碳纖維/雙馬來酰亞胺復(fù)合材料修復(fù)性能*

肖加余，肖中璠，楊金水，邢素麗，文思維

(國防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長沙　410073)

?

碳纖維/雙馬來酰亞胺復(fù)合材料修復(fù)性能*

肖加余，肖中璠，楊金水，邢素麗，文思維

(國防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長沙410073)

摘要：為了得到碳纖維/雙馬來酰亞胺復(fù)合材料最佳修復(fù)效果，采用碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料和環(huán)氧膠膜作為修復(fù)材料，對帶Φ15 mm和Φ5 mm預(yù)制孔碳纖維/雙馬來酰亞胺復(fù)合材料進(jìn)行單面貼補(bǔ)、雙面貼補(bǔ)和單面階梯挖補(bǔ)修復(fù)。研究了補(bǔ)片長度、厚度和鋪層順序?qū)π迯?fù)效果的影響，并結(jié)合修復(fù)試樣的拉伸斷裂模式，優(yōu)化了修復(fù)參數(shù)。結(jié)果表明：補(bǔ)片邊緣母板中存在的應(yīng)力集中和厚度方向拉伸應(yīng)力是導(dǎo)致母板斷裂的關(guān)鍵原因；雙面貼補(bǔ)修復(fù)試樣拉伸強(qiáng)度能恢復(fù)到完好試樣的90%以上，單面貼補(bǔ)和階梯挖補(bǔ)修復(fù)試樣拉伸強(qiáng)度能恢復(fù)到完好試樣的80%以上。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；快速修復(fù)；單面貼補(bǔ)修復(fù)；雙面貼補(bǔ)修復(fù)；單面階梯挖補(bǔ)修復(fù)

碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料因其高比強(qiáng)度和高比模量等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天、汽車和船舶等領(lǐng)域獲得了廣泛應(yīng)用。從1980年F-18戰(zhàn)機(jī)開始使用復(fù)合材料到現(xiàn)在，經(jīng)歷30多年的發(fā)展，戰(zhàn)機(jī)中使用的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)重量系數(shù)已達(dá)到25%～50%，被廣泛應(yīng)用于戰(zhàn)機(jī)蒙皮、機(jī)身、主翼、垂尾翼等部位。數(shù)據(jù)顯示，采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的前機(jī)身段，可比采用金屬結(jié)構(gòu)的減輕質(zhì)量31.5%，減少零件61.5%，減少緊固件61.3%；復(fù)合材料垂直安定面可減輕質(zhì)量32.24%[1-3]。

復(fù)合材料容易在沖擊、環(huán)境腐蝕等作用下產(chǎn)生分層或纖維斷裂，從而嚴(yán)重降低結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度。隨著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的廣泛使用，復(fù)合材料損傷結(jié)構(gòu)的處理問題得到重視。為了保證飛機(jī)的安全服役和延長飛機(jī)壽命，必須修復(fù)或更換受損復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件一般采用整體成型工藝，直接更換費(fèi)用高，而修復(fù)損傷復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件是一種經(jīng)濟(jì)且快速的方法。

復(fù)合材料的傳統(tǒng)修復(fù)方法為螺接或鉚接外補(bǔ)強(qiáng)片，但在螺孔邊緣容易產(chǎn)生應(yīng)力集中，且螺孔本身就是修復(fù)過程造成的不可避免的新?lián)p傷，除此以外，使用這種修復(fù)方法對結(jié)構(gòu)的氣動性能和隱形性也有不利影響。貼補(bǔ)修復(fù)則克服了機(jī)械連接的缺陷，但在修補(bǔ)結(jié)構(gòu)中易產(chǎn)生剝離應(yīng)力和應(yīng)力集中，目前主要用于對薄板的修復(fù)[4]。挖補(bǔ)修復(fù)能夠獲得很好的氣動性能和接頭效率，降低甚至消除接頭的應(yīng)力集中，得到比貼補(bǔ)修復(fù)更好的修復(fù)效果，這種優(yōu)勢在厚板的修復(fù)中更加明顯；但挖補(bǔ)修復(fù)操作困難，限制了其在快速修復(fù)中的應(yīng)用[5-7]。

