與鋁合金等傳統(tǒng)材料相比,復(fù)合材料的比強(qiáng)度高、比剛度高、耐久性好、抗疲勞和可設(shè)計(jì)性強(qiáng),廣泛應(yīng)用于航空航天等領(lǐng)域[1,2] 隨著復(fù)合材料在飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中占比的提高,和成型工藝水平的限制以及裝配、維修等方面的要求,復(fù)合材料接頭的連接極為重要 同時,復(fù)合材料與金屬材料的連接在民航領(lǐng)域也受到極大的關(guān)注[3,4] 膠接結(jié)構(gòu)的重量輕、成本低、絕緣性好、無電偶腐蝕、無鉆孔應(yīng)力集中,廣泛應(yīng)用于飛機(jī)襟翼、尾翼、垂尾等部位[5~7]

鋪層方式、搭接長度以及膠層厚度等因素均對復(fù)合材料膠接接頭的性能有極大的影響,其中鋪層方式因?qū)娱g相互作用的改變顯著影響接頭的應(yīng)力分布和破壞模式[8~10] 近年來大量國內(nèi)外學(xué)者研究了鋪層方式對單搭接接頭膠接性能的影響規(guī)律[11~20] Kadioglu F等[12]將實(shí)驗(yàn)與仿真相結(jié)合研究了在彎曲載荷下鋪層方式([±10]5s、[±20]5s和[±45]5s)對玻璃鋼(Glass-fiber reinforced plastic, GFRP)單搭接接頭的破壞和力學(xué)性能的影響,發(fā)現(xiàn)[±20]5s和[±45]5s的單搭接接頭出現(xiàn)分層破壞,[±10]5s發(fā)生大面積的膠層內(nèi)聚破壞,且隨著鋪層角度的增大層間剪切效應(yīng)愈加明顯 毛振剛等[13]對比了[45/0/-45/90]3s、[90/45/-45/0]3s、[03/903]2s三種鋪層方式CFRP(Carbon Fiber Reinforce Plastic, CFRP)單搭接接頭的力學(xué)性能,發(fā)現(xiàn)與[45/0/-45/90]2s和[90/45/-45/0]3s相比,采用[03/903]2s鋪層的膠接結(jié)構(gòu)其極限失效載荷和剪切強(qiáng)度最大,膠接性能最好 Wang等[15]通過實(shí)驗(yàn)設(shè)置[0]24、[0/90]12s和[-45/904/452/-45]3s三種鋪層方式,研究了鋪層方式對CFRP-Al力學(xué)性能的影響,發(fā)現(xiàn)[-45/904/452/-45]3s能較好地抵抗剪切力 但是,目前研究鋪層方式對單搭接接頭膠接性能的影響大多集中于同質(zhì)材料,對異質(zhì)材料單搭接膠接接頭的研究尚不充分,尤其是鋪層方式變化對CFRP-Al膠接結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響及破壞機(jī)制尚不明確 鑒于此,本文使用[45/-45]4s、[0/90]4s和[0/45/-45/90]2s三種典型鋪層方式的碳纖維復(fù)合材料(CFRP)與Al制備單搭接試樣,在室溫下進(jìn)行拉伸試驗(yàn),根據(jù)不同鋪層方式下CFRP-Al單搭接接頭的載荷-位移曲線、應(yīng)變場分布及演化特征和斷口形貌,研究鋪層方式對接頭膠接性能、失效過程及破壞特征的影響并揭示不同鋪層方式下單搭接接頭的破壞機(jī)制

1 實(shí)驗(yàn)方法

實(shí)驗(yàn)用材料有碳纖維復(fù)合材料(CFRP)層合板(使用碳纖維/環(huán)氧樹脂(USN15000/7901)單向預(yù)浸料用熱壓罐在0.26 MPa恒壓下制備)、7075鋁合金板和室溫固化的Araldite 2015雙組分環(huán)氧樹脂膠粘劑 使用膠粘劑將鋪層方式為[45/-45]4s、[0/90]4s和[0/45/-45/90]2s的CFRP層合板和Al制備出3組單搭接膠接試樣 其制作工藝和材料參數(shù)如圖3和表1和表2所示 被膠接件的尺寸均為165 mm×25 mm×2 mm,接頭搭接長度為40 mm,膠層厚度為0.5 mm,結(jié)構(gòu)參數(shù)在圖1中給出 使用0.5 mm校準(zhǔn)墊片和與膠接件等厚的支撐墊板控制膠層的厚度,用上、下壓板對接頭加壓并在室溫下固化 膠厚控制方法,如圖2所示 為了保證實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性和有效性,3組試樣每組5個

