張浩宇１,侯 波２,何宇廷３,馮 宇３,譚翔飛３

(１．中國人民解放軍９５９０６部隊(duì),北京 １０２２０６;

２．陸軍航空兵研究所,北京 １０１１２１;３．空軍工程大學(xué)工程學(xué)院,西安 ７１００３８)

摘 要:利用有限元軟件建立了某型飛機(jī)復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)件模型,以改進(jìn)的 Camanho損傷退化模型作為失效判定準(zhǔn)則,模擬了該連接結(jié)構(gòu)件的拉伸性能和損傷累積過程并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證.結(jié)果表明:在加裝防彎夾具后,復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)件的拉伸試驗(yàn)結(jié)果更加準(zhǔn)確,拉伸破壞模式由拉脫破壞變?yōu)閿D壓破壞;在較小的拉伸載荷下,其應(yīng)變隨載荷的增加呈線性增大,在金屬上的應(yīng)變明顯大于復(fù)合材料層合板上的;損傷從復(fù)合材料和金屬連接螺栓處產(chǎn)生,隨載荷的增大逐漸累積并沿螺栓擠壓方向擴(kuò)展;模擬得到的最終破壞載荷為９０kN,與試驗(yàn)值的相對誤差僅為６．５％,證明了模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性.

關(guān)鍵詞:復(fù)合材料;累積損傷;連接結(jié)構(gòu);失效準(zhǔn)則;抗拉強(qiáng)度

中圖分類號:V２５７ 文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A 文章編號:１０００Ｇ３７３８(２０１７)０８Ｇ００８７Ｇ０６

TensilePropertyofAeronauticalCompositeＧMetalJointStructureandItsProgressiveDamage

ZHANGHaoyu１,HOUBo２,HEYuting

３,FENGYu３,TANXiangfei３

(１．No．９５９０６TroopsofPLA,Beijing１０２２０６,China;２．ArmyAviationResearchInstitute,Beijing１０１１２１,China;３．EngineeringCollege,AirForceEngineeringUniversity,Xi′an７１００３８,China)

Abstract:ThemodelofthecompositeＧmetaljointstructureofonetypeaircrafewasestablishedusingthe

finiteelementsoftware．Then withthe modifiedCamanhodamagedegradation modelasthecriterionoffailure

judgment,thetensilepropertyanddamageaccumulationprocessofthejointstructureweresimulatedandverified

bythetests．TheresultsshowthatafterassembledwiththeantiＧbendingfixture,thetensiletestresultsofthe

compositeＧmetaljointstructureweremoreaccurateandthetensiledamagemodechangedfrom pullＧofffailuretocrushingfailure．Underrelativelylowtensileloads,thestrainincreasedlinearlywiththeincreaseofloadandwas

obviouslylargeronthemetalthanonthecompositelaminate．Thedamagewasproducedfromtheconnectingbolts

betweenthecompositeandmetal,thenaccumulatedgraduallyandextendedalongthecompressivedirectionoftheboltswiththeincreaseofload．Thesimulatedfinaldestructionloadwas９０kNwiththerelativeerrorofonly６．５％comparingtothetestresult,indicatingtheaccuracyofthesimulation．

Keywords:composite;accumulateddamage;jointstructure;failurecriterion;tensilestrength

０ 引 言

復(fù)合材料因具有比強(qiáng)度和比模量高、性能可設(shè)計和易于整體成形等優(yōu)點(diǎn)而在航空、航天結(jié)構(gòu)上得到了廣泛應(yīng)用.但是,當(dāng)前服役飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的主承力構(gòu)件仍主要使用金屬材料,這就不可避免地要對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)和金屬構(gòu)件進(jìn)行連接.由于復(fù)合材料的各向異性和多模式損傷形式,其與金屬的連接部位成為整個結(jié)構(gòu)的薄弱部位.飛行器的復(fù)合材料Ｇ金屬結(jié) 構(gòu) 件 有 ７０％ 以 上 的 破 壞 都 發(fā) 生 在 連 接 部位[１],因此,對復(fù)合材料和金屬的連接性能進(jìn)行研究具有重要的工程意義.

