陸 一 ，李華冠 ，2，3，華小歌 ，陳虞杰 ，陶 杰

（1.南京航空航天大學(xué)材料科學(xué)與技術(shù)學(xué)院，南京 210016；2.南京工程學(xué)院材料工程學(xué)院，南京 211167；3.南京玻璃纖維研究設(shè)計院有限公司，南京 210012）

纖維金屬層板(Fiber Metal Laminates，F(xiàn)MLs)[1-2]是一種由金屬薄板和纖維復(fù)合材料交替鋪層后（圖1），加溫加壓固化后形成的層間混雜復(fù)合材料。FMLs具有優(yōu)異的疲勞性能，損傷容限高等優(yōu)勢，在航空航天工業(yè)中

獲得了廣泛的應(yīng)用[3]。作為第二代FMLs，Glare層板由0.3～0.5mm的鋁合金薄板與玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂預(yù)浸料(0.2～0.3mm)交替層壓而成，密度低，可使飛機(jī)結(jié)構(gòu)減重25%～30%，抗疲勞壽命提升顯著[4]。Glare層板也因其優(yōu)異的性能、穩(wěn)定的制備工藝和顯著的成本優(yōu)勢，在航空航天上廣泛應(yīng)用，并成為大型客機(jī)機(jī)身、機(jī)翼蒙皮和鈑金零件的主要選材之一[5]。

然而，較傳統(tǒng)鋁合金，Glare層板的低模量限制了其應(yīng)用范圍，同時，隨著碳纖維復(fù)合材料等高性能復(fù)合材料在航空航天上的應(yīng)用，大型飛機(jī)對選材提出了更高的要求，如何在傳統(tǒng)Glare層板的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步實現(xiàn)材料減重并提高損傷容限能力，是FMLs發(fā)展中亟待解決的問題。用碳纖維替代Glare層板中的玻璃纖維發(fā)展而來的CARE層板可顯著改善材料的剛度，但鋁合金和碳纖維間存在顯著的電偶腐蝕，使該類材料迄今未得到商業(yè)化應(yīng)用[6]。在此基礎(chǔ)上，采用碳纖維增強(qiáng)鈦合金的TiGr層板不存在腐蝕的問題，但TiGr層板的研究成熟度低，制造成本高且斷裂韌性差，無法完全替代現(xiàn)有的Glare層板[7]。除了改變增強(qiáng)纖維，替代Glare層板中的金屬層也是可行的辦法。隨著鋁鋰合金研究及應(yīng)用的不斷推進(jìn)，其技術(shù)成熟度不斷提高且成本不斷降低，采用損傷容限能力優(yōu)異的鋁鋰合金替代傳統(tǒng)的2024-T3鋁合金作為金屬基板，研制新型玻璃纖維-鋁鋰合金層板（NFMLs）將有效提高材料的綜合性能[8-9]。

同時，作為航空航天器的重要結(jié)構(gòu)材料，NFMLs的服役環(huán)境具有顯著的高低溫特征[10]，其高低溫性能，包括NFMLs在高低溫環(huán)境下的各項性能表現(xiàn)，以及NFMLs由于溫度變化而造成的殘余應(yīng)力變化及分布對于其性能的影響, 是其綜合性能研究中必須關(guān)注的重要問題。

因此，本文針對所研制的新型玻璃纖維-鋁鋰合金層板（NFMLs），在獲得滿足NFMLs設(shè)計要求的新型鋁鋰合金基板的基礎(chǔ)上，開展NFMLs滿足飛機(jī)服役環(huán)境下的高低溫性能研究，探索在服役溫度范圍內(nèi)，NFMLs在不同溫度下的性能表現(xiàn)，為其在航空航天上的應(yīng)用提供重要的理論支撐。

1 試驗方法

1.1 鋁鋰合金基板的制備

針對現(xiàn)有的2mm厚T8態(tài)新型鋁鋰合金軋制薄板，需對其進(jìn)行軋制及后續(xù)熱處理強(qiáng)化，以獲得滿足NFMLs制備要求的0.3mm厚T3態(tài)鋁鋰合金基板。鋁鋰合金基板的制備工藝流程如圖2所示。

