金屬蒙皮破孔結(jié)構(gòu)膠鉚混合修理的疲勞性能研究

張騰，喻健，，喬石，何宇廷，陳桂勇

（1.空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院，西安 710038）

（2.中國人民解放軍94795部隊，南通 226500）

（3.空軍裝備部 裝備保障大隊，北京 100843）

0 引言

蒙皮破孔損傷是常見的戰(zhàn)傷形式之一，將導(dǎo)致飛機氣動性能和連接強度下降，影響飛機安全使用，應(yīng)對其進行搶修。蒙皮破孔修理根據(jù)破孔大小、蒙皮材料和受力情況的不同，通常有工藝堵蓋法、聚氨酯泡沫填充法和補片法等。其中，工藝堵蓋法和聚氨酯泡沫填充法由于只能恢復(fù)損傷蒙皮的氣動外形，而不能恢復(fù)蒙皮的結(jié)構(gòu)強度，因此主要應(yīng)用于非主要承力部位的小破孔修理。對于小曲度的單板蒙皮破孔結(jié)構(gòu)，通常在對破孔進行修整之后，采用補片法進行修理，從而在保證氣動外形的同時提高連接強度。目前，針對蒙皮破孔結(jié)構(gòu)的補片修理連接方式主要有膠接法和鉚接法。其中，由于拉鉚與壓鉚相比可以進行單側(cè)施工，效率更高，在戰(zhàn)傷搶修中應(yīng)用更廣。

從飛機結(jié)構(gòu)作戰(zhàn)完整性的角度分析，膠接修理能夠較好地恢復(fù)戰(zhàn)傷結(jié)構(gòu)承載能力和耐久性水平，但膠接的固化過程需要時間較長，影響飛機的戰(zhàn)時快速出動水平；并且膠接失效會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)連接強度迅速降低，結(jié)構(gòu)安全風(fēng)險高，在飛機結(jié)構(gòu)戰(zhàn)傷搶修中受限。拉鉚修理的施工過程較快，但拉鉚釘?shù)目辜裟芰^弱，鉚釘孔處存在較大的應(yīng)力集中，對戰(zhàn)傷結(jié)構(gòu)承載能力和耐久性水平的恢復(fù)效果有限。根據(jù)飛機作戰(zhàn)完整性的“木桶效應(yīng)”特點，單純的膠接修理和鉚接修理均對飛機結(jié)構(gòu)作戰(zhàn)完整性水平恢復(fù)有限，需要克服其不足。

針對膠接或鉚接連接方式的不足，有研究者提出在機械連接（螺接、鉚接）中加入膠層的方式進行混合連接，并針對飛機結(jié)構(gòu)裝配、含損傷結(jié)構(gòu)修理等應(yīng)用場景進行研究。研究結(jié)果表明，膠鉚混合連接接頭的應(yīng)力分布均勻，相比鉚接方式降低了接頭孔邊應(yīng)力集中水平，且鉚釘?shù)拇嬖谑鼓z層所受剝離力與剪切力明顯削弱，綜合力學(xué)性能顯著提升。

目前的膠鉚連接工藝研究主要是針對完好結(jié)構(gòu)的裝配或者是帶裂紋結(jié)構(gòu)的修理，國內(nèi)外研究者針對破孔結(jié)構(gòu)的膠鉚混合修理方式鮮有研究。

因此，本文針對蒙皮破孔結(jié)構(gòu)膠鉚混合連接修理進行研究，并進行鉚接、膠接修理方式的對比，開展疲勞試驗與有限元仿真分析，分析修理結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布、破壞模式和疲勞性能等。

1 修理試驗件及疲勞性能測試

1.1 修理試驗件

采用2 mm厚度的2A12-T4鋁合金板模擬飛機蒙皮結(jié)構(gòu)，設(shè)計350 mm×90 mm×2 mm的矩形板試驗件，并在試驗件中間位置開設(shè)直徑為15 mm的圓形破孔模擬破孔損傷?；诘葟姸刃蘩頊?zhǔn)則，選用相同材質(zhì)和厚度的鋁合金板加工制作補片，對于圓形破孔損傷適宜采用圓形補片修補，根據(jù)矩形板尺寸設(shè)計直徑為90 mm圓形補片。

