｅｍｅｔａｌｌｉｃａｉｒｃｒａｆｔｃｏｍｐｏ　　　　　　ｎｅｎｔｓｗｉｔｈａｄｖａｎｃｅｄｆｉｂｒｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅ，１９８４，—　２（２）：１５３１８１．　　　　　　　［６］ＱｕｄａｄＷ，Ｂ．ＢａｃｈｉｒＢｏｕｉａｄｊｒａ，ＢｅｌｈｏｕａｒｉＭ，ｅｔａ１．Ａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅ　　　　　　　　　　ｐｌａｓｔｉｃｚｏｎｅｓｉｚｅａｈｅａｄｏｆｒｅｐａｉｒｅｄｃｒａｃｋｓｗｉｔｈｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　　　　　　　ｐａｔｃｈｏｆｍｅｔａｌｌｉｃａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｕｔｅｒＭａｔｅｒｉａｌＳｃｉｅｎｃｅ，—　２００９，４６：９５０９５４．　　　　　［７］Ａ．Ａｌｂｅｄａｈ，Ｂ．ＢａｃｈｉｒＢｏｕｉａｄｊｒａ，Ｗ．Ｏｕｄｄａｄ，ｅｔａ１．Ｅｌａｓｔｉｃｐｌａｓｔｉｃ　　　　　　　　　ａｎａｌｙｓｉｓｏｆｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｒｅｐａｉｒｉｎｃｒａｃｋｅｄａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［Ｊ］．　　　　　—　ＪｏｕｍａｌｏｆＲｅｉｎｆｏｒｃｅｄＰｌａｓｔｉｃｓｏｆＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓ，２０１１，３０（１）：６６７２．　　　　　　　　［８］ＧａｙｌｅｎｅＤｅｎｉｓｅＫｅｎｎｅｄｙ．Ｒｅｐａｉｒｏｆｃｒａｃｋｅｄｓｔｅｅｌｅｌｅｍｅｎｔｓｕｓｉｎｇ　　　　　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｆｉｂｒｅｐａｔｃｈｉｎｇ［Ｄ］．Ｅｄｍｏｎｔｏｎ，Ａｌｂｅｒｔａ：ＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡ１－　ｂｅｒｔａ，１９９８．　　　　　　　　　　［９］ＢａｋｅｒＡＡ．Ｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｅｒｅｐａｉｒｏｆｃｒａｃｋｅｄｍｅｔａｌｌｉｃａｉｒｃｒａｆｔｃｏｍｐｏ．—　　　　ｎｅｎｔｐｒａｃｔｉｃａｌａｎｄｂａｓｉｃａｓｐｅｃｔｓ［Ｊ］．Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ，１９８７，１８（４）：—　２９３３０７．　　　　　　　　　［１０］ＫｕｍａｒＡＭ，ＨａｋｅｅｍＳＡ．Ｏｐｔｉｍｕｍｄｅｓｉｇｎｏｆｓｙｍｍｅｔｒｉｃｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　　　　　　　—　ｐａｔｃｈｒｅｐａｉｒｔｏｃｅｎｔｒｅｃｒａｃｋｅｄｍｅｔａｌｌｉｃｓｈｅｅｔ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃ—　ｔｕｒｅｓ，２０ｏＯ，４９（２）：２８５２９２．　—　　　［１１］Ｈ．ＨｏｓｓｅｉｎｉＴｏｕｄｅｓｈｋｙ，Ｂ．Ｍｏｈａｍｍａｄｉ．Ｍｉｘｅｄ。ｍｏｄｅｎｕｍｅｒｉｃａｌａｎｄ　　　　　　　　　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈａｎａｌｙｓｅｓｏｆｔｈｉｃｋａｌｕｍｉｎｕｍｐａｎｅｌｓ　　　　　ｒｅｐａｉｒｅｄｗｉｔｈｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅ，２００９，９１　（１）：ｌ－８．　　　［１２］王遵．复合材料单面补强含裂纹铝合金薄板的残余热应力及其　　　影响研究［Ｄ］．