飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配中的力學(xué)行為研究進(jìn)展

摘要：復(fù)合材料的綜合性能優(yōu)異，被廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)中。但受限于其較大的成型偏差和較弱的層間性能，在裝配過(guò)程中復(fù)合材料結(jié)構(gòu)往往出現(xiàn)局部應(yīng)力過(guò)大甚至結(jié)構(gòu)損傷的現(xiàn)象。在結(jié)構(gòu)幾何外形滿足精度要求的同時(shí)，為了保證復(fù)合材料裝配結(jié)構(gòu)的完整性和力學(xué)性能，還需對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配力學(xué)行為進(jìn)行深入研究。分析復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配環(huán)節(jié)對(duì)裝配應(yīng)力的影響，從校形與夾緊、填隙補(bǔ)償、螺栓連接等方面綜述裝配力學(xué)行為的研究，給出進(jìn)一步的研究展望。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)；裝配；力學(xué)行為

中圖分類(lèi)號(hào)：V262.4文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A文章編號(hào)：1671-5276（2024）06-0020-08

Abstract：Despite the fact that composite materials have excellent comprehensive properties and are widely used in modern aircraft structures， their structures often suffer from local excessive stress and even structural damage during the assembly process due to their large forming deviation and weak inter-laminar performance. In order to ensure the integrity and mechanical performance of composite assembly structure， it is of necessity to conduct in-depth research on the assembly mechanical behavior of composite structure， while the geometric shape of the structure meets the accuracy requirements. This paper analysis the influence of assembly process on assembly stress of composite structure， summarizes the research on assembly mechanical behavior from the aspects of sizing and clamping， gap compensation， bolt connection， etc.， and proposes further research prospects.

Keywords：aircraft; composite structure; assembly; mechanical behavior

0引言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)具有高強(qiáng)度性能的同時(shí)還需質(zhì)量輕，以保證其具有機(jī)動(dòng)性、長(zhǎng)航時(shí)。復(fù)合材料因具有高比強(qiáng)度和比模量、良好的疲勞性能與破損安全性，被越來(lái)越多地應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)中［1］，其可以顯著提升機(jī)體力學(xué)性能及運(yùn)營(yíng)經(jīng)濟(jì)性［2］，使用比例已成為衡量現(xiàn)代飛機(jī)先進(jìn)與否的重要指標(biāo)之一。隨著成型與裝配技術(shù)的發(fā)展，復(fù)合材料的使用部位已經(jīng)從次承力結(jié)構(gòu)（如平尾、垂尾、地板和客艙行李架等）逐漸擴(kuò)展至主承力結(jié)構(gòu)（機(jī)翼、機(jī)身和中央翼盒等）?？湛?80的中央翼盒和波音787的機(jī)身筒段均由復(fù)合材料制造。此外，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的大量使用還可以提高構(gòu)件的整體性，減少裝配工作量。

與此同時(shí)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的大量使用也給裝配工作帶來(lái)了諸多挑戰(zhàn)。一方面，相比于金屬機(jī)加結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料構(gòu)件成型偏差較大，脫模后厚度方向及型面偏差均不可忽略，這對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配幾何精度的保證提出了挑戰(zhàn)；另一方面，目前機(jī)體中使用的復(fù)合材料多數(shù)為層壓板結(jié)構(gòu)，這類(lèi)材料的層內(nèi)強(qiáng)度較高，但層間強(qiáng)度較低，裝配時(shí)如果局部受力過(guò)大，極易造成層間應(yīng)力集中，甚至產(chǎn)生層內(nèi)和層間損傷，對(duì)結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能產(chǎn)生不利影響，降低結(jié)構(gòu)的承載極限和使用壽命。

如上所述，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配必須同時(shí)滿足幾何精度要求和力學(xué)性能要求。針對(duì)復(fù)合材料構(gòu)件的制造特點(diǎn)，可通過(guò)復(fù)合材料固化精度預(yù)測(cè)、容差分配、裝配協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)和數(shù)字化預(yù)裝配等措施來(lái)達(dá)到滿足幾何精度要求的目標(biāo)。而對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配過(guò)程中產(chǎn)生的應(yīng)變、應(yīng)力進(jìn)行定性識(shí)別、定量分析、工藝建模及合理控制對(duì)滿足結(jié)構(gòu)力學(xué)性能具有現(xiàn)實(shí)意義和價(jià)值，但同時(shí)也存在很大的技術(shù)難度［3-5］。因此，近年來(lái)國(guó)內(nèi)外研究人員面向飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的裝配，對(duì)裝配力學(xué)行為開(kāi)展研究并取得了一定進(jìn)展。本文首先介紹復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配各環(huán)節(jié)對(duì)裝配應(yīng)力的影響，接著就校形與夾緊、填隙補(bǔ)償、螺栓連接等幾個(gè)裝配主要環(huán)節(jié)的力學(xué)行為研究進(jìn)行綜述，并對(duì)進(jìn)一步的研究作出展望。

