基于孔變形的復(fù)合材料連接件疲勞性能分析

劉學(xué)術(shù) , 王學(xué)堯

（大連理工大學(xué) 運載工程與力學(xué)學(xué)部，大連 116033）

復(fù)合材料因其優(yōu)越的力學(xué)性能在現(xiàn)代航空航天結(jié)構(gòu)上得到了非常廣泛的應(yīng)用?？湛凸続350飛機的復(fù)合材料用量達到了52%，A380飛機僅中央翼盒就使用了5 300 kg的復(fù)合材料，占總用量的25%左右；波音公司的787飛機復(fù)合材料用量也達到了50%[1-2]。雖然復(fù)合材料的使用在一定程度上減少了機械連接的需求，但對于復(fù)雜的結(jié)構(gòu)而言機械連接不可或缺，尤其對于飛機這種具有復(fù)雜結(jié)構(gòu)特征的大型產(chǎn)品。據(jù)統(tǒng)計，F(xiàn)-22戰(zhàn)斗機每側(cè)機翼中使用機械連接所需要的連接孔數(shù)量高達14 000個[3]。連接結(jié)構(gòu)對整個產(chǎn)品至關(guān)重要，任何一個不合理的連接設(shè)計都可能影響結(jié)構(gòu)的耐久性和可靠性，甚至導(dǎo)致結(jié)構(gòu)整體發(fā)生嚴(yán)重破壞。

目前針對復(fù)合材料連接的研究通常從層合板的失效破壞著手，在實際使用中出于安全性考慮，對復(fù)合材料機械連接允許的破壞模式通常以層合板的孔邊擠壓變形為主，復(fù)合材料設(shè)計手冊[4]中提出當(dāng)孔徑的永久變形量達到原始孔徑的5%時可認(rèn)定連接結(jié)構(gòu)失效。近年來，國內(nèi)外學(xué)者針對復(fù)合材料螺栓連接構(gòu)件的連接孔變形進行了很多研究。Cao等[5]對雙搭接螺栓結(jié)構(gòu)的薄板與TC21鈦合金復(fù)合接頭在準(zhǔn)靜載荷作用下的力學(xué)行為進行實驗研究，分析了層合板承載損傷和連接孔變形的演化過程。研究發(fā)現(xiàn)，混合接頭的最終破壞形式是螺栓拉伸開裂和連接孔承載變形的組合形式。武濤[6]針對復(fù)合材料多釘干涉連接問題，在分析釘孔變形關(guān)系的基礎(chǔ)上提出了拉伸載荷作用下的孔周應(yīng)力計算方法，揭示了復(fù)合材料多釘干涉對載荷傳遞路徑的影響規(guī)律。Zhao等[7]提出一種考慮連接孔拉伸變形對復(fù)合材料螺栓連接載荷分布影響的改進剛度方法，根據(jù)螺栓承載和傳遞機制，引入連接孔拉伸變形的附加剛度概念，對變形協(xié)調(diào)方程進行修正。通過有限元計算確定了模型預(yù)測的精度，且隨著螺栓數(shù)量增加，預(yù)測精度提高越明顯。Su等[8]通過將連接孔的形狀參數(shù)轉(zhuǎn)化為映射函數(shù)，對復(fù)合材料層合板的孔周邊應(yīng)力進行柔性解析，對比不同形狀孔的應(yīng)力因子，得出圓孔并不是降低應(yīng)力因子最佳形狀的結(jié)論。Haeger等[9]研究了鉆孔損傷對復(fù)合材料構(gòu)件彎曲疲勞的影響，結(jié)果表明：鉆孔損傷對疲勞裂紋的擴展有加劇作用，導(dǎo)致了疲勞早期的剛度損傷。Hsu等[10]通過修正無牽引力孔邊界條件和設(shè)定撓度單值要求，對層合板連接孔裂紋問題的解析解進行修正，結(jié)果表明修正解在連接孔裂紋問題上的準(zhǔn)確性與效率更高。