目前，飛機(jī)結(jié)構(gòu)常用的先進(jìn)復(fù)合材料主要有碳纖維/環(huán)氧(Carbon Fiber/Epoxy, C/EP)復(fù)合材料和碳纖維/雙馬來酰亞胺(Carbon Fiber/Bismaleimides, C/BMI)復(fù)合材料，這兩種材料體系都具有較好的綜合性能。相比之下，C/BMI體系的耐熱性能更優(yōu)，但固化溫度和壓力較高，一般只能采用熱壓罐成型工藝；然而飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷修復(fù)，特別是戰(zhàn)時(shí)搶修，為了節(jié)約時(shí)間，通常采用快速修復(fù)的方法進(jìn)行原位修復(fù)，原位修復(fù)的條件往往難以滿足熱壓罐成型固化溫度和壓力的要求，因此原位快速修復(fù)時(shí)難以采用同種材料進(jìn)行同質(zhì)修復(fù)[8]。Moutier等[9]的研究結(jié)果表明，C/EP體系和C/BMI體系具有良好的相容性，且C/EP復(fù)合材料可以采用真空袋壓成型工藝，固化溫度可控制在177℃以下，滿足快速修復(fù)的要求。

國內(nèi)外對于復(fù)合材料修復(fù)工作的研究主要采用實(shí)驗(yàn)和有限元方法[10-16]。實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，修復(fù)后試樣的靜態(tài)拉伸強(qiáng)度有明顯提高，但其疲勞強(qiáng)度明顯低于完好板；修復(fù)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度決定于接頭內(nèi)應(yīng)力的分布，然而應(yīng)力的分布又與補(bǔ)片性能、幾何形狀和膠黏劑性能直接相關(guān)。補(bǔ)片邊緣母板存在應(yīng)力集中和厚度方向的拉應(yīng)力，使母板容易出現(xiàn)破壞。接頭設(shè)計(jì)時(shí)可以通過改變接頭形狀來降低剝離應(yīng)力，如補(bǔ)片的幾何形狀、膠黏劑溢出后形狀。有限元分析時(shí)發(fā)現(xiàn)，小的補(bǔ)片厚度和與母板相近的剛度系數(shù)能有效降低修復(fù)結(jié)構(gòu)的應(yīng)力集中和剝離應(yīng)力。對于不同質(zhì)復(fù)合材料，其性能各異，先前的研究雖然可以提供一定的參考意義，但對于特定復(fù)合材料的修復(fù)，其補(bǔ)片參數(shù)還是有待進(jìn)一步研究。

1實(shí)驗(yàn)材料及方法

1.1原材料

采用的母板材料為T300/QY8911預(yù)浸料(中航復(fù)材生產(chǎn)，樹脂質(zhì)量分?jǐn)?shù)40.1%)，膠黏劑為J-331-1環(huán)氧膠膜(哈爾濱石油化工廠生產(chǎn))，補(bǔ)片材料為T700/E51預(yù)浸料(自制，樹脂體積分?jǐn)?shù)為40%)。

1.2試樣制備

1.2.1母板試樣的制備

T300/QY8911預(yù)浸料經(jīng)熱壓罐成型得到C/BMI復(fù)合材料層合板，鋪層方式為[0/45/90/-45]2s，經(jīng)水射流切割技術(shù)制備成分別帶Φ0 mm，Φ5 mm和Φ15 mm預(yù)制孔(Φ0 mm代表未開孔)的尺寸為350 mm×60 mm的母板試樣。

1.2.2修復(fù)試樣的制備

在修復(fù)前首先要用150#砂紙和丙酮對母板試樣表面進(jìn)行打磨和清洗；再用烘箱干燥；在貼膠膜和補(bǔ)片預(yù)浸料進(jìn)行修復(fù)前再次用丙酮清洗試樣表面；最后采用真空袋壓的方法，經(jīng)烘箱加熱使補(bǔ)片和膠黏劑在試樣表面共固化，制備得到修復(fù)試樣。

1.3修復(fù)方案

對帶Φ5 mm預(yù)制孔的C/BMI復(fù)合材料試樣進(jìn)行了單面貼補(bǔ)和雙面貼補(bǔ)修復(fù)，對帶Φ15 mm預(yù)制孔的C/BMI復(fù)合材料試樣進(jìn)行了單面貼補(bǔ)、雙面貼補(bǔ)和單面階梯挖補(bǔ)修復(fù)。具體的修復(fù)方法和補(bǔ)片參數(shù)見表1和表2，修復(fù)方法及修復(fù)后試樣如圖1所示。圖1中a為試樣長度，b為試樣寬度，d為預(yù)制孔直徑，tA為膠黏劑層厚度，tH為單層補(bǔ)片厚度，a1為補(bǔ)片長度。在階梯挖補(bǔ)修復(fù)中，將90°鋪層和-45°鋪層作為一個(gè)臺階，其他臺階都為一個(gè)鋪層，最終在階梯挖補(bǔ)修復(fù)中，各個(gè)階梯上的纖維方向如圖1(d)所示。

