下载文档原格式
碳纤维复合材料钻孔加工的缺陷分析崔西亮，田彪，王永国*（上海大学机电工程与自动化学院，上海200072）摘要：为了解决碳纤维复合材料（CFRP ）钻孔加工过程中出现的撕裂、毛刺、分层等问题，以及将碳纤维复合材料更好地应用到机械制造行业中，进行了碳纤维复合材料的钻孔试验。
通过实验研究了碳纤维复合材料的钻孔缺陷，分析了碳纤维复合材料钻孔加工的主要缺陷分类，以及钻削力、刀具的锋利性、钻削温度等因素对孔加工质量的影响，建立了钻削速度、进给速度与钻孔质量之间的关系；采用DM2500M 金相显微镜以及KEYENCE VHX-1000三维显微系统进行了相关的试验。
研究结果表明，钻孔加工缺陷出现部位呈现一定的区域性，钻孔毛刺、撕裂缺陷主要集中在出口部位，入口处几乎没有毛刺、撕裂等缺陷；随着进给速度的减小和主轴转速的增大，钻孔缺陷能够得到明显的改善；采用PCD 钻头加工复合材料时宜在中、高转速下进行，高转速下钻头切削刃更易切断纤维，可以得到质量更高的钻孔。
关键词：碳纤维复合材料；钻孔；缺陷；切削参数；加工质量中图分类号：TH16；TG52文献标志码：A文章编号：1001-4551（2013）02-0182-03Carbon fiber reinforced plastic drilling defect analysisCUI Xi-liang ，TIAN Biao ，WANG Yong-guo（School of Electrical Engineering and Automation ，Shanghai University ，Shanghai 200072，China ）Abstract ：Aiming at solving the problems of the tear ，burr hole ，layer in the process of carbon fiber reinforced plastics （CFRP ）drilling and applying carbon fiber reinforced plastics better to the machinery manufacturing industry ，drilling experiment of carbon fiber reinforced plastics was made.Through experiment ，drilling defects of carbon fiber reinforced plastics were analyzed and classified.The impact of the drilling force ，the sharpness of the tool ，drilling temperature and other factors on drilling were analyzed.The relationship of drilling speed ，feed speed and quality of drilling hole was built.DM2500M metallurgical microscope and KEYENCE VHX-10003D microscopysystem were used in the experiment.The result indicates that arising of drilling defect is regional.Drilling tear and burr hole mainly concentrate on the exit while there is almost no in the entrance.With decreasing feed speed and increasing spindle speed ，drilling defects will be dramatically improved.Therefore ，it is proper to drill carbon fiber reinforced plastics using PCD bit at middle and higher speed and easier for bit to cut fiber at high speed to gain high-quality drilling hole.Key words ：carbon fiber reinforced plastic （CFRP ）；drilling ；defect ；cutting parameters ；mechining quality收稿日期：2012-11-27作者简介：崔西亮（1989-），男，山东泰安人，主要从事先进工艺与刀具技术方面的研究.E-mail ：***********************通信联系人：王永国，男，博士，副教授，博士后，博士生导师.E-mail ：***************DOI ：10.3969/j.issn.1001-4551.2013.02.0140引言碳纤维复合材料（CFRP ）具备极佳的综合性能，诸如高比强、高比模、耐高温、耐磨、耐疲劳、热膨胀系数小、尺寸稳定性好等优良的综合性能，目前在航空航天、军工、汽车等领域中得到了广泛的应用［1-2］。
