隨著復(fù)合材料膠接技術(shù)在飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)上的廣泛應(yīng)用,階梯式膠接形式由于在實(shí)際工程過(guò)程中易于實(shí)現(xiàn)而成為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理和連接的主要形式。目前文獻(xiàn)多集中于研究金屬、復(fù)合材料以及兩種材料混合的單搭接結(jié)構(gòu)的疲勞性能,但對(duì)于具有高效載荷傳遞的階梯式結(jié)構(gòu)的疲勞耐久性研究較少,其疲勞失效機(jī)制尚需厘清。本文對(duì)多級(jí)階梯復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)進(jìn)行了拉伸疲勞試驗(yàn)研究,應(yīng)力比為0. 1。在疲勞試驗(yàn)過(guò)程中觀測(cè)了宏觀裂紋的起始與擴(kuò)展。根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合的S-N曲線,發(fā)現(xiàn)疲勞壽命隨應(yīng)力水平的增加而線性降低。在發(fā)現(xiàn)目視可見(jiàn)裂紋后至完全斷裂,復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)仍具有10%的剩余壽命,說(shuō)明當(dāng)出現(xiàn)目視可見(jiàn)裂紋時(shí),應(yīng)及時(shí)維修或更換部件。從試樣受力及破壞形式可知,復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的剪切破壞是引起疲勞損傷的主要原因。通過(guò)階梯狀斷口形貌分析,發(fā)現(xiàn)了內(nèi)聚破壞、粘附破壞、基體開(kāi)裂和分層四種典型破壞形式。 

【文章來(lái)源】：復(fù)合材料科學(xué)與工程. 2020年02期 北大核心

【文章頁(yè)數(shù)】：5 頁(yè)

【部分圖文】：

拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)、層數(shù)、尺寸的試樣截面示意圖[14]

試驗(yàn)采用恒幅正弦循環(huán)加載。靜態(tài)拉伸載荷最大值為25 k N，結(jié)構(gòu)的破壞強(qiáng)度由最大載荷與橫截面積作比得到，為333 MPa。在此基礎(chǔ)上，疲勞試驗(yàn)中以25 kN作為100%標(biāo)準(zhǔn)載荷。所有試驗(yàn)的應(yīng)力比均為0.1，應(yīng)力比例是結(jié)構(gòu)疲勞壽命的決定性因素。之所以選擇非負(fù)應(yīng)力比，是為了避免最小應(yīng)力下的裂紋閉合，從而確保其在試驗(yàn)期間完全張開(kāi)[8]。圖2所示為循環(huán)拉伸載荷示意圖，試樣在5 s內(nèi)加載至平均載荷，然后施加頻率為8 Hz的正弦循環(huán)載荷(根據(jù)ASTM標(biāo)準(zhǔn))直至達(dá)到規(guī)定的循環(huán)次數(shù)或斷裂疲勞壽命。試驗(yàn)期間，在設(shè)定的時(shí)間間隔內(nèi)用紅外測(cè)溫儀監(jiān)測(cè)試樣表面溫度，保證試樣溫度不超5℃，以防溫度影響結(jié)果偏差。在疲勞試驗(yàn)中，設(shè)置了6組不同水平的應(yīng)力，分別為75%、60%、55%、50%、40%和35%，每一組應(yīng)力水平至少包含三個(gè)樣本測(cè)試點(diǎn)。3 疲勞試驗(yàn)結(jié)果

試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，在40%應(yīng)力載荷下，疲勞載荷和時(shí)間的關(guān)系如圖3所示，階梯式復(fù)合膠接試樣的S-N曲線如圖4所示。疲勞循環(huán)次數(shù)范圍為101～106，通過(guò)所得疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可以發(fā)現(xiàn)階梯式復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命隨應(yīng)力水平的增加而線性降低。根據(jù)擬合線性方程可以得到，在106次循環(huán)加載下，對(duì)應(yīng)應(yīng)力為98.3 MPa，靜態(tài)拉伸載荷比例為29.3%。圖4 S-N離散點(diǎn)和擬合曲線

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]飛機(jī)用復(fù)合材料斜膠接修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的沖擊損傷[J]. 劉斌,徐緋,司源,鐘小平,盧智先.  復(fù)合材料學(xué)報(bào). 2018(10)
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碩士論文
[1]基于內(nèi)聚力模型的復(fù)合材料膠接接頭界面失效機(jī)理研究[D]. 胡振虎.浙江大學(xué) 2018



本文編號(hào)：2935133