圖1 FMLs結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of FMLs

1.2 玻璃纖維-鋁鋰合金層板的制備

基于已制備的鋁鋰合金基板和玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂預(yù)浸料，其中，采用由新萬興碳纖維復(fù)合材料有限公司提供的E302-2高溫環(huán)氧樹脂與南京玻璃纖維研究設(shè)計院提供的HS4高強(qiáng)玻璃纖維制備玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂預(yù)浸料。采用圖3所示的工藝流程制備層板，主要包括鋁鋰合金表面的處理及膠黏劑噴涂、層板結(jié)構(gòu)設(shè)計及鋪貼、熱壓固化、切割及無損檢測等過程。

1.3 高低溫性能試驗

由于大型飛機(jī)的服役溫度在-50～70℃[11]，同時參考航空設(shè)計部門對飛機(jī)蒙皮材料的高低溫設(shè)計及考核要求，本文分別選取-55℃、24℃、70℃和120℃作為評價NFMLs高低溫性能的溫度值。

選用帶有空氣循環(huán)系統(tǒng)的高低溫環(huán)境箱，如圖4（a）所示，控溫精度在±1℃以內(nèi)；將加工好的待測試樣裝夾在環(huán)境箱內(nèi)的夾具中，如圖4（b）調(diào)節(jié)環(huán)境溫度至目標(biāo)溫度，保溫20min后開始試驗。

NFMLs 的浮輥剝離試驗參照標(biāo)準(zhǔn) ASTM D3167-2003，剝離速度為100mm/min；NFMLs 層間剪切性能采用短梁法測試,參考標(biāo)準(zhǔn) ASTM D2344，用簡支梁進(jìn)行3點加載，加載速度為 1mm/min；NFMLs拉伸性能參照標(biāo)準(zhǔn) ASTM D3039，試驗加載速度2mm/min； NFMLs彎曲性能參照標(biāo)準(zhǔn) HB 7617，采用簡支梁進(jìn)行3點加載，加載速度為 1mm/min；NFMLs 的面內(nèi)剪切試驗參照標(biāo)準(zhǔn)ASTM D5379，加載速度為1min/mm。以上試驗均在CMT-5105 型萬能電子試驗機(jī)上進(jìn)行。

2 結(jié)果與討論

圖2 鋁鋰合金基板的制備工藝流程Fig 2 Preparation process of aluminum-lithium alloy substrate

圖3 NFMLs的制備工藝流程Fig.3 Preparation process of NFMLs

圖4 NFMLs高低溫性能試驗Fig.4 High-low temperature experiment of NFMLs

結(jié)果表明，隨環(huán)境溫度的升高，NFMLs的層間性能整體呈下降趨勢，但對浮輥剝離及層間剪切性能的影響規(guī)律并不一致。由圖5（a）可知，溫度由-55℃升至70℃的過程中，材料的浮輥剝離強(qiáng)度隨之降低；而溫度繼續(xù)升高至120℃時，剝離性能不降反升。在本試驗中，剝離強(qiáng)度的高低主要取決于膠黏劑的特性。環(huán)氧樹脂膠黏劑在該溫度范圍內(nèi)，其黏接強(qiáng)度隨溫度升高確呈下降趨勢；但當(dāng)環(huán)境溫度達(dá)到一定程度時，此前未完全固化的樹脂會因二次固化而使黏接強(qiáng)度提高[12]。這也是NFMLs在120℃下，界面結(jié)合強(qiáng)度有所提高的原因。盡管如此，NFMLs的層間剪切強(qiáng)度仍呈現(xiàn)持續(xù)下降趨勢，且下降幅度顯著。在-55℃時，材料的層間剪切強(qiáng)度高達(dá)70.01MPa；而當(dāng)溫度升高至120℃時，僅為30.21 MPa，如圖5（b）所示。這是因為NFMLs的層間剪切性能除了與界面結(jié)合強(qiáng)度有關(guān)外，更大程度地取決于材料的剛度。理論上，隨著溫度的升高，環(huán)氧樹脂與鋁鋰合金的模量都隨之降低，使NFMLs的剛度出現(xiàn)顯著的下降，導(dǎo)致層間剪切強(qiáng)度的顯著惡化。