蜂窝夹芯结构的无损检测技术NOMEX 蜂窝复合材料中常见的缺陷有面板与芯材脱粘、面板分层、蜂窝芯内夹杂、蜂窝芯材褶皱、蜂窝芯节点开裂等。
而对于这些缺陷，很难采用一种检测方法进行全面、有效的检测。
因此，本文将针对NOMEX 复合材料蜂窝结构中不同缺陷类型，开展各种无损检测方法比对分析的综合研究。
复合材料由于其优异的性能而备受飞机设计者的青睐，已引起飞机设计及航空制造业的巨大变革，且这一变革正朝着继续加深的趋势发展[1]。
目前，航空飞行器上所用的复合材料结构主要有增强层板结构和夹芯结构两种，而在夹芯结构中以NOMEX 蜂窝夹芯结构的应用最为广泛，它具有重量轻、比强度高、比刚度高、抗振、隔热、隔音、透波性能好等优点，因此在飞机的雷达罩、操纵舵面及客机的客舱地板等部位获得了大量应用。
NOMEX 蜂窝夹芯结构是由上下2 层面板和中间蜂窝芯粘合而成（图1），蒙皮一般为玻璃纤维板或碳纤维薄板，芯材为NOMEX 蜂窝，其网格形式通常为正六边形。
因制造工艺不当或服役载荷作用下，NOMEX 蜂窝复合材料容易形成缺陷，这些缺陷的存在威胁着复合材料蜂窝结构的安全，因此，对复合材料蜂窝结构的无损检测非常重要。
NOMEX 复合材料蜂窝夹芯结构的缺陷类型及无损检测方法分析NOMEX 蜂窝复合材料中常见的缺陷有面板与芯材脱粘、面板分层、蜂窝芯内夹杂、蜂窝芯材褶皱、蜂窝芯节点开裂等。
而对于这些缺陷，很难采用一种检测方法进行全面、有效的检测。
因此，本文将针对NOMEX 复合材料蜂窝结构中不同缺陷类型，开展各种无损检测方法比对分析的综合研究。
1 声学检测法 1.1 脉冲反射法外场检测时通常结构不可拆卸，此时只能从单侧蒙皮对结构进行检测，脉冲反射法尤其适用于该种情况下的检测。
1.1.1 高频超声脉冲反射法蜂窝夹芯结构蒙皮偏薄，对蒙皮自身的分层或蒙皮与蜂窝芯脱粘类缺陷，高频超声。
复合材料结构件⽆损检测技术分析复合材料结构件⽆损检测技术分析摘要：本⽂通过对复合材料结构件缺陷和损伤特点的分析，介绍可应⽤于复合材料结构缺陷包括⽬视检查法、声阻法、射线检测技术、超声检测技术、声- 超声技术、涡流检测技术、微波检测技术在内的⽆损检测技术。
并对⽆损检测技术的技术关键进⾏剖析，展望了⽆损检测技术的未来发展。
关键词：复合材料⽆损检测缺陷随着航空制造技术的不断发展，复合材料以其⾼的⽐强度、⽐刚度及良好的抗疲劳性和耐腐蚀性获得⼴泛应⽤。
由于纤维增强复合材料具有导电性差、热导率低、声衰减⾼的特点，在物理性能⽅⾯呈显著的各向异性，使得它对波传播所引起的作⽤与普通⾦属材料相⽐具有很⼤的差异，因⽽其⽆损检测技术与⾦属的检测⼤不相同，复合材料检测⽇益成为该领域的重点和难点。
在这种情况下，航空航天检测迫切需要有⼀种更有效的⼿段来提⾼复合材料构件的⽣产质量或修理⽔平。
复合材料构件的成型过程是极其复杂的，其间既有化学反应，⼜有物理变化，影响性能的因素甚多，许多⼯艺参数的微⼩差异会导致其产⽣诸多缺陷，使产品质量呈现明显的离散性，这些缺陷严重影响构件的机械性能和完整性。
由于复合材料结构制造质量的离散性，必须通过⽆损检测来鉴别产品的内部质量状况，以确保产品质量，满⾜设计和使⽤要求。
随着先进复合材料技术研究与应⽤的⾼速增长，复合材料⽆损检测技术也迅速发展起来，已成为新材料结构能否有效和扩⼤应⽤的关键。
⼀、复合材料结构件缺陷的产⽣与特点先进复合材料中的缺陷类型⼀般包括: 孔隙、夹杂、裂纹、疏松、纤维分层与断裂、纤维与基体界⾯开裂、纤维卷曲、富胶或贫胶、纤维体积百分⽐超差、铺层或纤维⽅向误差、缺层、铺层搭接过多、厚度偏离、磨损、划伤等, 其中孔隙、分层与夹杂是最主要的缺陷。
材料中的缺陷可能只是⼀种类型, 也可能是好⼏种类型的缺陷同时存在。
缺陷产⽣的原因是多种多样的, 有环境控制⽅⾯的原因, 有制造⼯艺⽅⾯的原因, 也有运输、操作以及使⽤不当的原因, 如外⼒冲击、与其他物体碰撞和刮擦等。