此外，在復(fù)合材料構(gòu)件制備過程中，由于模具與預(yù)浸料貼合不良、層間樹脂流動不均勻等因素會造成材料產(chǎn)生內(nèi)應(yīng)力，從而導(dǎo)致構(gòu)件固化變形產(chǎn)生尺寸誤差；加工時，纖維和樹脂由于性能差異變形不協(xié)調(diào)也會產(chǎn)生一定的加工變形；在裝配過程中，又由于復(fù)材構(gòu)件多屬于大型薄壁結(jié)構(gòu)，剛度較小，同時受到多個零部件裝配誤差的累積，導(dǎo)致復(fù)材構(gòu)件產(chǎn)生裝配變形。在固化變形、加工變形及裝配變形等變形誤差累積下，最終導(dǎo)致在構(gòu)件間本應(yīng)該緊密貼合的裝配表面產(chǎn)生裝配間隙[11]。目前許多研究表明裝配間隙影響構(gòu)件靜力學(xué)性能，針對裝配間隙影響復(fù)材構(gòu)件拉伸疲勞性能的研究相對較少。竇亞東[12]通過仿真分析解釋了不同厚度、不同材料補償墊片對含間隙構(gòu)件性能的影響機制，為飛機在裝配過程中填隙補償工藝的改進提供了參考依據(jù)。Chang等[13]研究結(jié)果表明：對裝配間隙進行補償，能有效防止構(gòu)件變形，混合墊片對縫隙根部變形的抑制效果更好，最大應(yīng)變可降低20%左右。Yang等[14]揭示了不同間隙尺寸、填隙材料、墊片比例和釘孔間隙對螺栓連接復(fù)材構(gòu)件彎曲性能的影響規(guī)律。紹遠(yuǎn)新等[15]提出了一種新的工程計算分析方法來分析因裝配間隙而產(chǎn)生的裝配應(yīng)力對疲勞壽命的影響。

本文以連接孔變形作為復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)的失效判據(jù)以及疲勞損傷積累的衡量標(biāo)準(zhǔn)，基于復(fù)合材料的疲勞損傷特征提出了相應(yīng)的指數(shù)模型。利用碳纖維增強復(fù)合材料分別進行雙釘單剪和單釘雙剪實驗，驗證了疲勞壽命模型的精度并分析了結(jié)構(gòu)基于連接孔變形的疲勞損傷特性；此外，引入間隙高度作為變量，通過實驗分析了間隙的存在對復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)疲勞性能的影響。

1 連接孔變形預(yù)測模型

緊固件的斷裂是導(dǎo)致復(fù)合材料構(gòu)件疲勞破壞的一個關(guān)鍵因素，往往在層合板發(fā)生明顯破壞前剪斷而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失去承載能力，考慮到在實際應(yīng)用過程中以結(jié)構(gòu)完全失去承載能力作為結(jié)構(gòu)失效判據(jù)具有一定的局限性，本文以連接孔的損傷變形量為失效判據(jù)，建立了疲勞壽命預(yù)測模型。

碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料的疲勞損傷過程往往呈現(xiàn)出3個不同的時期，如圖1所示，前期：復(fù)合材料內(nèi)部以基體開裂為主，外載荷越大，應(yīng)力比越小，損傷擴展越迅速；中期：基體內(nèi)裂紋達到飽和，以脫粘分層為主，材料損傷變緩；后期：材料失效以纖維斷裂為主，材料損傷再次快速擴展，纖維斷裂越快，材料最終失效越快，其壽命越短[16]。損傷演化的整個發(fā)展過程呈現(xiàn)為：“快→緩→快”的趨勢。

疲勞損傷的前期和中期占總疲勞壽命的90%左右，而當(dāng)疲勞損傷達到一定的程度后會進入第3個時期，根據(jù)橫向裂紋的擴展提出了前期和中期疲勞損傷評價指標(biāo)-疲勞損傷因子D1的表達式[17]：

其中：A、B為材料常數(shù)；σmax為材料受到的最大循環(huán)應(yīng)力；n為疲勞載荷作用次數(shù)；E0為初始彈性模量；En為疲勞載荷作用n次后的彈性模量；N為疲勞壽命。