1復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配環(huán)節(jié)對(duì)裝配力學(xué)狀況的影響

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配的工藝流程一般包括以下幾個(gè)工步：定位、校形與夾緊、填隙補(bǔ)償、臨時(shí)緊固、制孔、連接等，如圖1所示。其中，校形、夾緊與連接會(huì)引入裝配應(yīng)力，定位、填隙、制孔會(huì)影響裝配應(yīng)力的大小及分布，而臨時(shí)緊固有可能造成局部損傷并引入少量裝配應(yīng)力。

在裝配中，復(fù)合材料構(gòu)件的定位方式有外形定位、工藝結(jié)構(gòu)定位和K孔定位等，定位方式確定了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配時(shí)的邊界條件，會(huì)對(duì)裝配應(yīng)力分布產(chǎn)生影響。裝配時(shí)，部分成型偏差較大的復(fù)合材料構(gòu)件需要在定位夾緊前進(jìn)行一定程度的校形以使其處于規(guī)定的容差范圍內(nèi)，這一過(guò)程可以使用校形工裝或真空吸盤(pán)點(diǎn)陣等設(shè)備實(shí)現(xiàn)。夾緊的目的是使結(jié)構(gòu)保持在正確的位置上固定不動(dòng)，并且在一定程度上減小甚至消除構(gòu)件間可能存在的間隙。完成定位夾緊后，部分裝配結(jié)構(gòu)仍然無(wú)法完全消除構(gòu)件之間的裝配間隙，此時(shí)需要根據(jù)間隙的大小，選擇不同的施加墊片方案對(duì)間隙進(jìn)行補(bǔ)償。制孔時(shí)，孔周有可能出現(xiàn)毛刺、撕裂和局部分層等缺陷，雖然制孔后僅會(huì)在孔周產(chǎn)生較小的裝配應(yīng)力，但制孔造成的損傷可能對(duì)結(jié)構(gòu)服役過(guò)程的力學(xué)性能產(chǎn)生影響。臨時(shí)緊固是指使用穿心夾等元件對(duì)裝配體進(jìn)行臨時(shí)連接以便完成制終孔操作。使用穿心夾夾緊復(fù)合材料時(shí)，如果夾緊力控制不當(dāng)，極易造成復(fù)合材料孔周損傷，有的損傷分布范圍較大，即便擴(kuò)孔也無(wú)法完全消除，以致?lián)p傷保留至最終的裝配結(jié)構(gòu)中。制終孔后，大多數(shù)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)使用螺栓連接，而螺栓預(yù)緊力會(huì)在孔周形成分布集中幅值較大的裝配應(yīng)力。因此，飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的裝配過(guò)程可以看作一個(gè)力學(xué)狀況持續(xù)變化的過(guò)程。一方面，為保證結(jié)構(gòu)的可靠連接，有必要保持一定大小的裝配應(yīng)力；另一方面，為保證結(jié)構(gòu)不發(fā)生損傷且保留足夠的承載能力，裝配應(yīng)力不能超過(guò)一定的限值。研究上述復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配主要環(huán)節(jié)對(duì)裝配結(jié)構(gòu)力學(xué)行為的影響，對(duì)使結(jié)構(gòu)達(dá)到要求的裝配應(yīng)力水平或力學(xué)性能指標(biāo)，保證裝配結(jié)構(gòu)的健康性具有重要的意義。

2校形與夾緊應(yīng)力控制

如圖2所示，為滿足其外形幾何準(zhǔn)確度要求，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在裝配時(shí)，首先需要進(jìn)行校形操作，此時(shí)會(huì)引入一定的裝配應(yīng)力。完成校形和定位后，需要通過(guò)夾緊使構(gòu)件牢靠地保持在正確的位置上，夾緊力還可以在一定程度上減小裝配間隙，進(jìn)而降低間隙對(duì)結(jié)構(gòu)的不利影響，但此時(shí)又會(huì)在結(jié)構(gòu)中進(jìn)一步引入裝配應(yīng)力。