目前，傳統(tǒng)Glare層板（在相同的厚度及制備工藝條件下）的層間剪切強(qiáng)度一般介于40～60MPa[13-14]。而本試驗中，NFMLs在70℃時的層間剪切強(qiáng)度依然在45MPa左右，表現(xiàn)出較好的抗剪切性能；但當(dāng)溫度升至120℃時，層間剪切性能嚴(yán)重惡化，已不適合于承受機(jī)身載荷。

提高環(huán)境溫度，鋁鋰合金和環(huán)氧樹脂的強(qiáng)度將隨之下降，疊加界面結(jié)合強(qiáng)度降低的影響，NFMLs在不同受載條件下的強(qiáng)度均有所下降（圖6）。然而，層板強(qiáng)度的下降幅度依然在可接受的范圍內(nèi)，即使在120℃時，其拉伸及彎曲強(qiáng)度均在450MPa以上，性能表現(xiàn)優(yōu)異。

在拉伸試驗中，我們還重點關(guān)注了溫度對NFMLs彈性模量及屈服強(qiáng)度的影響。正如此前分析，材料的剛度出現(xiàn)明顯下降，在120℃時尤為顯著，如圖7所示。盡管如此，飛機(jī)蒙皮結(jié)構(gòu)的服役溫度一般為-50～70℃，NFMLs在該溫度范圍內(nèi)的最低彈性模量為56.85GPa，依然高于傳統(tǒng)Glare層板在常溫下的剛度。

在現(xiàn)有的研究中[15-16]，已廣泛揭示了環(huán)境溫度對鋁合金及纖維增強(qiáng)復(fù)合材料力學(xué)性能的影響，NFMLs在上述試驗中獲得的研究結(jié)果與之一致，符合預(yù)期。然而，NFMLs屈服強(qiáng)度隨溫度的變化規(guī)律則不同于純鋁合金。

圖5 環(huán)境溫度對NFMLs層間性能的影響Fig.5 Effect of environment temperature on NFMLs performance

圖6 環(huán)境溫度對NFMLs拉伸及彎曲強(qiáng)度的影響Fig.6 Effect of environment temperature on tensile and bending strength of NFMLs

NFMLs中僅鋁鋰合金層存在屈服行為，鋁鋰合金層本身的屈服強(qiáng)度隨溫度升高應(yīng)呈下降趨勢，但在該試驗中，NFMLs在-55℃與24℃下的屈服強(qiáng)度較為接近；當(dāng)溫度升高至70℃時，出現(xiàn)顯著下降；繼續(xù)升溫至120℃時，NFMLs的屈服強(qiáng)度不降反升，如圖8所示。這種現(xiàn)象與鋁鋰合金自身屈服強(qiáng)度隨溫度的變化規(guī)律相左。

為了解釋上述現(xiàn)象，必須首先探明鋁鋰合金層屈服過程的影響因素。因此，本文對NFMLs進(jìn)行拉伸試驗過程的受力分析和計算?；旌侠碚揫17]普遍適用于纖維金屬層板應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系的預(yù)測，故本文采用混合理論，只考慮平面應(yīng)力下的單向拉伸載荷，計算NFMLs的理論屈服強(qiáng)度，其基本內(nèi)涵可表述為：

通過該公式組，獲得纖維金屬層板的應(yīng)力-應(yīng)變本構(gòu)關(guān)系：

式（1）、（2）中，σFML為層板總應(yīng)力，MPa ；（σy）FML為層板屈服應(yīng)力，MPa；（σy）Al為鋁合金層屈服應(yīng)力，MPa；（Ee）Al為鋁合金層彈性區(qū)彈性模量，GPa ；（Ep）Al為鋁合金層塑性區(qū)切線模量，GPa；E^FML為層板塑性區(qū)切線模量，GPa；t為各層厚度，mm。