纤维增强复合材料层合板分层扩展行为研究进展一、本文概述纤维增强复合材料（Fiber Reinforced Composite，简称FRC）层合板作为一种先进的轻量化材料，因其具有优异的力学性能、良好的抗疲劳性、高比强度和高比模量等优点，在航空航天、汽车制造、船舶工业以及土木工程等领域得到了广泛的应用。
然而，复合材料层合板在使用过程中常常面临分层损伤（delamination）的问题，这种损伤形式会严重影响其结构完整性和承载能力，甚至可能导致灾难性的后果。
因此，对纤维增强复合材料层合板分层扩展行为的研究具有重要的理论价值和工程意义。
本文旨在全面综述纤维增强复合材料层合板分层扩展行为的研究进展，包括分层损伤的机理、影响因素、检测方法以及防护措施等方面。
通过对国内外相关文献的梳理和评价，本文旨在揭示当前研究的热点和难点，分析存在的问题和不足，并展望未来的研究方向。
通过本文的综述，期望能为相关领域的研究人员提供有益的参考和启示，推动纤维增强复合材料层合板分层扩展行为研究的深入发展。
二、纤维增强复合材料层合板的基本结构与性能纤维增强复合材料层合板（Fiber Reinforced CompositeLaminates）是一种由多层不同方向、不同性质的单层复合材料叠加而成的结构材料。
这种材料因其优异的力学性能，如高强度、高模量、良好的抗疲劳性能以及优良的抗腐蚀性能，在航空航天、汽车制造、船舶工程、土木工程等领域得到了广泛的应用。
在基本结构上，纤维增强复合材料层合板主要由基体材料和增强纤维两部分组成。
基体材料通常为热固性或热塑性树脂，起到粘结和固定增强纤维的作用。
增强纤维则主要由高性能纤维如碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维等构成，这些纤维以其高强度、高模量特性赋予了层合板良好的力学性能。
纤维增强复合材料层合板的性能特点主要体现在以下几个方面：其具有较高的比强度和比模量，即单位质量所能承受的力量和抵抗变形的能力，这使得它在轻量化设计方面具有显著优势。
ＤＯＩ:１０.１９３９２/ｊ.ｃｎｋｉ.１６７１￣７３４１.２０１９３４１２５热压罐成型复合材料成型工艺的常见缺陷及对策胡大豹中航飞机股份有限公司㊀陕西西安㊀７１００８９摘㊀要:随着先进复合材料在飞机上的大量应用ꎬ复合材料低成本成为目前面临的重要课题ꎬ飞机复合材料构件种类繁多ꎬ工艺控制难度大ꎬ缺陷会严重影响符合材料构件表面质量ꎬ本文对热压罐成型符合财力结构制造缺陷的形成机制进行分析ꎬ包括等厚板孔隙缺陷ꎬ整体成型中的分层扩展ꎬ建立复合材料热压罐工艺制造缺陷分析系统ꎬ为航空复合材料主承力结构制造缺陷控制ꎬ促进工程应用奠定技术基础ꎮ关键词:热压罐ꎻ复合材料ꎻ成型工艺ꎻ缺陷㊀㊀热压罐成型方法具有许多其他工艺不具备的优点ꎬ可制造形状复杂的制件ꎬ制品质量问题ꎬ成型工艺灵活ꎬ适于生产大面积整体成型构件ꎬ纤维含量高ꎬ孔隙率低ꎮ热压罐成型工艺具有设备投资高ꎬ成型周期长的特点ꎬ热压罐成型复合材料构件主要缺陷包括外形尺寸与内部治理等ꎬ内部质量包括分层ꎬ夹杂等ꎮ造成缺陷的原因种类繁多ꎬ包括制造中的人机料法环各环节的相关工序ꎮ本文分析非等厚板材常见缺陷产生原因ꎬ分析内容对复合材料零件质量控制具有一定的借鉴作用ꎮ一㊁热压罐成型工艺特点热压罐成型工艺主要是将复合材料毛坯或交接结构用真空密封在热压罐中ꎬ用罐体内部均匀温度场对成型中的零件施加温度压力ꎬ使其成为所需要的形状与质量状态的成型工艺方法ꎮ其成型工艺特点主要是罐内压力均匀ꎬ真空带内的零件在均匀压力下成型ꎮ适用范围广ꎬ成型工艺稳定ꎬ热压罐温度条件几乎满足所有聚合物基复合材料的成型工艺要求ꎮ可保证成型的及零件质量问题ꎬ热压罐成型工艺制造的层合板孔隙率较低ꎬ相对其他成型工艺成型层板力学性能稳定ꎮ热压罐工艺存在一些不足ꎬ投资建造大型热压罐的费用很高ꎬ需专人操作ꎬ成型过程中耗费大量能源ꎬ形状复杂的结构不适用热压罐成型工艺ꎬ可根据具体情况选择ＲＴＭ低成本成型工艺ꎮ二㊁内部质量(一)非等厚层板缺陷分析复合材料零件的内部质量主要通过无损检测方法判定ꎬ零件的材料类型ꎬ外形尺寸不同ꎬ产生的缺陷不同ꎮ非等厚板是基本的复合材料结构形式ꎬ广泛应用于航空航天等翼面及壳体结构ꎬ非等厚板材的树脂流动包括沿垂直于层板方向流进吸胶层ꎬ与在层板内沿平行纤维方向流出两种形式ꎮ面内尺寸大于厚度尺寸时ꎬ可认为树脂只沿厚度方向流动ꎮ压力传递与温度分布较均匀ꎬ出现缺陷比例较低ꎮ在厚度梯度区树脂可沿厚度方向流动ꎬ存在渗流机制与剪切流机制之间的耦合作用ꎮ树脂有由平板向梯度区流动的趋势ꎮ非等厚层板外压作用下梯度区纤维可能发生滑移ꎬ层板在过渡区出现富脂等缺陷ꎮ由于复合材料的各向异性ꎬ引起膨胀系数与热应变的各向异性ꎮ在铺层长短搭接处出现分层等缺陷[１]ꎮ非等厚层