張秋月和ZHANG等［6-7］提出了校形力布局和大小優(yōu)化的方法。該方法考慮了形狀缺陷和零件變形的影響，著重研究了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配時(shí)的校形力優(yōu)化問(wèn)題，以校形力布局和大小為變量，以間隙消除率和整體裝配力值為目標(biāo)函數(shù)，在參數(shù)化有限元模型的基礎(chǔ)上，采用改進(jìn)遺傳算法求解多約束非線性優(yōu)化問(wèn)題，并對(duì)復(fù)合材料的損傷判斷進(jìn)行研究。最后，通過(guò)實(shí)際飛機(jī)翼盒裝配實(shí)驗(yàn)對(duì)該方法的可行性和有效性進(jìn)行驗(yàn)證。劉怡冰［8］設(shè)計(jì)了機(jī)翼盒段裝配工藝，研制了盒式結(jié)構(gòu)的裝配型架。為保持壁板的幾何精度與剛度并避免施加過(guò)大的校形力，采用多點(diǎn)布置的吸盤(pán)及彈簧限力器，吸盤(pán)的布置依據(jù)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配相關(guān)規(guī)范。RAMIREZ等［9］針對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配，研制了一種基于并聯(lián)機(jī)構(gòu)和工業(yè)機(jī)器人的柔性系統(tǒng)。利用該系統(tǒng)，復(fù)合材料壁板的位姿可以在三維空間中調(diào)節(jié)，以使得最大程度地滿足裝配協(xié)調(diào)要求，如圖3所示。

王亮等［10］結(jié)合當(dāng)前飛機(jī)裝配工藝水平，提出了數(shù)控柔性多點(diǎn)型架的原理，傳統(tǒng)的卡板變?yōu)橹伟澹谄渖习惭b可重構(gòu)調(diào)形單元，實(shí)現(xiàn)定位支點(diǎn)的精確定位和調(diào)整，并滿足不同壁板的裝配要求。JONSSON［11］以翼肋裝配為對(duì)象，將裝配件的柔性定位與力控相結(jié)合，設(shè)計(jì)了一種新型的定位系統(tǒng)，以搜索到最優(yōu)的裝配位置，并限制裝配力在允許的范圍之內(nèi)，如圖4所示。

面向飛機(jī)薄壁件的裝配定位和固定，劉青春等［12］采用多點(diǎn)定位夾緊方式，提出了定位元件數(shù)量和布局的優(yōu)化方法。在研究壓緊力大小和分布對(duì)定位精度影響的基礎(chǔ)上，建立優(yōu)化模型，優(yōu)化后的方案顯著降低了裝配變形量。WU等［13］以飛機(jī)機(jī)身壁板的裝配為對(duì)象，提出了利用壓緊單元以及力傳感器控制和優(yōu)化機(jī)身壁板壓緊力的方法，可在一定程度上減小甚至消除裝配間隙，簡(jiǎn)化填隙補(bǔ)償工藝。對(duì)于控制構(gòu)件外形準(zhǔn)確度的研究方面，密歇根大學(xué)的CAI等［14］針對(duì)金屬薄壁件的定位夾持問(wèn)題，提出了“N-2-1”（N gt; 3）定位原理，并證明該原理比剛性零件的“3-2-1”定位原理更適用于薄壁件的夾緊定位。巴曉甫等［15］提出了基于混聯(lián)調(diào)姿和真空吸附的柔性工裝結(jié)構(gòu)方案，采用卡板與吸盤(pán)組合的點(diǎn)陣式吸附結(jié)構(gòu)用于對(duì)機(jī)身壁板外形進(jìn)行校正，如圖5所示。嚴(yán)偉苗［16］通過(guò)建立數(shù)控定位器位移數(shù)據(jù)與構(gòu)件外形偏差檢測(cè)點(diǎn)之間的反演計(jì)算模型來(lái)預(yù)測(cè)并校正構(gòu)件的裝配變形情況。

3填隙補(bǔ)償對(duì)裝配結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響

盡管前期進(jìn)行了校形與夾緊，裝配結(jié)構(gòu)之間的間隙仍然無(wú)法完全消除，如果直接進(jìn)行強(qiáng)迫裝配，結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生裝配應(yīng)力，間隙達(dá)到一定大小時(shí)，裝配應(yīng)力過(guò)大，繼而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)出現(xiàn)損傷、結(jié)構(gòu)性能下降等問(wèn)題，因此必須對(duì)其進(jìn)行填充，即填隙補(bǔ)償，以控制裝配應(yīng)力的大小。目前，國(guó)內(nèi)飛機(jī)裝配車(chē)間填充間隙時(shí)，先將飛機(jī)組部件進(jìn)行預(yù)裝配上架，操作人員手持塞尺等工具對(duì)裝配區(qū)域進(jìn)行間隙測(cè)量，然后對(duì)墊片進(jìn)行手工打磨，再將墊片塞入間隙中，反復(fù)試湊，直至合適為止。