圖1



圖1CFRP-Al單搭接接頭

Fig.1Single-lap joint of CFRP-Al

圖2



圖2膠厚控制方法的示意圖

Fig.2Schematic diagram of adhesive layer thickness control

圖3



圖3CFRP層合板的制作工藝

Fig.3Production process of CFRP Laminates

Table 1

表1

表1CFRP層合板材料性能

Table 1Material properties of CFRP laminates

Property	E11/MPa	E22/MPa	E33/MPa	G12/MPa	G13/MPa	G23/MPa	ν	Density, ρ/kg·m-3
Value	121000	8600	8600	3450	3450	2800	0.301	1467

Note:Eii (i=1, 2, 3)—Young′s modulus in the i direction; Gii(i=1, 2, 3)—shear modulus in the i plane



Table 2

表2

表2Al7075材料性能

Table 2Properties of Al7075

Properties	Young′s modulus, E/MPa	Poisson′s ratio, ν	Density, ρ /kg·m-3
Value	71700	0.32	3000

使用電子萬能材料試驗(yàn)系統(tǒng)對單搭接試樣進(jìn)行準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗(yàn),參照標(biāo)準(zhǔn)為ASTM D5868-01[21],設(shè)置拉伸速率為2 mm/min,下方夾持Al被膠接件,移動上方CFRP層合板實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)靜態(tài)拉伸

采用DIC設(shè)備采集與分析對膠接件搭接區(qū)域的應(yīng)變場數(shù)據(jù),在膠接件正面噴涂白色底漆和黑色散斑,面積比約為1∶1,圖像采集頻率為1幀/s,實(shí)驗(yàn)設(shè)備如圖4所示

圖4



圖4實(shí)驗(yàn)用設(shè)備

Fig.4Testing equipment

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果2.1 試樣的載荷-位移曲線

進(jìn)行拉伸實(shí)驗(yàn)測試鋪層方式為[45/-45]4s、[0/90]4s和[0/45/-45/90]2s試樣的典型載荷-位移曲線,如圖5所示 在三種鋪層方式下[45/-45]4s試樣的極限載荷最小為6.11 kN,[0/45/-45/90]2s、[0/90]4s試樣的極限載荷較高,分別為11.27 kN、12.55 kN,與[45/-45]4s試樣相比增大了84.5%和105.4% [45/-45]4s試樣的拉伸位移為0~1.7mm時試樣進(jìn)入線彈性階段,位移為1.7~4.0 mm時進(jìn)入塑性變形階段,位移大于4.0 mm后試樣斷裂 與[45/-45]4s試樣相比,[0/90]4s和[0/45/-45/90]2s試樣的載荷-位移曲線近似為一條直線,在整個拉伸過程中均為線彈性階段,直至最后發(fā)生脆性斷裂

圖5



圖5不同鋪層方式接頭的載荷-位移曲線

Fig.5Load-displacement curve of different stacking sequences

結(jié)果表明,鋪層方式從[45/-45]4s到[0/45/-45/90]2s再到[0/90]4s,試樣的極限載荷逐漸增大,力學(xué)性能顯著提高 其主要原因是,0°鋪層的纖維束與拉伸載荷在同一方向,纖維承受主要載荷,而±45°鋪層主要由復(fù)合材料基體受力,其次±45°鋪層在拉伸載荷作用下層間產(chǎn)生較大的剪切應(yīng)力,使CFRP層合板內(nèi)部發(fā)生剪切損傷,使極限載荷降低[14] 對比三種不同鋪層方式的試樣,[45/-45]4s試樣的拉伸位移最大,因?yàn)镃FRP板中±45°鋪層的復(fù)合材料基體在拉伸載荷作用下發(fā)生了塑性變形,使纖維發(fā)生偏轉(zhuǎn)和不同鋪層間夾角小于90°,因此拉伸位移最大