板受力及树脂流动示意图(二)曲率构件缺陷分析工程制造中ꎬ对非等厚层板在铺叠时采取多次抽真空压实ꎬ可通过预吸胶工艺吸走多余的树脂ꎮ梯度宽度减小会增加缺陷的比例ꎬ铺层变化应避免突变ꎬ阶梯宽度应大于２ＭＭꎬ尽量降低产生缺陷的比例ꎮ曲率构件包括Ｌ型与Ｕ型等曲率半径变化较大的构建ꎬ由于其本身的曲面结构ꎬ其成型过程比平板复杂ꎮ弧形构件预浸体系受外界压力后ꎬ内部形成应力状态ꎮ剪切应力大致拐角区域在密实中纤维发生剪切变形ꎮ造成纤维变形[２]ꎮ拐角区是缺陷密集区ꎬ阴模成型时ꎬ铺叠过程中纤维易架桥ꎬ拐角易产生富树脂ꎬ阳模成型时ꎬ拐角厚度偏薄ꎬ易造成分层等缺陷ꎮ影响拐角区缺陷的主要因素包括材料及铺层设计ꎬ受模具圆角半径等影响ꎬ圆角半径设计过小可能在拐角区发生纤维拉断等制造缺陷ꎬ设计复合材料结构时ꎬ拐角处尽量给出较大半径ꎬ复合材料层压零件最小圆角半径按经验公式ｒｍｉｎ＝１＋０.１ｎ计算ꎮＮ为拐角处层数ꎬ用阳模铺贴ｒȡｔꎬ用阴模铺贴Ｒȡ２ｔꎬＲ为圆角半径ꎮｔ为平板区域的厚度ꎮ三㊁外形尺寸影响零件外形尺寸的因素主要由固化变形导致的尺寸变化ꎬ从变形产生机理可分为热应力ꎬ温度梯度与树脂固化度等ꎮ复合材料铺层在不同主轴方向具有不同的热膨胀系数ꎬ温度改变引起热膨胀与铺层方式关系密切ꎮ曲率零件即使采用对称铺层ꎬ成型过程中材料因温度变化效应在应变在各方向并非一致ꎮ导致复合材料结构件的回弹固化变形ꎮ对称蒲城弯曲零件受温差δｔ作用ꎬ零件拐角变为θ＋δθꎮ热固性树脂在聚合反应时ꎬ交联密度增加伴随体积减小ꎬ固化收缩过程中横向收缩应变大于轴向ꎮ固化早期反应树脂处于粘流态ꎬ但不产生残余应力ꎮ热固性树脂的化学反应速度与所处温度有关ꎬ如零件部位温度在固话中保持均匀分布ꎬ各部位温度在固话中无法保持均匀分布ꎬ基体树脂的反应造成树脂模量与固化收缩应变不一致ꎮ薄层板差异很小ꎮ厚层板由于其低的横向热传导系数ꎬ层板中间温度小于表面温度ꎬ化学反应热迅速增加ꎮ固化过程层板内部显著的温度与固化梯度ꎮ较快的加热速率影响模具温度场均匀性ꎬ内部产生明显的温度梯度ꎮ较慢的加热速率会造成工时的增加ꎮ四㊁结语非等厚板材梯度区的分层的主要区域ꎬ与树脂的二维流动有关ꎬ合理的铺层设计可有效解决过渡区的缺陷ꎮ模具与零件相互作用等是影响固化变形的主要因素ꎮ结构设计及生产过程控制等是减少变形的有效方法ꎮ曲率构件拐角是缺陷产生的密集区ꎬ与刮胶区受力有关ꎬ通过合理的设计模具ꎬ可大大改善产品质量ꎮ参考文献:[１]史晓辉.基于热压成型工艺的热塑性复合材料在民机上的应用[Ｊ].科技视界ꎬ２０１９(０９):４￣６＋２２.[２]董广雨ꎬ丁玉梅ꎬ杨卫民ꎬ谢鹏程.连续碳纤维复合材料热压成型工艺条件优化研究[Ｊ].化工新型材料ꎬ２０１８ꎬ４６(０８):７１￣７４.９３１㊀科技风２０１９年１２月机械化工。
民用航空器复合材料的无损检测技术摘要：随着复合材料在现代飞机的广泛应用，如何对在役飞机的复合材料进行无损检测成为一个关乎飞行安全的重要问题，本文简要介绍了航空复合材料的结构类型、主要缺陷和几种适用于外场操作的无损检测方法并浅析了工作原理。
关键词：复合材料缺陷无损检测随着高强度、超高强度材料在飞机结构的应用，复合材料以其优于金属材料的多项性能而迅速发展成为航天航空工业的基本结构材料。
据悉新一代波音787干线客机的复合材料用量超过50%，中国民航飞行学院引进的SR20训练飞机机身全部采用复合材料。
随着我国大量引进基于损伤容限理念设计的飞机，对在役的复合材料构件进行无损检测是机务维修中的重要工作，也是一个难点。
由于复合材料和金属材质的缺陷有很大的差异，因此复合材料所的无损检测方法和传统的无损检测方法也有着很大的不同，本文主要介绍航空复合材料无损检测技术。
1 航空复合材料简述复合材料是由两种或两种以上不同性质的材料，通过物理或化学的方法，组成新的材料。
由于各种材料在性能上互相取长补短，从而使复合材料的综合性能优于原组成材料。
复合材料的基体材料分为金属和非金属两大类。
飞机上的复合材料主要是指碳纤维的复合材料，航空结构中常用的复合材料主要是层板结构和夹芯结构。
2 航空复合材料的缺陷2.1 由于工艺原因而产生缺陷在复合材料的成型过程中会由于工艺原因而产生各种缺陷：夹杂、分层、脱胶、裂纹、断裂及蜂窝芯的变形、弱粘接、节点脱开、发泡胶空洞等缺陷。
2.2 使用中产生缺陷使用中由于受载荷、振动、外来物损伤等环境因素的综合作用而出现层板表面裂纹、划伤、层板分层、脱胶、断裂；夹芯结脱胶、进水、蜂窝芯压塌等。
其中分层和脱胶是复合材料的主要缺陷，也是民航外场无损检测的主要方面。
3 复合材料结构外场无损检测方法3.1 目视法目视检查法是依然是复合材料无损检测中使用最广泛、最直接的无损检测方法。