累積損傷有限元分析方法被廣泛應(yīng)用于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的各種受載分析中.CHANG[２]、TAN[３Ｇ４]和SLEIGHT[５]等很早就應(yīng)用累積損傷有限元分析方法對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行了損傷分析,分析結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)較吻合.此后,許多研究者在利用該方法對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行損傷分析和強(qiáng)度預(yù)測等方面均取得了很好的結(jié)果[６Ｇ１０].累積損傷有限元分析方法主要包括應(yīng)力分析、失效判定和材料性能退化準(zhǔn)則[１１Ｇ１３],其主要采用的失效判定準(zhǔn)則有最大應(yīng)力準(zhǔn)則[１４]、Hashin準(zhǔn)則[１５]、Chang準(zhǔn)則[１６]和 Puck 準(zhǔn)則[１７]等.這些準(zhǔn)則大多以應(yīng)力作為參考值,這是因?yàn)樵谟邢拊惴ㄖ?單元損傷前后的應(yīng)力變化比較劇烈,而應(yīng)變變化比較平緩.目前,基于應(yīng)變的失效判定準(zhǔn)則研究較少,且在復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)方面的應(yīng)用更少.因此,作者以某型飛機(jī)機(jī)身尾段典型連接結(jié)構(gòu)(復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu))為研究對象,利用 ANSYS有限元軟件建立了該連接結(jié)構(gòu)的三維有限元模型,應(yīng)用累積損傷分析方法對該連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行了失效預(yù)測及破壞規(guī)律研究,并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證,為該型結(jié)構(gòu)在工程上的應(yīng)用提供參考

１ 試驗(yàn)方法與結(jié)果

１．１ 試樣制備與試驗(yàn)方法

試樣取自飛機(jī)尾端與后機(jī)身連接部位,尺寸如圖１所示.

試樣由一塊 LY１２鋁合金板和一塊復(fù)合材料層合板通過兩排鈦合金抗剪型１００°沉頭高鎖螺栓 YSA３０２Ｇ５Ｇ７A 和 高 鎖 螺 母 YAS３６１Ｇ５ 連 接.復(fù)合材料層合板由３２３８A 環(huán)氧樹脂/CF３０３１碳纖維織物(簡稱３２３８A/CF３０３１)預(yù)浸料和３２３８A 環(huán)氧樹脂/CCF３００碳 纖 維 (簡 稱 ３２３８A/CCF３００)預(yù) 浸料按一定方式鋪層后,在３００ ℃固化３h 而得到.３２３８A/CF３０３１、３２３８A/CCF３００預(yù)浸料的單層厚度分別為０．２３,０．１２５mm,鋪層方案為(±４５)/(０/９０)/０/(±４５)２/０/(０/９０)/(±４５)/０/(±４５)/０/(±４５)/０/(±４５)/０/(±４５)/(０/９０)/０/(±４５)２/０/(０/９０)/(±４５).制備得到的復(fù)合材料層合板厚４．４５ mm.LY１２鋁合金板的厚度為３mm,熱處理狀態(tài)為 T３.

按圖１所示位置,在試樣上粘貼 SDY２２０６靜態(tài)電阻應(yīng)變片,采用 MTS８１０型強(qiáng)度試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行室溫靜載拉伸試驗(yàn).試樣上下兩端夾持,下端加載,加載速率為１kN??s－１,每次達(dá)到５kN的倍數(shù)時保載１０s,隨后繼續(xù)加載.此外,在試樣上加裝了防彎夾具(如圖２所示)后,在相同條件下再進(jìn)行了室溫靜載拉伸試驗(yàn).

１．２ 試驗(yàn)結(jié)果與討論

在靜載拉伸時發(fā)現(xiàn):當(dāng)加載載荷達(dá)到６７．４kN時,未加裝防彎夾具試樣發(fā)出脆響;當(dāng)加載至７５kN時,在連接螺栓處出現(xiàn)凸起;繼續(xù)加載,試樣發(fā)出連續(xù)的脆響,出現(xiàn)載荷降低現(xiàn)象,螺栓處凸起更加明顯;當(dāng)加載至７９．６kN 時,試樣從連接處脫開.加裝防彎夾具試樣在加載至６９．２kN 時發(fā)出脆響,復(fù)合材料層合板的部分接頭處出現(xiàn)損傷,但載荷無降低現(xiàn)象;加載至８０kN 時,試樣出現(xiàn)連續(xù)響聲;加載至８４．８kN 時,聽到 巨 大 脆 響,試 樣 從 連 接 處 完 全 脫開,載荷迅速回落.由圖３(a)可以看出,未加裝防彎夾具的試樣在拉伸破壞后出現(xiàn)了明顯的彎曲現(xiàn)象.這是因?yàn)殇X合金和復(fù)合材料的厚度不同,拉伸時載荷在螺栓連接處產(chǎn)生了較大的彎矩,導(dǎo)致試樣發(fā)生彎曲.而在實(shí)際結(jié)構(gòu)中,連接部位通常有桁條或壁板支持,抗彎能力較強(qiáng),因此,為得到該結(jié)構(gòu)的實(shí)際拉伸破壞載荷,試樣需要加裝防彎夾具.由圖３(b)可見:加裝防彎夾具拉伸后,試樣中的復(fù)合材料表現(xiàn)為局部的粉碎性破壞,從接頭螺栓安裝孔位置沿螺栓擠壓方向至復(fù)合材料板端部被完全破壞;破壞位置可見纖維斷裂和纖維拔出現(xiàn)象,而分層現(xiàn)象則主要出現(xiàn)在螺栓孔部位兩側(cè)的區(qū)域內(nèi).這說明在整個加載過程中,試樣基體局部以及連接界面發(fā)生了嚴(yán)重的破壞.無防彎夾具時,破壞模式為拉脫破壞,試樣發(fā)生明顯彎曲;加裝防彎夾具后,試樣發(fā)生擠壓破壞.?。梗?deg;方向的應(yīng)變片,即圖１中應(yīng)變片３,６,９,１２,１５,１８的應(yīng)變值作載荷Ｇ應(yīng)變曲線.由圖４可以看出:在拉伸初始階段,試樣的應(yīng)變隨載荷的增加呈線性變化,應(yīng)變變化比較均勻;各測點(diǎn)的應(yīng)變變化趨勢相同,鋁合金板上的應(yīng)變(即應(yīng)變片１２,１５,１８測得的應(yīng)變)高于復(fù)合材料上的(即應(yīng)變片３,６,９測得的應(yīng)變);當(dāng)加載至７０kN 左右時,應(yīng)變隨載荷的增大呈非線性變化,推測是因?yàn)檫B接結(jié)構(gòu)內(nèi)部出現(xiàn)了局部損傷,損傷擴(kuò)展對應(yīng)變產(chǎn)生了影響.

