復(fù)合材料結(jié)構(gòu)新型緊固件連接強(qiáng)度與失效機(jī)理.pdf

1、自從高性能復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域內(nèi)廣泛應(yīng)用以來，關(guān)于復(fù)合材料緊固連接技術(shù)一直是研究的熱點(diǎn)。大量研究表明，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)80％的失效發(fā)生在連接處，且連接頭的重量占結(jié)構(gòu)總重的25%左右，所以復(fù)合材料緊固連接技術(shù)一直是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的重點(diǎn)。隨著復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)的應(yīng)用，飛機(jī)構(gòu)件和連接緊固件數(shù)量大大減少，但不管是以前的連接還是現(xiàn)在通用的積木式設(shè)計(jì)方法，均需要設(shè)計(jì)好連接技術(shù)，以保證結(jié)構(gòu)的可靠性和穩(wěn)定性。復(fù)合材料緊固連接技術(shù)一直在不斷的創(chuàng)新與發(fā)展，單面抽

2、釘緊固件干涉配合連接是一種新型的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接形式，由于其優(yōu)異的疲勞性能，當(dāng)前正面臨著應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，然而其靜擠壓強(qiáng)度、疲勞性能以及失效機(jī)理的研究卻相對(duì)滯后。為了這種新型緊固件干涉配合技術(shù)能在復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)上成熟應(yīng)用，對(duì)其開展深入地研究則顯得非常重要。
　　現(xiàn)今航空工業(yè)設(shè)計(jì)時(shí)不僅要求較高的安全性，還不斷追求經(jīng)濟(jì)效益的最大化。在飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接設(shè)計(jì)中，如果采用新型緊固件干涉配合連接技術(shù)，除了滿足結(jié)構(gòu)安全性的設(shè)計(jì)要求之外，

3、還必須考慮結(jié)構(gòu)的疲勞壽命問題。因而對(duì)復(fù)合材料新型緊固件連接結(jié)構(gòu)開展孔邊應(yīng)力場(chǎng)分布、靜擠壓強(qiáng)度、疲勞特性及失效機(jī)理的研究具有十分重要的理論意義和實(shí)用價(jià)值。本文的研究工作主要包括：
　　1、對(duì)于各向異性復(fù)合材料板的釘孔擠壓孔邊應(yīng)力分布及靜強(qiáng)度問題，本文中采用了解析法、有限元法及試驗(yàn)進(jìn)行研究。解析法是在平面應(yīng)力條件下，建立了各向異性材料緊固件連接結(jié)構(gòu)的干涉配合模型，利用復(fù)變函數(shù)法，求解復(fù)勢(shì)函數(shù)，推導(dǎo)了不同干涉量I下的孔邊應(yīng)力分量σx,σ

4、y,τxy，同時(shí)利用轉(zhuǎn)角公式推導(dǎo)出孔邊徑向應(yīng)力分量σrr、周向應(yīng)力分量σθθ和剪切應(yīng)力分量σrθ。根據(jù)干涉連接結(jié)構(gòu)加載情況，本文建立了干涉后加載的接觸方程，解決了干涉釘孔加載過程中的接觸問題，并以位移加載為邊界條件，推導(dǎo)出了該模型的復(fù)勢(shì)函數(shù)，求解得到了干涉加載過程的孔邊應(yīng)力分布。根據(jù)求出的連接結(jié)構(gòu)干涉后加載的應(yīng)力情況，引入了Tsai-Hill失效準(zhǔn)則和Hoffman失效準(zhǔn)則，獲得了結(jié)構(gòu)發(fā)生初始失效的破壞載荷及擠壓失效強(qiáng)度。
　　有

5、限元法利用通用有限元軟件ABAQUS，建立了干涉后再加載的三維漸進(jìn)損傷模型。該模型考慮了復(fù)合材料剪切非線性與接觸非線性，引入Hashin和Yamada-Sun混合強(qiáng)度失效判據(jù)，并建立了根據(jù)單一失效模式與混合失效模式下單元材料性能的二階折減準(zhǔn)則。以滑動(dòng)配合連接試驗(yàn)數(shù)據(jù)為基準(zhǔn)，確定三維漸進(jìn)損傷模型中的二階損傷因子12112,,,...,st nd6D D D D，建立了干涉配合連接結(jié)構(gòu)的漸進(jìn)損傷分析方法，研究了0.5%干涉配合的擠壓響應(yīng)，并

