復(fù)合材料加筋板—鈦合金機(jī)械連接結(jié)構(gòu)優(yōu)化

摘 要：復(fù)合材料是一種具有高清度、高比剛度的材料，同時(shí)具有耐疲勞、力學(xué)性能可設(shè)計(jì)等優(yōu)勢。不過，相比鈦合金等，其也具有一些缺點(diǎn)，例如制造費(fèi)用較高、疲勞壽命難以準(zhǔn)確預(yù)測、受濕熱環(huán)境影響大、沖擊損傷容限低、材料性能分散性大等，因而在實(shí)際應(yīng)用中仍難以對金屬材料完全取代。為了對二者優(yōu)勢綜合利用，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)當(dāng)中，對復(fù)合材料應(yīng)用范圍，需要不斷擴(kuò)大，同時(shí)對金屬材料固有優(yōu)勢充分發(fā)揮。所以，金屬結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接位置十分重要。本文研究了復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接結(jié)構(gòu)優(yōu)化問題，從而使其能夠發(fā)揮出更好的綜合優(yōu)勢。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；加筋板；鈦合金；機(jī)械連接；結(jié)構(gòu)優(yōu)化

中圖分類號：V214.8 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1004-7344（2018）15-0220-01

前 言

和傳統(tǒng)的金屬材料相比，復(fù)合材料具有很多方面的優(yōu)勢，因而在航空航天領(lǐng)域中應(yīng)用逐漸廣泛，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上應(yīng)用復(fù)合材料，飛機(jī)重量可明顯減輕。不過，飛機(jī)承力構(gòu)件受力情況復(fù)雜，復(fù)合材料平板無法滿足要求，復(fù)合材料加筋板能夠承受較大彎矩、拉力，因而逐漸成為承力構(gòu)件基本結(jié)構(gòu)形式。在實(shí)際應(yīng)用中，復(fù)合材料也具有一些不容忽視的缺陷，因而并不能完全取代金屬材料。對此，在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)和金屬結(jié)構(gòu)的連接位置，采用機(jī)械連接的方式，發(fā)揮出受環(huán)境影響小、可靠性高、拆卸方便等有優(yōu)勢，成為承力部位首選連接方式。

1 復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接的拉伸試驗(yàn)

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中，通常使用加筋板作為尾翼、機(jī)翼、機(jī)身主承力結(jié)構(gòu)，潛艇、輪船結(jié)構(gòu)中也經(jīng)常使用。加筋板是重要的傳力構(gòu)件，復(fù)合材料加筋板需要與其它結(jié)構(gòu)連接，一般采用機(jī)械連接的方式，但作為開孔結(jié)構(gòu)，具有幾何不連續(xù)、纖維不連續(xù)的特點(diǎn)，因此需要對承載能力加以研究。常采用靜拉伸試驗(yàn)測試其性能，根據(jù)ASTMD5961標(biāo)準(zhǔn)，利用MTS Landmark微機(jī)控制電液伺服萬能試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行，額定荷載為1000kN，試驗(yàn)機(jī)準(zhǔn)確度在0.5級，是指相對誤差在±0.5%。試驗(yàn)溫度在20℃，相對濕度在68%[1]。實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示，選取的3個(gè)試驗(yàn)件，在25t荷載前，荷載-位移曲線能夠保持現(xiàn)行，在25t之后，荷載-位移曲線斜率降低，說明材料開始初步破壞，在28t是荷載突然降低，說明結(jié)構(gòu)最終破壞。結(jié)構(gòu)破壞形式是鈦合金緊固件剪切破壞，鈦合金版釘孔周圍出現(xiàn)韌性破壞。

2 復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接的模型驗(yàn)證

通過運(yùn)用三維有限元的方法，能夠?qū)?fù)合材料層壓板受載過程中，損傷起始、性能演化等過程進(jìn)行準(zhǔn)確模擬，同時(shí)，對于鈦合金塑形破壞、韌性破壞、連接中非線性接觸等問題，也能夠進(jìn)行有效的模擬。對連接結(jié)構(gòu)承載力進(jìn)行分析，運(yùn)用有限元軟件模擬，對復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接受拉伸荷載的作用過程加以分析。復(fù)合材料建模中，分析單元應(yīng)力，對破壞單元及材料屬性退化加以判斷。選擇復(fù)合材料單元，實(shí)體離散，設(shè)置材料漸進(jìn)損傷，對荷載-位移曲線，部分位置應(yīng)變-荷載曲線，材料損傷破壞模式等，進(jìn)行試驗(yàn)、有限元對比，從實(shí)驗(yàn)結(jié)果中選擇3組試驗(yàn)平均值，以確保準(zhǔn)確性。根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，有限元模擬方法準(zhǔn)確性較好，對此種方法進(jìn)一步應(yīng)用，模擬復(fù)合材料加筋板-鈦合金拉伸試驗(yàn)，證明有限元模擬下腹板特定點(diǎn)應(yīng)變-荷載曲線、荷載-位移曲線等，與試驗(yàn)?zāi)軌蛄己梦呛稀?/p>