2.2 搭接接頭應(yīng)變的分布

為了探究鋪層方式對接頭應(yīng)變分布特征的影響,使用DIC分析接頭正面x方向的應(yīng)變,得到接頭x方向上的應(yīng)變云圖,比較拉伸極限載荷為10%、50%、90%時的應(yīng)變場 圖6給出了[45/-45]4s、[0/45/-45/90]2s和[0/90]4s鋪層方式接頭正面x方向的應(yīng)變場 拉伸載荷為10%極限載荷時三種鋪層方式接頭表面的應(yīng)變分布較為均勻,沒有出現(xiàn)明顯的應(yīng)變集中 達(dá)到50%極限載荷時接頭表面均出現(xiàn)應(yīng)變集中區(qū)域且主要位于搭接區(qū)域的CFRP端,其中[45/-45]4s試樣的應(yīng)變沿45°方向分布,[0/45/-45/90]2s試樣的應(yīng)變沿60°方向均勻分布,而[0/90]4s試樣的應(yīng)變沿90°方向呈階梯狀分布 隨著拉伸載荷的逐漸增大三種鋪層方式接頭的應(yīng)變集中程度提高,達(dá)到90%極限載荷時[45/-45]4s試樣的應(yīng)變集中程度最高,[0/45/-45/90]2s次之,[0/90]4s最小

圖6



圖6不同鋪層方式單搭接接頭的正面x方向應(yīng)變場

Fig.6Strain field in front x direction of single-lap joint with different stacking sequences (a) [45/-45]4s, (b) [0/45/-45/90]2s, (c) [0/90]4s

分析三種鋪層方式試樣正面x方向的應(yīng)變分布發(fā)現(xiàn),應(yīng)變都集中在CFRP端且為負(fù)值 其主要原因是,與鋁合金相比CFRP的剛度較低,易在偏心彎矩作用下發(fā)生較大的彎曲變形,使接頭產(chǎn)生負(fù)應(yīng)變 同時,試樣整體的應(yīng)變沿鋪層角度分布,且隨著復(fù)合材料層合板中±45°鋪層數(shù)量的增加試樣的應(yīng)變集中程度提高 這表明,鋪層角度能在一定程度上改變接頭的應(yīng)變分布,與0°和90°鋪層相比,±45°鋪層容易使接頭處產(chǎn)生較高的應(yīng)力集中區(qū)域,應(yīng)力傳遞能力較差,使整體的應(yīng)力分布較不均勻

2.3 破壞模式和失效形貌

為了探究鋪層方式對接頭破壞模式的影響,揭示不同鋪層方式下接頭的失效規(guī)律,分析了三種接頭的破壞模式和失效形貌,如圖7、8所示 結(jié)果表明,[45/-45]4s試樣的破壞模式為膠層內(nèi)聚破壞和復(fù)合材料層間破壞,整體是混合破壞模式(圖7a),其中層間破壞所占比例較大,失效面積為84.5% [0/45/-45/90]2s試樣發(fā)生膠層內(nèi)聚破壞和復(fù)合材料的層間破壞(圖7b),其中內(nèi)聚破壞面積為33.5%,分層破壞面積為66.5% [0/90]4s試樣整體上呈現(xiàn)膠層內(nèi)聚破壞(圖7c),占據(jù)整個失效面積的95.0%,只有較小區(qū)域呈現(xiàn)CFRP與膠粘劑連接表層的層間破壞,失效面積為5.0%,且CFRP鄰近膠層的層間沒有失效

圖7



圖7不同鋪層方式單搭接接頭的典型破壞模式

Fig.7Typical failure mode of single lap joints with different stacking sequences (a) [45/-45]4s, (b) [0/45/-45/90]2s, (c) [0/90]4s

圖8



圖8拉伸實(shí)驗(yàn)前后[45/-45]4s鋪層下纖維之間夾角的SEM照片

Fig.8SEM images of angle between fiber layers before and after tensile tests of [45/-45]4s (a) before tensile tests, (b) after tensile tests

用掃描電鏡觀察了圖5中星形標(biāo)記位置的失效形貌 分析[45/-45]4s試樣中的標(biāo)記“1” 發(fā)現(xiàn),與拉伸實(shí)驗(yàn)前(圖8a)相比,±45°鋪層的纖維之間的夾角小于90°(圖8b),表明纖維束在拉伸過程中發(fā)生偏轉(zhuǎn),復(fù)合材料的基體承受主要載荷并產(chǎn)生較大的塑形變形 觀察標(biāo)記“2”(圖9a)發(fā)現(xiàn),樹脂斷面較為平滑,纖維束并未發(fā)生斷裂,在載荷作用下接頭未出現(xiàn)脆性斷裂,此時纖維束未充分體現(xiàn)其抗拉性能,樹脂承擔(dān)主要剪切載荷,因此極限載荷較低 分析[0/45/-45/90]2s試樣中的標(biāo)記“3”(圖9b)發(fā)現(xiàn),纖維上粘附著大量樹脂,少量纖維束拉斷 這表明,在這種鋪層方式下纖維束與樹脂共同承受拉伸載荷 觀察[0/90]4s試樣中的標(biāo)記“4”(圖9c)可見,界面破壞處CFRP表層0°鋪層的纖維束拉斷,表明在這種鋪層方式充分體現(xiàn)了0°鋪層纖維束的抗拉特性,承擔(dān)主要載荷,因此接頭的極限載荷較高 同時發(fā)現(xiàn),樹脂斷面尖銳呈不規(guī)則形狀,說明接頭發(fā)生脆性斷裂 這與[0/90]4s鋪層方式下的載荷-位移曲線相同