鉚釘采用美國CHERRY公司生產(chǎn)的CR3213航空抽芯鉚釘。其中，抽芯鉚釘由釘體和抽芯兩部分組成，釘體材料為5056鋁合金，釘體直徑為4 mm。膠粘劑選用Lord320/322通用型雙組分環(huán)氧膠粘劑進行粘接，在樹脂與固化劑1∶1體積配比下的力學(xué)性能參數(shù)如表1所示。該膠粘劑膠接厚度控制在0.5 mm左右能達(dá)到最佳膠接效果，因此在制備修理試驗件時通過加入玻璃微珠控制膠層厚度為0.5 mm。

表1 材料性能參數(shù)Table 1 Parameters of material performance

為了對比不同連接方式修理破孔結(jié)構(gòu)的修理效果，基于帶圓形破孔損傷破孔板進行鉚接修理、膠接修理和膠鉚混合修理試驗件的制備，并與不進行任何修理操作的帶圓孔破孔板進行疲勞性能對比，各組試驗的平行試驗件為4件。膠鉚混合修理試驗件的結(jié)構(gòu)尺寸如圖1所示，破孔試驗件僅有圖1中的中心圓孔，鉚接修理試驗件沒有圖1中的膠層，膠接修理試驗件沒有圖1中的鉚釘及鉚釘孔。

圖1 膠鉚混合修理試驗件Fig.1 Adhesive-rivet hybrid repaired specimen

1.2 疲勞性能對比測試

疲勞測試試驗在MTS810-500KN電液伺服試驗機上進行，試驗機的載荷范圍為±500 kN，最高工作頻率為100 Hz，加載精度為±0.5%。試驗參照GB/T 3075—2008標(biāo)準(zhǔn)進行，設(shè)置加載參數(shù)如下：應(yīng)力比=0.1，頻率10 Hz，最大軸向拉伸載荷12.6 kN，正弦波加載。在試驗過程中觀察記錄裂紋萌生及擴展情況，并記錄最終的斷裂失效加載次數(shù)，疲勞測試試驗現(xiàn)場如圖2所示。

圖2 疲勞試驗設(shè)備及實施方法Fig.2 Fatigue test equipment and implementation method

1.3 疲勞測試結(jié)果

將4組試驗件依次進行加載測試，試驗加載至試驗件完全失效斷裂結(jié)束，記錄失效時所加載的循環(huán)次數(shù)。得到疲勞測試試驗結(jié)果如表2所示，結(jié)果表明：鉚接修理對破孔結(jié)構(gòu)的修理效果有限，平均疲勞壽命僅為破孔板的1.233倍；膠接作用能有效改善結(jié)構(gòu)疲勞性能，膠接修理和膠鉚混合修理試驗件的平均疲勞壽命分別為破孔板的1.978倍和2.396倍。

表2 疲勞測試結(jié)果Table 2 Result of fatigue test

對不同組試驗件的斷裂失效模式進行對比分析，典型失效模式如圖3所示。破孔板的斷裂模式如圖3（a）所示，由于孔邊存在應(yīng)力集中現(xiàn)象，在拉伸載荷循環(huán)作用下由孔邊發(fā)生斷裂，并不斷向左右邊緣擴展，最終試驗件從中部完全斷裂失效。鉚接修理試驗件的斷裂模式如圖3（b）所示，其同樣在破孔板的預(yù)制破孔處發(fā)生起裂并向左右邊緣擴展，同時在試驗件右上方偏離中心位置的鉚釘左右兩側(cè)也發(fā)生了裂紋擴展，鉚釘和補片沒有明顯損傷。膠接修理試驗件的斷裂模式如圖3（c）所示，膠接部位發(fā)生脫膠，破孔板從預(yù)制破孔處產(chǎn)生裂紋并最終斷裂，補片沒有明顯損傷。膠鉚混合修理試驗件的斷裂模式如圖3（d）所示，與其余修理方案不同，破孔板從偏離中心位置的下側(cè)兩個鉚釘孔邊緣產(chǎn)生裂紋并擴展斷裂，最終斷裂失效時補片下側(cè)膠接失效并伴隨最下方的鉚釘剪切失效，補片和預(yù)制破孔邊緣處沒有明顯損傷。