可通过放大镜、内窥镜、光源、带视频的扫描器来增强灵敏度。
板材分层缺陷产生原因分析唐生斌(攀钢提钒炼钢厂)摘要：对板材分层缺陷的实物特征和连铸生产工艺参数进行分析，找出产生的原因和应采取的控制措施。
1 前言用户对钢材质量的要求越来越高，目前板材分层质量缺陷是用户反映较强烈，生产厂家较难消除的质量问题之一。
找出板材分层质量缺陷产生的原因，并采取有效的措施消除板材分层或将其控制在一个较低的水平，对提高板材质量非常重要。
2 板材分层缺陷产生的原因1)成分化验分析取典型分层样，在试样裂缝尾端切取小块电镜分析试样，沿板厚方向磨制抛光后，在JSM5600-LV扫描电镜下观察，发现夹缝内有明显壳层状或颗粒状物，用INCA能谱仪对其进行成分分析，含Na、Mg、Al、51、5、K、Ca、Ti、Mn、Fe、0等元素，其中51、Ca、0含量较高，不同试样元素含量略有差别。
2)连铸生产工艺宏观分析(1)分层缺陷与钢种关系图1是2001年生产的几大钢种出现分层缺陷所占比例情况。
可看出各钢种出现分层缺陷的概率几乎是均等的，也即板材分层缺陷与钢种无关。
图1 各钢种出现分层缺陷所占比例图(2)缺陷与中间罐浇铸炉次的关系2001年全年的分层缺陷炉次在中间罐次中所占比例情况见图2。
可以看出，中间罐连浇最后一炉占的比例最大约60%。
该年的平均连浇炉数为6.91炉/罐，最后一炉占14.5%，远低于出现分层缺陷炉次的中间罐最后一炉所占比例。
图2 分层缺陷炉次在中间罐炉次中所占比例3)中间罐连浇最后一炉分层质量缺陷的调查(1)浇注末期中间罐钢水临界液面高度控制原怀疑浇注末期中间罐内剩钢量太少，中间罐渣卷人结晶器内，形成铸坯夹杂，在轧制时产生分层缺陷。
为防止卷渣，要求浇注结束时，中间罐剩钢量比原来提高3-5t，但分层缺陷仍未得到有效控制。
(2)中间罐钢水温度的控制理论上分析，中间罐钢水过热度过高，造成铸坯柱状晶发达、中心偏析加大、严重时形成疏松或缩孔，轧制后可能出现分层缺陷。
但对出现分层缺陷的连铸工艺进行调查，中间罐钢水温度大多都在技术要求范围内。
复合材料成型工艺方法及优缺点分析摘要：先进复合材料具有轻质高强、性能可设计、材料与构件一体等优异特性，广泛应用于航空航天装备领域。
复合材料的最终性能与使用效能，取决于原材料和成型制备技术。
为满足高纤维体积分数、高性能均匀性和高稳定性的“三高”要求，热压罐成型工艺已成为航空航天复合材料制备的首选技术。
但是，热压罐成型工艺也存在诸如生产效率低、成本较大、环境污染等缺点。
因此，对热压罐成型工艺的研究，应着重放在优化固化工艺路线，使其向着能源节约型、环境友好型、效率最大化方向发展。
关键词：复合材料；热压罐成型；方法在复合材料制件制造过程中由于环境、原材料缺陷、工艺规范和结构设计不合理等因素会产生各种缺陷，制造缺陷的存在严重影响了复合材料的性能和使用寿命，甚至还会导致复合材料制件的报废，造成重大经济损失。
因此，制造缺陷的控制技术是目前先进树脂基复合材料成型工艺领域的重要研究内容。
复合材料在航空航天领域的应用日趋广泛，热压罐成型工艺已成为航空航天领域复合材料主承力和次承力结构件成型的首选工艺之一。
影响复合材料构件热压罐固化成型质量的主要因素有由热压罐和工装系统构成的成型制造外部温度场、压力场及其作用时间，由构件复杂结构及材料相变特性构成分析了复合材料热压罐固化成形工艺。
一、复合材料成型工艺1、拉挤成型工艺。
复合材料拉挤成型工艺的研究开始于上世纪五十年代，到了六十年代中期，在实际生产中逐渐运用了拉挤成型工艺。
经过将近十年的发展，拉挤技术又取得了重大研究进展，树脂胶液连续纤维束在湿润化状态下，通过牵引结构拉力，在成型模中成型，最后在固化设备中进行固化，常用的固化设备有固化模和固化炉。
拉挤成型工艺的制品质量十分稳定，制造成本也很低；生产效率也很高能够进行批量化的生产。
2、模压成型工艺。
模压成型工艺是一种较为老旧的工艺，但是又充满不断创新的可能，具有良好的未来发展潜力。
该种成型工艺主要是在金属模内加入预混料，再对金属模进行加热，同时对金属模进行加压，从而使金属模内的混合料成型。
