蜂窩夾芯復(fù)合材料修理結(jié)構(gòu)的沖擊后壓縮性能

徐建雄,張建權(quán),李 娜

(中國民航大學(xué) 理學(xué)院,天津 300300)

1 引 言

鋁蜂窩夾芯復(fù)合材料結(jié)構(gòu)具有高強度/重量比、高屈曲載荷、吸能特性優(yōu)異和可設(shè)計性強等優(yōu)點,在航空航天、汽車、船舶等領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用,正逐步取代傳統(tǒng)鋁合金材料結(jié)構(gòu)[1-5]。通常情況下,夾層結(jié)構(gòu)由薄而硬的鋁或纖維增強復(fù)合材料面板與泡沫芯或蜂窩芯等粘結(jié)在一起組成。由于蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)在加工制造、性能和成本上具有獨特的優(yōu)勢,特別是纖維增強復(fù)合材料蒙皮鋁蜂窩夾芯板結(jié)構(gòu),可以通過蜂窩壁厚、蜂窩邊長、蜂窩芯高度及面板厚度等參數(shù)設(shè)計而滿足結(jié)構(gòu)應(yīng)用需求。

雖然鋁蜂窩夾芯復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在許多領(lǐng)域都呈現(xiàn)突出的優(yōu)點,但這些結(jié)構(gòu)通常對于異物沖擊相當(dāng)敏感。特別是在低速沖擊情況下,復(fù)合材料的損傷與金屬材料完全不同,通常會出現(xiàn)基體裂紋、斷裂和內(nèi)部芯材凹陷、芯材與面層之間脫粘等損傷。盡管通過目視檢查幾乎無法檢測到損傷,但損傷可能會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)強度和剛度顯著降低,進而造成破壞性后果[6-7]。

針對鋁蜂窩夾芯復(fù)合材料結(jié)構(gòu)耐沖擊性能差的缺點,國內(nèi)外學(xué)者進行了大量的實驗研究。He等[8]采用實驗及模擬的手段對纖維增強復(fù)合材料蒙皮鋁蜂窩夾芯板的低速沖擊響應(yīng)及其損傷行為進行了系統(tǒng)研究。研究表明,蒙皮厚度對夾芯板的抗沖擊性能有著特別重要的影響。蜂窩壁厚和蜂窩芯邊長對夾芯板的沖擊載荷和結(jié)構(gòu)剛度有顯著影響,但對蜂窩芯的吸能作用影響不大。蜂窩芯高度的增加對初始剛度和能量吸收的影響相對較小,但會使穿孔情況下的第二個峰值載荷減小。Foo等[9]研究了蜂窩芯厚度和蜂窩尺寸對夾芯板沖擊性能的影響。他們發(fā)現(xiàn),鋁蜂窩芯密度對沖擊響應(yīng)有顯著影響。Hazizan等[10]研究了玻璃纖維/環(huán)氧復(fù)合材料蒙皮鋁蜂窩夾芯板的沖擊速率靈敏度。實驗表明,沖擊頭的幾何形狀明顯影響沖擊能量的分配。Crupi等[11]研究了鋁蒙皮鋁蜂窩夾芯板的三點彎曲性能和低速沖擊性能。結(jié)果表明,鋁蜂窩芯單元尺寸對夾芯結(jié)構(gòu)的能量吸收有較大的影響,夾芯板在發(fā)生屈曲時,會發(fā)生不同程度的塌陷。Shin等[12]研究了六種沖擊能量下不同類型蜂窩夾芯板的低速沖擊響應(yīng)。結(jié)果表明,與金屬蒙皮鋁蜂窩夾芯板相比,玻璃纖維織物/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料蒙皮鋁蜂窩夾芯板具有最佳的抗沖擊性能和減量優(yōu)勢。