圖3 不同試驗件斷裂模式Fig.3 Fracture mode of different specimens

2 有限元模型及計算分析

2.1 雙線型內(nèi)聚力模型

針對粘接界面的斷裂失效問題研究，G.I.Barenblatt和D.S.Dugdale在20世 紀(jì)50年 代提出了內(nèi)聚力模型概念，即通過選取適當(dāng)參數(shù)來表征界面層的彈性模量、強度和韌度等力學(xué)性能。

隨著彈塑性斷裂力學(xué)的不斷發(fā)展，研究者針對所應(yīng)用的材料和場景不同，提出了多種不同形式的內(nèi)聚力模型：拋物線型（E-CZM）、雙線型（BCZM）和三線型（T-CZM）等。張軍等通過將不同內(nèi)聚力模型計算結(jié)果與試驗結(jié)果進行對比，發(fā)現(xiàn)采用雙線型模型進行脆性膠粘劑的拉伸與剪切模擬擬合效果更好，試驗中采用的Lord 320/322環(huán)氧膠粘劑屬于脆性膠粘劑。因此，本文采用雙線型內(nèi)聚力模型（如圖4所示）模擬膠層的力學(xué)特性。

圖4 雙線型內(nèi)聚力模型［20］Fig.4 Bilinear internal gathering model［20］

在雙線型內(nèi)聚力模型中，拉伸力與相對位移的關(guān)系表現(xiàn)為受載初期拉伸力隨相對位移線性增大而呈線性增長，當(dāng)相對位移達(dá)到臨界位移δ（或δ、δ）時，拉伸力達(dá)到最大值σ（或τ、τ）。與此同時裂紋開始萌生，材料開始進入退化階段。隨著相對位移增大，拉伸力不斷降低，同時裂紋不斷擴展，最終導(dǎo)致材料完全斷裂失效，拉伸力降為零。

2.2 修理結(jié)構(gòu)有限元模型

在Abaqus有限元分析軟件中建立試驗件的1/2有限元模型。在鉚接結(jié)構(gòu)中，破孔板與補片之間、鉚釘與連接孔之間屬于典型的金屬面—面接觸，設(shè)置采用面間摩擦的硬接觸方式（Hard），摩擦系數(shù)為0.2。另外，拉鉚連接具有一定的緊固作用，參考供應(yīng)商提供的工程參數(shù)在鉚釘中段截面上設(shè)置緊固力（Bolt Load）為100 N。在膠接修理與膠鉚混合修理中，膠接作用使得破孔板與補片完全固定，因此通過在破孔板與膠層、補片與膠層的接觸面建立綁定約束（Tie）進行模擬膠接。

在模型一端設(shè)置完全固支模擬試驗件夾持端；在模型另一端通過在截面處設(shè)置70 MPa的拉伸載荷（對應(yīng)12.6 kN試驗載荷）模擬試驗加載端。

全局網(wǎng)格主要采用六面體網(wǎng)格，對破孔板、補片和鉚釘?shù)哪M采用對位移求解精度較高的C3D8R實體單元，鉚釘結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格大小設(shè)置為邊長0.5 mm，補片及破孔板中心裂紋擴展區(qū)域的網(wǎng)格大小設(shè)置為邊長1 mm，其余部分網(wǎng)格大小設(shè)置為邊長2 mm；對膠層結(jié)構(gòu)的模擬采用單層COH3D8內(nèi)聚力殼單元，網(wǎng)格大小設(shè)置為1 mm×1 mm×0.5 mm。膠鉚混合修理試驗件的有限元模型如圖5所示。

圖5 膠鉚修理結(jié)構(gòu)有限元模型Fig.5 Finite element model of adhesiverivet hybrid repair structure