墊片施加得合適與否，以前主要是考慮對(duì)間隙的填充程度，即滿足幾何要求。實(shí)際上，這也同時(shí)限制了裝配應(yīng)力的幅值。同時(shí)，施加墊片是一項(xiàng)耗時(shí)費(fèi)力的工作，不少研究人員研究自動(dòng)化加墊技術(shù)以提高填隙補(bǔ)償?shù)男?。岳勝等?7］分析了主起艙門(mén)、內(nèi)襟翼、飛機(jī)雷達(dá)罩等典型結(jié)構(gòu)的實(shí)際裝配過(guò)程，提出為了消除裝配間隙，可以通過(guò)改善零部件制造、統(tǒng)一裝配定位基準(zhǔn)、預(yù)留設(shè)計(jì)或工藝余量和優(yōu)化裝配工藝路線。竇亞冬、WANG等［18-19］提出了數(shù)字化加墊方法以解決難以精確填充的飛機(jī)結(jié)構(gòu)內(nèi)的裝配間隙，并且開(kāi)發(fā)了自動(dòng)化加墊的設(shè)計(jì)系統(tǒng)。洛克希德·馬丁公司生產(chǎn)F-35型戰(zhàn)機(jī)過(guò)程中，填充機(jī)身與骨架之間的間隙是采用人工手持外模板加壓來(lái)控制液體墊片的幾何外形的方法，這樣的方法生產(chǎn)效率低。針對(duì)這個(gè)問(wèn)題，SMITH［20］提出了自動(dòng)化加墊設(shè)備的構(gòu)思，其中包含自動(dòng)測(cè)量機(jī)器人噴涂單元、飛機(jī)結(jié)構(gòu)外形、外模線控制工裝等。ANTOLIN-URBANEJA等［21］利用增材制造技術(shù)開(kāi)發(fā)了一款適用于ABS和一些熱塑性復(fù)合材料墊片的機(jī)器人末端執(zhí)行器，可以自動(dòng)化制造墊片及多種輔助工藝，如圖6所示。EHMKE等［22］針對(duì)大型飛機(jī)的復(fù)合材料構(gòu)件裝配間隙開(kāi)發(fā)了自動(dòng)化填補(bǔ)系統(tǒng)，其中包含測(cè)量系統(tǒng)組成的自動(dòng)化單元和高精度工業(yè)機(jī)器人，既可以利用3D打印技術(shù)制造固體墊片，也可以自動(dòng)精準(zhǔn)噴涂液體墊片，如圖7所示。

