玻璃纖維鋁合金層板（FMLs）的疲勞損傷特性及S-N曲線

馬玉娥，王博，熊曉楓

(1.西北工業(yè)大學航空學院118號，陜西西安 710072；2.中航工業(yè)成都飛機設計研究所，四川成都 610041)

玻璃纖維鋁合金層板（FMLs）的疲勞損傷特性及S-N曲線

馬玉娥1，王博1，熊曉楓2

(1.西北工業(yè)大學航空學院118號，陜西西安 710072；2.中航工業(yè)成都飛機設計研究所，四川成都 610041)

根據(jù)國內(nèi)外標準和參考文獻，針對玻璃纖維增強鋁合金層板（FMLs）的特點設計出FMLs疲勞試驗件，進行了不同載荷下的R＝0.1等幅拉-拉疲勞試驗。疲勞試驗過程中FMLs最先在表面鋁層內(nèi)出現(xiàn)裂紋，隨后表面鋁層可見多條裂紋。隨著循環(huán)載荷數(shù)的增加，裂紋不斷擴展，并在界面出現(xiàn)分層現(xiàn)象，然后分層損傷快速擴展直至完全斷裂破壞。測得了FMLs的疲勞裂紋起裂壽命和裂紋擴展壽命，給出了其疲勞壽命的規(guī)律性。得到了FMLs和同樣厚度碳纖維復合材料CCF300的S-N曲線，并進行了對比。FMLs的疲勞壽命隨載荷變化平緩，近似成對數(shù)趨勢；在載荷大于400 MPa時FMLs的疲勞壽命與CCF300碳纖維復合材料層板相當；當疲勞載荷最大值低于300 MPa，F(xiàn)MLs的疲勞壽命比CCF300復材板要低。為飛機結(jié)構設計師們提供了材料基礎性能和信息。

玻璃纖維增強鋁合金層板；疲勞裂紋起裂壽命；裂紋擴展壽命；分層擴展；S-N曲線

材料的疲勞性能是飛機結(jié)構設計選材考察的重點之一。為克服傳統(tǒng)鋁合金結(jié)構疲勞性能相對較差的問題，同時充分利用復合材料對疲勞載荷不敏感的特性，國外研究者提出了金屬和復合材料的混雜材料。根據(jù)金屬和復合材料的不同，研制出不同的纖維增強合金層合板類型，如第一代的Arall(aluminum with aramid fibers)是由鋁合金層和芳綸纖維交替組成，CARALL(aluminum with carbon fibres)由鋁合金和碳纖維組成，GLARE(aluminum with glass fibers)是由鋁合金和玻璃纖維組成，還有最近發(fā)展由鈦合金和碳纖維組成的TiGr(titanium with carbon fibers)和由鎂合金和玻璃纖維組成的MgFML(magnesium with glass fibers)。這種混雜結(jié)構不僅保持了復合材料抗疲勞的優(yōu)越性能，還兼有金屬材料的抗沖擊特性，受到了越來越多的關注。其中Glare層合板被成功應用于空客A380中機身上蒙皮和垂直方向舵的前緣和波音777的地板艙［1-6］。

眾多研究表明，相同條件下玻璃纖維增強鋁合金層板(FMLs)的疲勞壽命比純鋁合金板高數(shù)倍。在疲勞載荷作用下FMLs的裂紋萌生機制和擴展機制與鋁合金板相比有較大差異，這主要是因為其內(nèi)存在對疲勞載荷不敏感的纖維層。且纖維層在裂紋起始和裂紋擴展過程中所起的作用是不同的。對于鋁合金板，疲勞裂紋萌生壽命占整個壽命的大部分，而對玻璃纖維增強鋁合金層板來說則相反，疲勞裂紋萌生壽命只是其全壽命的一小部分，全壽命的絕大部分是其裂紋擴展壽命［6-16］。

為適應我國飛機的發(fā)展，國內(nèi)正開始這種玻璃纖維增強金屬合金層板(FMLs)結(jié)構特性方面的研究［17-20］。鑒于此，本文對國內(nèi)生產(chǎn)的玻璃纖維增強鋁合金層板進行疲勞特性進行研究，參考國內(nèi)外文章和相關標準，設計試驗件進行疲勞試驗；針對FMLs的疲勞破壞損傷特點和疲勞壽命進行了研究。