2.3 模型計算結(jié)果

2.3.1 破孔板應(yīng)力分布

通常修理結(jié)構(gòu)的疲勞裂紋萌生于應(yīng)力集中嚴(yán)重的危險區(qū)域，并產(chǎn)生裂紋擴展導(dǎo)致最終結(jié)構(gòu)失效。1.3節(jié)疲勞測試結(jié)果表明，補片和鉚釘基本不受損傷，在加載過程中承受載荷較低，斷裂失效發(fā)生在破孔板結(jié)構(gòu)。為了研究不同修理結(jié)構(gòu)的載荷分布，進行破孔板結(jié)構(gòu)的Mises應(yīng)力云圖對比，如圖6所示。另外，單面修理的補片作用使得修理結(jié)構(gòu)在貼補面和未貼補面存在應(yīng)力分布差異。

圖6 修理結(jié)構(gòu)破孔板Mises應(yīng)力分布云圖Fig.6 Mises stress distribution cloud figure of repair structure

從圖6（a）可以看出：在拉伸載荷作用下，破孔板在破孔邊緣發(fā)生應(yīng)力集中，危險部位與試驗中的斷裂起始部位一致。從圖6（b）～圖6（d）可以看出：補片分載作用降低了貼補面的最大峰值應(yīng)力，緩解了破孔邊緣應(yīng)力集中現(xiàn)象，對未貼補面的應(yīng)力分布也有所改善。其中，膠鉚修理和膠接修理中的膠層作用能有效緩解應(yīng)力集中現(xiàn)象，并且結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布更均勻；鉚接修理的分載效果有限，甚至由于連接孔的加入導(dǎo)致新的應(yīng)力集中區(qū)域。

不同連接方式修理導(dǎo)致的峰值應(yīng)力結(jié)果如表3所示。

表3 峰值應(yīng)力結(jié)果Table 3 Result of peak stress

2.3.2 膠層受力分析

試驗測試和有限元分析結(jié)果表明，膠鉚修理的修理效果略優(yōu)于純膠接修理。對混合連接的研究同樣表明，膠層中加入機械連接能有效提高連接效率。為了研究膠層中鉚釘加入對膠層承載的影響，將膠接修理和膠鉚修理模型中膠層的剪切應(yīng)力與剝離應(yīng)力云圖進行對比，如圖7所示。

圖7 膠層剪切應(yīng)力與剝離應(yīng)力分布云圖Fig.7 Cloud figure of shear stress and stripping stress distribution of adhesive layer

從圖7可以看出：相比純膠接修理，混合連接修理中鉚釘加入提高了膠層傳遞的剪切載荷，剪切應(yīng)力峰值提高了6.3%，因此混合連接修理的傳載效率更高，修理效果更佳；鉚釘緊固作用有效抑制了膠層中均勻分布的剝離應(yīng)力，膠層的剝離應(yīng)力峰值降低了23.1%。

3 膠鉚混合修理工藝在飛機戰(zhàn)傷搶修中的應(yīng)用價值評估

對戰(zhàn)傷飛機進行搶修是維持作戰(zhàn)飛機機隊規(guī)模的重要技術(shù)手段。戰(zhàn)傷搶修通常在外場就地實施，保障條件有限，要求在短時間內(nèi)把飛機恢復(fù)到可再次投入戰(zhàn)斗的狀態(tài)，因此，修理方式應(yīng)盡可能簡便，兼顧修理效果。為此，本文從搶修時間、技能要求（即修理方案的方便程度）、保障要求、修復(fù)效果4個方面，將金屬蒙皮破孔的膠鉚混合修理工藝與目前常見的其他修理工藝進行對比，從而評估膠鉚混合修理工藝在飛機戰(zhàn)傷搶修中的應(yīng)用價值。

