带有钻孔致孔缺陷的装配式碳/环氧-钛混合叠层的疲劳行为

《COMPOSITE STRUCTURES》：Fatigue behavior of assembled carbon/epoxy–titanium hybrid stacks with drilling-induced hole defects

　　

多材料复合材料-钛叠层的疲劳性能是航空航天结构中的关键问题，其中钻孔诱导缺陷会强烈影响损伤萌生和寿命。在此类装配中，整个叠层通常在一次操作中完成钻孔，导致至少一种材料的加工条件处于次优状态。本研究探讨了钻孔诱导的孔特征对碳/环氧-钛混合叠层疲劳行为的影响。通过开孔和装配式疲劳试验，对磨料水射流和常规钻孔工艺进行了对比。对开孔试样的疲劳裂纹扩展和装配接头的刚度演化进行了建模，以确定损伤萌生阈值。对钻后孔特征进行了定量测量，并将其与模型参数相关联。在开孔构型中，疲劳破坏由钛合金开裂主导，常规钻孔孔的裂纹萌生更早，主要与钛合金表面粗糙度相关。在装配式疲劳试验中，损伤萌生和寿命转而由孔锥度控制，磨料水射流钻孔导致损伤萌生更早且疲劳寿命缩短。这些结果突出了钻孔诱导的几何和表面缺陷对混合复合材料-钛接头疲劳损伤机制的关键作用，并为改善疲劳性能的工艺优化提供了指导。

在航空航天工业中，复合材料因其特殊的力学性能被广泛应用。将钛合金与碳环氧复合材料结合形成多材料叠层，可同时兼顾钛的承载与耐热能力以及复合材料的高比强度。然而，这种叠层在装配时通常采用螺栓连接，需要对叠层进行钻孔。由于两种材料的加工性能差异，在一次钻孔操作中往往会造成其中一种材料的加工条件不佳。传统钻孔和磨料水射流(AWJ)是常用的加工方法，目前文献中对这两种工艺的评估多局限于单一材料，而关于厚钛层混合叠层在疲劳载荷及装配构型下的力学行为研究尚存空白。缺乏对钻孔缺陷及其对双材料叠层影响的研究限制了工艺优化及减重优势的发挥，因此开展本研究以探究钻孔诱导缺陷对厚混合叠层疲劳行为的具体影响。本研究现发表在《COMPOSITE STRUCTURES》期刊上。

研究人员对开孔和装配式试样进行了疲劳试验，并对比了CD与AWJ两种钻孔工艺。研究采用的关键技术方法包括：使用接触式粗糙度仪和坐标测量机(CMM)量化孔表面粗糙度与几何特征；在分级疲劳加载条件下，利用视觉摄影及声发射(AE)技术监测损伤演化；分别基于Paris公式与刚度退化提出经验模型，将损伤参数与孔特征进行相关性分析。样本材料采用由IM7碳纤维与PR250环氧树脂制成的三维编织复合材料及厚度为3.175 mm的5级钛合金(Ti-6Al-4V)，材料经表面处理并粘接固化。

孔粗糙度与几何测量
通过对比测量发现，对于6 mm开孔，CD的粗糙度指数低于AWJ；而对于8 mm装配孔，由于AWJ射流稳定性增加，其钛合金粗糙度低于CD。AWJ加工的孔径略大且圆度在复合材料处较差。由于材料去除机制不同，AWJ的孔锥度显著高于CD。

开孔疲劳试验
通过开孔疲劳试验得出，疲劳破坏由钛合金开裂主导，复合材料无明显损伤。基于R_z粗糙度指数建立裂纹扩展模型，计算得出AWJ试样的平均应力强度因子阈值(ΔK_th)为0.91 MPa·√m，高于CD的0.50 MPa·√m。结果表明，CD试样因粗糙度较低导致裂纹更早萌生，但需更长扩展距离才致最终失效。声发射监测在模型阈值前一个载荷步便识别到金属应变与基体开裂损伤。

装配式拉伸疲劳试验
在装配构型中，CD方法的疲劳寿命显著优于AWJ。失效模式表现为钛合金拉伸开裂与复合材料剪切破坏。通过相关性分析发现，疲劳寿命与钛合金孔锥度高度相关。由于锥度影响孔壁与螺栓的接触面积，进而影响挤压应变。基于刚度退化建立的模型显示，损伤阈值与钛锥度和复合材料R_z指数相关，CD的平均阈值(21.0 kN)高于AWJ(16.7 kN)。声发射数据在模型阈值前识别到金属应变与纤维/基体脱粘损伤，且比载荷阈值表明混合叠层的承载性能优于单一材料。

结论部分总结如下：针对CD和AWJ两种钻孔技术，由于复合材料加工性能较差，其粗糙度均高于钛合金。开孔疲劳试验中，两种钻孔方法寿命相近，主导失效模式为钛合金开裂，建立的模型基于粗糙度成功估算应力强度因子阈值。装配疲劳试验中，CD展现出更优的疲劳寿命，失效由钛拉伸开裂与复合材料剪切引起，刚度模型表明损伤阈值主要由孔锥度与粗糙度控制。该研究强调了将几何和表面缺陷参数纳入混合叠层疲劳损伤分析的重要性，为厚叠层材料的钻孔工艺优化与质量控制提供了关键指导。