發(fā)布時(shí)間：2022-01-17 00:44

　　玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層合板（GLARE）具有良好的抗沖擊和抗疲勞裂紋擴(kuò)展特性,在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中得到大量的應(yīng)用。飛機(jī)結(jié)構(gòu)在飛行過(guò)程中其初始損傷位置通常會(huì)萌生裂紋,進(jìn)而出現(xiàn)疲勞裂紋擴(kuò)展現(xiàn)象,因此開展含初始裂紋的疲勞裂紋擴(kuò)展研究對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計(jì)具有重要意義。目前已經(jīng)有大量學(xué)者對(duì)GLARE層合板的疲勞裂紋擴(kuò)展機(jī)制開展了研究,并通過(guò)多種方法建立了疲勞裂紋擴(kuò)展預(yù)報(bào)模型。但現(xiàn)有的疲勞裂紋擴(kuò)展預(yù)報(bào)模型對(duì)當(dāng)疲勞裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展較長(zhǎng)時(shí)預(yù)報(bào)結(jié)果誤差較大,同時(shí)也未考慮環(huán)境溫度的影響。因此,本文從不同類型GLARE層合板疲勞裂紋擴(kuò)展實(shí)驗(yàn)測(cè)試結(jié)果出發(fā),通過(guò)對(duì)不同溫度條件下GLARE層合板的長(zhǎng)裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展過(guò)程進(jìn)行分析,研究GLARE層合板疲勞裂紋擴(kuò)展應(yīng)力強(qiáng)度因子的修正系數(shù)問(wèn)題,改進(jìn)了Alderliesten疲勞裂紋擴(kuò)展預(yù)報(bào)模型,為GLARE層合板結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及工程應(yīng)用提供了理論支撐。針對(duì)三種鋪層方式結(jié)構(gòu)的GLARE層合板以及鋁合金板開展了疲勞裂紋擴(kuò)展實(shí)驗(yàn)測(cè)試,考慮了應(yīng)力水平、應(yīng)力比以及溫度對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展速率的影響,分析溫度對(duì)層合板疲勞裂紋擴(kuò)展速率的貢獻(xiàn),比較三種鋪層方式結(jié)構(gòu)的GLARE層合板的疲勞裂紋擴(kuò)展增速。研究結(jié)果表明... 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：123 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【部分圖文】：

典型的纖維增強(qiáng)金屬層合板結(jié)構(gòu)及其橋連機(jī)制示意圖[17]

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)博士學(xué)位論文-4-航認(rèn)證機(jī)構(gòu)RLD的認(rèn)證，是ARALL發(fā)展的一個(gè)重要里程牌。此外，美國(guó)空軍將ARALL材料用在C-130襟翼下蒙皮上，見圖1-2(b)。在經(jīng)過(guò)2000以上飛行小時(shí)后未發(fā)現(xiàn)任何疲勞裂紋產(chǎn)生，而傳統(tǒng)的鋁合金蒙皮材料，在經(jīng)歷200飛行小時(shí)后就產(chǎn)生了疲勞裂紋[28]。圖1-2ARALL層合板的應(yīng)用：(a)C-17后貨艙門；(b)C-130襟翼下蒙皮[27,28]Fig.1-2ApplicationofARALLlaminates.(a)RrearcargodoorofC-17;(b)LowerflapskinofC-130.[27,28]ARALL層合板比傳統(tǒng)的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料和鋁合金層合板在力學(xué)性能上有了較大的提高，但依然存在著一些關(guān)鍵問(wèn)題，如：1）芳綸纖維和粘接劑間較低的界面強(qiáng)度，當(dāng)纖維體積分?jǐn)?shù)大于50%時(shí)，玻璃強(qiáng)度和層間剪切性能很難滿足需求；2）在某些疲勞載荷作用下（如R=0），裂紋橋連纖維層的纖維會(huì)發(fā)生失效，影響裂紋橋連效率；盡管采用預(yù)拉伸的方法可以解決纖維失效的問(wèn)題，但經(jīng)過(guò)預(yù)拉伸后的層合板壓縮屈服強(qiáng)度會(huì)比較低，且該方法無(wú)法針對(duì)大尺寸面板進(jìn)行操作；3)由于芳綸纖維的熱膨脹系數(shù)與鋁合金相差很大，所以ARALL在固化成型后會(huì)產(chǎn)生較高的熱殘余應(yīng)力，影響層合板的性能；4)ARALL中由于單向纖維而產(chǎn)生的各向異性性能限制了機(jī)身蒙皮結(jié)構(gòu)中兩向應(yīng)力情況的應(yīng)用；5)與單一的鋁合金材料相比，ARALL的鈍缺口強(qiáng)度較弱；6)與單一鋁合金材料相比，制造成本較高�？湛脱芯勘容^表明：A320機(jī)身如果采用ARALL制造，可以減重8%，但成本要增加10倍。1.2.1.2GLARE的發(fā)展及應(yīng)用1990年，代爾夫特理工大學(xué)的研究者在研究ARALL纖維金屬層合板性能過(guò)程中，為了進(jìn)一步提高層合板力學(xué)性能，提出用玻璃纖維代替芳綸纖維，制備出了一種新的纖維金屬層合板——GLARE。與芳綸纖維相比，玻璃纖維與環(huán)氧的結(jié)合性能更好，因此GLARE層