1　試驗研究

1.1試驗件設計

本文中所用FMLs是由2024-T3和玻璃纖維交替鋪層，鋪層順序［Al/0°/90°/0°/Al/0°/90°/0°/ Al］，其中單層鋁厚度0.254 mm，單層纖維厚度0.15 mm。傳統(tǒng)金屬材料的疲勞壽命測試試驗件一般為兩端較寬而中間較窄的“狗骨頭”形狀，但是對于FMLs來說，如果采用傳統(tǒng)形狀，中間纖維切斷，鋁層很薄，則試驗件在夾持端易拉斷。故試驗件設計成直條狀，如圖1所示，試驗件總厚度1.662 mm。疲勞試驗件長250 mm(其中兩端各含75 mm長的夾持部分，夾持部分總厚度為5.662 mm)，寬25.0 mm，如圖1所示。其中a＝1.662 mm，b＝5.662 mm。CCF300/5228A碳纖維復合材料層板，尺寸為250× 25×1.75(mm)的鋪層形式為：［45°/90°/－45°/0°/ 45°/90°/－45°］s。

圖1　疲勞試驗件及尺寸

1.2試驗過程

參考ASTM D3039［21］、ASTM D3479［22］標準及相關資料，疲勞試驗在Instron 8872試驗機上進行。

試驗采用等幅疲勞載荷加載，應力比R＝0.1，頻率為10 Hz，施加在玻璃纖維增強鋁合金層板和碳纖維復合材料層板上的疲勞載荷最大值從500 MPa開始依次減小，直到某個載荷點時壽命超過106后不再減小載荷。試驗件通過夾具安裝在試驗機加載頭上進行加載。加載過程中，載荷作用線與試驗件的剛心軸線重合。試驗件夾持部分安裝見圖2。為減少疲勞壽命的分散性，每個載荷點做5件。

圖2　試驗件安裝圖

2　試驗結(jié)果

2.1疲勞載荷下FMLs的分層現(xiàn)象

在拉-拉疲勞載荷作用下，玻璃纖維增強鋁合金層板在外層鋁表面發(fā)現(xiàn)肉眼可見的第1條裂紋，隨著循環(huán)數(shù)的增加，表面鋁層裂紋數(shù)量增加，如圖3所示。

圖3　表面鋁層第1條裂紋與多條裂紋示意圖

隨后，發(fā)現(xiàn)鋁層表面在原有裂紋處出現(xiàn)突起現(xiàn)象。這是由于在拉伸疲勞載荷作用下鋁層與纖維層的應變不一致，且在循環(huán)載荷由最大值卸載至平均值時不同層的回彈量不同所引起的分層導致的，如圖4所示。

分層形狀與有初始缺口的試驗件類似，起始于裂紋擴展的位置。隨著損傷的累加，出現(xiàn)表面鋁層脫落現(xiàn)象，發(fā)現(xiàn)仍然有纖維連接，試驗件有繼續(xù)承載的能力。在所有纖維都斷裂后試驗件最終斷裂。試驗過程中發(fā)現(xiàn)在表面鋁層出現(xiàn)第1條裂紋到試驗件的最終斷裂，還有很長的壽命，說明纖維層對玻璃纖維增強鋁合金層板的疲勞壽命起著至關重要的作用。

2.2疲勞試驗后試件的損傷

圖5列出了試驗件的典型斷裂情況。多數(shù)試驗件由于各層纖維斷裂而在試驗段最終斷裂。試驗件斷裂時破壞都很嚴重，鋁層斷裂脫掉，層板層間脫膠，纖維層完全斷裂；少部分是在夾頭處出現(xiàn)脫膠斷裂，這樣的試驗件損傷主要在夾持端膠接的位置，而看不見層板內(nèi)部的損傷。觀察試驗件斷裂后的表面，均有多條裂紋以及多處分層，這與試驗過程中的試驗現(xiàn)象一致。

圖5　玻璃纖維增強鋁合金層板拉-拉疲勞試驗件斷裂圖

對于CCF300/5228A碳纖維復合材料層板的損傷如圖6所示。碳纖維層板斷裂大多出現(xiàn)在試驗段位置，也有夾頭處脫膠引起斷裂的情況。斷口較齊，在斷裂時表面有沿45°的分層現(xiàn)象。