隨著對(duì)裝配結(jié)構(gòu)力學(xué)性能重視程度的提高，填隙補(bǔ)償工藝對(duì)結(jié)構(gòu)力學(xué)性能影響的研究也成為研究熱點(diǎn)。目前對(duì)于不同材質(zhì)墊片對(duì)飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)性能影響的研究也有一些成果。LIU等［23-24］模擬研究了飛機(jī)復(fù)合材料-鈦合金單搭接多釘連接結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能在搭接面內(nèi)涂覆不同厚度的液體墊片時(shí)的變化情況。結(jié)果表明液體墊片的厚度越大，接頭剛度和所能承受的最大失效載荷越低，并且隨著底板的剛度增大墊片的影響作用越低。ZHAI等［25-26］通過(guò)三維數(shù)字圖像處理技術(shù)研究了飛機(jī)復(fù)合材料-鋁單搭接連接結(jié)構(gòu)在不同加墊方式下承載能力。研究發(fā)現(xiàn)加固體墊片的結(jié)構(gòu)承載能力最好，加液體墊片的結(jié)構(gòu)承載能力次之，而不加墊片的結(jié)構(gòu)承載能力明顯降低。崔雁民［27］通過(guò)飛機(jī)機(jī)翼裝配結(jié)構(gòu)，建立含有不均勻間隙復(fù)合材料鈦合金疊層結(jié)構(gòu)研究模型，提出3種不均勻間隙的填充方案。研究表明使用固體仿形墊片對(duì)結(jié)構(gòu)的初始剛度有提高，但是沒(méi)有提高結(jié)構(gòu)承受的最大載荷，而大于間隙厚度的非仿形固體墊片可以明顯提升結(jié)構(gòu)的承載能力。楊宇星等［28-30］建立了考慮裝配間隙尺寸、墊片材質(zhì)和結(jié)構(gòu)連接參數(shù)的單釘單剪剛度解析模型、多釘單剪剛度解析和三點(diǎn)彎曲剛度模型，評(píng)估了復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的初始連接剛度，發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的摩擦剛度隨著裝配間隙的增大而降低，而載荷偏心量隨之增加，進(jìn)而初始破壞載荷、螺栓剛度和極限載荷都降低。張桂書(shū)［31］針對(duì)飛機(jī)復(fù)合材料翼盒結(jié)構(gòu)裝配，通過(guò)數(shù)字化測(cè)量獲得各個(gè)構(gòu)件的點(diǎn)云數(shù)據(jù)，之后進(jìn)行虛擬裝配得到裝配間隙的三維形貌，然后建立間隙研究模型，發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料表面的應(yīng)力集中現(xiàn)象在裝配間隙跨度較小時(shí)較為嚴(yán)重，加墊片可以改善應(yīng)力集中的現(xiàn)象，而且固體墊片和液體墊片的改善效果相近。云一珅等［32］以復(fù)合材料翼盒結(jié)構(gòu)連接區(qū)域?yàn)閷?shí)例建立研究模型，發(fā)現(xiàn)中間螺栓孔表面的應(yīng)力、應(yīng)變分布相對(duì)均勻，兩邊螺栓孔表面的應(yīng)力、應(yīng)變分布不均勻。加墊片之后復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的剛強(qiáng)度相對(duì)于不加墊片時(shí)有較為明顯的提升。岳烜德等［33-35］針對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中的楔形間隙問(wèn)題研究發(fā)現(xiàn)，不加墊的情況下，間隙較大一邊的應(yīng)變相比于間隙較小一邊的應(yīng)變更大。加墊片相對(duì)于不加墊可以改善復(fù)合材料板的彎曲變形情況，明顯降低了高應(yīng)變區(qū)的應(yīng)變值，并且對(duì)于結(jié)構(gòu)的拉伸強(qiáng)度和峰值載荷都有提高。采用液體-可剝墊片混合加墊時(shí)，結(jié)構(gòu)的峰值載荷與可剝墊片的比例相關(guān)。葉鑫等［36］針對(duì)復(fù)合材料-鋁合金搭接結(jié)構(gòu)的裝配間隙處理問(wèn)題，提出將層間應(yīng)力作為評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)，研究發(fā)現(xiàn)液體墊片補(bǔ)償效果略好于可剝墊片。在結(jié)構(gòu)受拉伸載荷時(shí)，結(jié)構(gòu)的極限載荷和拉伸剛度會(huì)隨著裝配間隙的增大不斷減小，結(jié)構(gòu)的拉伸剛度、極限載荷以及孔邊區(qū)域的損傷變化都在加墊之后有了明顯的改善效果。HHNE等［37］建立了三維有限元模型，研究了飛機(jī)單搭接單螺栓復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為在加液體墊片之后的變化情況。研究發(fā)現(xiàn)采用逐降模型模擬的結(jié)果比突降型剛度退化模型更加接近實(shí)驗(yàn)結(jié)果，而且結(jié)構(gòu)的剛度會(huì)隨著墊片厚度的增加而降低，但是結(jié)構(gòu)的最大失效載荷會(huì)保持不變。COMER等［38］對(duì)加液體墊片的復(fù)合材料-鋁合金單搭接結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱機(jī)械疲勞實(shí)驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)液體墊片在疲勞載荷之后并沒(méi)有很明顯的變形與損傷，但是加入墊片之后復(fù)合材料-鋁合金單搭接結(jié)構(gòu)的剛度降低，并且結(jié)構(gòu)的剛度隨著墊片的厚度增加而降低。而且使用第三代液體墊片（EA9377）的復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的剛度優(yōu)于使用第二代液體墊片（EA9394）的結(jié)構(gòu)剛度。DHTE等［39］通過(guò)三維數(shù)字圖像技術(shù)測(cè)量單搭接復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)受拉伸載荷時(shí)的面外位移和表面應(yīng)變來(lái)研究將液體墊片施加到復(fù)合材料構(gòu)件間之后對(duì)整體性能的影響。研究得出結(jié)論：次彎曲效應(yīng)隨著墊片厚度的增加而越來(lái)越明顯。

4螺栓擰緊工藝對(duì)裝配結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響

因螺栓連接承載能力較強(qiáng)，連接操作較為方便，連接質(zhì)量易于檢查，出現(xiàn)故障時(shí)方便更換，故大量應(yīng)用于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接中。擰緊螺栓時(shí)，需要輸入一定大小的擰緊力矩，最終轉(zhuǎn)化為螺栓預(yù)緊力，實(shí)現(xiàn)裝配結(jié)構(gòu)的可靠連接。相比于校形和夾緊等過(guò)程，螺栓連接所引入的裝配應(yīng)力數(shù)值較大且作用范圍集中，如果擰緊工藝參數(shù)控制不當(dāng)，極易引起復(fù)合材料損傷或螺紋局部塑性變形，削弱結(jié)構(gòu)力學(xué)性能。