3.1 不同蒙皮修理方式的工時分析

為了比對不同修理方式的搶修速度，參考實際飛機金屬蒙皮單個小破孔（直徑不大于50 mm）修理中的工序及所耗工時，將目前國內(nèi)最常用的壓鉚修理、在用的膠接修理和新興的復(fù)合材料膠接修理（用復(fù)合材料修金屬）與本文的膠鉚混合修理方式所用工時進行對比，如表4所示，可以看出：在修理工時方面，壓鉚修理由于不需要等待膠層固化因此耗時最短，但壓鉚修理需要兩側(cè)施工，對可達(dá)性要求高，有時需要耗費大量時間用于結(jié)構(gòu)拆裝；膠鉚修理由于拉鉚釘固定承載，在緊急狀態(tài)下可以不待膠層完全固化即可再次出動；膠接修理與復(fù)合材料修理由于需要等待膠層徹底固化，耗時較長，甚至在沒有加速固化設(shè)備的情況下需要長達(dá)24 h以上的固化時間。

表4 不同蒙皮修理方式的修理工時Table 4 Repairing time of different skin repair methods

3.2 不同蒙皮修理方式的搶修綜合效益分析

在技能要求方面，壓鉚修理通常需要由熟練的修理專業(yè)人員進行雙面配合鉚接；復(fù)合材料修理需要操作人員熟練掌握復(fù)合材料真空加溫固化技術(shù)；金屬補片的膠接與膠鉚混合修理幾乎不需要額外培訓(xùn)，外場維護人員即可操作。

在保障要求方面，復(fù)合材料膠接修理需要專業(yè)的真空固化設(shè)備，并且對場地清潔度要求較高；壓鉚修理、膠接修理和膠鉚混合修理對工具設(shè)備和場地依賴程度較低。

在修復(fù)效果方面，由于與金屬補片相比復(fù)合材料補片的力學(xué)性能更佳并且沒有鉚釘孔所導(dǎo)致的額外附加損傷，復(fù)合材料膠接修理具有更佳的承載性能；在金屬補片修理中，膠鉚混合修理由于膠層的傳載作用，使得孔邊釘傳載荷得以降低，疲勞性能優(yōu)于壓鉚或膠接單一連接修理方式。

為了對比4種修理方式的綜合效益，采用打分法的方式對其進行評估。共分為搶修時間、技能要求、保障要求、修復(fù)效果四項打分項，每項按5分制打分，打分權(quán)重分別占35%、15%、30%和20%，各打分項加權(quán)匯總后得到綜合效益得分，如表5所示。

表5 不同蒙皮修理方式的評估結(jié)構(gòu)Table 5 Evaluation results of different skin repair methods

從表5可以看出：針對飛機金屬蒙皮的破孔修理，考慮戰(zhàn)傷搶修的特點及要求，本文提出的膠鉚混合修理方式綜合效益優(yōu)于壓鉚修理、膠接修理和復(fù)合材料補片膠接修理，膠鉚混合修理工藝在飛機戰(zhàn)傷搶修中具有較高的應(yīng)用價值。需要說明的是，對于不同的戰(zhàn)傷結(jié)構(gòu)，不同修理方式的綜合效益可能不同，本文的分析過程僅供參考。

4 結(jié)論

（1）本文采用不同連接方式開展金屬補片蒙皮破孔結(jié)構(gòu)修理，鉚接修理試驗件的疲勞壽命為破孔板的1.233倍；膠接修理和膠鉚混合修理試驗件的疲勞壽命分別為破孔板的1.978倍和2.396倍。

（2）鉚接修理、膠接修理和膠鉚混合修理模型在貼補面處的峰值應(yīng)力相比破孔板分別降低了6.9%、21.7%、25.3%。不同修理方式緩解修補面的應(yīng)力集中程度與其疲勞試驗結(jié)果相對應(yīng)。

（3）鉚釘加入使得膠層剪切峰值應(yīng)力提高了6.3%，提高了膠層傳載作用；鉚釘緊固作用使得膠層剝離峰值應(yīng)力降低23.1%，有效抑制了膠層剝離。

（4）通過對壓鉚修理、膠接修理、復(fù)合材料補片膠接修理和膠鉚混合修理的綜合效益分析，膠鉚混合修理工藝在蒙皮破孔搶修工作中具有較高的應(yīng)用價值。