通過公式（2），可獲得NFMLs僅考慮平面拉伸載荷下的名義屈服強(qiáng)度為336.25MPa。該解析計算結(jié)果與NFMLs在常溫下的實際屈服強(qiáng)度存在較大差異。在拉伸載荷作用下，還可能存在的影響因素來自于NFMLs自身的殘余應(yīng)力。由于鋁鋰合金與纖維層熱膨脹系數(shù)的差異，NFMLs在固化后冷卻至常溫的過程中產(chǎn)生殘余應(yīng)力，而該殘余應(yīng)力會在環(huán)境溫度升高的過程中逐漸釋放。故可推斷，拉伸試驗中，鋁鋰合金層還可能受到NFMLs固有的殘余應(yīng)力的影響，與平面拉伸應(yīng)力共同作用。

為了更好地量化殘余應(yīng)力對鋁鋰合金層的影響，利用解析法計算NFMLs本身存在的殘余應(yīng)力。解析法以彈性力學(xué)為基礎(chǔ)，注重考慮溫度載荷對層板應(yīng)力分布的影響。根據(jù)鋁鋰合金層及纖維層的剛度矩陣分析其對熱應(yīng)變的約束作用，并建立本構(gòu)方程進(jìn)行求解[18]。在建立該本構(gòu)關(guān)系時，需進(jìn)行以下假設(shè)：（1）殘余應(yīng)力為平面應(yīng)力；（2）在降溫過程，鋁鋰合金層和纖維層的變形一致。

圖7 環(huán)境溫度對NFMLs拉伸模量的影響Fig.7 Effect of environment temperature on tensile modulus

圖8 環(huán)境溫度對NFMLs拉伸屈服強(qiáng)度的影響Fig.8 Effect of environment temperature on tensile yield strength of NFMLs

式中，σr，Al表示金屬薄板內(nèi)的殘余應(yīng)力，MPa；EAl、tAl分別為鋁鋰合金的彈性模量和單層厚度，GPa、mm；EFRP、tFRP分別為纖維層的彈性模量和單層厚度，GPa、mm；αAL、αFRP分別為鋁鋰合金和纖維層的熱膨脹系數(shù)，1/℃；TT、TC分別為測試溫度和層板固化溫度，℃。

取鋁鋰合金層熱膨脹系數(shù)為22.68×10-6/℃，正交結(jié)構(gòu)纖維層的熱膨脹系數(shù)為4.89×10-6/℃，層板固化溫度TC為180℃。根據(jù)公式（3）得鋁鋰合金層在24℃、70℃及120℃下的殘余應(yīng)力分別為57.25MPa、39.41MPa及21.50MPa，均為平面拉應(yīng)力。

疊加該應(yīng)力的作用，再次通過公式（2）計算NFMLs在24℃的名義屈服強(qiáng)度為298.31MPa，與試驗所得的292.30MPa相吻合。即說明鋁鋰合金層在單向拉伸載荷與殘余應(yīng)力的共同作用下發(fā)生屈服行為，且殘余應(yīng)力對屈服強(qiáng)度有影響顯著。當(dāng)溫度升高至120℃時，鋁鋰合金層受到平面拉伸方向的殘余應(yīng)力減小至21.50MPa，對NFMLs屈服強(qiáng)度的提高具有改善作用，故導(dǎo)致圖8試驗結(jié)果的出現(xiàn)。

3 結(jié)論

（1）隨著環(huán)境溫度的升高，NFMLs的層間性能整體呈下降趨勢，但對浮輥剝離及層間剪切性能的影響規(guī)律并不一致。材料的浮輥剝離強(qiáng)度先降后升，而NFMLs的層間剪切強(qiáng)度則呈現(xiàn)持續(xù)下降趨勢，且下降幅度顯著。NFMLs在不同受載條件下的強(qiáng)度均有所下降。此外，該過程中材料的剛度同樣出現(xiàn)明顯下降，在120℃時尤為顯著。

（2）NFMLs屈服強(qiáng)度隨溫度的變化規(guī)律則不同于純鋁合金，因為升溫過程會導(dǎo)致層板內(nèi)部應(yīng)力的釋放，使金屬層的殘余拉應(yīng)力降低，有利于NFMLs屈服強(qiáng)度的改善。

（3）NFMLs基于服役溫度范圍的綜合力學(xué)性能較Glare有顯著提升。NFMLs在-55～70℃范圍內(nèi)具有優(yōu)異的高低溫性能，120℃時性能明顯惡化。

[1]SADIGHI M, ALDERLIESTEN R C, BENEDICTUS R. Impact resistance of fiber-metal laminates: a review[J]. International Journal of Impact Engineering, 2012, 49: 77-90.