6、與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，驗(yàn)證了模型及分析方法的合理性。
　　通過三種干涉量配合連接結(jié)構(gòu)的靜載試驗(yàn)，得到連接結(jié)構(gòu)的4%D擠壓強(qiáng)度值和極限擠壓強(qiáng)度值，以其作為驗(yàn)證解析法和有限元法的基準(zhǔn)。結(jié)果表明，干涉量為0.5%的單面抽釘緊固件連接結(jié)構(gòu)的極限擠壓強(qiáng)度1.208GPa，比高鎖螺栓H9/h9配合連接結(jié)構(gòu)的極限擠壓強(qiáng)度1.19GPa高1.51%；然而，干涉量為3%的單面抽釘緊固件連接結(jié)構(gòu)的極限擠壓強(qiáng)度1.168GPa，卻比高鎖的低1.85%。

7、>　　對(duì)比分析了解析法和有限元法預(yù)測(cè)的三種干涉量配合連接結(jié)構(gòu)擠壓響應(yīng)。解析法根據(jù)位移加載模型求解了位移量為4%D的不同干涉量下的擠壓強(qiáng)度值，由于沒有考慮到孔邊單元失效及失效后材料性能下降等問題，預(yù)測(cè)結(jié)果普遍偏高；有限元法考慮了孔板單元壓縮失效后能繼續(xù)承載的漸進(jìn)失效理論，4%D擠壓強(qiáng)度值和極限擠壓強(qiáng)度值與試驗(yàn)值吻合很好，誤差在±3%以內(nèi)。
　　2、通過不同循環(huán)應(yīng)力的疲勞試驗(yàn)對(duì)比分析了兩種緊固件類型連接結(jié)構(gòu)的疲勞特性（S-N曲線），研

8、究了單面抽釘緊固件的不同干涉量配合對(duì)復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響作用，還對(duì)比分析了不同主板鋪層次序、不同搭接板材質(zhì)對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響規(guī)律。試驗(yàn)結(jié)果表明，單面螺紋干涉配合連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命優(yōu)于高鎖螺栓間隙配合連接結(jié)構(gòu)，相同循環(huán)應(yīng)力下的疲勞壽命高1-2個(gè)數(shù)量級(jí)，極限疲勞應(yīng)力高50MPa以上。不同干涉量對(duì)抽釘干涉配合連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命影響較大。在低循環(huán)應(yīng)力下（±45%σbru），連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命隨著干涉量的增大而增大，并在3%干涉量時(shí)疲

9、勞壽命達(dá)到106以上；高循環(huán)應(yīng)力下（±55%σbru和±60%σbru），干涉量從0%增大到1.8%時(shí)，疲勞壽命逐漸增大，從1.8%變化到3.0%干涉量時(shí)，疲勞壽命則逐漸下降。干涉量為1.8%的干涉配合連接結(jié)構(gòu)的疲勞性能較佳。在循環(huán)應(yīng)力為55%σbru，干涉量為1.8%條件下，主板鋪層比的變化對(duì)抽釘干涉配合連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命影響不大。在循環(huán)應(yīng)力為55%σbru下，鋁搭接板單面抽釘干涉配合連接結(jié)構(gòu)的干涉量從0%增大到1.8%時(shí)，疲勞壽命逐

10、漸增大，從1.8%到3.0%干涉量時(shí)，疲勞壽命逐漸下降；鋼搭接板連接結(jié)構(gòu)隨著干涉從0%增大到3%，結(jié)構(gòu)疲勞壽命呈增大趨勢(shì)。
　　3、高鎖螺栓間隙配合、單面抽釘0%干涉配合與0.5%干涉配合的結(jié)構(gòu)失效均為孔損傷變形過大失效，但同一循環(huán)應(yīng)力水平下的疲勞壽命卻相差較大。在微觀上解釋了干涉配合增加連接疲勞壽命的機(jī)理。復(fù)合材料孔的變形失效由微動(dòng)磨損和沖擊損傷兩部分組成，微動(dòng)磨損量與擠壓接觸角度呈線性關(guān)系，沖擊損傷與間隙量則呈冪函數(shù)關(guān)系。在循