3 復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度

復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接結(jié)構(gòu)，很多因素會對其靜強(qiáng)度產(chǎn)生影響。采用了經(jīng)過驗(yàn)證有限元方法，分析了強(qiáng)度相關(guān)影響因素，調(diào)整緊固件直徑，是緊固件直徑改變，將結(jié)構(gòu)承載能力大幅提升，同時(shí)轉(zhuǎn)變釘孔部位破壞模式，使之成為復(fù)合材料擠壓破壞。對腹板端部集合幾何參數(shù)加以分析，包括端部斜削角度、腹板縮進(jìn)距離等對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響，同時(shí)研究其損傷機(jī)理。結(jié)果表明，端部斜削角度改變，在腹板不同位置上，會引起應(yīng)力集中，對結(jié)構(gòu)初始破壞強(qiáng)度產(chǎn)生影響。腹板縮進(jìn)距離，對加筋板不同位置彎曲剛度、橫截面積產(chǎn)生影響，進(jìn)而影響蒙皮由于擠壓導(dǎo)致應(yīng)力集中位置[2]。結(jié)構(gòu)最終破壞荷載和承載能力最小情況相比，提高幅度達(dá)到9.0%，由此，通過優(yōu)化腹板端部幾何元素，使復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接結(jié)構(gòu)受拉過程中承載能力更高。

4 復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接的結(jié)構(gòu)優(yōu)化

特定的腹板縮進(jìn)距離下，結(jié)果最終破壞荷載值，和初始破壞荷載值相比增加了8.03%，復(fù)合材料在實(shí)際應(yīng)用中，其結(jié)構(gòu)初始破壞，會在很大程度上影響結(jié)構(gòu)，從而帶來損壞的風(fēng)險(xiǎn)。通過優(yōu)化筋條腹板，使應(yīng)力集中的情況得到緩解，將初始破壞消除，進(jìn)而使結(jié)構(gòu)強(qiáng)度提高。采用有限元軟件優(yōu)化結(jié)構(gòu)，最終是結(jié)構(gòu)承載能力提升。將資模型從結(jié)構(gòu)中提取出，確保計(jì)算精度，優(yōu)化腹板端部結(jié)構(gòu)。通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，減輕結(jié)構(gòu)組件重量，對耐久性、剛度要求加以滿足。給予一系列優(yōu)化目標(biāo)和約束，完成拓?fù)鋬?yōu)化，首先對需要優(yōu)化的模型進(jìn)行創(chuàng)建，同時(shí)創(chuàng)建相應(yīng)的優(yōu)化任務(wù)，設(shè)計(jì)響應(yīng)等[3]。利用設(shè)計(jì)響應(yīng)，對目標(biāo)函數(shù)及約束加以設(shè)計(jì)，最后將優(yōu)化進(jìn)程創(chuàng)建并提交分析。選取適當(dāng)?shù)母拱鍍?yōu)化區(qū)域，對計(jì)算精度加以滿足，并將優(yōu)化效率提升。拓?fù)鋬?yōu)化之后，緩解了模型關(guān)鍵部位應(yīng)力集中的情況。理論分析和優(yōu)化結(jié)果相結(jié)合，給予優(yōu)化結(jié)構(gòu)再設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)部位，并帶入驗(yàn)證，最終提高了結(jié)構(gòu)承載能力。

5 結(jié) 論

復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接，是當(dāng)前航天航空等領(lǐng)域中常用的材料及連接方式，基于安全性的需要，對其性能也具有很高的要求。很多因素會對其產(chǎn)生影響，進(jìn)而降低安全性，可能發(fā)生破壞等。對此，研究了解其破壞條件與具體參數(shù)，結(jié)合實(shí)際情況，采取有效措施對其進(jìn)行優(yōu)化，進(jìn)而提高結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，增強(qiáng)使用安全性。

參考文獻(xiàn)

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收稿日期：2018-4-23