复合材料缺陷修补技术王莹【摘要】The polymer matrix composites have been widely used in the aeronautics and astronautics fields to reduce the weight, enhance the performance and decrease the fuel consumption, and considered as the new generation of aeronautical structural materials after aluminium, steel and titanium. The polymer matrix composites can produce various defects during their manufacture and use, this paper introduced the techniques of repairing the defects of the polymer composites parts.%在航空航天领域，为了减轻结构质量，提高飞行器性能和降低燃油消耗，树脂基复合材料得到大量使用，已经迅速发展为继铝、钢、钛之后的又一航空结构材料。
复合材料在生产使用过程中会产生各种缺陷。
本文介绍了复合材料的修复技术。
【期刊名称】《粘接》【年(卷),期】2015(000)006【总页数】4页(P83-86)【关键词】复合材料;缺陷;修补【作者】王莹【作者单位】中航飞机西安飞机分公司复合材料厂，陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】TG494随着对飞机性能要求的不断提高，复合材料零件将更加广泛地应用于飞机的各个结构中。
但是复合材料零件加工制造过程不同于金属零件，是通过树脂基体以及树脂与纤维之间的界面在成形模具内经过加热、加压，发生物理、化学等变化，固化而成的，其在成形过程中易受到固化温度、以及化学放热等影响，从而产生各种成形缺陷，如零件变形、分层和孔隙率过大等。
复合材料的分层缺陷引言目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。
在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。
由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。
有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的50%以上[1]。
分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。
在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。
因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。
1.1分层产生的原因Pagano 和Schoeppner [2] 根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。
第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。
在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。
以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。
由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一[3，4] 。
在层合板的制备过程中，由于手工铺设质量具有分散性，极易形成富树脂区，进而引发树脂固化时铺层间的收缩程度差异，使层间具有较低的力学特性，极易形成分层[5，6] 。
在服役过程中，低速冲击所产生的横向集中力是层合板结构形成分层的重要原因之一。
冲击引发的临近铺层间的内部损伤、层合板制造过程中工具的掉落、复合材料部件的组装及维修以及军用飞机及结构的弹道冲击等均会引发层间分层。
1.2 分层的种类Bolotin [5，6] 将分层分为内部分层（Internal delaminations）和浅表分层（Near-surface delaminations）两类。
其中，内部分层源自层合板的内部铺层，由于树脂裂纹和铺层界面间相互作用而形成，它的存在会降低结构件的承载能力。
特别是在压缩载荷作用下，层合板的弯曲行为受到严重影响（如图1）。
虽然分层将层合板分为两个部分，但是由于两个子层板变形间的相互作用，层合板呈现相似的偏转状态，发生整体屈曲。
图1 内部分层及对结构稳定性的影响浅表分层产生于层合板接近表面的浅层位置，呈现出比内部分层更为复杂的分层行为。
分层区域的变形受到厚子板的影响相对更小，浅表处的分层部分并不一定受较厚的子板的牵制而变形，因此对于浅表分层，不仅需要考虑浅表分层的扩展，还需要考虑分层子板的局部稳定性。