對公式(1)進行積分即可得到前中期損傷擴展模型：

已知：

其中：q為應(yīng)力水平；σult為構(gòu)件的靜力極限載荷。

對于承受同應(yīng)力比、同頻率載荷的構(gòu)件而言，σult、E0均為常數(shù)。

根據(jù)Basquin方程：

其中：σf為疲勞強度系數(shù)；c為常數(shù)。

將公式(4)代入公式(3)，可得：

則疲勞壽命N可表示為

其中，σf、σult、c均為定值。

由此可知損傷因子D1是關(guān)于q和n的函數(shù)，整理可得第一階段損傷因子D1變式為

其中，K、a、b均為常數(shù)。

由于在復(fù)合材料疲勞損傷的前期和中期，微觀上表現(xiàn)為基體裂紋的產(chǎn)生與擴展，而宏觀上以結(jié)構(gòu)變形為主。因此，假設(shè)以連接孔變形為判定準(zhǔn)則的疲勞損傷也符合Beaumont前中期損傷擴展模型，即在疲勞載荷作用下，緊固件失效前，連接孔孔徑變化趨勢符合Beaumont疲勞退化模式，參考公式(7)，可以構(gòu)造疲勞載荷作用下連接孔變形預(yù)測模型：

其中：?d為連接孔變形量；d0為初始孔徑；dn為疲勞載荷作用n次后的孔徑；λ、α、β為常數(shù)。(1) 對于同一應(yīng)力水平的構(gòu)件而言，q不變，則λ與qβ都為常數(shù)，模型可重新整理得：

其中：λ1、α1為常數(shù)，通過實驗擬合獲得。

(2) 對于相同循環(huán)次數(shù)的構(gòu)件而言，n不變，則λ與nα都為常數(shù)，模型可重新整理得：

其中：λ2、β1為常數(shù)，通過實驗擬合獲得。

2 實驗材料與方法

2.1 實驗系統(tǒng)

靜態(tài)拉伸實驗在WDW-100電子萬能實驗機(濟南唯品)上進行，疲勞拉伸實驗在SDS100電液伺服疲勞實驗機(長春冠騰)上進行。靜態(tài)拉伸實驗過程中加載速度為1 mm/min，持續(xù)加載至試樣破壞或載荷下降至最大載荷的30%時結(jié)束實驗。疲勞實驗參考GB/T 35465.3-2017實驗標(biāo)準(zhǔn)[18]，實驗環(huán)境為自然干態(tài)，應(yīng)力比R為0.2，加載頻率為5 Hz。

2.2 材料準(zhǔn)備

實驗材料為碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料層合板，分為A板和B板，A板用于雙釘單剪實驗，B板用于單釘雙剪實驗，兩板的鋪層順序以及單層厚度如表1所示。參照ASTM D5961標(biāo)準(zhǔn)[19]設(shè)計構(gòu)件尺寸，表2給出了兩種層合板的尺寸參數(shù)，圖2給出了雙釘單剪和單釘雙剪的實驗件的具體結(jié)構(gòu)示意圖。樣件采用數(shù)控機床制孔，通過打磨去除毛刺后與緊固件裝配，緊固件選用12.9級半牙內(nèi)六角螺栓，螺母與墊片材料的彈性模量與泊松比和螺栓一致，此外，按照ASTM D5961標(biāo)準(zhǔn)[19]要求，在實驗開始前，利用扭矩扳手對雙釘單剪實驗件上每個螺栓施加5 N·m擰緊力矩，對單釘雙剪實驗件的螺栓施加3.5 N·m擰緊力矩。

表1 鋪層順序與單層板厚度Table 1 Layup sequence and single layer board thickness

表2 層合板尺寸參數(shù)Table 2 Laminate parameters

圖2 無間隙構(gòu)件結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure diagram of non-clearance structures

