复合材料胶接修补分析：损伤探测与预测

1、复合材料胶接修补分析：损伤检测与预测摘要 高性能复合材料在商用与军用飞机上的广泛应用引起了人们对复合材料修补技术的关注。他们日益增长的使用主要是由于同更多传统材料相比，它们具有很高的比强度/刚度及改善的疲劳寿命1。在使用过程中，一架直升机会受到结构和气动方面的载荷。这些载荷会引起结构损伤或减弱，从而影响承载能力。为了保证一架直升机持续飞行，修补或加强损伤与薄弱部件以使结构得到恢复，这已成为近年来一个重要的研究。胶接修补是复合材料最常见的一种修补类型2。这一技术代替了通常引起应力集中而影响性能的机械连接修补。有两种类型的胶接补片能用来修补损伤结构：外部粘合补片和挖补式粘结补片。外部粘合补片能恢复

2、材料的强度，而且过程快速简单。此外，胶合到原始结构的补片与原结构匹配，而且降低了修补区域的应力间断，从而提供了更高的刚度，因而挖补法比贴补法更优越。为使气动干扰最小化，这一修补技术常用在表面必须平滑的部位。在现今研究中，在单向拉伸载荷下评估CFRP层合板的两种胶接修补技术。试样都是由商用碳环氧预浸布加工制得，本文研究用到了两种不同层合板：准各向同性编织M21/HTA碳纤维环氧树脂板和准各向同性单向M21/T700碳纤维环氧板。使用三元有限分析确定最佳修补结构的应力场，并将结果同实验观察相比较。挖补法修补的复材板的性能可用两种在线损伤分析来检测：超声导波（兰姆波）分析和基于数字图像相关技术（DI

3、C）分析的全场测试方法。进行了前期损伤两种技术结果相关性的比较，通过挖补法恢复强度的结论和损伤演化也可以推断出来。最后，将这些结果同离线技术相比较，如超声C扫描和X射线检测，以便确定受载后的损伤位置和程度。关键词：复材胶接补片修补 数字图像 无损检测 损伤检测 应力集中 超声导波 挖补法1、背景近年来，复合材料在运输工业（航空，汽车和船舶）方面的应用显著增加。如新一代商用飞机波音787和空客350，是将复合材料用在机身主要结构的第一代商用飞机 3。因此，越来越有必要发展直升机基础结构部件（如机身或机翼）的修补技术，而不是把替换这些部件作为首要解决办法。飞机上常见损伤主要来于意外撞击（车辆和其他

4、可移动服务设备），鸟撞，冰雹和雷击，或是由液压油或吸湿所引起的劣变4,5。由于部件的高度集成化和大型化，替换损伤部位不是一种最佳方法。因此发展复合材料修补技术和工艺的必要性是显而易见的。复合材料最常见的一种修补类型是复合材料胶接补片修补4。与传统机械连接修补方法如铆接相比，复合材料补片胶接修补能节省成本，并能进行高损伤容限的结构修补5。在航空工业中复合材料最常见的修补类型是贴补法和挖补的。从制造和应用方面来看，这些修补技术各不相同。然而，随着新飞机项目将复合材料用在了安全性至关重要的基础结构，修补的设计与认证更具挑战性。另一方面，使用胶接补片修补结构的性能和质量不仅依赖于修补过程，而且同每个修

5、补人员的经验和技术相关。因此，鉴于这些修补需要通过民航公司认证，就迫切需要在线监测技术。1.1胶接修补 外接补片的修补使用过程比挖补方法更方便快捷。在飞行过程中，外接补片通常作为一种临时修补方法，或者在不受力件或相对薄的结构中作为永久修补方法。外接补片将载荷转移在损伤周围，从而减弱了损伤边缘的局部应力集中2,4。用这一技术，损伤材料通过开孔，清理，填充胶接材料来去除，然后再接补片。 Soutis等人2,4,6的早期研究和近期其他研究2,4,6都概述了贴补法设计的使用指南。研究表明修补在早期阶段可以简化成代表修补结构单侧或两侧补片的单面或双面胶带搭接。然后，可以用剪切滞后模型和胶接时的最大剪切应

6、变准则来确定最佳补片尺寸，厚度和弹性模量。这一模型也可用来检测胶层厚度的影响因素和接头强度的剪切性能。 贴补法首先要考虑的是确定补片尺寸。如果补片重叠长度或胶接长度太短，胶层整体就会处于高剪切应力。对于长的胶接长度，大部分载荷分布在胶接重叠的末端，这就是长补片不能提高最终预期强度的原因。因此，用补片修补薄层合板10mm孔（损伤区域清洗后的尺寸）两侧的理想重叠长度大约是1215mm4。即使修补结构上孔的尺寸达到30mm，15mm的胶接重叠长度也是有效的，从而最佳补片的直径大约是60mm4。与重叠长度的方法一样，也可以来确定补片厚度，补片的最佳厚度可由主板的厚度确定。太薄的补片或相对低模量补片强度

7、较低，然而过钢的补片是有害的，因为其会增加材料质量，而且重叠区域会存在高剪切应力4。鉴于这些考虑，孔的尺寸是1030mm时，薄修补层合板的最佳补片厚度占主板的4060%4。对于补片形状来讲，圆补片比方形补片好，可能是由于其在修补区域产生的应力较小3。为了研究补片铺层顺序对修补性能的影响，Liu 和 Wang 7通过测试用六种不同铺层顺序补片修补拉伸后的层合板，探讨了补片铺层顺序对修补效率的影响。结果表明补片铺层顺序对失效的起始强度和最终强度几乎无影响。然而，Cheng等人9的近期研究表明主板的失效过程依赖于补片结构板层的排列。 用于粘结补片和主板的胶接材料是修补设计中最重要的因素。如果胶层太薄