根据载荷形式及分层状态可将浅表分层分为如图2所示的种类。
图2 浅表分层的种类在分层产生后，内部分层和浅表分层在静承载和疲劳载荷作用下可能发生分层扩展，层合板的强度和稳定性明显下降。
确定分层缺陷的形式对复合材料结构的完整性是十分层重要的。
1.3分层的微观结构在微观尺度下，层间裂纹扩展后将在裂纹前缘形成损伤区域。
根据树脂的韧性和应力水平（I 型，II 型，III 型和混合型，如图 3 所示），损伤区域的尺寸和形状呈现不同的状态。
剪切载荷下裂纹尖端应力场的衰减较缓慢，因此II型和III 型裂纹尖端的损伤区域比I 型区域广。
此外，受树脂基体的影响，脆性与韧性树脂基体的损伤状态具有明显的区别。
在脆性树脂体系下，I 型裂纹尖端的损伤区域会发生微裂纹的合并和生长以及纤维—树脂间的脱胶现象，上述现象都会诱发裂纹前进，其中，脱胶行为的发生常伴随着纤维桥接和纤维断裂现象的发生。
而对于剪切模式的II 型和III型分层，裂纹前缘处的微裂纹发生合并的现象，并与铺层角度呈45°方向扩展，直至到达富树脂区域。
界面处微裂纹的合并在纤维间的树脂区域呈现锯齿状，如图4所示。
而对于韧性材料体系，裂纹前缘的塑性变形推进裂纹扩展，呈现出韧性断裂并伴随层间脱层现象的发生[7]。
图3 I 型、II 型和III型裂纹拓展模式图4 层间II 型分层的扩展模式：（a）裂纹尖端处微裂纹的形成；（b）微裂纹的生长及张开；（c）微裂纹的合并及剪切尖端的形成2 准静态下分层行为预测方法分层力学由前苏联的固体物理学家Obreimoff (1894-1981)最先着手研究，1930 年，他在题名“The Splitting Strength of Mica”[8]的论文中详细讨论了层间断裂韧性并研究了在剪切力作用下云母试样的分层现象。
时至今日，分层的力学问题在吸引重多科研工作者兴趣的同时，已取得了突出的成果，分层行为的预测方法发展成为强度理论方法、断裂力学方法和损伤力学方法等三类。
2.1 强度理论方法强度理论方法是研究分层问题的传统方法，是以结构或材料抵抗损伤发生的能力为基础，通过将材料内部的节点应力与界面强度的大小进行比较来判断界面是否发生分层。
该预测分层损伤的方法由Whitney 等[9]首先提出；在进一步应用平均应力准则的基础上，Kim 等[11]对受拉、压载荷作用下的层合板的分层产生时的临界载荷值进行了预测。
但是由于不连续铺层端部易出现应力奇异，应力准则方法高度依赖网格尺寸；且由于平均应力准则或点应力准则都引入了特征长度的概念，而特征长度并没有很强的理论基础，使该方法不能够准确地预测分层扩展行为[12]。
2.2 线弹性断裂力学方法断裂力学方法通过计算裂纹尖端应力场与裂纹尖端张开位移来评价界面的损伤状态。
在忽略材料非线性的前提下，可以采用线弹性断裂力学方法（LEFM）有效地预测分层扩展状态，该方法的核心内容为裂纹尖端能量释放率的计算。
计算应变能释放率的常用方法包括虚裂纹扩展技术（VCCT）、J 积分、虚裂纹扩张和刚度微分方法等，通过比较应变能释放率分量的组合式与某临界值间的关系，可以对分层的状态进行预测。
2.3 损伤力学方法损伤力学方法是通过引入微缺陷/ 微裂纹的面积等形式的损伤变量来预测界面处分层状态，相比断裂力学方法，该方法不仅可以预测已存在裂纹的扩展状态，更重要的是，可以预测新裂纹的产生。
以内聚力理论为基础，该方法考虑了复合材料基体与增强相间以化学反应的形式生成的一层界面物质层，以界面参数的形式，充分地反映了界面物质层的模量、强度和韧性等材料参数。
内聚力裂纹模型由Dugdale [13]和Barenblatt [14]首次提出：材料在屈服应力的作用下，会在裂纹前缘形成薄的塑性区域，在该区域范围内的裂纹表面有应力作用，此作用力为“内聚力”；而与之相对的裂纹表面不受任何应力作用的区域为断裂区（如图5所示）。
图5 内聚力模型虽然内聚力模型属于局部损伤模型[15]，对网格具有依赖性，但由于其支持网格间的相互独立，因此可以方便地实现网格的充分细化，达到准确计算的目的。
采用内聚力模型方法可以同时预测分层的产生和扩展，可以同时完成损伤容限和强度分析。