2.3 實驗規(guī)劃

實驗以連接孔變形量作為疲勞壽命評價指標(biāo)，疲勞實驗共分為3組，前兩組為雙釘單剪實驗，第三組為單釘雙剪實驗，其中實驗1的樣件分別在70%和80%應(yīng)力水平下進行拉-拉疲勞實驗，并引入裝配間隙作為影響參數(shù)進行對比，實驗持續(xù)到試樣完全破壞失去承載能力；實驗2為樣件在固定循環(huán)次數(shù)下的拉-拉疲勞實驗，同樣引入裝配間隙作為影響參數(shù)對比，實驗過程中記錄固定循環(huán)次數(shù)下的連接孔變形量；實驗3為80%、76%和72%應(yīng)力水平下樣件的拉-拉疲勞實驗，實驗持續(xù)到樣件上的連接孔變形量超過0.15d0結(jié)束。對于連接孔變形量的測量，如圖3所示，本次實驗中實驗2采用直接測量法測量樣件各連接孔經(jīng)過固定加載次數(shù)后的變形量，通過高精度銑床、HG-1050激光位移傳感器與相應(yīng)夾具建立測量裝置。

將激光位移傳感器固定于銑床上，確保其與樣件上表面平行后沿層合板軸線水平移動，當(dāng)傳感器接觸到孔邊時，示數(shù)迅速改變，記錄此時銑床對應(yīng)的X軸坐標(biāo)x1，裝置繼續(xù)移動直至接觸到另一端，記錄對應(yīng)坐標(biāo)x2，兩坐標(biāo)相減得到所要測得的孔徑dn，測量3次取平均值。實驗3采用引伸計實時記錄樣件的變形情況，通過計算峰值位移量的差值轉(zhuǎn)化為連接孔變形量。

2.4 結(jié)果記錄

通過兩次靜力實驗獲取雙釘單剪無間隙樣件的極限承載載荷為15 kN，再以此為基準(zhǔn)對樣件進行不同應(yīng)力水平的疲勞實驗，實驗1結(jié)果如表3所示，每組編號樣件進行3次對比實驗，表中記錄了結(jié)構(gòu)完全失去承載能力時的循環(huán)次數(shù)，疲勞壽命取平均數(shù)記錄于表中。

表3 構(gòu)件完全失效時疲勞實驗結(jié)果記錄Table 3 Record of fatigue test results when the component fails completely

實驗2的疲勞實驗結(jié)果記錄如表4所示，實驗2主要記錄對應(yīng)循環(huán)次數(shù)下結(jié)構(gòu)的孔變形，用于孔變形指數(shù)模型的驗證，表中記錄了實驗終止時的循環(huán)次數(shù)。

表4 固定循環(huán)次數(shù)孔變形測量結(jié)果記錄Table 4 Record of hole deformation measurement results with fixed number of cycles

對實驗2中雙釘單剪構(gòu)件不同變形孔進行編號并記錄對應(yīng)孔的變形量，如圖4所示，由于本次實驗2中考慮了間隙對樣件疲勞性能的影響，導(dǎo)致不同連接孔所承受的載荷發(fā)生差別，影響了不同連接孔的孔變形特征，故采用直接測量法對各個孔的變形進行測量。

圖4 孔編號示意圖Fig.4 Schematic diagram of hole numbering

通過兩次靜力實驗獲取單釘雙剪樣件的極限承載載荷為25 kN，再以此為基準(zhǔn)對實驗件進行不同應(yīng)力水平的疲勞實驗，實驗3結(jié)果記錄如表5所示，表中記錄了不同應(yīng)力水平下樣件上連接孔變形達到0.15d0時所對應(yīng)的疲勞循環(huán)次數(shù)。每組編號樣件進行3次對比實驗，疲勞壽命取平均數(shù)記錄于表中。

表5 孔變形達到0.15d0時疲勞實驗結(jié)果記錄Table 5 Record of fatigue test results when hole deformation reaches 0.15d0

3 模型驗證

3.1 模型擬合與驗證

以70%應(yīng)力水平下不同疲勞循環(huán)次數(shù)的雙釘單剪無間隙樣件(Hole deformation-3)的#1孔和#2孔變形量為基礎(chǔ)，對連接孔變形預(yù)測模型(公式(9))進行驗證。預(yù)測模型參數(shù)如圖5所示，而后對60 000次疲勞載荷作用下的連接孔變形進行預(yù)測，預(yù)測結(jié)果如表6所示，可以看到該模型對連接孔在60 000次下的孔變形量的預(yù)測誤差最大為3.92%，證明了所提預(yù)測模型的準(zhǔn)確性。