表1　帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣單面貼補(bǔ)、

注：PD為帶預(yù)制孔試樣，SL為單面貼補(bǔ)修復(fù)，DL為雙面貼補(bǔ)修復(fù)，S為階梯挖補(bǔ)修復(fù)；[120, 90, 60]表示第一層補(bǔ)片長度為120 mm，第二層補(bǔ)片長度為90 mm，第三層補(bǔ)片長度為60 mm；[0/-45/+45/0]表示第一層補(bǔ)片鋪層角為0°，第二層補(bǔ)片鋪層角為-45°，第三層補(bǔ)片鋪層角為+45°，第四層補(bǔ)片鋪層角為0°。

(a)單面修復(fù)(a) Single-lap repair

(b)雙面修復(fù) (b) Double-lap repair

(c)階梯挖補(bǔ)修復(fù)(c) Step-lap repair

(d)階梯挖補(bǔ)修復(fù)臺階(d) Step of step-lap repair圖1　修復(fù)方法示意圖及修復(fù)后試樣Fig.1　Repair sketch map and repaired composite specimens

試樣編號修復(fù)方式補(bǔ)片長度/mm鋪層角/(°)補(bǔ)片層數(shù)PDPDSL1-45SL[45][0]1SL1-60SL[60][0]1SL2SL[60,45][0/0]2SL3SL[60,45,30][0/0/0]3DL30DL[30][0]1DL45DL[45][0]1DL60DL[60][0]1

1.4未修復(fù)試樣和修復(fù)試樣性能測試

采用靜態(tài)拉伸性能來衡量修復(fù)對試樣性能的影響。在WDW-100/5電子萬能試驗(yàn)機(jī)上以2 mm/min的速度對未修復(fù)試樣和修復(fù)試樣進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，記錄載荷、位移曲線和斷口形貌，再按式(1)～(4)計(jì)算拉伸強(qiáng)度、拉伸模量及其恢復(fù)系數(shù)。

(1)

(2)

其中：σt為拉伸強(qiáng)度(完好板、帶孔試樣與修復(fù)試樣的拉伸強(qiáng)度)，MPa；F為最大拉伸載荷，N；b為試樣寬度，mm；d為試樣厚度，mm；Et為拉伸彈性模量(完好板、帶孔試樣與修復(fù)試樣的拉伸模量)，MPa；σ′為應(yīng)變ε′=0.000 5 時(shí)測得的拉伸應(yīng)力值，MPa；σ″為應(yīng)變ε″=0.002 5 時(shí)測得的拉伸應(yīng)力值，MPa。

(3)

(4)

2實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1單面貼補(bǔ)修復(fù)對拉伸性能的影響

單面貼補(bǔ)修復(fù)試樣的拉伸強(qiáng)度恢復(fù)率ησ和拉伸模量恢復(fù)率ηE隨補(bǔ)片層數(shù)的變化如圖2所示。

(a) 拉伸強(qiáng)度恢復(fù)率與補(bǔ)片層數(shù)的關(guān)系(a)Relationship between ησ and patch numbers

(b)拉伸模量恢復(fù)率與補(bǔ)片層數(shù)的關(guān)系(b)Relationship between ηE and patch numbers圖2　單面貼補(bǔ)修復(fù)后拉伸性能與補(bǔ)片層數(shù)的關(guān)系Fig.2　Relationship between the tensile property and patch numbers in single-lap repair

圖2(a)中兩種帶預(yù)制孔試樣單面修復(fù)后，修復(fù)試樣的拉伸強(qiáng)度恢復(fù)率隨層數(shù)的增多反而降低，主要是補(bǔ)片層數(shù)越多，修復(fù)后的結(jié)構(gòu)的不對稱程度越大，這種不對稱結(jié)構(gòu)在拉伸作用下在搭接位置會產(chǎn)生拉彎耦合，從而增強(qiáng)補(bǔ)片邊緣和孔處的剝離應(yīng)力應(yīng)力集中[14]。圖2(b)中帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣的拉伸模量恢復(fù)率隨補(bǔ)片層數(shù)增加而增大，符合一般規(guī)律；而帶Φ5 mm預(yù)制孔試樣的拉伸模量恢復(fù)率則隨補(bǔ)片層數(shù)增多而降低，暫時(shí)還未能解釋，需進(jìn)一步驗(yàn)證。