擰緊力矩與預(yù)緊力的關(guān)系比較復(fù)雜，但在工程上可以用以經(jīng)驗(yàn)公式描述［40］：

式中：T為擰緊力矩；F為預(yù)緊力；d為螺栓直徑；K為轉(zhuǎn)矩系數(shù)。擰緊力矩與預(yù)緊力示意圖如圖8所示。

K是一個(gè)常量，在很大程度上決定了擰緊力矩和預(yù)緊力的關(guān)系，它的大小受連接結(jié)構(gòu)材料、摩擦因數(shù)、表面狀況等因素的影響，需要結(jié)合試驗(yàn)和工程實(shí)際情況確定。YAMAMOTO等［41］研究了擰緊力矩與預(yù)緊力的關(guān)系，提出了表征T-F（擰緊力矩與預(yù)緊力）關(guān)系的公式，將摩擦因數(shù)、螺栓連接結(jié)構(gòu)幾何的影響引入轉(zhuǎn)矩系數(shù)。卜炎［42］對(duì)擰緊力矩與預(yù)緊力的理論公式進(jìn)行了分解，發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)矩系數(shù)K的表達(dá)式中存在兩類(lèi)變量，分別是摩擦因數(shù)和螺紋的幾何參數(shù)。潤(rùn)滑劑、表面粗糙度、材料、表面涂覆層、表面硬度、溫度等可能會(huì)影響摩擦因數(shù)。VINCENZI等［43］研究了摩擦因數(shù)對(duì)T-F關(guān)系的影響，當(dāng)摩擦因數(shù)較小時(shí)，相同的擰緊力矩會(huì)產(chǎn)生較大的預(yù)緊力。摩擦因數(shù)受到表面處理、潤(rùn)滑的影響顯著，它的變化范圍在0.08～0.39之間。在施加相同的擰緊力矩時(shí)，預(yù)緊力的變化幅度最大可達(dá)到320%。同時(shí)，VINCENZI等還對(duì)螺母支承面的接觸壓力分布進(jìn)行了研究，根據(jù)有限元的分析結(jié)果，螺母支承面接觸壓力的最大值在接觸面圓環(huán)的中間，壓力分布是不均勻的。以出現(xiàn)最大接觸壓力值時(shí)的直徑作為等效摩擦直徑計(jì)算出來(lái)的擰緊力矩與實(shí)際值更接近。

就被連接件而言，F(xiàn)RIEDRICH等［44］使用鋼和復(fù)合材料的承載板對(duì)比測(cè)驗(yàn)了在20kN的預(yù)緊力下，帶法蘭螺栓給孔周帶來(lái)的應(yīng)力變化。研究發(fā)現(xiàn)，對(duì)于兩種材料的承載板，應(yīng)力峰值都出現(xiàn)在孔的內(nèi)徑處；對(duì)于鋼件來(lái)說(shuō)，應(yīng)力峰值比平均值高10倍左右；而對(duì)于復(fù)合材料板來(lái)說(shuō)，應(yīng)力分布較為均勻，從孔周往外呈現(xiàn)高低高的趨勢(shì)。在顯微鏡下觀察發(fā)現(xiàn)，復(fù)合材料板孔周出現(xiàn)了明顯壓痕，支撐區(qū)的外徑處有鼓包損傷，隨著接觸應(yīng)力的增大，壓痕的厚度越來(lái)越明顯。

MCCARTHY等［45］以復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的螺栓連接為研究對(duì)象，通過(guò)三維有限元模型和試驗(yàn)，研究得到預(yù)緊力的側(cè)壓作用可能會(huì)導(dǎo)致孔邊應(yīng)力集中的結(jié)論。

張永杰等［46］以復(fù)合材料層合板的螺栓連接為研究對(duì)象，通過(guò)ANSYS建立簡(jiǎn)易的單搭接有限元模型，利用施加溫度載荷的方法來(lái)模擬預(yù)緊力，對(duì)上板接觸部分進(jìn)行應(yīng)力分析，得到了預(yù)緊力與復(fù)合材料應(yīng)力的曲線。有限元結(jié)果發(fā)現(xiàn)隨著預(yù)緊力的增大，孔邊的拉應(yīng)力逐漸減小，原因可能是螺栓上的剪切力逐漸減小。隨著預(yù)緊力的增大，孔邊最大層間應(yīng)力逐漸減小，原因可能是螺栓預(yù)緊力抑制了分層。

研究人員還應(yīng)用有限元法研究了擰緊工藝對(duì)裝配結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響。蔡躍波等［47］以復(fù)合材料結(jié)構(gòu)單螺栓連接為研究對(duì)象，建立了螺栓和螺母精細(xì)的有限元模型，研究了接觸面摩擦因數(shù)、螺栓與孔間隙、螺距、螺栓直徑對(duì)螺栓擰緊過(guò)程中預(yù)緊力的影響，同時(shí)通過(guò)試驗(yàn)研究了潤(rùn)滑條件、墊圈條件和擰緊速度等不同擰緊工況下的擰緊曲線，通過(guò)有限元和試驗(yàn)相結(jié)合的手段研究了螺栓擰緊過(guò)程中預(yù)緊力對(duì)連接結(jié)構(gòu)的影響以及最大允許預(yù)緊力，并利用內(nèi)聚力單元和VUMAT子程序分析了復(fù)合材料的損傷情況。