长沙：国防科学技术大学，２００７．　［１３］王跃然，肖加余．盐雾环境对复合材料修复铝合金板疲劳性能　　的影响［Ｊ］．航空材料学报，２０１０，３０（５）：６７－７２．　　　　　　　［１４］赵培仲，黄旭仁．补片尺寸对胶层应力分布的影响［Ｊ］．玻璃　—　钢／复合材料，２０１２，０６：１８２２．　［１５］高镇同，熊峻江．疲劳可靠性［Ｍ］．北京：北京航空航天大学出　—　版社，２０００．２４４２５６．　　　　　　　　’　　　　　ＥＸＰＥＲＩＭＥＮＴＡＬＲＥＳＥＡＲＣＨｏＮＦＡＴＩＧＵＥＬＩＦＥｏＢｏＮＤＥＤＣｏＭＰ０ＳＩＴＥＲＥＰＡＩＲＳＴＯ　　　　　　　Ⅱ　　ＤＡＭＡＧＥＤＭＥＴＡＬＬＩＣＳＴＲＵＣＴＵＲＥＵＮＤＥＲＣｏＭＰｏＵＮＤＥＮＶｔｏＮＭＥＮＴ　　　　ＭＵＺｈｉ－ｔａｏ，ＮＩＵＹｏｎｇ。，　　　　ＬＩＸｕ－ｄｏｎｇ，ＺＨＯＵＬｉ－ｊｉａｎ　　　　　　　（１．ＱｉｎｇｄａｏＣａｍｐｕｓ，ＮａｖａｌＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｑｉｎｇｄａｏ２６６０４１，Ｃｈｉｎａ；　　　　２．Ｎａｖｙ９２６３５Ｕｎｉｔｅ，Ｑｉｎｇｄａｏ２６６０４１，Ｃｈｉｎａ）　　　　　　　　　　　　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｒｅｐａｉｒｓｈａｖｅｂｅｅｎｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌｌｙａｐｐｌｉｅｄｔｏｄａｍａｇｅｄａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅ．Ｔｈｅｒｅｐａｉｒｅｄ　　　　　　　　　　　　　　　　　　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｉｓｓｔｉｌｌｉｎｆｌｕｅｎｃｅｄｂｙｃｏｍｐｏｕｎｄｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｆａｃｔｏｒｓｄｕｒｉｎｇｓｅｒｖｉｃｅｌｉｆｅｏｆｔｈｅａｉｒｃｒａｆｔ．Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｅｖａｌｕａｔｅ　　　　　　　　　　　　　　　ｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｆａｃｔｏｒｓｔｏｒｅｐａｉｒｓｔｒｕｃｔｕｒｅ，ｃａｒｂｏｎｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｔｃｈｅｓａｒｅｄｏｕｂｌｅａｄｈｅｓｉｖｅｌｙｂｏｎｄｅｄｔｏ　　　　　　　　　　　　　　ｃｅｎｔｅｒ．ｃｒａｃｋｅｄＬＹ１２．ＣＺｐｌａｔｅ．Ｔｈｅｒａｔｉｏｎａｌｉｔｙｏｆｔｈｉｓｒｅｐａｉｒｍｅｔｈｏｄｗａｓｅｖａｌｕａｔｅｄｂｙｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ，ａｎｄｔｈｅｆａｔｉｇｕｅ　　　　　　　　　　ｌｉｆｅｕｎｄｅｒｃｏｍｐｏｕｎｄｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｆａｃｔｏｒｓｗａｓｅｘａｍｉｎｅｄｂｙｔ－ｔｅｓｔｍｅｔｈｏｄ．　　　　　　　　　Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｂｏｎｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｒｅｐａｉｒ；ａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙ；ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ；ｆａｔｉｇｕｅｔｅｓｔ；￡一ｔｅｓｔｍｅｔｈｏｄ　却　　瓣