由表１可以看出,加裝防彎夾具后,試樣試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分散性很小,且破壞載荷相對無防彎夾具試樣的有所 增 大. 加 裝 防 彎 夾 具 后 的 試 驗(yàn) 結(jié) 果 更 加準(zhǔn)確.

２ 有限元建模與分析

２．１ 有限元模型

在 ANSYS有限元軟件中建模,采用８節(jié)點(diǎn)三維層狀體單元SOLID４６模擬復(fù)合材料層合板,用８節(jié)點(diǎn)體單元SOLID４５模擬鋁合金板與高鎖螺栓.為準(zhǔn)確得到螺栓孔周邊的應(yīng)力、應(yīng)變分布,對網(wǎng)格進(jìn)行局部細(xì)化.假設(shè)高鎖螺栓與復(fù)合材料層合板、鋁合金板接頭連接孔為無間隙配合,復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)中的螺栓孔壁受高鎖螺栓擠壓發(fā)生變形,同時螺栓受到拉伸載荷和剪切載荷作用發(fā)生變形.為合理模擬高度非線性的接觸行為,采用 ANSYS軟件中面Ｇ面接觸單元 TARGET１７０和 CONTA１７４來定義接觸對.為模擬試驗(yàn)中防彎夾具的效果,在模型外表面設(shè)置了垂直于表面方向的位移約束.復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)三維有限元計算模型如圖５所示.

２．２ 失效準(zhǔn)則

由于有限元模型單元失效前后的應(yīng)力變化劇烈,而應(yīng)變變化相對平緩,因此為了正確判斷復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)在拉伸過程中的主要損傷模式(基體破壞、纖維斷裂和分層失效),在其累積損傷模型中,采用 Hashin準(zhǔn)則和 Ye分層準(zhǔn)則[１８]作為復(fù)合材料失效判據(jù),根據(jù)應(yīng)力Ｇ應(yīng)變關(guān)系,將基于應(yīng)力描述的失效準(zhǔn)則轉(zhuǎn)換為基于應(yīng)變描述的失效準(zhǔn)則,進(jìn)行失效預(yù)測分析.

假定復(fù)合材料單層的彈性常數(shù)不受層合板中相鄰層的影響,則單層材料主方向的應(yīng)力Ｇ應(yīng)變關(guān)系為

式中:σ為拉伸強(qiáng)度;τ為剪切強(qiáng)度;ε為拉伸應(yīng)變;γ為剪切應(yīng)變;下標(biāo)１,２,３分別代表纖維軸向、纖維橫向和單層板法向;Cij 為剛度系數(shù).通過式(１)推 導(dǎo) 建 立 基 于 應(yīng) 變 描 述 的 失 效 準(zhǔn)則,纖維拉伸失效(ε１ ＞０)、纖維壓縮失效(ε１ ＜０)、基體拉伸或剪切失效(ε２ ＞０)、基體壓縮或剪切失效(ε２ ＜０)和分層失效準(zhǔn)則分別為

式中:ε１１,ε２２和ε３３ 分別為１,２,３方向的應(yīng)變,上標(biāo)T 和 C分別表示拉伸和壓縮;γ０１２,γ０１３ 和γ０２３ 分別為對應(yīng)于剪切強(qiáng)度τ１２,τ１３和τ２３的剪切應(yīng)變.

