鋪層比例對航空復(fù)合材料層合板緊固件連接的影響分析

曾昭煒

中國民用航空飛行學(xué)院航空工程學(xué)院 四川廣漢 618307

對于碳纖維復(fù)合材料層合板，其比模量值高、比強(qiáng)度值大，并且具有可設(shè)計(jì)的力學(xué)性能等優(yōu)點(diǎn)，在諸如航空、航天、船舶等比較多的領(lǐng)域已經(jīng)得到了廣泛應(yīng)用。將碳纖維復(fù)合材料使用到飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)中，能夠較好地進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)的減重[1]。

在工程應(yīng)用中，復(fù)合材料層合板的緊固件連接是重要接頭連接的不可避免的形式，同時(shí)，復(fù)合材料獨(dú)有影響力學(xué)性能的重要參數(shù)是鋪層參數(shù)，這主要是由于鋪層(鋪層比例、鋪層方向、鋪層順序)沿厚度方向的應(yīng)力—應(yīng)變分布產(chǎn)生了變化。楊夢粵、李磊[2]對鋪層順序以及增加墊板對復(fù)合材料層合板連接拉脫的影響進(jìn)行分析，研究得到40/50/10的類型的0°/±45°/90°鋪層比例設(shè)置具有更高的連接拉脫強(qiáng)度，增加墊板的情形下，能夠較大幅度地增加對應(yīng)的連接拉脫強(qiáng)度。黃光啟、楊勝春等[3]對鋪層比例對復(fù)合材料層合板的抗沖擊能力進(jìn)行了影響分析，研究得到當(dāng)0°和±45°的鋪層比例達(dá)到匹配時(shí)，試件沖擊后的剩余強(qiáng)度最大，其損傷阻抗性能是最好的。劉巖松、張子健等[4]通過對復(fù)合材料層合板拉伸性能的影響因素分析，研究得到，當(dāng)45°鋪層、90°鋪層兩者比例相同時(shí)，前者的層合板拉伸強(qiáng)度高于后者。莫佳亮[5]對飛機(jī)尾翼上的復(fù)合材料層合板的鋪層設(shè)計(jì)進(jìn)行研究，表明38/50/13的類型的0°/±45°/90°鋪層比例設(shè)置最為合理。王丹勇、溫衛(wèi)東等[6]仿真分析發(fā)現(xiàn)，對于含0°、±45°及90°鋪層的復(fù)合材料層合板連接，如果鋪層比例均衡，其靜強(qiáng)度一般比其他鋪層的復(fù)合材料層合板連接的極限強(qiáng)度高。

本文針對帶預(yù)緊力的單釘雙剪復(fù)合材料層合板緊固件連接進(jìn)行建模分析，研究了不同鋪層比例層合板擠壓強(qiáng)度之間的規(guī)律，對設(shè)計(jì)復(fù)合材料緊固件連接工作為工程人員提供一定參考。

1 有限元分析方法及其驗(yàn)證

在本文中，復(fù)合材料機(jī)械連接有限元建模有效地將螺栓預(yù)緊力、螺栓連接間的接觸關(guān)系、相互間的摩擦考慮在內(nèi)，在三維幾何模型上劃分網(wǎng)格，采用顯式動力學(xué)算法進(jìn)行求解。對于顯式有限元求解方法，它比隱式的具有一些重要優(yōu)勢，并且將在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的失效分析上得到越來越重要而廣泛的應(yīng)用。例如，顯式有限元求解方法能夠更加穩(wěn)健地對復(fù)雜接觸問題進(jìn)行建模分析，能夠針對大型問題提供高效的計(jì)算求解方法，同時(shí)避免了隱式計(jì)算方法分析復(fù)合材料失效時(shí)一直困擾著的收斂難題。在已有的復(fù)合材料螺栓連接力學(xué)性能的三維有限元分析當(dāng)中，絕大部分采用隱式求解方法，分析對象則選擇了凸頭緊固件或者銷釘連接，而非更為復(fù)雜的沉頭構(gòu)型。另外一小部分研究采用隱式求解方法分析三維沉頭緊固件模型，最終發(fā)現(xiàn)復(fù)雜的沉頭孔接觸問題加劇了接觸收斂的困難。同時(shí)，復(fù)合材料失效分析中材料退化的考慮對隱式有限元求解提出了進(jìn)一步的挑戰(zhàn)。文獻(xiàn)[7]分析了復(fù)合材料多釘連接失效問題后表示，隱式求解方法在計(jì)算極限載荷時(shí)因未能克服收斂問題而失敗，并且分析響應(yīng)在一定程度上與材料退化參數(shù)的選取緊密相關(guān)。