11、環(huán)應(yīng)力作用下，干涉配合結(jié)構(gòu)的接觸區(qū)域角度(,),/2?ψψψ>>π，釘孔無間隙量，只存在與ψ成線性關(guān)系的微動(dòng)磨損，僅當(dāng)磨損量大于初始干涉量后釘孔間有較大的間隙量時(shí)，才出現(xiàn)呈冪函數(shù)關(guān)系的沖擊損傷；間隙配合在疲勞初始階段就有間隙量的存在，也就會(huì)產(chǎn)生呈冪函數(shù)關(guān)系的沖擊損傷。
　　根據(jù)三種配合方式的失效機(jī)理，分別提出相對(duì)應(yīng)的疲勞損傷演化方程。線性段損傷演化方程代表著微動(dòng)磨損累積模型，沖擊損傷累積模型由冪函數(shù)型損傷演化方程表示。干涉配合連接

12、結(jié)構(gòu)的疲勞損傷累積模型可由線性損傷演化方程與冪函數(shù)損傷演化方程的權(quán)函數(shù)疊加得到，間隙配合的疲勞損傷累積模型直接由冪函數(shù)損傷演化方程表征。推導(dǎo)出了混合型疲勞壽命（σa~N）模型。根據(jù)疲勞試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)比了兩種廣泛應(yīng)用的疲勞壽命模型（指數(shù)型與冪函數(shù)型）。結(jié)果表明，冪函數(shù)模型在間隙配合或0%干涉配合連接時(shí)有較好地?cái)M合度；指數(shù)模型在干涉配合時(shí)有較好的擬合度；推導(dǎo)的混合型疲勞模型則在不同配合連接結(jié)構(gòu)中均有較好地?cái)M合度。
　　4、基于接觸微動(dòng)疲

13、勞理論和鈦合金螺母內(nèi)螺紋應(yīng)力集中疲勞斷裂理論，研究了大干涉量（1.8%和3%）配合連接結(jié)構(gòu)發(fā)生緊固件斷裂的失效機(jī)理。在循環(huán)載荷作用下，抽釘緊固件與復(fù)合材料孔之間接觸疲勞產(chǎn)生了緊固件微動(dòng)磨損、微動(dòng)疲勞的損傷形式。微動(dòng)磨損造成材料磨損，微動(dòng)疲勞使得緊固件釘在釘孔接觸的部分滑移區(qū)邊緣和滑移區(qū)中心位置處出現(xiàn)摩擦白層，摩擦白層內(nèi)存在微動(dòng)裂紋，為結(jié)構(gòu)失效疲勞源。對(duì)于緊固件螺母內(nèi)螺紋處的應(yīng)力集中進(jìn)行了分析，由于應(yīng)力集中的作用，在螺母內(nèi)螺紋截面形狀突變

14、處易形成疲勞裂紋。兩種微裂紋萌生后，在裂紋接觸面內(nèi)擴(kuò)展，形成斷口光滑區(qū)，最終發(fā)生結(jié)構(gòu)脆性斷裂。
　　根據(jù)緊固件疲勞斷裂的兩種失效機(jī)理，提出了緊固件微裂紋萌生及擴(kuò)展的疲勞損傷演化方程，推導(dǎo)出裂紋萌生壽命和裂紋擴(kuò)展壽命模型，疊加后得到緊固件斷裂失效的疲勞模型。以疲勞試驗(yàn)結(jié)果為基準(zhǔn)，對(duì)比了兩種廣泛應(yīng)用的疲勞壽命模型（指數(shù)型與冪函數(shù)型）。結(jié)果表明，指數(shù)型和冪函數(shù)型，只對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合，沒有考慮結(jié)構(gòu)的不同失效模式，擬合的疲勞極限強(qiáng)度沒有明確的