王楚凡［48］以復(fù)合材料結(jié)構(gòu)螺栓連接為研究對(duì)象，以轉(zhuǎn)矩法原理為指導(dǎo)，提出了一套DOE試驗(yàn)與有限元仿真相結(jié)合的轉(zhuǎn)矩法擰緊工藝研究方法。通過(guò)建立DOE試驗(yàn)，研究了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)螺栓連接擰緊裝配過(guò)程中擰緊轉(zhuǎn)速、螺紋表面狀態(tài)、擰緊部位、貼合面密封情況對(duì)目標(biāo)轉(zhuǎn)矩下預(yù)緊力偏差情況的影響規(guī)律。結(jié)合螺紋的數(shù)學(xué)表達(dá)式與參數(shù)化建模方法，在ABAQUS中建立了由六面體網(wǎng)格生成的參數(shù)化螺紋緊固件有限元模型，通過(guò)該有限元模型分析了擰緊后螺栓連接結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布與塑性變形情況以及預(yù)緊力、墊圈施加、擰緊部位對(duì)復(fù)合材料層間損傷的影響。

李汝鵬等［49］就影響復(fù)材結(jié)構(gòu)裝配中擰緊力矩和預(yù)緊力關(guān)系的因素展開(kāi)研究，以單螺栓連接結(jié)構(gòu)為對(duì)象，應(yīng)用有限元模擬螺栓的擰緊過(guò)程。研究結(jié)果表明：在彈塑性階段，施加相同的擰緊力矩，接觸面摩擦因數(shù)、螺栓直徑會(huì)顯著影響預(yù)緊力，釘孔配合間隙、螺距對(duì)預(yù)緊力有一定的影響。

目前轉(zhuǎn)矩法常用于飛機(jī)復(fù)材結(jié)構(gòu)螺栓的擰緊，易受現(xiàn)場(chǎng)工藝因素的影響而造成預(yù)緊力的偏差，從而產(chǎn)生較為嚴(yán)重的應(yīng)力集中。文獻(xiàn)［50］針對(duì)復(fù)材結(jié)構(gòu)中螺栓擰緊過(guò)程中的問(wèn)題，通過(guò)參數(shù)化手段實(shí)現(xiàn)了對(duì)螺紋緊固件六面體網(wǎng)格有限元模型的建立，仿真結(jié)果與試驗(yàn)對(duì)比誤差在4%以內(nèi)。

5未來(lái)研究展望

5.1建立復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配“工藝力學(xué)模型”

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的裝配本質(zhì)上是一個(gè)力學(xué)行為演變過(guò)程，因此建立與裝配工步相對(duì)應(yīng)的“工藝力學(xué)模型”是研究的基礎(chǔ)。這一模型既要反映裝配各工步的力學(xué)行為機(jī)理，又要能體現(xiàn)工藝參數(shù)變化對(duì)模型的影響機(jī)制，同時(shí)還要有明確的自變量與因變量，例如將關(guān)鍵區(qū)域的損傷因子作為因變量，將某工步的某個(gè)工藝參數(shù)作為自變量。

首先，可以針對(duì)裝配過(guò)程中的每個(gè)工步建立各自的工藝力學(xué)模型，再將其聯(lián)立組成裝配全過(guò)程的工藝力學(xué)模型。要達(dá)到這一目標(biāo)需要解決兩個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題，一是基于理論分析、實(shí)驗(yàn)研究和仿真計(jì)算，得到半理論半經(jīng)驗(yàn)的工藝力學(xué)模型。飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)幾何外形多樣，裝配時(shí)受力狀況較為復(fù)雜，難以基于固體力學(xué)或彈性力學(xué)建立解析模型，故上述建模方法較為實(shí)用，且這類(lèi)模型將具有更強(qiáng)的針對(duì)性和適用性。二是需要針對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配受力狀態(tài)，提出對(duì)應(yīng)的復(fù)合材料損傷準(zhǔn)則與材料退化準(zhǔn)則。目前所提出的復(fù)合材料損傷準(zhǔn)則與材料退化準(zhǔn)則大多考慮結(jié)構(gòu)服役時(shí)的受力破壞，而對(duì)復(fù)合材料損傷機(jī)理認(rèn)識(shí)還不夠清晰，因此缺乏一種普適性的失效準(zhǔn)則與材料退化準(zhǔn)則。因此，需要基于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的裝配受力狀態(tài)，提出適用裝配過(guò)程的復(fù)合材料損傷準(zhǔn)則與材料退化準(zhǔn)則，從而以裝配應(yīng)力為基礎(chǔ)判斷復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的裝配質(zhì)量。