表6 #1孔和#2孔同應(yīng)力水平預(yù)測模型驗證結(jié)果Table 6 Verification results of the same stress level prediction model for holes #1 and #2

圖5 #1孔和#2孔同應(yīng)力水平預(yù)測模型擬合Fig.5 Fitting of the same stress level prediction model for holes #1 and #2

以不同應(yīng)力水平下雙釘單剪無間隙樣件(Hole deformation-2、Hole deformation-3、Hole deformation-6、Hole deformation-7)在20 000次疲勞載荷作用下#1孔和#2孔變形量為基礎(chǔ)，對模型(公式(10))進行驗證。預(yù)測模型參數(shù)如圖6所示，而后對80%應(yīng)力水平作用下的連接孔變形量進行預(yù)測，預(yù)測結(jié)果如表7所示，可以看到該模型對連接孔在不同應(yīng)力水平疲勞載荷作用下的連接孔變形量的預(yù)測誤差最大為3.57%，證明所提預(yù)測模型的準(zhǔn)確性。

表7 #1孔和#2孔同循環(huán)次數(shù)預(yù)測模型驗證結(jié)果Table 7 Verification results of the same number of cycles prediction model for holes #1 and #2

圖6 #1孔和#2孔同循環(huán)次數(shù)預(yù)測模型擬合Fig.6 Fitting of the same number of cycles prediction model for holes #1 and #2

同樣，分別以72%、76%和80%應(yīng)力水平下單釘雙剪樣件(0.15d0-1、0.15d0-2、0.15d0-3)連接孔變形量為基礎(chǔ)，對前述提出的模型(公式(9))進行驗證，預(yù)測模型參數(shù)如圖7所示。而后又分別對72%應(yīng)力水平作用下循環(huán)加載140 000次、76%應(yīng)力水平作用下循環(huán)加載100 000次和80%應(yīng)力水平作用下循環(huán)加載40 000次的連接孔變形進行預(yù)測，結(jié)果如表8所示?？梢钥吹皆撃Ｐ蛯吾旊p剪構(gòu)件螺栓孔在不同應(yīng)力水平下的孔變形隨循環(huán)次數(shù)變化預(yù)測誤差最大為3.62%，即預(yù)測效果較為準(zhǔn)確，具有一定的泛用性。

表8 3種應(yīng)力水平下孔變形等應(yīng)力水平預(yù)測模型驗證結(jié)果Table 8 Verification results of stress level prediction models for hole deformation under three different stress levels

圖7 3種應(yīng)力水平下孔變形等應(yīng)力水平預(yù)測模型擬合Fig.7 Fitting of stress level prediction models for hole deformation under three different stress levels

3.2 模型對比

對于復(fù)合材料在循環(huán)載荷下的疲勞模型，除了本文采用的指數(shù)模型外，常用的還有多項式模型[20]和對數(shù)模型[21]等，為了驗證本文使用指數(shù)模型(公式(9))在預(yù)測復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)孔變形中的準(zhǔn)確性，對比了3種模型在預(yù)測80%應(yīng)力水平下單釘雙剪復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)循環(huán)加載400 000次時的孔變形量，對比的多項式模型與對數(shù)模型經(jīng)過簡化如以下兩式所示：

其中，A、B、C、D、M、N都為常數(shù)?？鬃冃晤A(yù)測值如表9所示，可以看到相較另外兩種模型，指數(shù)模型在孔變形的預(yù)測上誤差較小。

表9 復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)孔變形預(yù)測模型驗證對比結(jié)果Table 9 Verification and comparison results of hole deformation prediction models for composite bolted connection structures

4 疲勞壽命分析

4.1 雙釘單剪實驗疲勞壽命分析

根據(jù)朱曉玲[22]的研究可知，雙釘單剪連接結(jié)構(gòu)中連接孔的損傷變化量沿著載荷拉伸方向最大，因此在實驗2中對70%應(yīng)力水平的樣件(Hole deformation-3、Hole deformation-4、Hole deformation-5)分別測量不同次數(shù)下各孔載荷方向的變化量。以無間隙樣件的實驗結(jié)果為基準(zhǔn)，探究裝配間隙對樣件疲勞性能以及連接孔變形的影響。