8、，它会又硬又脆，将导致靠近补片和孔边缘的高应力区域产生起始剪切失效，使得损伤扩展至整体重叠区域。然而，如果胶层太厚，会有很强的可塑性，而且在载荷作用下，它的迅速失效会减弱主板与补片间载荷传递的有效性。上述研究中修补胶层的最佳厚度是0.20.3mm7 ，也有人为0.1250.25mm是有效的4 。 挖补法是能提供最高接头效率的一种方法。这种修补技术常用在要求表面平滑的部位，由于它可以将气动干扰最小化。此外，在修补部件十分厚时，挖补法比贴补法有显著优势。这些情形下，贴补法将会引起额外厚度，较高的脱粘力和剪应力，而这些不会出现在挖补方法中2。 挖补过程在修补区域需要锥形沙（或阶梯沙），以此得到准确的

9、挖补角度，确定层板边缘，从而去掉损伤。锥形区域根据结构厚度或层板数量确定。通常薄结构的锥形比例是50：1（长度：厚度），而厚部件的比例是30：1。损伤区域清洁后，就可用修补板层。一个重要的设计参数是层合板的铺层方向必须同补片一致10。 现今挖补补片的使用方法是将补片放在挖补腔内，并在损伤平面固化，同软板修补方法一致。Whitting-ham等人11的近期研究提出了两种产生硬补片修补的方法，包括将预形成补片胶接在挖补腔中。第一种方法叫做模压法，是在加工腔的模具中预制补片，然后将其胶接在挖补腔内。第二种方法是用表面分析设备获得挖补腔表面数据，然后从复材板上加工补片。如果使用真空袋而不是高压釜，补片

10、将会比主体复材结构有显著不同的性能。这些结果表明整个补片粘结层厚度的变化相对于软补片方法有显著改善。 为了保护挖补补片的一端，商用挖补法通常要有额外的外部厚度即过铺层。这些过铺层也能进行额外加固11。Breitzman等人12也通过对有过铺层层和无过铺层的挖补法修补在拉伸载荷下进行了的一些数值和实验研究。结果表明，由于将额外载荷转移到过铺层，有过铺层的修补层压板强度有了提高。就过铺层厚度这一影响因素来讲，从没有过铺层到只有一层过铺层，应力也有显著降低，即使较厚的过铺层会使得应力更大降低。对过铺层纤维取向的进一步研究分析，似乎证实了直升机结构修补手册（SRM）13的商业需求。依据SRM，为了最小

11、化胶层应力，第一层过铺层应该与主体层压板最外层（与过铺层相接的）的取向方向一致。然而进行挖补前必须考虑如设计步骤这类确定的弊端。首先挖补比贴补法更要求高水平的专业技术，它需要将大量的非受损材料移除，从而得到使刚度和强度恢复的挖补角度11。Wang 等人14为了得到最佳的挖补形状，进行了大量数值研究。他们的研究结果表明，采用超过传统设计修补的最佳修补，可以显著减少移除的材料（26%到76%之间）。而且，对于小挖补角度，最佳挖补尺寸的同心椭圆长宽比约等于双轴应力比。其他研究表明对于损伤长宽比高时，方椭圆混合轮廓能进一步减小修补尺寸。1.2胶接修补的损伤评估 实验研究表明胶接补片修补能够将修补结构的

12、强度恢复原层压板强度的80%2,12,15。 层压板复材具有多相性和各向异性的特性，因此其机械性能很复杂。因此，应该对层压板复材进行更深的实验评估来得到全面的实验数据，而不是从应变计或引申计测量有限的应变或位移1618。这与实验评估复材修补有很大关系，因为要得到加载条件下的修补机械性能，检测整个修补区域很重要。 从文献来看，过去常用有限的数据来评价加载条件下的复材修补性能。然而，红外热像法能来检测复材补片结构的稳定性19，也可以在拉伸疲劳载荷下检测修补试样损伤的起始和扩展，以此来评估修补的起始损伤9。为了检测层合板和修补试样的损伤过程，能方便测量细微应变的数字图像相关（DIC）技术1618,2

13、0已用来评估层压板复合材料结构的损伤过程，但以前的有限研究 15,21,22仅集中于复材结构修补补片的性能。而且，用兰姆波检测复材试样损伤的无损检测方法过去用在修补层压板的损伤检测中2328。另一种评估复材补片修补性能的技术是C扫描超声检测3,21 。这一测试方法作为最后的质量检测，以此保证修补表面没有气孔，而且修补中没有造成损伤。在这一研究中，使用轴向拉伸载荷测试胶接修补损伤的性能和评价。首先研究开孔试样的性能。研究开孔试样的性能，对于使用螺栓和铆钉连接的复杂结构设计很有必要。研究两种不同商用碳纤维环氧层压板使用的贴补法和挖补法：编织碳环氧（M21/HTA）和单向碳环氧（M21/T700）的

14、预浸料，其铺层顺序是 (0/90/45/0/90)3 T。挖补补片用在冲击损伤的编织碳纤维环氧M21/HTA板上。拉伸测试能够研究胶接补片修补的性能和损伤评估。为了检测加载时修补区域的失效过程，二维（2D）和三维（3D）数字图像相关技术（DIC）与兰姆波分析共同应用，其中压电传感器（PZT）作为驱动器和接收器。测试挖补法修补板前，为了检测会造成过早失效或裂纹损伤的制造缺陷，可以用C扫描检测。DIC和兰姆波可以记录修补区域在拉伸载荷下的损伤扩展。对由在线技术得到的特征与阶段损伤的相关性进行了讨论。这些结论同X射线与超声C扫描（离线技术）对比，以确定加载后的损伤。使用有限元应力结果确定最佳修补结构