以往的鋁蜂窩夾芯復(fù)合材料的低速沖擊行為研究主要集中在完整結(jié)構(gòu),而很少考慮修理后鋁蜂窩夾芯復(fù)合材料的沖擊性能。尤其是挖補修理后,鋁蜂窩夾芯復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)發(fā)生了明顯的改變,其修理區(qū)域的耐沖擊性能會發(fā)生明顯變化。而對于航空復(fù)合材料部件,絕大多數(shù)為鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)。當(dāng)出現(xiàn)損傷時,常常需通過維修的方法解決。因為在許多情況下,更換整個部件并不具有成本效益[13]。根據(jù)損傷的類型和位置,鋁蜂窩夾芯復(fù)合材料部件的維修可以采用樹脂注射修理[14-15]或挖補修理[16-18]。雖然樹脂注射修理通常被視為阻止損傷擴散的臨時措施,但挖補修理可以在恢復(fù)動力學(xué)光滑表面的基礎(chǔ)上永久保存結(jié)構(gòu)強度,因此更廣泛地應(yīng)用于飛機復(fù)合材料部件維修。

本研究采用航空材料制作玻璃纖維/環(huán)氧復(fù)合材料蒙皮鋁蜂窩夾芯板,對其進行單側(cè)蒙皮及蜂窩芯損傷的挖補修理。通過完整及修理蜂窩夾芯板的低速沖擊實驗和CAI性能表征,研究挖補修理對其沖擊及CAI性能的影響;并結(jié)合試樣的宏觀和微觀組織觀察,研究蜂窩夾芯板的沖擊及CAI失效機理。

2 實 驗

2.1 鋁蜂窩夾芯板的制備

采用熱壓罐工藝制備玻璃纖維/環(huán)氧復(fù)合材料蒙皮鋁蜂窩夾芯復(fù)合材料板,以下簡稱蜂窩夾芯板,板尺寸為600 mm×250 mm。上下面板由CYTEC公司生產(chǎn)的CYCOM7781/7701 玻璃纖維織物/環(huán)氧樹脂預(yù)浸料鋪設(shè)而成,鋪層結(jié)構(gòu)為[0]3,厚度約為0.7 mm。上下面板之間為HEXCEL公司生產(chǎn)的CR1115052鋁蜂窩,厚度約為25 mm。板芯膠為HENKEL 公司生產(chǎn)的EA9696.06 NW 膠膜。固化溫度為127℃,固化時間為90 min,固化壓力為0.2 MPa。

2.2 鋁蜂窩夾芯板的修理

設(shè)計鋁蜂窩夾芯板缺陷為試樣中心位置半穿透損傷,缺陷寬度為25.4 mm,使用挖補修理方法對損傷面層及蜂窩芯進行修理。修理工藝流程如圖1所示。修理結(jié)構(gòu)的橫截面示意圖見圖1(a);采用打磨工具去除損傷面層和蜂窩芯,并對面層進行楔形打磨處理,打磨錐度為1∶30,打磨后效果如圖1(b)所示;采用EA 9396環(huán)氧樹脂與酚醛微珠混合物將裁剪后的CR1115052修理蜂窩芯粘貼到修理區(qū)域,固化和打磨處理后如圖1(c)所示;裁剪玻璃纖維浸漬環(huán)氧樹脂濕鋪層材料,按照原鋪層方向修復(fù)打磨去除的面層,修理面層固化和打磨處理后見圖1(d)。粘接蜂窩芯及修理面層的固化溫度為93℃,固化時間為120 min。采用高精度復(fù)合材料切割機床將蜂窩夾芯板加工成尺寸為150 mm×100 mm 的試樣。分別測試完整試樣和修理試樣的低速沖擊和沖擊后壓縮性能。

圖1 蜂窩夾芯板的修理 (a) 修理的示意圖;(b) 去除損傷材料;(c)修理損傷蜂窩芯;(d)修理頂部鋪層Fig.1 Repair of honeycomb sandwich panels, (a)the sketchdiagram of the repair; (b)remove of damage material;(c)repair damage honeycomb core; (d)repair top layer

