T型連接接頭疲勞性能試驗研究*

丁北斗 李 雁 王 寧 石寅晶

(1.江蘇省土木工程環(huán)境災(zāi)變與結(jié)構(gòu)可靠性重點實驗室，江蘇徐州 221116;2.徐州工程學(xué)院土木工程學(xué)院，江蘇徐州 221018;3.國家網(wǎng)架及鋼結(jié)構(gòu)產(chǎn)品質(zhì)量監(jiān)督檢驗中心，江蘇徐州 221006)

鋼結(jié)構(gòu)工業(yè)廠房梁柱端板連接在計算中可簡化為T型連接接頭，在動力荷載長期振動的工業(yè)廠房中，常出現(xiàn)因T型部位疲勞破壞引發(fā)結(jié)構(gòu)倒塌的事例。由于螺栓在結(jié)構(gòu)受力作用下，會產(chǎn)生附加的撬力(杠桿力)，進而導(dǎo)致高強螺栓連接的松動，故國內(nèi)外學(xué)者對此進行了相關(guān)研究。Douty等對27組寬翼緣和組合T型連接件進行試驗研究，研究表明T型連接件可以承擔(dān)全部的塑性彎矩，并且T型連接件翼緣板越厚，撬力減少越明顯［1］。有些學(xué)者提出把T型件翼緣簡化為簡支梁，先計算簡支梁在螺栓處的撓度，再計算螺栓的變形，采用變形協(xié)調(diào)的方法研究T型件螺栓的承載力以及撬力的大?。?-6］。張貴祥對鋁合金T型接頭進行試驗，并結(jié)合有限元模擬，認(rèn)為在螺栓連接的鋁合金T型接頭中，T型接頭翼緣厚度越大，撬力作用越小，當(dāng)翼緣厚度達到一定值后，可以忽略撬力作用;預(yù)緊力大小在加載過程中撬力作用不明顯［7］。王燕等認(rèn)為對于高強螺栓端板連接中撬力，增加端板厚度及設(shè)置加勁肋可以減小撬力作用，此外，撬力作用使高強螺栓拉力提高，外伸端板高強螺栓拉力的分布是以受壓翼緣為轉(zhuǎn)動中心的梯形分布，提出了考慮撬力作用的理論計算式［8-9］。施剛等對變化分布形式、螺栓型號、端板厚度等參數(shù)進行5組摩擦型螺栓受力性能的試驗研究，結(jié)果表明：端板厚度和高強度螺栓型號大小對螺栓承受拉力和彎矩的能力有較大的影響，并根據(jù)試驗研究結(jié)果對連接節(jié)點的設(shè)計提出建議［10］。

由于設(shè)備長期振動，工業(yè)建筑梁柱節(jié)點存在反復(fù)荷載作用下的疲勞問題。螺栓連接處受載易產(chǎn)生高應(yīng)力集中，因此對其的疲勞評估尤為重要。Nair基于T型連接件進行了撬力和受拉循環(huán)下的疲勞試驗研究，推導(dǎo)T型連接件在靜力荷載作用下的撬力系數(shù)計算式，但該式計算所得的撬力非常大，結(jié)果不太真實［11］。1997年，Bursi等變化翼緣厚度(12，18，25 mm)和 8.8 級高強螺栓直徑(M16、M20、M24)參數(shù)進行了10組端板連接中 T型件的試驗，并對4組 T型件進行靜力和動力試驗的對比［12］。吳兆旗對高強螺栓中撬力對連接件的承載能力和疲勞性能進行深入分析，利用ANSYS有限元分析軟件對40組T型連接件的抗拉性能進行分析，考慮不同的尺寸和材料特性，綜合研究了各個參數(shù)變化時對撬力大小及分布范圍的影響，并將有限元分析結(jié)果與現(xiàn)有的分析結(jié)果進行對比分析［13］。

總體上，相對于靜態(tài)性能研究，T型接頭的疲勞性能方面的研究相對缺乏。本研究以鋼結(jié)構(gòu)梁柱T型連接接頭為試驗對象，對變換翼緣板厚度、螺栓孔位置的2組共5個試件進行疲勞加載試驗，分析各試件的破壞現(xiàn)象，研究翼緣板厚度和螺栓相對位置對試件破壞形態(tài)和疲勞壽命的影響?；隗w視顯微鏡、金相顯微鏡對破壞螺栓進行斷口分析和螺栓材料的金相分析，以便揭示高強度螺栓連接的疲勞破壞特征。在試驗基礎(chǔ)上，基于螺栓強度等級和直徑兩個參數(shù)，進行有限元分析并與試驗相比較。