15、的应力区域。2. 实验方法 现在已研究了挖补法与贴补法在拉伸载荷下的性能。修补分析前，应测试有孔和无孔试样的拉伸强度，随后与修补板的强度比较。此外，也可以在试样上安装应变仪以测试材料性能。数字图像相关技术（DIC）可以分析有孔试样的损伤与裂纹扩展，也能检测拉伸载荷下修补板上补片的性能。除过DIC，使用压电传感器的兰姆波也能分析挖补片的性能。将DIC和兰姆波在线分析技术的结果与超声C扫描和X射线技术比较。2.1样品的准备和测试过程2.1.1挖补胶接修补从以前的研究来看，挖补法用在碳纤维增强复合材料的冲击损伤处29，见图1.正面的损伤区域大约是直径13mm，而背面的损伤区域是25mm长25mm宽。

16、 (a) (b)图1 冲击后的CFRP板：（a）正面（b）背面，面板图像放大 板材是由郝氏公司的韧性环氧树脂（M21）同于雷尔伊斯帕诺的纤维体积分数为58%的碳纤维编织布（2/2斜纹布）制得。板材的铺层顺序是(0/90/45/0/90)3 T ，总厚度是2.8mm。冲击测试后，受损区域用锥形纱均匀攻丝机（椭圆形）去除，损伤区域周围用旋转垫光机模拟损伤区域的空隙。从板材上切下试样以得到材料有孔和无孔的拉伸强度，与材料的弹性。为了设计拉伸试件，单向和编织层合板的拉伸测试用ASTM D3039标准。无孔试样是175mm长30mm宽，为了模拟损伤区域或受损区域清洗后的效果，需用硬质合金钻头在试板中心钻

17、一圆形孔。在这一研究中，孔直径与试样宽度的比例约为0.1。有孔试样是175mm长50mm宽，孔的直径是5mm。玻璃纤维标签（40mm宽，2.4mm厚）胶接在测试长度为95mm试样的末端。标准高强度，两组分环氧糊状胶将端片贴在试样上。每一组（有孔和无孔试样）用三种试样测试轴向拉伸，并用应变仪测试材料的应变。拉伸式样在液压传动机上以100KN的载荷，1mm/min的恒定加载速率进行测试，液压钳提供足够的压力以防止试样滑动。复材系统HTA/M21的平均试验结果（用三个无孔和开孔的拉伸试样）列在表1中。计算拉伸强度时要用到试样的总截面积。无孔试样（弹性模量Ex和泊松比vxy）的拉伸应力应变效果图2所示

18、。在x-y层合板面我们考虑了准各向同性性能。尺寸为200mm350mm的CFRP板的火焰表面清理在卡夫拉维克机场的冰岛技术设备（ITS）的复材厂完成，按照波音767的结构修补手册13,22。在本研究中，假设永久性修补仅限板材的一侧。样板中心剪出30mm的孔，修补角是2.1，见图3。从预固化板上剪下备用补片，将其用于板材难接近的一面。这一补片作为保护修补区域的密封补片。修补片由碳纤维平纹织物和树脂制得。在预浸布上剪下规定尺寸的挖补补片。填充补片和灌封树脂用在孔的边缘，修补板放在所要求的重叠板最合适的方向。两个外接补片放在板的最表面：第一个外接补片与原板表面（0）有相同的取向，第二个是+45，每一

19、个都重叠了12.7mm，见图3。组装后，用真空袋和加热系统将补片固化在挖补板上，见文献 22。图3显示了完全固化的挖补法修补板。测试试样前，用C扫描检测缺陷（补片或胶层缺陷）或可能引起永久失效和裂纹的制造缺陷，没有发现任何缺陷。玻璃纤维片用室温固化的环氧糊状胶粘结在试样末端的正反面。贴上标签，试样切到最终宽度，在标签处钻孔以安装测试夹紧钳。这一组装在液压测试机器上以250KN的载荷拉伸。表1 HTA/M21的弹性特性及其无孔试样和有孔试样的拉伸强度图2 HTA/M21试样拉伸应力-应变图图3 挖补几何细节和固化的挖补试样2.1.2 贴补法 类似实验也用在贴补法分析中。试样有相同的铺层顺序(0/

20、90/45/0/90)3T，但不是编织碳纤维，而是由郝氏复材提供的Hex-Ply M21韧性环氧树脂和T700单向碳纤维制得。单向预浸系统比挖补中织物对非对称铺层更敏感。在本研究中，对刚性基体的研究表明在T700/M21复材体系中不会发生足够的连接现象。22。两种复材层压板由单向碳纤维/环氧预浸料T700/M21手糊制得。按照先前的铺层（18层，2.4mm厚），每个板的尺寸是200mm200mm。按照制造商预浸料固化建议，板材在高压釜中固化。每一个装置（按照标准ASTM D3039无孔和开孔拉伸试样）从复材板上切下200mm45mm三个式样，玻璃纤维标签胶贴在试样末端，以获得材料性能（无孔和开

21、孔的强度与弹性性能）。T700/M21复材系统的结果列在表2中。无孔试样的拉伸应力应变列在图4中。为了实验重现复材结构的胶接补片修补，在试样中心钻出直径5mm的圆孔，来模拟损伤区域的移除，然后将外部补片胶接在试样表面。在本研究中，圆形硬补片从与试样（T700/M21预浸料）相同材料上制得，但补片铺层顺序是(0/90/45)s ，直径是35mm。将补片胶接在层合板上前，表面需通过喷砂粘结面积和后续清洗。补片用两部分环氧胶胶接在层合板上，并控制胶层厚0.2mm。然后在室温下固化。为了减少重叠片末端的脱胶应力，胶液在会产生喷涌角（胶瘤）的补片边缘处逐渐减少。图5显示了修补层合板的组装和几何尺寸。将外