帶Φ5 mm預(yù)制孔試樣修復(fù)后拉伸破壞照片如圖3(a)所示，破壞發(fā)生在母板表層，在補(bǔ)片邊緣母板表層存在撕裂與斷裂；帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣修復(fù)后拉伸破壞照片如圖3(b)所示，失效模式為補(bǔ)片脫黏，且母板在孔邊緣存在撕裂現(xiàn)象，方向從孔處向補(bǔ)片邊緣延伸，說明帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣單面修復(fù)后拉伸破壞先在孔處發(fā)生，然后向補(bǔ)片邊緣擴(kuò)展，最終導(dǎo)致補(bǔ)片脫黏。

(a) 2層補(bǔ)片(a) Patch numbers of 2

(b) 3層補(bǔ)片(b) Patch numbers of 3圖3　單面修復(fù)試樣拉伸斷裂照片F(xiàn)ig.3　Photographs of tensile fracture of single-lap repaired specimens

2.2雙面貼補(bǔ)修復(fù)對拉伸性能的影響

完好試樣的平均拉伸強(qiáng)度約為516.9 MPa，離散系數(shù)為12.01%。雙面貼補(bǔ)修復(fù)中修復(fù)試樣的拉伸強(qiáng)度恢復(fù)率ησ與補(bǔ)片長度的關(guān)系如圖4所示。由圖4可見，兩種孔徑修復(fù)試樣的拉伸強(qiáng)度恢復(fù)率都在90%以上，基本恢復(fù)到完好試樣的水平。

圖4　雙面貼補(bǔ)修復(fù)中ησ與補(bǔ)片長度的關(guān)系Fig4　Relationship between ησ and patch lengths in double-lap repair

帶Φ5 mm預(yù)制孔試樣雙面貼補(bǔ)修復(fù)后斷裂模式如圖5(a)～(c)所示。圖5(a)中試樣在補(bǔ)片邊緣斷裂，母板表層存在纖維撕裂現(xiàn)象；圖5(b)和圖5(c)中試樣從補(bǔ)片與夾持端中間斷裂，但均未發(fā)生補(bǔ)片脫黏。帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣雙面貼補(bǔ)修復(fù)后斷裂模式如圖5 (d)～(g)所示。其中圖5(e)中試樣斷裂模式與圖5(a)中的相似，以此種模式斷裂的試樣，其補(bǔ)片厚度在0.87 mm～0.93 mm之間；圖5(f)中試樣斷裂模式與圖5(b)、圖5(c)中的相似，以此種模式斷裂的試樣，補(bǔ)片厚度在0.72 mm～0.81 mm之間，表明補(bǔ)片厚度的增加會增強(qiáng)補(bǔ)片邊緣的應(yīng)力集中[4]。這與Cheng在碳纖維增強(qiáng)層合板的貼補(bǔ)修復(fù)性能研究中得到的結(jié)果相似[11]。在長度方向拉應(yīng)力的作用下，補(bǔ)片與母板發(fā)生微彎曲變形，會使長度方向拉應(yīng)力向厚度方向拉應(yīng)力轉(zhuǎn)變。復(fù)合材料層合板在厚度方向強(qiáng)度較低，而膠膜強(qiáng)度高，厚度方向拉應(yīng)力最終導(dǎo)致母板表層剝離失效。減小補(bǔ)片厚度有利于降低補(bǔ)片邊緣剝離應(yīng)力集中[16]。

雖然帶Φ5 mm預(yù)制孔試樣的強(qiáng)度恢復(fù)系數(shù)隨補(bǔ)片長度增長而有所下降(如圖4所示)，但從其斷裂方式來看均屬于母板斷裂(如圖5所示)，補(bǔ)片處完好，又考慮到完好試樣的強(qiáng)度離散系數(shù)也較大，故可認(rèn)定采用這三種補(bǔ)片長度進(jìn)行的雙面貼補(bǔ)修復(fù)，其效果都能達(dá)到完好水平。故對于帶Φ5 mm預(yù)制孔試樣的補(bǔ)片臨界長度約為30 mm。

帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣的強(qiáng)度恢復(fù)系數(shù)隨補(bǔ)片長度增長變化平緩(如圖4所示)，但從Φ15 mm預(yù)制孔試樣的斷裂方式來看(如圖5所示)，當(dāng)補(bǔ)片長為45 mm時(shí)，補(bǔ)片一端脫黏，并且其強(qiáng)度恢復(fù)率最小，只有92.3%；當(dāng)補(bǔ)片長度大于60 mm(包括60 mm)時(shí)，其斷裂方式為母板斷裂、母板表層失效和補(bǔ)片斷裂，但均未出現(xiàn)補(bǔ)片脫黏，且其強(qiáng)度恢復(fù)率均大于97.6%，可以判斷補(bǔ)片的臨界長度約為60 mm；隨著補(bǔ)片的增長，補(bǔ)片未發(fā)生脫黏，但在孔處能觀察到補(bǔ)片有明顯損傷，甚至在孔處斷裂。

2.3階梯挖補(bǔ)修復(fù)對拉伸性能的影響

階梯挖補(bǔ)修復(fù)試樣的ησ和ηE如圖6所示。圖6中，S1，S2，S3的補(bǔ)片鋪層角分別為[0/0/0/0]、[0/-45/+45/0]、[0/90/90/0]。

(a) 60 mm長補(bǔ)片　　　　(b) 45 mm長補(bǔ)片　　　　(c) 30 mm長補(bǔ)片(a) Patch length of 60 mm　(b) Patch length of 45 mm　(c) Patch length of 30 mm

(d) 120 mm長補(bǔ)片　　 (e) 90 mm長補(bǔ)片　　　　(f) 60 mm長補(bǔ)片　　 (g) 45 mm長補(bǔ)片(d) Patch length of 120 mm　(e) Patch length of 90 mm　(f) Patch length of 60 mm　(g) Patch length of 45 mm圖5　雙面貼補(bǔ)修復(fù)試樣拉伸斷裂照片F(xiàn)ig.5　Photographs of tensile fracture of double-lap repaired specimens

圖6　帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣不同階梯挖補(bǔ)修復(fù)的ησ與ηEFig.6　ησ and ηE of pre-drilled Φ15 mm diameter hole specimens repaired with different step-lap repairs

由圖6可見，經(jīng)階梯挖補(bǔ)修復(fù)后，其強(qiáng)度較損傷件明顯提高，階梯的制備將損傷區(qū)域大幅擴(kuò)大，嚴(yán)重影響了修復(fù)的效果，最終的強(qiáng)度恢復(fù)率最高為81.0%。由圖6可以看出，S1，S2，S3三種修復(fù)方式修復(fù)帶孔試樣的強(qiáng)度恢復(fù)率依次提高，模量恢復(fù)率依次降低，且經(jīng)修復(fù)方式S3修復(fù)后試樣模量恢復(fù)到未開孔板的105.7%。階梯挖補(bǔ)修復(fù)中，中間兩層補(bǔ)片分別與母板中±45°鋪層膠接，而上下兩層0°鋪層補(bǔ)片與母板中0°鋪層膠接，補(bǔ)片與母板載荷的傳遞，主要由上下兩個(gè)0°鋪層補(bǔ)片來完成，而中間兩層補(bǔ)片主要影響補(bǔ)片模量[6]。由圖6可以得出，階梯挖補(bǔ)修復(fù)中，補(bǔ)片鋪層與母板鋪層順序接近時(shí)，修復(fù)結(jié)構(gòu)的模量將與完好試樣的模量接近，修復(fù)結(jié)構(gòu)中的不對稱性將受到最大程度的削弱，得到更好的修復(fù)效果。

階梯挖補(bǔ)修復(fù)試樣拉伸破壞情況如圖7所示，修復(fù)試樣補(bǔ)片邊緣母板撕裂，與補(bǔ)片膠接的母板鋪層斷裂。這表明在搭接處存在應(yīng)力集中和剝離應(yīng)力。

圖7　階梯挖補(bǔ)修復(fù)后試樣拉伸破壞照片F(xiàn)ig.7　Photographs of tensile fracture of step-lap repaired specimens