圖6　碳纖維復合材料層板拉-拉疲勞試驗件斷裂圖

把FMLs層板在不同載荷作用下首次出現(xiàn)裂紋的循環(huán)數(shù)和試驗件最終斷裂的循環(huán)數(shù)進行對比，如圖7所示。最大應力從500 MPa，400 MPa，300 MPa，200 MPa到180 MPa，首次出現(xiàn)裂紋即起裂的循環(huán)數(shù)分別為3 424、6 700、40 000、185 536、181 750；而最終斷裂的循環(huán)數(shù)分別為7 078、24 407、101 853、625 141、1 057 781；其裂紋擴展循環(huán)數(shù)分別為3 654、17 707、61 853、439 605、876 031。裂紋擴展循環(huán)數(shù)分別為裂紋起裂循環(huán)數(shù)的1.07、2.64、1.55、2.37、4.82倍。玻璃纖維增強鋁合金層板的斷裂循環(huán)數(shù)遠遠高于首次出現(xiàn)裂紋的循環(huán)數(shù)，這說明了纖維在玻璃纖維增強鋁合金層板的疲勞性能中起主導作用，故其疲勞性能也比金屬合金板要好。

圖7　不同載荷下FMLs斷裂循環(huán)數(shù)比較圖

2.3FMLs和CCF300層板的S-N線

圖8所示為玻璃纖維增強鋁合金層板與CCF300/5228A層板疲勞試驗所得的S-N曲線圖。如圖8所示。

圖8　FMLs與CCF300/5228A層板S-N曲線

當疲勞載荷最大值大于400 MPa時，玻璃纖維增強鋁合金層板的壽命和CCF300/5228A層板相當；在疲勞載荷最大值小于300 MPa時，CCF300/ 5228A的壽命明顯大于玻璃纖維增強鋁合金層板。玻璃纖維增強鋁合金層板的S-N曲線呈平緩趨勢，用對數(shù)趨勢線對它進行近似吻合很好。而CCF300/ 5228A復合材料層板在Smax位于300 MPa以下和400 MPa以上時有明顯的差距。當Smax大于400MPa時壽命很短，而當Smax小于300 MPa時壽命很長，這一階段的S-N曲線幾乎為水平直線。說明其對高載荷敏感而對低載荷不敏感。

3　結(jié) 論

1)FMLs隨著疲勞載荷循環(huán)數(shù)的增加最先在鋁層內(nèi)出現(xiàn)裂紋，隨后表面鋁層可見多條裂紋。隨著循環(huán)載荷數(shù)的增加，裂紋不斷擴展，在界面出現(xiàn)分層現(xiàn)象，快速擴展直至斷裂破壞。

2)與金屬疲勞性能不同，F(xiàn)MLs的裂紋擴展壽命比起裂壽命要長1～4倍左右。

3)FMLs的疲勞壽命隨載荷變化平緩，近似成對數(shù)趨勢；在載荷大于400 MPa時，F(xiàn)MLs和CCF300/5228A碳纖維復合材料層板具有相當?shù)钠趬勖?，而在疲勞載荷最大值低于300 MPa時， FMLs的疲勞壽命低于CCF300。

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ExPerimental Study of Fatigue Damage of Glass-Fiber Reinforced Aluminum Laminates(FMLs)

Ma Yu′e1，Wang Bo1，Xiong Xiaofen2
(1.College of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi′an 710072，China
2.AVIC Chengdu Aircraft Design＆Research Institute，Chengdu 610041，China)

According to domestic and foreign standards and

，fatigue experimental samples of glass-fiber reinforced aluminum laminates(FMLs)were designed according to its features，and constant amplitude tension-tension fatigue experiments were performed under different fatigue loads.During testing，cracks appeared firstly on the surface aluminum layers and then many cracks were found on the surfaces.With cycles increasing，cracks grew and then the delamination developed fast until samples were broken completely.Fatigue initiation life and crack growth life of FMLs were measured and compared and their features were given.S-N curves of FMLs and CCF300 with the same thickness were obtained and compared.Fatigue life of each FML changes slowly with loads and almost seems to be logarithmic function line.When the load is higher than 400 MPa，F(xiàn)ML has the same level fatigue life as CCF300，while its fatigue life is much lower than CCF300 if the load is smaller than 300MPa.All these provide， we believe，information useful to aircraft designers.

aluminum，delamination，design，design of experiments，fatigue crack propagation，fatigue damage， fatigue of materials，laminates，measurements，sampling；crack growth life，delamination growth，fatigue initiation life，fractograph，F(xiàn)MLs，S-N curve

V215.5

A

1000-2758(2016)02-0222-05

2015-10-20

馬玉娥(1975—)，女，西北工業(yè)大學教授、博士生導師，主要從事固體力學、結(jié)構疲勞與斷裂復合材料力學的研究。