隨著復合材料膠接技術在飛機主承力結構上的廣泛應用,階梯式膠接形式由于在實際工程過程中易于實現(xiàn)而成為復合材料結構修理和連接的主要形式。目前文獻多集中于研究金屬、復合材料以及兩種材料混合的單搭接結構的疲勞性能,但對于具有高效載荷傳遞的階梯式結構的疲勞耐久性研究較少,其疲勞失效機制尚需厘清。本文對多級階梯復合材料膠接結構進行了拉伸疲勞試驗研究,應力比為0. 1。在疲勞試驗過程中觀測了宏觀裂紋的起始與擴展。根據(jù)試驗數(shù)據(jù)擬合的S-N曲線,發(fā)現(xiàn)疲勞壽命隨應力水平的增加而線性降低。在發(fā)現(xiàn)目視可見裂紋后至完全斷裂,復合材料膠接結構仍具有10%的剩余壽命,說明當出現(xiàn)目視可見裂紋時,應及時維修或更換部件。從試樣受力及破壞形式可知,復合材料膠接結構的剪切破壞是引起疲勞損傷的主要原因。通過階梯狀斷口形貌分析,發(fā)現(xiàn)了內(nèi)聚破壞、粘附破壞、基體開裂和分層四種典型破壞形式。 

【文章來源】：復合材料科學與工程. 2020年02期 北大核心

【文章頁數(shù)】：5 頁

【部分圖文】：

拓撲結構、層數(shù)、尺寸的試樣截面示意圖[14]

試驗采用恒幅正弦循環(huán)加載。靜態(tài)拉伸載荷最大值為25 k N，結構的破壞強度由最大載荷與橫截面積作比得到，為333 MPa。在此基礎上，疲勞試驗中以25 kN作為100%標準載荷。所有試驗的應力比均為0.1，應力比例是結構疲勞壽命的決定性因素。之所以選擇非負應力比，是為了避免最小應力下的裂紋閉合，從而確保其在試驗期間完全張開[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標準)直至達到規(guī)定的循環(huán)次數(shù)或斷裂疲勞壽命。試驗期間，在設定的時間間隔內(nèi)用紅外測溫儀監(jiān)測試樣表面溫度，保證試樣溫度不超5℃，以防溫度影響結果偏差。在疲勞試驗中，設置了6組不同水平的應力，分別為75%、60%、55%、50%、40%和35%，每一組應力水平至少包含三個樣本測試點。3 疲勞試驗結果

試驗數(shù)據(jù)表明，在40%應力載荷下，疲勞載荷和時間的關系如圖3所示，階梯式復合膠接試樣的S-N曲線如圖4所示。疲勞循環(huán)次數(shù)范圍為101～106，通過所得疲勞試驗數(shù)據(jù)，可以發(fā)現(xiàn)階梯式復合材料膠接結構的疲勞壽命隨應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，對應應力為98.3 MPa，靜態(tài)拉伸載荷比例為29.3%。圖4 S-N離散點和擬合曲線

【參考文獻】：
期刊論文
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碩士論文
[1]基于內(nèi)聚力模型的復合材料膠接接頭界面失效機理研究[D]. 胡振虎.浙江大學 2018



本文編號：2935133