本文使用ABAQUS進(jìn)行有限元模型的建立。所建立的有限元模型以三維的幾何模型為基礎(chǔ)，螺栓與螺母簡化為一個(gè)整體。對螺栓和復(fù)合材料層合板之間的接觸、復(fù)合材料層合板和復(fù)合材料層合板之間的接觸進(jìn)行了建模設(shè)置。根據(jù)理論公式計(jì)算緊固件的預(yù)緊力，具體見公式(1)。

Fbolt=T/(k·d)

(1)

式中，F(xiàn)bolt為螺栓預(yù)緊力；T為螺栓擰緊力矩；k為轉(zhuǎn)換系數(shù)，取0.2；d為螺栓名義直徑。

對于有限元模型所選用的單元，選用SC6R單元對復(fù)合材料板層合板的三維幾何模型進(jìn)行離散，該類單元能夠較好地將幾何厚度的影響考慮在內(nèi)，選用C3D8R單元對金屬板以及螺栓的三維幾何模型進(jìn)行離散。

本文對文獻(xiàn)[7]的試驗(yàn)進(jìn)行建模仿真，用以驗(yàn)證本文有限元建模仿真方式的有效性。其復(fù)合材料使用的是HTA/6376碳纖維/樹脂單向帶，鋪層參數(shù)具體為[45/0/-45/90]5s，單向帶的力學(xué)性能參數(shù)見表1。

表1 HTA/6376 單層帶力學(xué)性能 單位：MPa

圖1 有限元分析與試驗(yàn)載荷—位移曲線對比

圖1為有限元分析與試驗(yàn)的載荷—位移曲線對比圖，有限元分析結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。從圖中可以看出，曲線前段均呈現(xiàn)明顯的線性，表明復(fù)合材料螺栓連接受拉前期階段整體結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)良好的線彈性；曲線后段斜率已明顯降低，存在一個(gè)近似“平臺”段，并在此階段達(dá)到峰值即為連接的極限載荷，之后轉(zhuǎn)入下降段，可以據(jù)此判斷此時(shí)結(jié)構(gòu)已經(jīng)失效。

表2 驗(yàn)證算例有限元分析與試驗(yàn)極限載荷誤差分析

表2當(dāng)中數(shù)據(jù)表明，通過本文的有限元建模方法分析得到的復(fù)合材料層合板緊固件連接的極限載荷誤差小，可以證明本文所使用的有限元建模方式有效。

2 鋪層比例對帶預(yù)緊力單釘雙剪連接的影響分析

2.1 模型參數(shù)

分析模型中，復(fù)合材料板材料采用的是T700/環(huán)氧樹脂碳纖維單向帶，該碳纖維單向帶的單層厚度為0.125mm，具體的鋪層參數(shù)見表3。

表3 鋪層參數(shù)

T700/環(huán)氧樹脂碳纖維單向帶的力學(xué)性能見表4。本節(jié)模型參數(shù)見表5。

表4 T700/環(huán)氧樹脂單層板力學(xué)性能 單位：MPa

表5 鋪層比例對帶預(yù)緊力單釘雙剪連接影響分析模型參數(shù)

建立的帶預(yù)緊力單釘雙剪連接有限元模型見圖2。

圖2 帶預(yù)緊力單釘雙剪連接有限元模型

2.2 仿真結(jié)果及其分析

SA1-1、SA1-2、SA1-3模型的載荷—位移曲線對比見圖3。

圖3 SA1-1、SA1-2、SA1-3模型的載荷—位移曲線對比

比較圖3載荷—位移曲線的曲線可以看到，對于0°/±45°/90°鋪層比例為50/40/10、40/50/10、30/60/10的鋪層，當(dāng)其厚度相同時(shí)，連接結(jié)構(gòu)的載荷—位移響應(yīng)相近，極限載荷雖有差異但較小。

表6 鋪層比例對帶預(yù)緊力單釘雙剪連接影響分析的結(jié)果

表6中具體列出了各個(gè)模型的分析結(jié)果，可以總結(jié)得到以下結(jié)論：

(1)各個(gè)模型均為擠壓失效，與方案設(shè)計(jì)時(shí)的預(yù)期一致，同時(shí)也使擠壓強(qiáng)度具有良好的可比性。

(2)同厚度模型結(jié)果的對比，可以看到模型的極限載荷、擠壓強(qiáng)度差異均較小，薄板的擠壓強(qiáng)度差異稍大些，但仍然具有高度的一致性。因此在同厚度情況下，本文所使用的不同鋪層比例的鋪層具有相同的擠壓強(qiáng)度。

(3)不同厚度模型結(jié)果的對比，可以看到模型的極限載荷差異明顯，其擠壓強(qiáng)度也有明顯差異，其擠壓強(qiáng)度均值比值為0.68(厚板比薄板，759/1119=0.68)。因此，對于本小節(jié)中帶預(yù)緊力單釘雙剪不同厚度模型來說，本文所使用的不同鋪層比例的鋪層具有明顯不同的擠壓強(qiáng)度。