22、接补片胶接在试样一侧或两侧的数个修补试样在电子机械测试机以100KN载荷和2mm/min的恒定加载速率进行拉伸测试。表2 T700/M21有孔和无孔试样的拉伸强度图4 T700/M21试样的拉伸应力-应变图图5 单侧和两侧胶接补片修补试样的几何细节2.2在线损伤检测 商用和军用飞机长一个最主要的挑战是缩减维修费用。降低使用成本，减少检测/维修费用，高性能，长寿和更高的安全性是航空公司一直追求的。而且在目前飞机不断老化的同时，新一代飞机将使用更多的复材。这些都是建立精密检测和维修技术的一个重要原因30。关于航空应用的研究方面，使用修补片的一个主要限制因素是在结构使用关键阶段加载时补片脱胶危险。如

23、果受载超过胶层的极限剪切应变，这一情况将会发生。 为了检测层合板和补片修补试样的损伤过程，可以使用几种无损检测方法（NDT技术）。NDT技术能可靠的检测超过临界尺寸的缺陷，而且不受局部几何尺寸和性能多样性的影响，并以最少的成本快速进行。有许多NDT技术以成功应用到修补复材结构的损伤检测中。包括摄影，C扫描，红外温度记录及压电设备来分析补片修补复材结构9,6,19,24。 Baker31强调了用于内部结构健康检测的智能补片的重要性，作为补片广泛应用，要得到工业批准很重要。因此，为了不断评估修补区域，基于结构健康检测概念的系统一体化是很重要的。结构健康检测（SHM）常被定义为实行航空，民用和机械工

24、程基础设施损伤定义系统的过程32。一般来讲，SHM系统能在连续和原模型中检测测试结构，检测和解释不利变化，并将这些变化归因于临界损伤33。SHM方法更优于传统的无损检测技术（NDT）。SHM方法建立了一个适用于全球和在线监测的测试系统，利用了一个粘结在表面的少量传感器，这对于评估很方便。在现今的研究中，数字图像相关技术（DIC）（对于整个应变测试很方便）和超声导波（兰姆波）两种无损检测方法，用于补片修补复材的在线损伤检测。这些方法在以下部分简要讨论。2.2.1数字图像相关技术 数字图像相关技术（DIC）在198134年被Peters 和Ranson用在实验力学中，他们提出在材料系统中使用基于计

25、算机的图像采集和变形测量，随后这些概念经过细化，并融入了数值算法3537。 DIC是一种无损光学检测方法，能够估算物体二维（2D）或三维（3D）的表面位移和应变区域。在3D中，能同时运行两个摄像机和一个校准网络的采集系统必须得建立相机的工作参数。3D系统能同时测量三维位移范围，因而其更高效。而且，它在不平滑表面工作，并不受高刚度物体运动的影响。这种方法的主要原理是匹配加载前后测试试样表面的斑纹图样。斑纹图样可以通过白漆和喷洒黑色气溶胶来制备。由数字摄像机可观测到这将导致一个随机的结构面。用于测量试样表面全场位移的原理如下：随机散斑的同一图案记录两次，加载前一次，变形后一次。将相机记录两幅图的子

26、图像进行关联，就能确定表面位移矢量17。子图像的相关性是由基于完善算法的确定商业代码得到的，这一算法利用了子集交叉关联准则（CC）或平方差关联准则38。同云纹干涉法和电子散斑干涉法这些实验技术相比，DIC简单稳定，不要求复杂的表面处理，对测试环境的要求也很低16,39。另一方面，该子集尺寸的精确性和散斑图的质量至关重要。实验中的图像是由超过五百万像素的数码相机得到；模仿DCP 5.0 LIMESS Messtechnik & Software GmbH。位移测量的典型错误低于0.05像素，应变测量的典型误差低于500m17,39。本研究中的实验数据通过相关方案公司的Vic-2D 和-3D软件处

27、理。试样由白漆和能建立随机散斑图案的黑色气溶胶喷洒制得。实验试样用普通白灯照射。2.2.2超声导波技术超声导波的损伤检测属于以SHM测试为基础的波衍射范畴。兰姆波是在板状结构中传播的弹性扰动。它们是一种板的上下表面这类平行自由表面间传播的的超声导波41。兰姆波存在于两种模式中，对称模式Sn和非对称模式An，这分别代表运动粒子在纵向和平行方向上的传播方向。更多信息可以参考文献42。薄板厚度可由轻小的传感器（启动器）测定。内部不连续传播模式的反射可由传感器信号分析。目前已研究了挖补法修补的兰姆波无损检测。兰姆波的基本特性会在以下章节讨论。首先，兰姆波以不同速度传播，每一种对应于一个不同的模式43。

28、每种模式以不同速度传播通过材料，最后在不同时间到达。由于这一性能使获得的信号太复杂而无法解释，因此损伤检测时必须考虑这一因素。S0 和A0这两种基本模型在较低的工作频率下进行隔离是可能的。理论上，最佳工作频率范围可以由显示相位或频率厚度群速度依赖关系的频散曲线获得。实践中，这能由楔形转换器获得，这能在激发频率下一个给定相速度的兰姆波激发出期望波长44。兰姆波另一基本特性是波速与波频和测试结构的厚度有关。这使得兰姆波扩散，而这一特点在多层复杂结构中是不需要的。一般来讲，扩散的影响因素是通过结构时波包持续时间的增加和振幅的减少。这两种因素会导致测试系统敏感度的降低 45。能首先评估胶接质量和临界载