第1章緒論-5-尼性能好等性能，還對(duì)ARALL層合板的力學(xué)性能進(jìn)行了改善，使其具有更高的拉壓強(qiáng)度、更高的極限應(yīng)變和剩余強(qiáng)度、斷裂韌性[29]以及更好的抗沖擊能力[30]和抗疲勞性能[31-34]，因而使其迅速成為航空工業(yè)中重要的材料之一。鑒于其優(yōu)異的性能，1991年負(fù)責(zé)制備芳綸纖維的AKZO公司和負(fù)責(zé)制備鋁合金板的ALCOA公司合作成立了StructuralLaminatesCompany(SLC)公司，開始商業(yè)化生產(chǎn)GLARE層合板。圖1-3A330/A340的GLARE機(jī)身桶段疲勞試驗(yàn)[3]Fig.1-3FatiguetestofbarefuselagebarrelsectionofA330/A340aircraft.[3]1990年，GLARE首次商用于波音777客機(jī)貨倉(cāng)地板上。此外，空客公司應(yīng)用GLARE層合板制造了空客A330/A340的機(jī)身筒段（圖1-3）上壁板，并對(duì)其進(jìn)行了飛行疲勞試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)在GLARE層合板內(nèi)沒(méi)有損傷出現(xiàn)，同時(shí)分析表明當(dāng)A340的機(jī)身上面板采用GLARE時(shí)可以減重約14%-17%。2004年，空客公司將GLARE材料應(yīng)用在超大型雙層客機(jī)A380的機(jī)身上壁板（圖1-4）、水平尾翼前緣、垂直前緣、擾流板以及整流罩等上，減輕了飛機(jī)的重量（飛機(jī)重量減輕800kg），提高了飛機(jī)的安全性和使用壽命。盡管GLARE材料與ARALL相比性能得到了極大的改善，但GLARE材料也存在著一些缺陷，如：1)GLARE的制造成本極高，GLARE每平方米的制造成本相比鋁合金約高出10倍；2)與2000系列和7000系列鋁合金及ARALL相比，GLARE的剛度明顯較低，特別是當(dāng)玻璃纖維交叉鋪設(shè)時(shí)，極大地限制了GLARE在更大范圍上的應(yīng)用。傳統(tǒng)的GLARE是由S2-玻璃纖維、120℃的固化環(huán)氧樹脂及2024-T3鋁合金制成，但是環(huán)氧樹脂和鋁合金都不能滿足在高溫條件下使用。因此為了滿足高溫條件下GLARE的使用，研究者用177℃的固化環(huán)氧樹脂和2024-T81來(lái)代

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]先進(jìn)復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的研發(fā)與應(yīng)用[J]. 沈軍,謝懷勤.  材料科學(xué)與工藝. 2008(05)
[2]先進(jìn)復(fù)合材料與航空航天[J]. 杜善義.  復(fù)合材料學(xué)報(bào). 2007(01)
[3]整體加筋壁板的破損安全特性與斷裂控制分析[J]. 李亞智,張向.  航空學(xué)報(bào). 2006(05)

博士論文
[1]玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層合板疲勞裂紋擴(kuò)展的研究[D]. 白士剛.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2014



本文編號(hào)：3593716