2.3 低速沖擊試驗

按照ASTM D7136標準要求,采用Instron9350落錘沖擊試驗機對修理前后的試樣進行低速沖擊測試,沖擊頭為半球形,直徑為14 mm。每種試樣在不同的沖擊能量水平下進行試驗,選擇產(chǎn)生蜂窩夾芯板的輕微損傷(10 J)、蜂窩壓碎損傷(20 J、30 J)和完全穿透損傷(40 J、50 J)相對應(yīng)的沖擊能量。試驗結(jié)束后采用目視外觀檢測對蜂窩夾芯板的沖擊損傷情況進行分析。

2.4 CAI測試

根據(jù)標準ASTM D7137 進行的CAI 測試在Instron5982電子萬能試驗機上完成,試驗夾具見圖2所示。壓縮加載速率為1.25 mm/min。實驗結(jié)束后采用Olympus激光共聚焦顯微鏡和目視外觀檢測對試樣斷面形貌進行分析,判斷損傷模式。

圖2 CAI試驗設(shè)備及夾具Fig.2 CAI test equipment and fixture

3 結(jié)果與討論

3.1 沖擊試驗結(jié)果

不同沖擊能量沖擊后完整試樣和修理試樣的外觀分別如圖3和圖4所示。

圖3 不同沖擊能量下完整試樣的沖擊正面(a,b,c,d)、背面(a′,b′,c′,d′)外觀 (a,a′)10 J;(b,b′)20 J;(c,c′)30 J;(d,d′)40 JFig.3 Front surface(a,b,c,d)and back surface(a′,b′,c′,d′)of instinct samples with different impact energy(a,a′)10 J;(b,b′)20 J;(c,c′)30 J;(d,d′)40 J

從圖3中可以看出,當(dāng)沖擊能量為10 J時,完整試樣正面可以觀察到較小的凹坑,試樣背面沒有變化,表現(xiàn)為單側(cè)面層損傷;當(dāng)沖擊能量為20 J時,試樣正面的凹坑變大,并出現(xiàn)明顯的開裂和蜂窩輕微塌陷現(xiàn)象,試樣背面沒有變化,表現(xiàn)為單側(cè)面層及部分蜂窩芯損傷;當(dāng)沖擊能量為30 J時,試樣正面的面層完全裂開,清晰可見內(nèi)部蜂窩芯塌陷,試樣背面可以觀察到蜂窩芯與面層的剝離現(xiàn)象,表現(xiàn)為單側(cè)面層及全部蜂窩芯損傷;當(dāng)沖擊能量為40 J時,試樣正面的面層及內(nèi)部蜂窩芯完全塌陷,背面觀察到大面積的基體開裂現(xiàn)象,并呈現(xiàn)嚴重的外突狀,表現(xiàn)為穿透損傷。鑒于40 J沖擊能量下完整試樣已呈現(xiàn)明顯的穿透損傷,該試樣50 J及以上沖擊能量試驗不再進行。

從圖4中可以看到,當(dāng)沖擊能量為10 J時,修理后試樣正面可以觀察到較小的凹坑,試樣背面沒有變化,表現(xiàn)為單側(cè)面層損傷;當(dāng)沖擊能量為20 J時,試樣正面的凹坑變大,面層出現(xiàn)開裂現(xiàn)象,試樣背面沒有變化,依然表現(xiàn)為單側(cè)面層損傷;當(dāng)沖擊能量為30 J時,試樣正面的面層完全裂開,伴隨內(nèi)部蜂窩芯塌陷,而試樣背面沒有變化,表現(xiàn)為單側(cè)面層及部分蜂窩芯損傷;當(dāng)沖擊能量為40 J時,試樣正面的面層及內(nèi)部蜂窩芯塌陷變深,試樣背面依然沒有變化,表現(xiàn)為單側(cè)面層及蜂窩芯損傷;當(dāng)沖擊能量為50 J時,正面的面層及內(nèi)部蜂窩芯完全塌陷,試樣背面可以觀察到蜂窩芯與面層的剝離現(xiàn)象以及輕微的背面面層纖維斷裂,表現(xiàn)為不完全穿透損傷。