参考文献：1 王雪明, 谢富原, 李敏, 王菲, 张佐光. 热压罐成型复合材料构件分层缺陷影响因素分析. 第十五届全国复合材料学术会议. 20082 N. J. Pagano, G. A. Schoeppner. Delamination of polymer matrix composites:problems and assessment, (Ed.) Anonymous Kelly, A.; Zweben, D., Oxford (UK).20003 T. E. Tay, F. Shen. Analysis of delamination growth in laminated composites withconsideration for residual thermal stress effects. Journal of Composite Materials.2002, 36(11):1299~13204 A. S. Crasto, R. Y. Kim. Hygrothermal influence on the free-edge delamination of composites under compressive loading, In: Composite Materials: Fatigue and Fracture 6, (Ed.) Anonymous Armanios, E.A., Philadelphia. 1997:381~3935 V. V. Bolotin. Delaminations in composite structures: Its origin, buckling, growth and stability. Composites Part B-Engineering. 1996, 27(2):29~1456 V. V. Bolotin. Mechanics of delaminations in laminate composite structures.Mechanics of Composite Materials. 2001, 37(5-6):367~3807 W. L. Bradley, C. R. Corleto, D. P. Goetz. Fracture physics of delamination of composite materials. AFOSR-TR-88-0020. 19878 N. Blanco. Variable mixed-mode delamination in composite laminates under fatigue conditions: testing and analysis. PhD Thesis, University of Girona. 20059 I. W. Obreimoff. The splitting strength of mica. Proceedings of the Royal Society of London A. 1930, 127:290-29710 J. M. Whitney, R. J. Nuismer. Stress Fracture Criteria for Laminated Composite Containing Stress Concentrations. Journal of Composite Materials. 1974, 8: 253-26511 R. Y. Kim, S. R. Soni. Experimental and Analytical Studies on the Onset of Delamination in Laminated Composites. Journal of Composite Materials. 1984,18: 70-8012 Z. Petrossian, M. R. Wisnom. Prediction of delamination initiation and growth from discontinuous plies using interface elements. Composites Part A. 1998, 29A:503-51513 D. S. Dugdale. Yielding of steel sheets containing slits. Journal of the Mechanics and Physics of Solids. 1960, 8:100-10414 G. Barenblatt. The mathematical theory of equilibrium cracks in brittle fracture.Advances in Applied Mechanics. 1962, 7:55-12915 Z. P. Bažant, M. Jirásek. Nonlocal integral formulations of plasticity and damage:survey of progress. J. Engineering Mechanics. 2002, 128:1119-1149。