2.4修復(fù)方式對修復(fù)性能的影響

不同方法修復(fù)的帶預(yù)制孔試樣的強(qiáng)度恢復(fù)系數(shù)如圖8所示。

由圖8可見，修復(fù)后，帶Φ15 mm和Φ5 mm預(yù)制孔試樣拉伸強(qiáng)度明顯提高。在三種修復(fù)方法中，雙面貼補(bǔ)修復(fù)具有最佳修復(fù)效果，甚至使修復(fù)后拉伸強(qiáng)度恢復(fù)到完好試樣的水平；單面貼補(bǔ)修復(fù)的修復(fù)效果次之，相比于帶大孔徑預(yù)制孔試樣，單面貼補(bǔ)修復(fù)對帶小孔徑預(yù)制孔試樣具有更好的修復(fù)效果；帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣的階梯挖補(bǔ)修復(fù)和單面貼補(bǔ)修復(fù)的修復(fù)效果相差不大。

圖8　不同修復(fù)方法修復(fù)帶預(yù)制孔試樣的ησFig.8　ησ of specimens repaired with different methods

帶預(yù)制孔試樣修復(fù)后拉伸性能如表3、表4所示。

表3　帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣修補(bǔ)后拉伸性能

表4　Φ5 mm預(yù)制孔試樣修補(bǔ)后拉伸性能

注：CV值為空白處表示平行試樣數(shù)為1，其余平行試樣數(shù)為3。

3結(jié)論

1)單面貼補(bǔ)修復(fù)結(jié)構(gòu)的不對稱性在拉伸過程中產(chǎn)生拉彎耦合效應(yīng)，隨補(bǔ)片層數(shù)的增加，拉彎耦合效應(yīng)更明顯，修復(fù)結(jié)構(gòu)中的剝離應(yīng)力更大，使得修復(fù)效果降低；單面貼補(bǔ)修復(fù)對小孔徑損傷試樣的修復(fù)效果明顯優(yōu)于對大孔徑損傷試樣的修復(fù)效果；帶Φ5 mm預(yù)制孔試樣單層單面修復(fù)的最佳補(bǔ)片參數(shù)約為60 mm，修復(fù)后強(qiáng)度恢復(fù)率達(dá)到96.0%，拉伸模量恢復(fù)率為112.4%。

2)帶Φ5 mm預(yù)制孔和帶Φ15 mm預(yù)制孔試樣的雙面貼補(bǔ)修復(fù)效果最佳，其最佳補(bǔ)片長度分別約為30 mm和60 mm，修復(fù)后，試樣的強(qiáng)度恢復(fù)率約為100.0%，拉伸模量恢復(fù)率約為130.0%，強(qiáng)度基本恢復(fù)到完好試樣的水平；對于相同補(bǔ)片，成型后小的補(bǔ)片厚度具有更好的修復(fù)效果。

3)階梯挖補(bǔ)修復(fù)中，補(bǔ)片鋪層與母板鋪層順序接近時(shí)，修復(fù)結(jié)構(gòu)的模量將與完好試樣的模量接近，修復(fù)結(jié)構(gòu)中的不對稱性將受到最大程度的削弱，得到更好的修復(fù)效果；最佳的鋪層方式為[0,90,90,0]，修復(fù)后，其拉伸強(qiáng)度恢復(fù)率約為81.0%，拉伸模量恢復(fù)率約為105.7%。

參考文獻(xiàn)(References)

[1]林德春, 潘鼎, 高健, 等. 碳纖維復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用[J]. 纖維復(fù)合材料, 2007(1):18-28.

LIN Dechun, PAN Ding, GAO Jian, et al. The applies of carbon fiber reinforced composites in aerospace [J]. Fiber Composites, 2007(1):18-28. (in Chinese)

[2]Hou W G, Zhang W F, Tang Q Y. Progress in patch repair of aerospace composite structures[C]//Proceedings of third International Conference on Smart Materials and Nanotechnology in Engineering, 2012, SPIE 8409: 840934-1-840934-8.

[3]杜善義.先進(jìn)復(fù)合材料與航空航天[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào), 2007, 24(1):1-12.

DU Shanyi. Advanced composite materials and aerospace engineering[J].Acta Materiae Compositae Sinica, 2007, 24(1):1-12. (in Chinese)

[4]Campilho R D S G , De Moura M F S F, Ramantani D A, et al. Tensile behaviour of three-dimensional carbon-epoxy adhesively bonded single-and double-strap repairs[J]. International Journal of Adhesion & Adhesives, 2009, 29(6): 678-686.

[5]Katnam K B, Da Silva L F M,Young T M. Bonded repair of composite aircraft structures: a review of scientific challenges and opportunities[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2013, 61: 26-42.