從圖3(a)～(d)和圖4(a)～(e)可以看出,隨著沖擊能量的增加,試樣正面凹坑深度呈逐漸增大趨勢,背面則逐步變化為出現(xiàn)纖維斷裂和基體開裂。相同沖擊能量下,完整試樣較修理試樣損傷現(xiàn)象明顯,說明修理試樣較完整試樣抗沖擊性能略有提高。初步測量每組試樣的沖擊損傷數(shù)據(jù)見表1。

表1 蜂窩夾芯板沖擊損傷數(shù)據(jù)Table 1 Impact damage data of honeycomb sandwich panels

3.2 CAI試驗結(jié)果

分別對沖擊后的完整試樣和修理試樣進行CAI測試,評估低速沖擊對蜂窩夾芯板壓縮性能的影響。CAI測試得到的載荷-位移曲線如圖5所示。從圖中可以看出,從試驗開始到試樣屈曲,在壓縮載荷的作用下,試樣的載荷-位移曲線近似線性變化,其斜率代表試樣的壓縮剛度?？梢娦蘩砬昂笤嚇拥膭偠葲]有發(fā)生明顯變化。當(dāng)達到最大壓縮載荷后,載荷-位移曲線突然下降,表示試件已經(jīng)發(fā)生屈曲破壞。

圖5 蜂窩夾芯板CAI測試載荷-位移曲線 (a)完整試樣;(b)修理試樣Fig.5 Load-displacement curves of the honeycomb sandwich panels after CAI test (a)instinct samples; (b)repaired samples

不同沖擊能量下,蜂窩夾芯板沖擊后壓縮試驗結(jié)果見表2所示。從表可見,完整試樣與修理試樣的沖擊后壓縮性能變化規(guī)律大致相同。CAI極限壓縮載荷、CAI強度及模量均隨著沖擊能量的增加而降低。這主要是因為沖擊坑的存在,破壞了試樣的抗屈曲能力,沖擊能量越大,試樣的破壞面積也越大。在10 J沖擊能量下,由于產(chǎn)生的沖擊損傷面積最小,試樣的CAI強度最高;而當(dāng)發(fā)生穿透損傷時(完整試樣40 J、修理試樣50 J),試樣沖擊點處的面層及蜂窩結(jié)構(gòu)坍塌,導(dǎo)致CAI強度最低。同樣的沖擊能量下,修理試樣的CAI強度及模量同對應(yīng)的完整試樣相比均有明顯的提高。其中,CAI強度分別高了25.68%(10 J),25.79%(20 J),14.18%(30 J)和21.40%(40 J),CAI模量分別提高了7.12% (10 J),10.88% (20 J),5.65%(30 J)和10.82%(40 J)。這主要是因為相同沖擊能量下,修理試樣的損傷面積小于完整試樣,可從圖3和圖4的對比得以證實。