1 試驗方案

1.1 試件設(shè)計

試件由2個相同的T型鋼采用摩擦型高強度螺栓連接而成。T型試件材質(zhì)選用Q345B鋼，螺栓采用8.8級M20鋼結(jié)構(gòu)用大六角頭高強螺栓。根據(jù)T型連接布置構(gòu)造要求，考慮T型構(gòu)件幾何參數(shù)和螺栓孔位置設(shè)計5個試件，詳細(xì)構(gòu)造形式和尺寸見表1及圖1。

表1 試件參數(shù)Table 1 Parameters of specimens

圖1 構(gòu)件尺寸Fig.1 Component size

1.2 試驗方案

試驗過程分為預(yù)加載靜載試驗和疲勞試驗兩個階段。對于T型試件，首先靜載試驗階段采用逐級加載，每級載荷為 20 kN，為力控制加載模式，以50 N/s的速度分6次加載到最大載荷，并記錄每級加載的螺栓桿和翼緣板上的應(yīng)變數(shù)據(jù)。靜載試驗?zāi)康氖菫榱吮ＷC試件各部分充分接觸，確保所有試驗裝置和儀器、儀表都處于正常工作狀態(tài)，并驗證試件工作性能。然后進行疲勞試驗，調(diào)節(jié)疲勞試驗機上、下限值，循環(huán)載荷最大值為120 kN，應(yīng)力比為0.5，頻率為3 Hz，在疲勞加載至整萬次時(比如：1萬次，2萬次，3萬次，…)，等示值穩(wěn)定后，記錄動荷載讀數(shù)，重復(fù)靜載試驗內(nèi)容，采集試件上所有應(yīng)變片的數(shù)值，采集完畢后重新啟動疲勞試驗機進入疲勞加載階段，循環(huán)加載示意見圖2。

圖2 循環(huán)加載示意Fig.2 Schematic diagram of cyclic loading

1.3 試驗裝置及連接方式

試驗在JAW-2000動態(tài)疲勞作動器上完成。通過力控制模式來進行試驗。試驗時，試件上下兩端通過夾具固接，下端通過下夾具與底座相連，底座通過兩根由精軋螺紋鋼制成的地錨桿與地梁相連;上端通過上夾具與疲勞機的作動器相連，下夾具與T型試件、T型試件與上夾具分別通過兩個10.9級的M30高強螺栓連接，使試件垂直于疲勞機的作動頭和地梁，由此與試件成為靜定結(jié)構(gòu)，如圖3所示。

1.4 應(yīng)變測點布置

T型試件在焊接處、螺栓孔處與螺栓桿根部為應(yīng)力復(fù)雜區(qū)域，在相應(yīng)測點位置布置應(yīng)變片或者應(yīng)變花，具體如圖4、圖5所示。

圖3 試驗加載系統(tǒng)Fig.3 Test loading system

圖4 翼緣板測點布置Fig.4 Layout of strain measuring points of the flange

圖5 螺栓桿測點布置Fig.5 Layout of strain measuring points of the bolt bar

2 試驗分析

2.1 試驗現(xiàn)象

疲勞試驗共計完成5個試件，試驗疲勞循環(huán)次數(shù)統(tǒng)計見表2。試件LA兩翼緣板與腹板相交處產(chǎn)生約9 mm的縫隙，翼緣板兩端產(chǎn)生翹起。左邊螺栓在螺桿與螺母連接處發(fā)生疲勞破壞，右邊螺栓在螺桿中部發(fā)生疲勞破壞;試件LB1兩翼緣板與腹板相交處未產(chǎn)生縫隙，翼緣板兩端產(chǎn)生輕微翹起。左右兩邊的螺栓均在螺帽連接處發(fā)生疲勞破壞;試件LB2兩翼緣板與腹板相交處未產(chǎn)生縫隙，翼緣板兩端產(chǎn)生輕微翹起。左邊螺栓在螺帽連接處發(fā)生疲勞破壞，右邊螺栓在螺栓中間發(fā)生疲勞破壞。試件LC1兩翼緣板與腹板相交處產(chǎn)生約11 mm縫隙，翼緣板兩端產(chǎn)生翹起。左邊螺栓在螺帽連接處發(fā)生疲勞破壞，右邊螺栓在螺栓中間發(fā)生疲勞破壞。LC2試件兩翼緣板與腹板相交處未產(chǎn)生縫隙，翼緣板兩端產(chǎn)生嚴(yán)重翹起，腹板產(chǎn)生嚴(yán)重傾斜。左邊螺栓在螺帽連接處，右邊螺栓在螺栓中間處發(fā)生疲勞破壞，試件的典型破壞和螺栓斷裂形態(tài)見圖6。