在校形方面，可建立考慮復(fù)雜邊界條件和多樣化校形載荷的復(fù)合材料構(gòu)件校形力學(xué)模型，基于一定的失效準(zhǔn)則，獲得校形過(guò)程中各區(qū)域的損傷因子，從應(yīng)力、應(yīng)變角度評(píng)價(jià)復(fù)合材料構(gòu)件的裝配質(zhì)量。目前的研究大多集中于校形本身，而構(gòu)件完成裝配后需要撤除校形力，裝配體將發(fā)生一定的回彈變形，這將改變復(fù)合材料表面及內(nèi)部的應(yīng)力分布狀態(tài)。這一問(wèn)題尚待系統(tǒng)研究。

5.2基于應(yīng)力要求的裝配工藝參數(shù)確定方法

傳統(tǒng)的飛機(jī)裝配質(zhì)量主要考慮幾何外形準(zhǔn)確度，認(rèn)為外形符合要求則裝配合格。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配時(shí)發(fā)現(xiàn)，在幾何外形滿足要求的情況下，結(jié)構(gòu)卻過(guò)早產(chǎn)生了分層缺陷，力學(xué)性能也有較大降低，因此對(duì)于復(fù)合材料裝配結(jié)構(gòu)，有必要提出一種基于應(yīng)力要求的裝配工藝參數(shù)確定方法。實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)需要解決兩個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題，一是不同水平的裝配應(yīng)力對(duì)結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響規(guī)律，二是基于對(duì)結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的要求，確定對(duì)應(yīng)的裝配應(yīng)力，并反推工藝參數(shù)。對(duì)于第一個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題，首先要確定裝配應(yīng)力的表征方法，定義一個(gè)恰當(dāng)?shù)奈锢砹糠从称浼谐潭扰c分布范圍。其次需要對(duì)結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能進(jìn)行研究，包括單軸載荷下的拉伸與疲勞性能以及復(fù)雜多軸載荷下的拉伸與疲勞性能，以此分析裝配過(guò)程中產(chǎn)生的應(yīng)力對(duì)結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響規(guī)律。對(duì)于第二個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題，需要確定結(jié)構(gòu)的目標(biāo)力學(xué)性能，獲得對(duì)應(yīng)的裝配應(yīng)力狀態(tài)。再考慮各工步中裝配應(yīng)力的積累與變化規(guī)律，將總的裝配應(yīng)力分配至各工步中，最后根據(jù)各工步的工藝力學(xué)模型，反推工藝參數(shù)，以實(shí)現(xiàn)對(duì)裝配應(yīng)力和結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的準(zhǔn)確控制。

5.3構(gòu)建集成化裝配應(yīng)力感知與控制體系

為了實(shí)現(xiàn)對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配應(yīng)力的控制，必須在前面研究的基礎(chǔ)上構(gòu)建集成化的裝配應(yīng)力感知與控制體系。這一體系包含了3個(gè)基本模塊：裝配應(yīng)力感知模塊、工藝判斷模塊與工藝執(zhí)行模塊。其中，裝配應(yīng)力感知模塊負(fù)責(zé)獲得裝配過(guò)程各階段復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的應(yīng)力狀態(tài)，包括DIC應(yīng)變場(chǎng)測(cè)量系統(tǒng)及實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)修正的三維仿真模型，通過(guò)實(shí)時(shí)測(cè)量與計(jì)算，可以獲得復(fù)合材料構(gòu)件層內(nèi)及層間應(yīng)力狀態(tài)以及可能出現(xiàn)的損傷情況，以此對(duì)各階段的裝配質(zhì)量進(jìn)行評(píng)估并將結(jié)果傳輸給工藝判斷模塊。工藝判斷模塊根據(jù)用戶提出的性能要求，確定各階段應(yīng)力狀態(tài)及裝配工藝參數(shù)，再將其與感知模塊所獲得的應(yīng)力狀態(tài)進(jìn)行對(duì)比，判斷各裝配工藝執(zhí)行是否準(zhǔn)確以及是否需要額外的工藝補(bǔ)償。工藝執(zhí)行模塊負(fù)責(zé)監(jiān)測(cè)和控制裝配型架上的各作動(dòng)機(jī)構(gòu)（包括校形架、夾緊機(jī)構(gòu)等）和裝配工具（如電動(dòng)擰緊軸等）。這一體系可以提高復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配的自動(dòng)化與智能化水平，保證結(jié)構(gòu)的裝配質(zhì)量。

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收稿日期：20230227

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（51975280）

第一作者簡(jiǎn)介：李梅平（1978—），男，湖南婁底人，高級(jí)工程師，本科，研究方向?yàn)轱w機(jī)裝配技術(shù)，2240239696@qq.com。

DOI：10.19344/j.cnki.issn1671-5276.2024.06.004