4.1.1 樣件內(nèi)連接孔變形對比

對各樣件內(nèi)的4個連接孔的變形情況進行比較，繪制樣件內(nèi)連接孔變形量對比圖，如圖8所示。可以看出：各樣件上#1孔與#3孔，#2孔與#4孔之間的變形大致相同，雙釘單剪復(fù)材構(gòu)件連接孔的變形并不呈現(xiàn)對稱性，即#2孔≈#4孔>#1孔≈#3孔，最大變形均發(fā)生在靠近載荷加載端的連接孔處(#2孔和#4孔)。根據(jù)劉同等[23]的研究可知連接孔變形不一致的原因是：加載端和固定端不在一條直線上，加載時會產(chǎn)生偏心效應(yīng)，導(dǎo)致靠近加載端螺栓較固定端承擔(dān)較大的載荷，因此#2孔和#4孔產(chǎn)生更大的變形。圖8(d)對比了2-3無間隙構(gòu)件#1孔與#2孔孔徑增量隨循環(huán)次數(shù)增加的變化趨勢，可以看到，孔徑變化趨勢總體上呈現(xiàn)變緩趨勢，但在循環(huán)到40 000次左右時，孔徑增量出現(xiàn)上升拐點，#2孔的上升拐點更為明顯，此時，結(jié)構(gòu)孔邊損傷變形進入新的階段。

圖8 復(fù)合材料連接件內(nèi)連接孔變化量對比Fig.8 Difference of internal holes of composite joint specimen

提取對稱孔#1和#4與#2和#3的變化量差值，繪制圖9?？芍b配間隙的存在使對稱孔之間的差值整體上增大即連接孔變形的非對稱性增強，這主要是由于裝配間隙對樣件#2和#4連接孔螺栓的剪切作用較樣件#1和#3強；且間隙越高則兩處剪切作用的差別越大。因此隨著間隙高度的增加，間隙對#2孔和#4孔相較#1孔和#3孔的影響更大。

圖9 復(fù)合材料連接件對稱孔變化量差值Fig.9 Difference of corresponding holes of composite joint specimens

4.1.2 裝配間隙對樣件疲勞壽命的影響

圖10對比了雙釘單剪構(gòu)件80%應(yīng)力水平下在無間隙、0.5 mm間隙以及1 mm間隙條件下(Complete failure-1、Complete failure-2、Completefailure-3)結(jié)構(gòu)整體的位移隨循環(huán)加載次數(shù)增加的變化規(guī)律，結(jié)構(gòu)整體的位移變化包括連接孔變形、層合板變形及滑移等，圖中以結(jié)構(gòu)完全失去承載能力為實驗的終止條件?？梢钥吹剑S著間隙高度的變化，結(jié)構(gòu)的整體位移以及失效破壞模式也發(fā)生變化。對于無間隙構(gòu)件，結(jié)構(gòu)的整體剛度較大，位移變化較為緩慢，最終結(jié)構(gòu)發(fā)生螺栓剪斷而失去承載能力；當(dāng)結(jié)構(gòu)中存在0.5 mm間隙時，載荷對結(jié)構(gòu)的剪切作用增強，層合板的承載能力減弱，在螺栓剪斷前于危險孔(#2孔與#4孔)處發(fā)生過大的孔變形致使層合板拉潰，結(jié)構(gòu)整體變形急劇增加，但此時結(jié)構(gòu)#1孔與#3孔處仍然具有承載能力，隨著循環(huán)次數(shù)繼續(xù)增加直至螺栓剪斷；當(dāng)間隙繼續(xù)擴大至1 mm時，過大的間隙不僅影響層合板的剛度，對于螺栓在循環(huán)載荷下的承載情況也有著很大的影響，隨著循環(huán)次數(shù)的增加，螺栓很快發(fā)生剪斷，結(jié)構(gòu)失去承載能力。

圖10 雙釘單剪構(gòu)件整體位移變化對比Fig.10 Comparison of overall displacement changes of double nail single shear members