29、荷的内置感应系统，其重要性在以前的研究27中已经强调过，而且这些初步测试表明用兰姆波进行贴补法测试是一个很有前途的技术。Chiu23 和Koh 46等人已经用PZT传感器对贴补法的性能进行了评估。 也有研究人员 47使用兰姆波检测了补片与基板脱胶的起始与扩展过程。Duflo48等人研究了关于CFRP外接补片缺陷的兰姆波相互作用。Qing49等人初步研究了使用导波对单侧外接补片的损伤检测。Sekine50和 Amaravadi51等人使用光纤传感器对有孔试样两侧外接补片的裂纹位置进行研究，其中模态分析与子波转换对外接补片损伤位置提供了相关信息。Takahashi52等人用兰姆波对挖补的冲击损伤检

30、测进行了初步研究。很显然，进一步研究集中于贴补法的检测，而对于挖补还没有相关研究。3.有限元模型 为了模拟修补层合板（补片和主板）的机械性能，可以使用ANSYS Workbench 12进行三维有限元分析（FEA）。已经对贴补法进行了详细应力分析，并简要分析了挖补修补性能，由于这些修补性能主要通过数字图像相关（DIC）和超声导波（兰姆波）进行评估。 编织（HTA/M21）和单向（T700/M21）碳纤维材料的弹性性能主要通过测试试样的应力应变获得，见表1和2。我们考虑是准各向同性层合板，并且只研究轴向（加载方向）的弹性性能。3.1挖补面板 建立挖补的三维有限元模型能够比较和评估实验结果。挖补模

31、型是一个尺寸为 250 mm 200 mm2.8 mm的矩形板，挖补角度约2 。假定了编织 HTA/M21碳纤维补片和主板的弹性性能，见表1。胶接层的拉伸和剪切弹性模量由文献53得到（E = 1.65 GPa and G = 0.95 GPa）该模型使用了20个节点实元素，总共20610个元素，如图6。挖补模型的接触区域比外接补片模型复杂。接触区域定义如下：挖补区域的胶液粘结到层合板和挖补补片的修补层，表面的胶液粘结到层合板和外补片上。胶接接触式和接触元件采用对称接触。通过固定一边，在另一边的纵向施加载荷，来模拟边界条件。为了观察网格对所计算应力分布依赖性的研究，在高应力集中区域进行收敛研究。

32、图6 有限元网格模型和挖补配置的横截面3.2贴补法面板有限元模型能评价修补技术的整体性能。分析补片，胶层，主板的应力分布，以得到贴补法关键的设计参数。模型是一个尺寸为 120 mm45 mm2.4 mm的矩形板，板中心是直径为5mm的孔。用贴补法的平板见图7。模型用20个节点实元素编织。主板和补片使用两个元素，胶层仅用一个元素。胶接接触式和接触元件采用对称接触。边界条件和载荷同挖补法有限元模型中的定义相同。图7 贴补法的有限元网格模型4结果与讨论4.1实验结果4.1.1开孔拉伸试样数字图像相关技术（DIC）能对铺层顺序为(0/90/45/0/90)3 T的开孔HTA/M21碳纤维试样（175m

33、m长50mm宽，孔直径为5mm）进行细致应变测量。DIC实验前，以极限拉伸强度（53KN）的80%（42.4KN）和90%（47.7KN）的载荷加载，然后用X射线检测并同DIC应变测量结果比较。为了准备DIC实验的测试试样，应该用喷漆器和白漆（由于CFRP试样的背面是黑色）在试样表面制得散斑图，见图8。分析散斑图（随机大小和分布）的质量。试样用液压钳放在测试机器上。由于这一试验要测试内表面位移，因而需要24522052 像素的摄像机。Scheneider Kreuznach Xenoplan 2.8/50 mm镜头安装到试样前三脚架的相机上。光照系统包括放置在试样两侧的两个灯，以便提供均匀的照

34、明。相机放在平行于试样600mm处。图像由相关解决方案公司的 Vic-Snap软件记录，速度是每秒1个图像，空间分辨率是0.016 mm/pixel。测试实验数据用相关解决方案公司的 Vic-2D软件处理。选择3232像素的相关子集进行DIC计算。该子集尺寸足够大，以确保用于相互关联的区域有足够不同的图案。 图9（左）描绘了不同加载阶段（极限拉伸强度（UTS）的80%和90%）有孔试样的X射线。结果表明孔的周围有不同的损伤类型，如树脂裂纹（基体裂纹）偏轴45， 90和 0裂纹的发生。结果也表明在孔周围会有非对称损伤发生：孔的左侧比右侧存在高应变集中。这一影响因素基于不同因素，如加载过程中试样的

35、偏差，试样厚度差异或试样非均匀载荷。 图8 表面有随机斑点的HTA/M21有孔试样开孔试样的损伤过程也用2D-DIC技术检测。图9（右）显示了与先前分析中相同加载阶段的Hecnky应变曲线的DIC结果。结果显示在孔的边缘会发生高应变集中（80%UTS是max= 0.0349，90% UTS是max= 0.0551），特别是在0分裂和90的偏轴基体已开始分裂的左侧，如X射线所观测到的。图9（左侧）拉伸载荷下HTA/M21有孔试样不同阶段的X射线图像。（a）UTS(53kN)的80%（42.4kN）和（b）UTS的90%（47.7kN）。（1）和（2）是90和45基体裂纹，（3）是0裂缝。（右侧）

