復合材料結構新型緊固件連接強度與失效機理.pdf

1、自從高性能復合材料在航空航天領域內(nèi)廣泛應用以來，關于復合材料緊固連接技術一直是研究的熱點。大量研究表明，復合材料結構80％的失效發(fā)生在連接處，且連接頭的重量占結構總重的25%左右，所以復合材料緊固連接技術一直是結構設計中的重點。隨著復合材料整體化結構的應用，飛機構件和連接緊固件數(shù)量大大減少，但不管是以前的連接還是現(xiàn)在通用的積木式設計方法，均需要設計好連接技術，以保證結構的可靠性和穩(wěn)定性。復合材料緊固連接技術一直在不斷的創(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合材料結構連接形式，由于其優(yōu)異的疲勞性能，當前正面臨著應用于航空航天領域，然而其靜擠壓強度、疲勞性能以及失效機理的研究卻相對滯后。為了這種新型緊固件干涉配合技術能在復合材料連接結構上成熟應用，對其開展深入地研究則顯得非常重要。
　　現(xiàn)今航空工業(yè)設計時不僅要求較高的安全性，還不斷追求經(jīng)濟效益的最大化。在飛機復合材料結構連接設計中，如果采用新型緊固件干涉配合連接技術，除了滿足結構安全性的設計要求之外，

3、還必須考慮結構的疲勞壽命問題。因而對復合材料新型緊固件連接結構開展孔邊應力場分布、靜擠壓強度、疲勞特性及失效機理的研究具有十分重要的理論意義和實用價值。本文的研究工作主要包括：
　　1、對于各向異性復合材料板的釘孔擠壓孔邊應力分布及靜強度問題，本文中采用了解析法、有限元法及試驗進行研究。解析法是在平面應力條件下，建立了各向異性材料緊固件連接結構的干涉配合模型，利用復變函數(shù)法，求解復勢函數(shù)，推導了不同干涉量I下的孔邊應力分量σx,σ

4、y,τxy，同時利用轉角公式推導出孔邊徑向應力分量σrr、周向應力分量σθθ和剪切應力分量σrθ。根據(jù)干涉連接結構加載情況，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，推導出了該模型的復勢函數(shù)，求解得到了干涉加載過程的孔邊應力分布。根據(jù)求出的連接結構干涉后加載的應力情況，引入了Tsai-Hill失效準則和Hoffman失效準則，獲得了結構發(fā)生初始失效的破壞載荷及擠壓失效強度。
　　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損傷模型。該模型考慮了復合材料剪切非線性與接觸非線性，引入Hashin和Yamada-Sun混合強度失效判據(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則。以滑動配合連接試驗數(shù)據(jù)為基準，確定三維漸進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構的漸進損傷分析方法，研究了0.5%干涉配合的擠壓響應，并

6、與試驗結果對比，驗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構的靜載試驗，得到連接結構的4%D擠壓強度值和極限擠壓強度值，以其作為驗證解析法和有限元法的基準。結果表明，干涉量為0.5%的單面抽釘緊固件連接結構的極限擠壓強度1.208GPa，比高鎖螺栓H9/h9配合連接結構的極限擠壓強度1.19GPa高1.51%；然而，干涉量為3%的單面抽釘緊固件連接結構的極限擠壓強度1.168GPa，卻比高鎖的低1.85%。

7、>　　對比分析了解析法和有限元法預測的三種干涉量配合連接結構擠壓響應。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，預測結果普遍偏高；有限元法考慮了孔板單元壓縮失效后能繼續(xù)承載的漸進失效理論，4%D擠壓強度值和極限擠壓強度值與試驗值吻合很好，誤差在±3%以內(nèi)。
　　2、通過不同循環(huán)應力的疲勞試驗對比分析了兩種緊固件類型連接結構的疲勞特性（S-N曲線），研

8、究了單面抽釘緊固件的不同干涉量配合對復合材料連接結構疲勞壽命的影響作用，還對比分析了不同主板鋪層次序、不同搭接板材質(zhì)對結構疲勞壽命的影響規(guī)律。試驗結果表明，單面螺紋干涉配合連接結構的疲勞壽命優(yōu)于高鎖螺栓間隙配合連接結構，相同循環(huán)應力下的疲勞壽命高1-2個數(shù)量級，極限疲勞應力高50MPa以上。不同干涉量對抽釘干涉配合連接結構的疲勞壽命影響較大。在低循環(huán)應力下（±45%σbru），連接結構的疲勞壽命隨著干涉量的增大而增大，并在3%干涉量時疲

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

10、漸增大，從1.8%到3.0%干涉量時，疲勞壽命逐漸下降；鋼搭接板連接結構隨著干涉從0%增大到3%，結構疲勞壽命呈增大趨勢。
　　3、高鎖螺栓間隙配合、單面抽釘0%干涉配合與0.5%干涉配合的結構失效均為孔損傷變形過大失效，但同一循環(huán)應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理。復合材料孔的變形失效由微動磨損和沖擊損傷兩部分組成，微動磨損量與擠壓接觸角度呈線性關系，沖擊損傷與間隙量則呈冪函數(shù)關系。在循

11、環(huán)應力作用下，干涉配合結構的接觸區(qū)域角度(,),/2?ψψψ>>π，釘孔無間隙量，只存在與ψ成線性關系的微動磨損，僅當磨損量大于初始干涉量后釘孔間有較大的間隙量時，才出現(xiàn)呈冪函數(shù)關系的沖擊損傷；間隙配合在疲勞初始階段就有間隙量的存在，也就會產(chǎn)生呈冪函數(shù)關系的沖擊損傷。
　　根據(jù)三種配合方式的失效機理，分別提出相對應的疲勞損傷演化方程。線性段損傷演化方程代表著微動磨損累積模型，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、結構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。推導出了混合型疲勞壽命（σa~N）模型。根據(jù)疲勞試驗結果，對比了兩種廣泛應用的疲勞壽命模型（指數(shù)型與冪函數(shù)型）。結果表明，冪函數(shù)模型在間隙配合或0%干涉配合連接時有較好地擬合度；指數(shù)模型在干涉配合時有較好的擬合度；推導的混合型疲勞模型則在不同配合連接結構中均有較好地擬合度。
　　4、基于接觸微動疲

13、勞理論和鈦合金螺母內(nèi)螺紋應力集中疲勞斷裂理論，研究了大干涉量（1.8%和3%）配合連接結構發(fā)生緊固件斷裂的失效機理。在循環(huán)載荷作用下，抽釘緊固件與復合材料孔之間接觸疲勞產(chǎn)生了緊固件微動磨損、微動疲勞的損傷形式。微動磨損造成材料磨損，微動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)存在微動裂紋，為結構失效疲勞源。對于緊固件螺母內(nèi)螺紋處的應力集中進行了分析，由于應力集中的作用，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)擴展，形成斷口光滑區(qū)，最終發(fā)生結構脆性斷裂。
　　根據(jù)緊固件疲勞斷裂的兩種失效機理，提出了緊固件微裂紋萌生及擴展的疲勞損傷演化方程，推導出裂紋萌生壽命和裂紋擴展壽命模型，疊加后得到緊固件斷裂失效的疲勞模型。以疲勞試驗結果為基準，對比了兩種廣泛應用的疲勞壽命模型（指數(shù)型與冪函數(shù)型）。結果表明，指數(shù)型和冪函數(shù)型，只對試驗數(shù)據(jù)擬合，沒有考慮結構的不同失效模式，擬合的疲勞極限強度沒有明確的