大型客机的研发及制造,对轻质、高强的先进复合材料具有迫切的应用需求。Glare层板(Glass Fiber Reinforced Aluminum Laminates)因其优良的疲劳性能及高的损伤容限,减重效果突出,是大型飞机机身、机翼蒙皮结构的重要选材。然而,飞机机体结构在各种载荷的作用下,会不可避免地形成腐蚀损伤、冲击损伤以及疲劳损伤,如不及时修理,会导致结构破坏,影响飞行安全。本文研究了GLARE层板的三种损伤方式、修补工艺以及修补后的力学性能。首先,根据纤维金属层板的制备工艺制得GLARE4A层板(厚度为1.8mm,金属基板是2024-T3态铝合金,结构是3/2结构,纤维排布方向是0/90/0);其次,根据所要研究的损伤形式制备损伤试件;随后研究了GLARE层板的胶接修补工艺,主要包括补片的选择(材料、尺寸和厚度)、胶黏剂的选择以及固化方式;最后通过静力学拉伸试验、落锤冲击试验以及疲劳裂纹扩展速率试验来比较修补前后试件的结构响应,同时揭示了修补后试件损伤失效机理,得出了如下结论:GLARE层板胶接修补工艺主要包括:修补方式、胶黏剂选择、固化工艺和补片的制备。胶接修补后试件的承载能力恢复率要高于铆接修补和胶铆混合修补。胶黏剂选择J-150,固化工艺采用80℃×4h+120℃×2h的二阶段固化制度,固化方式选择共固化。补片的形状是正方形,厚度为1.8mm,补片的尺寸是应力损伤区域的3倍;胶接修补试件的静拉伸试验表明,损伤试件的能量保留率仅为37.21%,该参数表明损伤造成拉伸载荷和变形能力同时下降。经过胶接修补后,试件的能量保留率提高到59.99%,能量恢复率达到了22.77%;胶接修补后试件在静拉伸试验中的损伤失效方式有:补片整体脱粘;裂纹最早产生在损伤孔处;修补后层板的载荷位移曲线,在载荷达到14920.2N时发生突降,随后曲线继续上升直至断裂失效;胶接修补后试件在拉伸载荷作用下,由于损伤孔处应力集中最先萌生裂纹,随着载荷的增大,胶层发生剪切变形发生破坏并失效,补片的增强作用无法体现,载荷全部由母板承载直至最终失效;整个实验过程中,补片没有发生损伤,内部结构完整,说明补片的强度足够,补片整体脱粘,补片内部没有出现缺陷,保持了结构完整性;落锤冲击试验模拟冲击损伤,落锤冲击的能量分别为5J、15J和25J,分别对应三种损伤形式。研究结果表明:胶接修补增大了试件的刚度,提高了试件的抗冲击性能。在三种能量冲击下,胶接修补后试件中心的变形量均小于未修补的试件;胶接修补后试件的中心变形量随时间变化的曲线中会出现锯齿形平台,这是因为试件内部的纤维发生损伤造成的冲击载荷出现波动;能量吸收随时间变化曲线最终趋于水平,对应着试件最终吸收的能量值。胶接修补试件的最终吸收能量值要低于未修补试件;胶接修补后试件的疲劳裂纹扩展速率明显低于未修补试件。从a-N曲线可以看出循环次数在50000到200000之间时,疲劳裂纹扩展速率稳定不变,处于稳态扩展阶段。