總的來說，無間隙雙釘單剪構(gòu)件位移變化較為平穩(wěn)，間隙的存在降低了結(jié)構(gòu)的疲勞承載能力，致使結(jié)構(gòu)的位移變化加劇，最終失效模式也發(fā)生一定程度變化；同時也可以看到，對于含裝配間隙的復(fù)合材料連接構(gòu)件，由于螺栓受到的剪切作用加強，以結(jié)構(gòu)的完全失效作為疲勞壽命的衡量存在著很大的局限性。

根據(jù)實驗結(jié)果對含間隙樣件在70%和80%應(yīng)力水平下疲勞壽命進行分析，如圖11所示?？梢钥闯觯弘S著間隙高度的增加，樣件的疲勞壽命在下降；且間隙高度越高，疲勞壽命下降越迅速。間隙高度由0到0.5 mm時，70%應(yīng)力水平下實驗件疲勞壽命下降了6.2%，而80%應(yīng)力水平下實驗件的疲勞壽命下降了32.8%；當(dāng)間隙高度增加到1 mm，70%應(yīng)力水平下實驗件疲勞壽命下降達14.9%，80%應(yīng)力水平下實驗件疲勞壽命下降高達64.8%。由前述分析可知，隨著間隙高度的增加，螺孔對螺桿的剪切作用相應(yīng)增強，最終使樣件的疲勞壽命降低，因此緊固件的強度是影響該實驗件疲勞壽命的關(guān)鍵因素。

圖11 雙釘單剪樣件拉伸疲勞壽命對比Fig.11 Comparison of tensile fatigue life of double nail single shear specimens

4.2 單釘雙剪實驗疲勞壽命分析

實驗3主要進行了單釘雙剪樣件的疲勞實驗，不同于雙釘單剪構(gòu)件的疲勞實驗，通過采用引伸計連續(xù)采集連接孔的變形情況，能夠更好地反映出連接孔變形特點。實驗3主要以連接孔變形為研究對象，對比了80%、76%和72%應(yīng)力水平下單釘雙剪樣件中連接孔的變形情況。

4.2.1 連接孔變形分析

對實驗3中各個樣件連接孔變形進行比較，繪制出隨疲勞載荷次數(shù)增加的連接孔變形圖，以0.12d0作為判定結(jié)構(gòu)疲勞破壞的指標(biāo)，3組應(yīng)力水平下結(jié)構(gòu)的疲勞壽命分別為23 704、76 535、98 015，如圖12所示?？梢钥闯觯杭词乖诓煌瑧?yīng)力水平下連接孔的變形趨勢也基本一致，總體上呈“快-緩”的趨勢，由于本次實驗以連接孔變形量為結(jié)構(gòu)失效的判定指標(biāo)，疲勞實驗在結(jié)構(gòu)完全破壞前終止，因此連接孔變形受結(jié)構(gòu)破壞而產(chǎn)生的快速增長階段不在本文的討論范圍。故本次實驗連接孔的變形主要分為兩個階段：即基體損傷階段和纖維損傷階段。疲勞損傷初期以基體損傷為主，損傷擴展較為迅速，隨著基體內(nèi)部裂紋逐漸達到飽和，損傷開始以脫粘分層和纖維斷裂為主，材料的損傷過程逐漸變慢。從圖中可以看到，當(dāng)孔變形量達到0.12d0左右時出現(xiàn)拐點。根據(jù)魏景超[24]的研究，螺栓連接復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在承受疲勞載荷過程中，釘孔之間逐漸由微動磨損轉(zhuǎn)為沖擊疲勞損傷。隨著連接孔變形的增加，孔與螺栓的間隙不斷擴大，循環(huán)加載過程中螺栓對復(fù)合材料孔邊產(chǎn)生越來越大的循環(huán)沖擊載荷，造成連接孔變形量的進一步增大。另一方面，結(jié)構(gòu)在承受疲勞載荷過程中存在螺栓夾緊力松弛的現(xiàn)象，在一定范圍內(nèi)螺栓夾緊力越小，結(jié)構(gòu)疲勞性能越差，連接孔變形越快[25]。總的來說，從復(fù)合材料的疲勞特性角度出發(fā)，隨著疲勞載荷次數(shù)的增加，材料由基體損傷為主轉(zhuǎn)為以纖維損傷為主，連接孔變形減緩；但從宏觀角度出發(fā)，連接結(jié)構(gòu)一方面承受越來越大的沖擊磨損，另一方面螺栓預(yù)緊力松弛也加劇了結(jié)構(gòu)的損傷，導(dǎo)致在連接孔變形曲線上產(chǎn)生拐點。