表2 疲勞試驗結(jié)果Table 2 Fatigue test results

圖6 試件的破壞和螺栓斷裂形態(tài)Fig.6 The failure modes and fracture forms of bolt specimens

2.2 翼緣板上應(yīng)力發(fā)展與分布情況

為了獲得各參數(shù)變化對翼緣板上應(yīng)力分布的影響，在達到一定次數(shù)疲勞試驗時，停止循環(huán)加載，獲取螺栓拉力和螺孔應(yīng)力與外荷載之間的曲線關(guān)系。圖7是荷載為120 kN時各測點應(yīng)變值所繪制的應(yīng)變分布曲線。可以看出：

1)試件在荷載120 kN狀態(tài)下，測點1、2、3號應(yīng)力數(shù)值均為負(fù)值，處于受壓區(qū)，翼緣板上測點越靠近邊緣處，受力越小;測點4、5號應(yīng)力數(shù)值均為正值，處于受拉區(qū)，越靠近腹板處，受力越大。各試件的應(yīng)力變化規(guī)律表現(xiàn)出一致性。

2)隨著翼緣板厚度的增加(圖7a)，受壓區(qū)測點1、2、3 壓力按大小排列依次為 LB2、LB1、LA，應(yīng)力值變化幅度較小，而受拉區(qū)測點4、5拉力按大小依次排列為LA、LB1、LB2，應(yīng)力值變化幅度較大，且隨著翼緣板厚度增加，應(yīng)變值變化幅度越平緩，這是因為隨著板厚增加，試件剛度增大，抵抗變形能力增強，從而導(dǎo)致應(yīng)力變化減緩。

3)當(dāng)螺栓至翼緣板邊緣與螺栓至腹板距離的比值m/n越大(圖7b)，螺栓越靠近腹板，螺栓對翼緣板的約束使得測點5處應(yīng)力值增大，且受拉區(qū)應(yīng)力值變化幅度增大。

圖7 測點應(yīng)力分布曲線Fig.7 Stress distribution curves of measuring points

圖8 螺栓桿上應(yīng)力分布曲線Fig.8 Comparison of stress distribution curves on bolt bar

2.3 螺栓桿上應(yīng)力對比分析

為分析螺栓桿上應(yīng)力值變化，在達到一定次數(shù)疲勞試驗時，停止循環(huán)加載，獲取各試件在不同等級荷載下應(yīng)力值，從而繪制荷載-應(yīng)力的變化曲線，如圖8所示。

由圖8可以看出：各試件外荷載-螺栓桿上應(yīng)力變化規(guī)律接近線性增大，各曲線變化規(guī)律表現(xiàn)出一致性。由圖8a可以看出：隨著翼緣板厚度的增加，螺栓桿上應(yīng)力值越來越小，與試件 LA相比，LB1、LB2應(yīng)力值分別下降9.5%和16.3%。這是因為隨著翼緣板厚度的增大，試件剛度增大，翼緣板抵抗變形能力增強，撬力作用減弱，在同級荷載作用下螺栓中的應(yīng)力值減小。由圖8b可以看出：螺栓至翼緣板邊端與螺栓至腹板距離的比值m/n對螺栓桿上應(yīng)力的大小有顯著的影響，在同級荷載作用下，螺栓桿上應(yīng)力明顯增大，大小排列依次為 LC1、LA、LC2，這主要因為m/n比值越小，螺栓越靠近翼緣板邊緣，此時翼緣板變形增大，撬力作用增強，從而導(dǎo)致螺栓受力增大，應(yīng)力隨之增加。

2.4 螺孔處的應(yīng)力對比

通過量測應(yīng)變花在三個方向上的應(yīng)變值，得到測點處正交應(yīng)變和剪應(yīng)變，確定平面內(nèi)的主應(yīng)力和von Mises應(yīng)力，進而評價T型連接節(jié)點在靜力下的性能疲勞作用。