36、相同载荷条件下的DIC Hencky应变结果。（a）UTS的80%和（b）UTS的90%。用X射线观测到的损伤和测量应变场之间的比较表明，应变分布和高应变区域的转移与发生在孔周围的损伤类型（分裂，基体裂纹）有直接关系，因此能够预测裂纹增长发生在何处。4.1.2挖补法修补运用低频PZT激发的兰姆波对挖补的结构完整性进行初步评估，目的是对兰姆波与3D-DIC技术进行比较。因此，面板表面安装的8个传感器厚1mm，直径10mm，能形成16个传播路径，从而覆盖所有关键区域。面板喷有散斑图案，以便用DIC方法记录图像，见图10。两个PZT胶接在面板背面，通过路径2B，2D和类似激发与接收信号组合的比较，来

37、评估非线性尺寸对记录信号的影响因素。通过汉宁窗调制的正弦波，激发信号的峰值是10V，5个周期，激发频率是225kHz。使用的起波器是TTi TGA 1230 30 MHz 模型，并用Le Croy LT224示波器以50 MS/s采样率采集数据。第一步，记录加载前未损条件下的读数。这些数据集作为基准参考，随后表征每个加载阶段。传感器用快速胶粘结，由于补片外层会脱胶，使得传感器与测试表面失去联系，因而将它们安装在修补区域外表面。通过滤波器对记录信号的杂质进行预处理。图10 用兰姆波进行测试的PZT排列 3D-DIC分析中所用图像由两个像素超过五百万的数码相机获得。相机镜头是Schneider-K

38、reuznach Xenoplan 2.8/50 mm ，为了同放大水平一致，它与试样对称放置。实验中用普通白光照射试样。挖补板的整体实验装置如图11所示。图11 单轴拉伸载荷下DIC和兰姆波测试的实验装置拉伸测试实验前，通过相关解决方案公司的Vic-Snap软件和15mm间距间隔均匀的圆点图案校准相机系统。此实验中相机系统装置的校准结果如表3所示，中心（x，y）指的是镜头中心传感器的位置，焦距（x，y）指的是像素中镜头的焦距，倾斜指的是传感器探头的倾斜，Kappa(1,2,3)是镜头的径向畸变系数，角度( , , ) 是每个相机间的三个角度（立体角是），距离Tx, Ty, Tz是相机1和2之

39、间的距离。对于本实验系统，校准结果也表明，校准后，图像像素位置残差的标准偏差小于0.02像素。表3 相机系统的校验结果试样在准静态拉伸下加载，兰姆波信号和DIC图像在1020 kN与170 kN间记录。在这一载荷下，用于夹紧试样的孔周围产生裂纹，会使样板过早失效12。由于复材的脆性，这一复杂现象在测试中很常见，而且它们不能通过塑性流动以减小孔周围的起始局部应力。最后试样加紧和设计的制造特点需要在静态或动态载荷下按照合适的规范来测试；试样末端标签需得是与标距长度相关的尺寸。然而，用两种研究方法对面板进行表征，收集的数据量已足够得到关于损伤检测的结论。测试中的DIC图像用Vic-3D软件处理。所选

40、子集足够大，以确保相关区域有十分明显的图案。3维DIC分析提供了所考虑载荷的情况下修补区域的应变图。有意义的应变在加载方向(yy)上获得。最具代表性的负载结果列在图12 中。图12 全场DIC结果：沿载荷方向不同载荷阶段修补区域表面的应变分布：40，80，120，140，150和170kN。由目前分析来看，对于局部应力集中的研究是为了确定修补区域是否有内部损伤。这对于兰姆波分析是很重要的一步。挖补法修补的拉伸强度预计在有孔和无孔试样的拉伸强度之间。然而，广为接受的最佳补片装置应该能够将强度恢复到无损层压板强度的70-80%2,3。因此，挖补法修补的最大拉伸强度预计约在 409 和 468 MP

41、a之间。此外，有几个降低强度的因素，如制造过程中引入的裂缝。根据孔周围预计的最大应力达到170kN时，415MPa的许用应力接近修补片的失效载荷。这一数值是在170kN的载荷下通过DIC数据应变分析测得。现在分析可得由于过早夹紧失效，即使载荷没有达到挖补法的极限强度，也会发生局部内部损伤。这一假设都可以从DIC数据和兰姆波分析验证。记录所有载荷下的兰姆波，直到面板失效。在良好条件下，传感器2记录的响应信号作为一个有代表性的例子列在图13中。在目前数据中，驱动器连接的传感器距离的影响因素是明显的。当比较路径2B和2D时，人们可以看到即使接收时间一致，波包形状类似，然而由于挖补法修补的不对称尺寸，

42、路径2存在相当大的衰减。图13 传感器2无载荷条件（基准参考）下的响应信号通过比较每一损伤的后续信号和基准参考信号，可以评估记录的信号。图14中，典型负载水平的响应信号由传输路径2A显示。由于层间裂纹和纤维断裂内部损伤的发展，随着载荷增加，振幅有明显降低。图15中，代表不同负载的响应信号由传输路径2C显示。随着所施加力的增加，可以观察到明显的相位偏移。这一图像仅显示了波形的前两个包。最后峰峰幅值被定义为能评估挖补结构完整性和考虑多个传播路径的损伤指数。为了减少板块边界的相互作用，主要研究第一个波包的振幅，由于其与后续损伤有直接关系。图16列出了不同载荷水平的损伤指数。当前工作研究损伤指数，它的

43、灵敏度与记录的DIC图像和不同几何尺寸路径间的相互作用有关。图14 传输路径2A在代表性载荷下的响应信号（损伤的衰减）图15 传输路径2C在代表载荷下的传输路径（损伤处相位偏移；前两个波包）图16不同载荷下的损伤指数（峰-峰幅值）首先，对于特定传输路径来讲，120kN后损伤指数下降，而所有的传输路径在140kN后都下降。这一现象与120kN或更准确说140kN后的实际情况吻合，DIC图像拍摄到常发生在基板孔周围和补层处的变形（得到树脂开裂过程中的不连续和可能的失效模式）。而且，路径3A和3C显示相比其他分析路径，特别是在140kN后，损伤指数有相对较高的变化。这一载荷水平下，各自的DIC图像已