表2 蜂窩夾芯板沖擊后壓縮性能測定結(jié)果Table 2 CAI test data of honeycomb sandwich panels

圖6為CAI測試后蜂窩夾芯板的正面斷裂形貌照片。從圖6 中可以看到,修理試樣在壓縮破壞過程中的失效模式與完整試樣的失效模式基本相同:CAI裂紋均起始于沖擊損傷區(qū)域邊界處,沿著沖擊損傷區(qū)域邊界出現(xiàn)不同程度的分層及纖維斷裂?；w裂紋垂直于壓縮方向并向試樣邊緣擴展,表現(xiàn)為壓縮破壞過程中試樣沖擊正面面層的裂紋增長和分層屈曲兩種破壞模式。試樣沖擊背面面層無裂紋擴展現(xiàn)象出現(xiàn)。圖7為CAI測試后典型試樣的微觀形貌照片,表現(xiàn)為未穿透(分層)和穿透(纖維斷裂)兩種典型破壞模式。圖7(a)為完整試樣,沖擊能量為10 J的沖擊后壓縮結(jié)果照片,從圖中可以看出,沖擊點是沖擊破壞最嚴重的部位,較低沖擊能量下面層出現(xiàn)明顯的層間分層和基體裂紋,未出現(xiàn)內(nèi)部蜂窩芯的損壞。圖7(b)為修理試樣,沖擊能量為50 J,從圖中可以看出,沖擊凹坑較大,修理面層纖維斷裂,并伴隨內(nèi)部蜂窩芯塌陷。不同的凹坑深度實際上反映了不同的纖維損傷程度,從而導(dǎo)致了不同的沖擊后壓縮試驗結(jié)果。事實上,纖維斷裂是沖擊后壓縮破壞的一種重要的破壞模式,甚至文獻[19]認為,引起復(fù)合材料沖擊后壓縮破壞的主要因素是纖維斷裂而非層間分層和裂紋擴展。

圖6 CAI測試后蜂窩夾芯板正面的斷裂形貌(a)10 J;(b)20 J;(c)30 J;(d)40 J;(e)50 JFig.6 Front surface fracture morphology of honeycomb sandwich panels after CAI test (a)10 J;(b)20 J;(c)30 J;(d)40 J;(e)50 J

圖7 CAI測試后蜂窩夾芯板微觀形貌照片 (a)未穿透;(b)穿透Fig.7 Micrograph of honeycomb sandwich panels after CAI test(a)non-penetrated;(b)penetrated

圖8為CAI測試后蜂窩夾芯板橫截面照片。由圖中可見,鋁蜂窩夾芯板在受沖擊后存在整體壓潰現(xiàn)象,面板材料出現(xiàn)沖擊后的變形和纖維斷裂現(xiàn)象,鋁蜂窩芯材也存在不同程度的壓縮塌陷現(xiàn)象。隨著沖擊能量的增大,蜂窩芯的塌陷程度加深,當(dāng)沖擊能量為40 J時,完整試樣的蜂窩芯出現(xiàn)完全塌陷;當(dāng)沖擊能量為50J時,修理試樣的蜂窩芯也出現(xiàn)完全塌陷,這與沖擊正面外觀觀察結(jié)論完全一致。

圖8 CAI測試后蜂窩夾芯板橫截面的形貌照片(a)10 J;(b)20 J;(c)30 J;(d)40 J;(e)50 JFig.7 Cross section morphology of honeycomb sandwich panels after CAI test (a)10 J;(b)20 J;(c)30 J;(d)40 J;(e)50 J

4 結(jié) 論

1.采用挖補修理方法對玻璃纖維/環(huán)氧復(fù)合材料蒙皮鋁蜂窩夾芯復(fù)合材料板進行換芯修理,并分別針對完整試樣和修理試樣進行不同沖擊能量下的耐沖擊性能測試。測試結(jié)果表明,在相同沖擊能量沖擊下,修理試樣能承受的的最大沖擊載荷增大,沖擊后損傷面積減小,說明修理后試樣較完整試樣的抗沖擊性能略有提高。

2.對沖擊后的試樣進行CAI測試,結(jié)果表明,完整試樣和修理試樣的CAI極限壓縮載荷均隨著沖擊能量的增加而降低。相同沖擊能量下,修理試樣的CAI強度及模量較完整試樣均得到提高。

3.修理前后的蜂窩夾芯試樣在壓縮過程中的破壞失效模式基本相同,均表現(xiàn)為沿著沖擊正面損傷破壞區(qū)域向外擴展,而沖擊背面無裂紋擴展現(xiàn)象。