由圖9可以看出：在一定荷載范圍內(nèi)，各試件的外荷載-螺孔處應(yīng)力呈線性增加，當(dāng)荷載達到一定值時，應(yīng)力變化幅度減緩。由圖9a可以看出：改變翼緣板厚度對螺孔處應(yīng)力值的變化影響較小，各試件之間在同級荷載作用下的應(yīng)力差值處于±5 MPa內(nèi)，當(dāng)外荷載達到100 kN時，應(yīng)力變化幅度減緩。由圖9b可以看出：改變螺栓至翼緣板邊緣與螺栓至腹板距離的比值m/n對螺孔處應(yīng)力的大小有較為明顯的影響。在加載初期，相對應(yīng)力值變化較小，當(dāng)外荷載達到80 kN時，應(yīng)力曲線開始分離，主要是因為當(dāng)m/n的比值減小時，撬力作用增強，螺孔處的變形隨之增大，導(dǎo)致該處受力增大。

2.5 疲勞過程中靜載應(yīng)力對比

為了研究試件在循環(huán)荷載疲勞試驗各個階段中受力性能變化，在施加疲勞荷載開始前和加載一定次數(shù)后，停止施加疲勞荷載，以監(jiān)測各測點應(yīng)力變化。對試件進行靜載試驗，通過應(yīng)變觀測的數(shù)值反映試件在疲勞加載歷程中的變化情況。

圖9 螺栓孔洞處應(yīng)力曲線對比Fig.9 Comparison of stress curves of bolt hole

圖10 給出了試件 LB1、LB2、LC1和 LC2螺孔處破壞前1萬次靜載的應(yīng)力值相較于第1次靜載和3萬次后靜載的應(yīng)力值，可知：4個試件均于60 kN附近發(fā)生相似的變化。從圖10中不難發(fā)現(xiàn)，靜載試驗過程中，加載級別和應(yīng)力值之間存在線性變化規(guī)律。螺孔處測點破壞前1萬次靜載加載值在60 kN附近應(yīng)力呈現(xiàn)明顯的下降趨勢。這說明此時螺孔處的測點受力出現(xiàn)異常，螺栓存在微觀機制變化，因此，可以推論，T型連接節(jié)點試件接近破壞狀態(tài)。

圖10 試件螺孔處測點靜載-應(yīng)力曲線Fig.10 Static load-stress curves of critical point of specimens

2.6 疲勞斷口分析

2.6.1 宏觀分析

疲勞應(yīng)力幅水平越低，裂紋擴展速率就越低，則循環(huán)荷載作用下裂紋兩邊的截面開合作用越明顯，隨著疲勞加載次數(shù)增加，金屬表面不斷擠壓造成了大范圍的光滑帶。此外，從疲勞源區(qū)、擴展區(qū)到瞬斷區(qū)的斷口表面的粗糙度也會發(fā)生顯著改變。本文對5個T型連接節(jié)點試件的未貼應(yīng)變片的高強度螺栓進行宏觀斷口分析，對這5個試件進行斷口形貌及特征的描述與分析，如圖11所示?？梢钥闯觯琓型連接試件的參數(shù)變化對光滑區(qū)(疲勞源區(qū) +擴展區(qū))所占面積的比例有影響。對于LB1、LB2試件，翼緣板越厚，螺栓因為翼緣板的約束作用，其應(yīng)力幅越小，光滑區(qū)所占螺栓總面積的比例越大(圖11)。對于LC1、LC2試件而言，當(dāng)螺栓孔位置離腹板的距離越近，翼緣板變形越小，螺栓桿受到的應(yīng)力幅就越小，光滑區(qū)所占螺栓總面積的比例較大。

2.6.2 金相分析

對試樣經(jīng)過磨樣、拋光、硝酸酒精腐蝕后對螺栓進行顯微組織分析，在金相顯微鏡放大100，500倍的情況下觀察，見圖12。

可以看出：8.8級 M20高強度螺栓主要顯微組織為回火索氏體+未熔鐵素體。未熔鐵素體的出現(xiàn)，說明該螺栓在生產(chǎn)過程中，原始組織中的鐵素體因為加熱溫度低或保溫時間短，在奧氏體化過程中未完全熔解。對各試件高強螺栓放大100倍觀察后，根據(jù)晶粒度等級評判標(biāo)準(zhǔn)對5個試件進行晶粒度評級，結(jié)果見表3、圖13。從圖13中可以看到，材料組織中存在塊狀未熔鐵素體和帶狀偏析缺陷。帶狀偏析產(chǎn)生的組織應(yīng)力容易引起材料內(nèi)應(yīng)力增大，降低材料力學(xué)性能。塊狀未熔鐵素體和帶狀偏析都屬于材料組織缺陷，會降低高強度螺栓疲勞壽命。