44、得到补片末端的高应变，并接近夹紧处。因此，损伤指数中的变化是合理的。路径2D沿着树脂填充孔直接传播，这一地方很可能发生高度变形和内部起始裂纹。这一路径的损伤指数相对高达120kN，然后显著降低，并能通过孔周围的应变场验证。路径2C和4C有相似的行为，由于它们沿着面板不同侧的相同方向传播。最后如果考虑上方夹紧处的面板失效，就能解释路径1A损伤指数的灵敏度，所以补片很可能受该区域高应力分布的影响，从而导致了130kN后传感器1的脱胶；这一级别捕获信号的幅值降到0。目前研究工作，比较不同方法对初期损伤阶段损伤灵敏度的表征。最后用超声C扫描和X射线测试对失效后的面板进行表征，见图17。它表明没有永久损

45、伤。然而在复材结构中，像内部分层和未达到临界长度的层间树脂开裂这些早期损伤是很常见的，而且能在卸载后闭合。这一观察突出了获得早期内部损伤在线监测（DIC和兰姆波）的优点，这些损伤对于复材结构可能是灾难性的，而且不能由离线测试技术如C扫描和X射线得到。图17 170kN载荷卸载后用C扫描（a）和X射线图像（b）的离线测试结果4.1.3贴补法试样对单侧补片和双侧补片的贴补法试样进行测试。每一组三个试样拉伸测试的平均实验结果列在表4中。计算拉伸强度时用到了试样的总截面。两个修补装置的试样失效模式列在图18中。表4 单侧和两侧修补试样的拉伸强度图18 外接修补试样在拉伸载荷下的失效即使单侧修补的失效载

46、荷相当低，但是横向平面孔的应力集中没有同双侧修补减少的几乎一样，两种修补配置的失效机理是相似的。拉伸载荷下贴补法试样的不同失效模式列在图18中。很明显，单侧修补和双侧修补试样的失效模式很相似。由于高剪切应力，重叠区域的胶层首先失效。使用太大的补片或粘结质量不好时，就会发生这种失效模式。在一定载荷下进行拉伸测试，可观察到补片相对完整，由于失效后，主板材料仍粘结有补片。补片从主板上脱胶后，缺口试样在孔的两个横向仍会发生类似失效行为。三维DIC技术能够研究单侧补片修补技术在拉伸载荷下的性能。这是通过两侧有白漆的散斑图案完成的。为了分析主板和补片的性能，可以检测试样两侧。进行这一试验前，如上一节类似的

47、方法，对相机系统进行校准。实验中用普通白光照射试样。两侧DIC观测的应变图如图19和20所示。图19描绘了Hencky应变图在45kN拉伸载荷下的三维DIC结果。用试样没有补片的一侧进行研究，并分析补片区域的应变分布。有限元模型用于比较确定载荷下的DIC图像。考虑到孔存在下的高渐变，图19中所示加载方向(yy)应变分布的比较显示了DIC观察和有限元分析之间良好的一致性。必须指出钻孔过程中引起的孔周围的损伤，使得刚度降低，孔的几何尺寸不标准。图20描绘了单侧修补试样在补片侧以45kN载荷拉伸，就Hencky应变而言的三维DIC结果。加载方向(yy)的结果表明沿加载方向补片（上方和下方）边缘存在高

48、应变。这些结果与图18中的失效分析，和文献2,7的实验与数据结果是一致的。当主板和相对较强的补片胶接时，将会发生这种失效模式，而且在胶接区域会引发高应力，胶层引发高剪切应力。然后胶层首先失效，补片从主板上脱胶。4.2数值结果4.2.1贴补法结果为了研究修补配置的性能（单侧或两侧补片修补），用有限元数值模拟研究拉伸载荷下，主板，补片和胶层上的高应力临界位置。图21显示了有孔拉伸强度676MPa应力下的应力分布结果。主板上的高应力临界位置被指定为点A（孔的横向）和点B（重叠层的边缘或前面）。主板上高应力区域的位置同图20所示加载方向的实验结果一致。修补材料的剩余强度由临界位置的应力集中因素（SCF

49、）和无孔材料拉伸强度间的关系确定，假设结构的最大应力与材料无孔拉伸强度相等时将发生失效。图20单侧补片修补的T700/M21试样在拉伸载荷45kN下由DIC得到的Hencky应变的应变分布。加载方向定义为y轴。（a）应变分布xx（xx-max=0.195%）（b）应变分布xy（xx-max=1.07%）（c）应变分布yy（yy-max=4.06%）两种修补配置的应力结果表明随着补片厚度的增加，A点的SCF减小，然而，B点的SCF增加。就单侧修补而言，B点的SCF持续增加，但从没超过A点的SCF，但对于两侧修补而言，当补片厚度达到一定值（1.3 mm）时，B点将出现高应力。此外，单侧修补配置的补

50、片比另一配置需承受相当高的应力，但不会超过所施加应力的值。图21表明补片（孔边缘的C点）处存在高应力（沿加载方向），但补片较厚时，应力将减小。贴补法最重要的参数是胶层。图21表明高剪切应力( xy) 出现在重叠区域的边缘（点B），此处最容易出现脱胶。胶层的另一重要因素是剥离应力（yy），随着外接补片变厚，它与剪切应力也增加。这些结果可以预测贴补法的恢复强度（recovery）。如果断裂前没有塑性变形发生，我们可以假设当结构的最大应力等于无孔材料的拉伸强度 (unnotched)时，会发生失效，例子见文献2,54。因而，我们可以计算恢复强度，其中Kt表示A处的应力集中系数，见图21。两种配置的补