圖12 應(yīng)力水平影響連接孔變形對比Fig.12 Comparison of hole deformation with different stress levels

4.2.2 疲勞損傷分析

除了釘孔之間的疲勞載荷外，單釘雙剪連接結(jié)構(gòu)在夾緊力作用下板面間也產(chǎn)生了一定磨損，隨著循環(huán)次數(shù)增加，板面間的溫度也不斷升高，加劇了板面的磨損。此外，本次實驗中材料其中一面經(jīng)過打磨處理，表面損傷程度并不一致。

在實驗3中復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)主要的損傷形式是螺栓孔的變形與擠壓，如圖13所示，對比了72%應(yīng)力水平下連接孔變形達到0.12d0前后(0.4 mm、0.6 mm、0.8 mm)孔邊的疲勞損傷特征，可以看到：連接孔變形為0.4 mm左右時，孔邊較為光滑，材料剖面纖維平整，結(jié)構(gòu)表面磨損部位較小，損傷主要以釘孔表面間的擠壓為主，材料表層有少量損傷；當(dāng)連接孔變形達到0.6 mm時，孔邊較為粗糙，出現(xiàn)殘留的纖維毛刺，表面磨損部位變大，材料剖面纖維由于孔邊遭受沖擊開始出現(xiàn)歪斜變形，此時在連接孔變形曲線中，增強纖維開始出現(xiàn)損傷，孔變形曲線趨于平緩；隨著孔徑進一步擴大，當(dāng)連接孔變形達到0.8 mm左右時(>0.12d0)，孔邊纖維與基體殘屑更加密集，磨損面積更大，在疲勞載荷作用下，釘孔之間不斷發(fā)生沖擊，孔邊疲勞損傷特征更加明顯并加速連接孔的變形，但由于此階段結(jié)構(gòu)總體上未完全破壞，還是以基體與纖維的損傷積累為主，根據(jù)復(fù)合材料疲勞特性可知連接孔變形總體上較為平緩。

圖13 連接孔疲勞損傷圖Fig.13 Fatigue damage of hole

5 結(jié) 論

通過對拉-拉疲勞載荷作用下雙釘單剪螺接結(jié)構(gòu)和單釘雙剪螺接結(jié)構(gòu)疲勞壽命及連接孔變形的分析，可以得出以下結(jié)論：

(1) 本文所提出的連接孔變形預(yù)測模型能夠?qū)ζ谳d荷作用下連接孔的變形量起到較好的預(yù)測，最大誤差僅為-3.62%；

(2) 由于偏心效應(yīng)導(dǎo)致雙釘單剪連接結(jié)構(gòu)中連接孔的變形量并非完全對稱，靠近載荷加載端的連接孔變形更大。間隙的存在加劇了這種不對稱性，影響了結(jié)構(gòu)的整體位移變化以及失效破壞模式。隨著裝配間隙高度的增加，樣件的抗疲勞性能呈下降趨勢，對于80%應(yīng)力水平下構(gòu)件，當(dāng)間隙高度達到1 mm時，疲勞壽命下降量達到了64.8%；

(3) 當(dāng)螺栓連接結(jié)構(gòu)孔變形累積到一定程度時，由于釘孔間間隙的增大，沖擊疲勞損傷變大，連接孔變形趨勢將出現(xiàn)拐點，孔變形進入新的階段。對于單釘雙剪構(gòu)件來說，結(jié)構(gòu)在孔變形達到0.12d0(d0為初始孔徑)左右時出現(xiàn)拐點，通過對比結(jié)構(gòu)孔變形在0.12d0前后時對應(yīng)的孔變形趨勢與疲勞損傷特征，本文以0.12d0作為衡量復(fù)合材料單釘雙剪連接疲勞損傷的指標(biāo)，能夠很好地反映結(jié)構(gòu)的損傷特征。