[2]ROOIJEN R G J, SINKE J, VRIES T J, et al. The bearing strength of fiber metal laminates[J]. Journal of Composite Materials, 2006,40(1): 5-19.

[3]VOGELESANG L B, VLOT A. Development of fibre metal laminates for advanced aerospace structures[J]. Journal of Materials Processing Technology, 2000, 103(1): 1-5.

[4]KAWAI M, HACHINOHE A, TAKUMIDA K, et al. Off-axis fatigue behaviour and its damage mechanics modelling for unidirectional fibre-metal hybrid composite: GLARE 2[J]. Composites Part A: Applied Science and Manufacturing, 2001, 32(1): 13-23.

[5]SHIM D J, ALDERLIESTEN R C, SPEARING S M, et al.Fatigue crack growth prediction in GLARE hybrid laminates[J]. Composites Science and Technology, 2003, 63(12): 1759-1767.

[6]XIA Y, WANG Y, ZHOU Y, et al. Effect of strain rate on tensile behavior of carbon fiber reinforced aluminum laminates[J]. Materials Letters, 2007, 61(1): 213-215.

[7]HU Y B, LI H G, CAI L, et al. Preparation and properties of fibre-metal Laminates based on carbon fibre reinforced PMR polyimide[J].Composites Part B: Engineering: 2015, 69: 587-591.

[8]LI H G, HU Y B, XU Y W, et al. Reinforcement effects of aluminum-lithium alloy on the mechanical properties of novel fiber metal laminate[J]. Composites Part B: Engineering: 2015, 82: 72-77.

[9]LI H G, HU Y B, GUO X Z, et al. The influence of thermal fatigue on the mechanical properties of the novel fiber metal laminates based on aluminum-lithium alloy[J].Composites Part A: Applied Science and Manufacturing, 2016, 84: 36-42.

[10]BORGONJE B, YPMA M S. Long term behaviour of glare[J].Applied Composite Materials, 2003, 10(4-5): 243-255.

[11]李堯. 飛機(jī)溫度環(huán)境適應(yīng)性要求分析和確定技術(shù)探討[J].裝備環(huán)境工程, 2008, 5(6): 60-64.

LI Yao. Discussion on the analysis and determination of adapt ability and requirement of aircraft temperature environment[J]. Equipment Environmental Engineering, 2008, 5(6): 60-64.

[12]李廣宇, 李子?xùn)|, 吉利, 等. 環(huán)氧膠黏劑與應(yīng)用技術(shù)[M].北京: 化學(xué)工業(yè)出版社, 2007.

LI Guangyu, LI Zidong, JI Li, et al. Epoxy adhesive and application technology[M]. Beijing: Chemical Industry Press, 2007.

[13]BOTELHO E C, REZENDE M C, PARDINI L C. Hygrotermal effects evaluation using the iosipescu shear test for glare laminates[J].Journal of the Brazilian Society of Mechanical Sciences and Engineering,2008, 30(3): 213-220.

[14]PARK S Y, CHOI W J, CHOI H S, et al. Effects of surface pretreatment and void content on GLARE laminate process characteristics[J].Journal of Materials Processing Technology, 2010, 210(8): 1008-1016.

[15]KAUFMAN J G. Properties of aluminum alloys: tensile, creep,and fatigue data at high and low temperatures[M]. Ohio: ASM International,1999.

[16]唐見茂. 高性能纖維及復(fù)合材料[M]. 北京: 化學(xué)工業(yè)出版社, 2013.

TANG Jianmao. High performance fibers and composites[M]. Beijing:Chemical Industry Press, 2013.

[17]MOUSSAVI-TORSHIZI S E, DARIUSHI S, SADIGHI M, et al.A study on tensile properties of a novel fiber/metal laminates[J]. Materials Science and Engineering: A, 2010, 527(18): 4920-4925.

[18]徐鳳娟. Ti/APC-2 復(fù)合層板基本力學(xué)性能的有限元模擬研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2013.

XU Fengjuan. Finite element simulation study on basic mechanical properties of Ti/APC-2 composite laminate[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2013.