51、片厚度是1.1mm，无孔材料的拉伸强度是996MPa。对于两侧修补结构，A点的应力集中系数是1.33，预测剩余强度是749MPa，大约占了无损拉伸强度的75%，比测量值高6%，见表4。对于单侧修补配置，A点的应力集中系数没有两侧修补减少的多，因此认为接近有孔拉伸强度处会发生失效，从而导致修补质量差，这也可以从实验观察中证实。图21 施加676MPa应力时胶接补片修补临界位置的应力带图。主板和补片：加载方向的应力带图（xx）；胶层：剪切应力带图（xy）从数值模拟的应力结果可看出进一步修补优化是可能的。图22描绘了主板上作为补片厚度功能的A点和B点的SCF结果，表明了A点SCF的Kt = 1.21

52、时，最佳补片厚度是1.3mm。从恢复强度的公式可知，这一典型修补配置的剩余强度约为823MPa，大于未损伤强度的80%。上述应力分析的结果也能很好的反应修补结构沿修补区域失效的起始和发展位置。应力分析结果与Liu和Wang7等人先前提出的贴补法沿拉伸载荷方向的失效模式相同。图22 两侧修补配置的最佳补片厚度图23列出了修补试样同无孔和有孔试样相比的性能。实验和数值两种分析认为单侧补片修补效果不好，由于缺乏承载能力，通常产生失效的孔的横向平面存在有限应力降低。这种修补技术仅被认为是损伤区域的维护方式而不是恢复部件的结构功能。图23 T700/M21复材系统在拉伸载荷下的实验和数值结果4.2.2挖

53、补结果挖补技术比贴补法方法的连接效率高。然而，这种修补方法也十分复杂和费时。挖补模型的目的是研究拉伸载荷下的应变和位移分布。对接近面板失效载荷（170kN）的数值模型进行分析，以检测修补区域的应变和位移分布，这与三维DIC技术的实验安排类似。图24显示拉伸载荷为170kN时，沿载荷方向的位移和应变分布。数值模拟和三维DIC技术的结果列在表5中，可看出其基本吻合。图24 加载方向的纵向位移（z-max2mm）和修补区域的正常应变（z-max0.60%）；引起分层的树脂裂纹和分裂表5 挖补板表面在170kN载荷下沿加载方向三维DIC和FEA间应变分布的比较两种方法得到的应变值可进一步估计HTA/M

54、21复材系统的实验结果。这一载荷（约 310 MPa）下的期望应变是 y 0.63% ，同整个修补区域的平均应变值相近。由于主板外接补层间胶接和有限元模型中的挖补补片，可观察到微小不匹配，然而在实际中，挖补补片和外接层之间没有多余胶液，而仅存在于外接补片和主板之间。这就使得有限元模型比实际修补板更死板。三维DIC也表明加载过程中面板中心的平面外偏差。这种效应可能是由于外接层和挖补补片间粘结不良，或是补片堆叠的不对称结果，导致了拉伸。这种非平面外偏差也能通过有限元分析观测。5. 结论本文的目的是评估不同在线监测技术的用处，比如数字图像相关技术（DIC）和兰姆波，以此研究胶接复材修补的性能和损伤检

55、测。DIC技术已成功用到编织和单向碳纤维增强预浸料材料制造的复材层压板损伤检测过程。由实验观测得到应变和位移测量结果，并将其与数值分析进行论证发现有良好的一致性。用二维DIC技术获得开孔拉伸CFRP试样的全场应变测量，并用渗透剂增强的X光片来确定孔边缘的损伤位置。DIC很容易获得裂纹，用X射线对可见损伤测量的应变场比较表明应变分布的转变和高应变集中与孔周围不同的损伤类型（裂纹，基体开裂）有直接关系。挖补在拉伸载荷下测试，用兰姆波进行损伤评估。用8个传感器的16个不同传播路径来扫描整个修补区域。同时进行获得完整应变场发展的三维DIC分析。用两个相机记录图像，再用Vic-3D软件进一步处理。DIC

56、图像分析显示了孔周围和补片不同层间这些关键区域内部损伤的产生。 两种方法获得的结果是相关的，而且有良好的一致性。 兰姆波在应变较高区域表现出合理的损伤灵敏度，各种评估的传播路径在传播路径和面板每个区域预期扩展的内部损伤有良好的相关性。 最后，用DIC技术分析贴补法修补的性能。进行胶接修补配置的三维有限元应力分析，其结果与DIC技术结果是一致的。结果显示了挖补的在线监测技术（DIC和兰姆波）这一评估方法在航空应用中的潜力。DIC技术是研究胶接复材修补损伤一种简单有效的方法。兰姆波作为一种结构健康检测技术相比DIC技术有一定的优点，由于在面板制备过程中，它能作为一种内置的感应技术。尤其对于承受周期

57、载荷的复材结构，有的损伤扩展可能是灾难性的，而且目前的研究突出了离线检测技术（C扫描和X射线）对材料这类早期损伤检测的低效性。致谢：第一作者首先感谢西班牙科技创新部对项目DPI2009-08578的资金支持。第二作者感谢欧盟第七框架计划（ACP8-GA-2009-234333）。参考文献：1 Soutis C. Fibre reinforced composites in aircraft construction. Prog Aerospace Sci 2005;41:14351.2 Soutis C, Hu FZ. Design and performance of bonded patch repairs of composite structures. Proc Inst Mech Eng, Part G: J Aerospace Eng 1997;211:26371.3 Gardiner G. Primary structure repair: the quest of quality. High-Performance Composite. Compos wo