圖9



圖9不同鋪層方式下單搭接接頭破壞模式的SEM照片

Fig.9SEM images of failure modes of single lap joints with different stacking sequences (a) [45/-45]4s, (b) [0/45/-45/90]2s, (c) [0/90]4s

對比三種鋪層方式下接頭的破壞模式和失效形貌發(fā)現(xiàn),鋪層方式由[45/-45]4s到[0/45/-45/90]2s再到[0/90]4s,接頭的破壞整體上依次呈層間破壞、混合破壞和內(nèi)聚破壞 其中層間破壞程度逐漸降低,因?yàn)殡S著±45°鋪層數(shù)量的減少CFRP端產(chǎn)生應(yīng)力集中的層間剪切力降低,不易產(chǎn)生分層破壞 同時,由于0°鋪層的纖維束與載荷方向一致,與90°鋪層和±45°鋪層相比強(qiáng)度較高,因此CFRP鄰近膠層0°鋪層的數(shù)量越多能夠承受的拉伸載荷越大,越難產(chǎn)生CFRP的分層破壞 三種鋪層方式中[45/-45]4s試樣的纖維束損傷程度最小,[0/90]4s試樣的最大 其原因是,層間剪切力使試樣產(chǎn)生損傷,隨著載荷的增加損傷擴(kuò)展使整層纖維束被抽出而使試樣失效,纖維束不能充分發(fā)揮抗拉性能,結(jié)果是三種鋪層方式的破壞模式和失效形貌不同

3 結(jié)論

(1) 由于與載荷方向相同的纖維束可承擔(dān)較大載荷且±45°鋪層存在層間剪切力,因此鋪層方式由[45/-45]4s到[0/45/-45/90]2s再到[0/90]4s,試樣的極限載荷逐漸增大,力學(xué)性能逐漸提高

(2) [45/-45]4s試樣在拉伸過程中復(fù)合材料基體承受較大的載荷而出現(xiàn)塑性變形階段,使±45°鋪層間角度小于90°和試樣拉伸位移最大；而[0/45/-45/90]2s和[0/90]4s試樣主要由0°鋪層的纖維受力,承載能力較強(qiáng),主要發(fā)生脆性斷裂,拉伸位移較小

(3) 鋪層角度能改變接頭的應(yīng)變分布特征,與0°和90°鋪層相比,±45°鋪層的層間剪切使接頭應(yīng)力傳遞能力較差,接頭CFRP端的應(yīng)力集中程度提高,使整體的應(yīng)力分布較不均勻

(4) 鋪層方式由[45/-45]4s到[0/45/-45/90]2s再到[0/90]4s,接頭層間剪切力逐漸減小以及CFRP層合板鄰近膠層0°鋪層數(shù)量的增加使其承載能力增強(qiáng),破壞模式整體上依次呈現(xiàn)為層間破壞、混合破壞和內(nèi)聚破壞 同時,分層破壞程度逐漸降低,接頭纖維束的斷裂數(shù)量逐漸增加,充分體現(xiàn)出纖維的抗拉特性

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In this paper, the response of adhesively-bonded single lap joints (SLJs) with angle-plied composite adherends subjected to flexural loading was investigated. The experiments were carried out for the adherends, glass reinforced polymer matrix, with three kinds of stacking sequence. A three-dimensional finite element (FE) model was developed using ABAQUS/Explicit. The three dimensional Hashin failure criterion with an appropriate damage evolution law was used to characterize the damage inside a ply. Cohesive zone elements were used to model the damage in the adhesive layer (AF163-2K) and the interply failure, that is, the delamination. The developed numerical model was verified with the performed experiments. The SLJs of [?20](5s) and [?45](5s) failed due to failure in the adhesive layer and the delamination between the plies, whereas that of [?10](5s) failed mainly due to the former failure. The intralaminar damage was not noticed for any case. The influence of the fiber angle of plies in the adherends, adherend thickness, overlap length, and the thickness of adhesive layer on the damage in the adhesive layer and the delamination were investigated in terms of the competition between these two failures and activation of different failure modes in each thoroughly.

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