圖11 各組試件斷口形態(tài)Fig.11 Fracture forms of specimens

圖12 LB1中高強螺栓顯微組織分析Fig.12 Microstructure analysis of the high-strength bolt of specimen LB1

表3 晶粒度級別Table 3 Grain degree level

圖13 各試件中高強螺栓晶粒度分析Fig.13 Grain size analysis of high strength bolts of each specimen

圖14 T型連接精細(xì)化模型Fig.14 T-type connection refinement model

3 T型連接接頭疲勞性能有限元分析

基于ANSYS采用20結(jié)點四面體實體單元Solid 186單元，對T型連接節(jié)點進行疲勞性能有限元精細(xì)化分析(圖14)。從ANSYS分析結(jié)果中提取螺栓內(nèi)力，并與試驗結(jié)果相對比，各組試件的有限元分析及試驗研究所得到的螺栓拉力隨著荷載的變化基本吻合，有限元模擬中所有試件主要由螺栓承受拉力，其最大應(yīng)力點均出現(xiàn)在連接兩翼緣板的螺栓處，與試驗觀測到的情況相同。對兩組試件進行有限元疲勞分析，所得到的疲勞循環(huán)次數(shù)與試驗相近，有限元分析表明：改變翼緣板厚度比改變螺栓布置位置對試件疲勞循環(huán)次數(shù)的影響更大。

ANSYS疲勞計算采用的是簡化的彈塑性假定和Miner累計疲勞準(zhǔn)則。低周疲勞荷載屬于高應(yīng)變疲勞，T型連接構(gòu)件模型中S-N曲線參數(shù)是由蘭格在M-C方程基礎(chǔ)上發(fā)展得到的，并提出了對高、低周疲勞都適用的關(guān)系式，即［12］：

式中：ε為不考慮荷載重新分配時的應(yīng)變;σa為虛擬應(yīng)力幅;σb為材料的極限強度;σ－1為疲勞強度極限;φ為試件的截面收縮率;N為疲勞壽命。根據(jù)蘇聯(lián)學(xué)者茹科夫的經(jīng)驗公式，對于σb＜1 400 MPa的碳鋼、合金鋼，有 σ－1=0.46σb。并將試驗結(jié)果和有限元模擬結(jié)果得到的疲勞循環(huán)次數(shù)進行對比，見表4。

表4 T型連接節(jié)點疲勞使用壽命Table 4 Fatigue life of T type joints

4 結(jié)束語

針對鋼結(jié)構(gòu)梁柱T型連接接頭中考慮翼緣板厚度和螺栓位置布置這兩個參數(shù)變化衍生的5個試件，通過采用單向受拉疲勞試驗、ANSYS有限元模擬兩種方法進行了系統(tǒng)的分析和總結(jié)，得到以下結(jié)論。

1)對比試件有限元疲勞分析和疲勞試驗，所得到的疲勞循環(huán)次數(shù)與試驗相近。研究表明：隨著翼緣板厚度的增加，翼緣板在疲勞荷載下的變形逐漸減小，疲勞循環(huán)次數(shù)大幅增加;改變螺栓位置對試件破壞形態(tài)影響較大，但對試件的疲勞壽命影響較小。

2)由第一次靜載、加載至3萬次和破壞前1萬次的靜載應(yīng)力進行對比可以看出，加載級別和應(yīng)力值之間存在線性變化規(guī)律，而且各階段靜載試驗應(yīng)力值的變化不大。當(dāng)螺孔處的集中應(yīng)力出現(xiàn)明顯下降時，T型連接節(jié)點試件瀕臨破壞狀態(tài)。

3)通過對高強螺栓疲勞斷口的宏觀分析并結(jié)合各試驗構(gòu)件的應(yīng)力分析可知：所有斷口均呈現(xiàn)出典型的疲勞破壞特征，即疲勞斷口明顯分為疲勞源區(qū)、擴展區(qū)和瞬斷區(qū)三個區(qū)域;高強螺栓疲勞破壞主要是由應(yīng)力集中引起的，裂紋呈現(xiàn)擴展?fàn)顟B(tài)，疲勞破壞為脆性破壞。

4)塊狀未熔鐵素體和帶狀偏析都屬于材料組織缺陷，會降低高強度螺栓疲勞壽命，宜通過優(yōu)化熱處理工藝將以上兩種缺陷消除或者改善，提高高強度螺栓的疲勞性能，進而提高整體T型連接節(jié)點的疲勞壽命。