[6]Harman A B , Wang C H. Improved design methods for scarf repairs to highly strained composite aircraft structure[J]. Composite Structures,2006, 75(1-4): 132-144.

[7]Gunnion A J, Herszberg I. Parametric study of scarf joints in composite structures[J]. Composite Structures, 2006, 75(1-4): 364-376.

[8]王宇光, 江璐霞, 黎觀生, 等. 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理研究現(xiàn)狀[J]. 航空維修與工程, 2013(3): 31-34.

WANG Yuguang, JIANG Luxia, LI Guansheng, et al. Study status of composites structural repair[J]. Aeronautical Maintenance and Engineering,2003(3):31-34. (in Chinese)

[9]Moutier J, Fois M, Picard C. Characterization of carbon/epoxy materials for structural repair of carbon/BMI structures[J]. Composites Part B: Engineering, 2009, 40(1): 1-6.

[10]Charalambides M N, Hardouin R, Kinloch A J, et al. Adhesively-bonded repairs to fibre-composite materials I: experimental[J].Composites Part A: Applied Science and Manufacturing, 1998, 29(11): 1371-1381.

[11]Cheng P C, Gong X J, Hearn D, et al. Tensile behaviour of patch-repaired CFRP laminates[J]. Composite Structures, 2011, 93(2): 582-589.

[12]程起有, 姚磊江, 童小燕, 等. 補(bǔ)片尺寸對復(fù)合材料膠接修理性能的影響[J]. 飛機(jī)設(shè)計(jì), 2004(3):31-33.

CHENG Qiyou,YAO Leijiang,TONG Xiaoyan, et al. Influence of sizes patch on adhesively bonded composite structure strength[J]. Aircraft design, 2004(3):31-33. (in Chinese)

[13]李小剛, 趙美英, 萬小朋. 復(fù)合材料膠接修補(bǔ)參數(shù)優(yōu)化研究[J]. 玻璃鋼/復(fù)合材料, 2010(1):28-31.

LI Xiaogang， ZHAO Meiying， WAN Xiaopeng. Optimization of composite patch bonding repairing parameters[J].Fiber Reinforced Plastic/Composite Materials, 2010(1):28-31.(in Chinese)

[14]Campilho R D S G, De Moura M F S F, Domingues J J M S. Modelling single and double-lap repairs on composite materials[J]. Composites Science and Technology, 2005, 65(13): 1948-1958.

[15]Lang T P, Mallick P K. Effect of spew geometry on stresses in single lap adhesive joints[J]. International Journal of Adhesion and Adhesives, 1998, 18(3): 167-177.

[16]Banea M D, Da Silva L F M. Adhesively bonded joints in composite materials: an overview[J]. Journal of Materials: Design and Applications, 2009, 223(1): 1-18.

Repairing performance of carbon fiber/bismaleimides composite materials

XIAOJiayu,XIAOZhongfan,YANGJinshui,XINGSuli,WENSiwei

(College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)

Abstract：In order to achieve the best repairing effect of carbon fiber/bismaleimides composite materials, carbon fiber/epoxy composite materials and epoxy film adhesive were used as the repair materials to repair carbon fiber/bismaleimides composites with the pre-drilled hole of Φ15 mm and Φ5 mm, respectively. Single-lap repair, double-lap repair and step-lap repair were adopted to repair the carbon fiber/bismaleimides composite structures with pre-drilled hole. The effects of the patch numbers, patch lengths and patch stacking sequences on repairing performance were discussed. The failure model of the repaired plates was analyzed through the experimental method, and the patch-repairing parameters were optimized. The results show that the stress concentration and through-thickness tensile stress along the edges of the patch are the key reasons for the fracture of the repaired plate. The tensile strength of the double-lap repaired specimen can recover up to 90% of the strength of undrilled specimen and the strength of the specimen repaired by the single-lap repair and step-lap repair can also recover up to 80% of the undrilled specimen.

Key words：composite; quick repair technology; single-lap repair; double-lap repair; step-lap repair

中圖分類號：TB332

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1001-2486(2016)01-001-08

作者簡介：肖加余(1956—)，男，湖南長沙人，教授，博士，博士生導(dǎo)師，E-mail:jiayuxiao@tom.com

基金項(xiàng)目：國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51303208, 51403235)

*收稿日期：2015-09-14

doi:10.11887/j.cn.201601001

http://journal.nudt.edu.cn