２．３ 材料性能退化準(zhǔn)則

在復(fù)合材料層合板承受外加載荷時,當(dāng)其結(jié)構(gòu)內(nèi)部單元的應(yīng)力、應(yīng)變滿足式(２)~式(６)之一時,可認(rèn)為這些單元失效,需要對失效單元的材料性能進(jìn)行退化處理.對于損傷過程中的材料性能退化,研究人員提出了多種退化模型[１９Ｇ２１].作者對其中的Camanho損傷退化模型進(jìn)行了改進(jìn),得到的材料性能退化準(zhǔn)則的具體描述如下:

(１)纖維拉伸失效時,假設(shè)該失效單元不能承受任何載荷,E１,G１２,G１３,ν１２,ν１３ 退化為初始值的１％,E２,E３,G２３,ν２３退化為初始值的６％(E 為彈性模量,G 為剪切模量,ν為泊松比).

(２)纖維壓縮失效時,假設(shè)該失效單元不能承受任何載荷,E１,G１２,G１３,ν１２,ν１３ 退化為初始值的２％,E２,E３,G２３,ν２３退化為初始值的１２％.

(３)基體拉伸或剪切失效時,E２,ν１２ 退化為初始值的１％,G１２,G２３,ν２３退化為初始值的１０％.

(４)基體壓縮或剪切失效時,E２,ν１２ 退化為初始值的２％,G１２,G２３,ν２３退化為初始值的２０％.

(５)分層失效時,E３,G１３,G２３,ν１３,ν２３退化為初始值的２％.實(shí)際上,損傷機(jī)理具有相互關(guān)聯(lián)性,一種類型的損傷可能誘發(fā)其他類型的損傷.對于包含多種損傷類型的局部損傷區(qū)域,應(yīng)采用相應(yīng)損傷類型的材料退化方式進(jìn)行疊加.

２．４ 累積損傷

由圖６可以看出:當(dāng)靜拉伸載荷增至６５kN 時,復(fù)合材料層合板與金屬連接處出現(xiàn)明顯損傷,即初始破壞載荷為６５kN,損傷從復(fù)合材料層合板接頭螺栓安裝孔受擠壓區(qū)域產(chǎn)生;初始破壞載荷模擬值與靜拉伸試驗(yàn)結(jié)果(６８．３kN)相近,相對誤差僅為４．８％;隨著載荷的增大,復(fù)合材料層合板的損傷逐漸累積,并主要沿螺栓擠壓方向擴(kuò)展;當(dāng)載荷增至７５kN 后,損傷迅速擴(kuò)展,失效單元數(shù)量大大增加;當(dāng)載荷達(dá)到９０kN時,復(fù)合材料層合板的損傷區(qū)域擴(kuò)展至其與金屬連接的端部,導(dǎo)致該復(fù)合材料Ｇ金屬結(jié)構(gòu)連接件失去承載能力,即最終破壞載荷為９０kN,模擬結(jié)果高于靜拉伸試驗(yàn)測試結(jié)果(８４．５kN),相對誤差為６．５％.對比圖６和圖３(b)可知,模擬得到的復(fù)合材料層合板損傷部位與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好.

３ 結(jié) 論

(１)復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)件試樣在加裝防彎夾具后,其平均拉伸破壞載荷由未加裝防彎夾具

的７９．６kN 增加到８４．５kN,拉伸破壞模式由拉脫破壞變?yōu)閿D壓破壞.

(２)加裝防彎夾具后,復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)件試樣在較小的拉伸載荷下,其應(yīng)變隨載荷的增加呈線性增大,當(dāng)拉伸載荷大于７０kN 后,應(yīng)變與載荷呈非線性變化;在金屬上的應(yīng)變明顯大于復(fù)合材料層合板上的.

(３)模擬得到復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)件的初始破壞載荷為６５kN,與靜拉伸試驗(yàn)得到的６８．３kN接近,相對誤差為４．８％;最終破壞載荷為９０kN,與拉伸試驗(yàn)值的相對誤差為６．５％;損傷從復(fù)合材料層合板接頭螺栓安裝孔受擠壓區(qū)域產(chǎn)生,隨著載荷的增加而逐漸累積,并主要沿螺栓擠壓方向擴(kuò)展,連接結(jié)構(gòu)件出現(xiàn)擠壓破壞,與試驗(yàn)結(jié)果相符.該復(fù)合

材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)三維有限元累積損傷模型能夠有效預(yù)測復(fù)合材料Ｇ金屬連接結(jié)構(gòu)件的損傷擴(kuò)展過程及破壞模式.

（文章來源：材料與測試網(wǎng)-機(jī)械工程材料>2017年>8期> pp.87）