鋪層比例對層合板連接結(jié)構(gòu)損傷特性影響分析

孟毛毛，王文智

(1.西安愛生技術(shù)集團公司 飛機研究室，西安　710065) (2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安　710072)

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鋪層比例對層合板連接結(jié)構(gòu)損傷特性影響分析

孟毛毛1，王文智2

(1.西安愛生技術(shù)集團公司 飛機研究室，西安710065) (2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安710072)

復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)，其鋪層比例、鋪層順序?qū)φw結(jié)構(gòu)連接效率具有重要影響。基于ABAQUS有限元軟件平臺，對其進行二次開發(fā)定義材料損傷退化方法，建立三維漸進損傷模型對不同鋪層比例復(fù)合材料層合板螺栓連接結(jié)構(gòu)的損傷擴展及破壞特性進行數(shù)值模擬分析，計算結(jié)果與驗證試驗結(jié)果吻合較好。分析仿真與試驗結(jié)果表明：對于CCF300/BA9916-Ⅱ型復(fù)合材料層合板螺栓連接結(jié)構(gòu)，鋪層比例對結(jié)構(gòu)連接效率有重要影響，合理確定±45°層比例可以顯著提高孔邊應(yīng)力集中區(qū)的抗擠壓和抗剪切能力，有效改善連接結(jié)構(gòu)的破壞模式；在±45°層比例增加到50%之后，復(fù)合材料層合板螺栓連接結(jié)構(gòu)的連接強度將不再顯著提高。

復(fù)合材料；螺栓連接；鋪層比例；有限元；漸進損傷

0　引　言

復(fù)合材料以其高比強度、高比模量、良好的抗疲勞特性以及力學(xué)性能的可設(shè)計性等優(yōu)點，在航空航天領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。在飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計中，為了提高結(jié)構(gòu)效率，結(jié)構(gòu)的整體性是追求的目標。但是由于工藝技術(shù)水平的限制以及維護口蓋和拆裝運輸?shù)男枰?，不可避免的要使用連接結(jié)構(gòu)，這些結(jié)構(gòu)大多采用螺栓連接形式。

對于復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)，其鋪層比例、鋪層順序?qū)φw結(jié)構(gòu)的連接效率、連接強度具有重要影響，許多學(xué)者對此進行了深入研究。顧亦磊等[1]針對復(fù)合材料層合板機械連接失效進行了有限元分析及鋪層優(yōu)化；常楠[2]運用遺傳算法對復(fù)合材料加筋壁板的鋪層順序進行優(yōu)化，提高了加筋壁板的臨界屈曲載荷；王丹勇等[3]運用數(shù)值模擬方法分析了不同鋪層尺寸連接結(jié)構(gòu)的損傷機理，并對基本損傷類型的相關(guān)性進行了研究；張爽等[4]采用T300/QY8900復(fù)合材料單釘連接結(jié)構(gòu)，驗證了累積損傷分析法的有效性；章繼峰等[5]運用ABAQUS有限元軟件分析了不同鋪層比例下螺栓-孔配合間隙對復(fù)合材料螺栓連接強度的影響；鄭玨[6]采用特征曲線法分析了單釘雙剪連接結(jié)構(gòu)失效區(qū)的分布規(guī)律，認為單釘雙剪結(jié)構(gòu)的主要失效模式為拉伸、剪切破壞；何旺[7]采用Hashin失效準則仿真分析了鋪層比例等因素對層合板連接性能的影響，認為使層合板具有較高連接性能的0°、±45°及90°單向鋪層比例的范圍分別是[20%，50%]、[40%，60%]及[10%，30%]。

為了保證整體結(jié)構(gòu)具有較高的連接效率，通常對復(fù)合材料層合板機械連接結(jié)構(gòu)的鋪層比例規(guī)定如下：±45°層不低于40%，0°層不低于25%，90°層不低于10%。根據(jù)上述規(guī)定，本文設(shè)計三種具有代表性的層合板連接結(jié)構(gòu)鋪層比例，并對其進行數(shù)值仿真分析，分析中考慮金屬連接板塑性變形的影響；進行CCF300/BA9916-Ⅱ型復(fù)合材料層合板靜力拉伸試驗，通過數(shù)值仿真結(jié)果與試驗結(jié)果的對比分析，深入研究不同鋪層比例對連接結(jié)構(gòu)的損傷破壞強度以及破壞模式的影響；同時，驗證三維漸進損傷分析模型的有效性。

1　三維漸進損傷模型

1.1有限元模型建立

本文采用大型商業(yè)有限元軟件ABAQUS進行建模，應(yīng)用該軟件的USFLD模塊編寫材料損傷子程序以模擬材料損傷退化過程，分析中考慮了螺栓、螺母以及金屬連接板的材料塑性。根據(jù)模型幾何及約束的對稱性，采用1/4原始模型進行建模分析，如圖1所示。

各部件之間接觸采用小滑移面對面接觸方式，即從表面不能侵入相對應(yīng)的主表面。復(fù)合材料層合板、金屬連接板與螺栓之間的摩擦因數(shù)選為0.2；考慮到接觸問題, 在螺栓附近的層合板單元采用線性非協(xié)調(diào)式單元(C3D8I)，包括螺栓在內(nèi)的其余部分則采用線性縮減積分單元(C3D8R)。

圖1　1/4有限元模型Fig.1　1/4 finite element model

1.2漸進損傷分析法

典型的漸進損傷有限元分析法如圖2所示[8]，其流程為：輸入三維模型參數(shù)；對有限元模型施加初始載荷P進行應(yīng)力分析；檢查層合板模型中是否有單元發(fā)生失效, 如果沒有單元發(fā)生失效, 則載荷相應(yīng)地增加ΔP，進行下一步應(yīng)力分析；如果有失效，則對發(fā)生失效的單元進行材料性能衰減退化，并判斷結(jié)構(gòu)是否發(fā)生最終失效破壞，若未發(fā)生完全破壞，重新在此載荷下進行應(yīng)力分析，循環(huán)繼續(xù)，直到結(jié)構(gòu)最終失效破壞。其中，每次應(yīng)力分析的有限元幾何模型與初次應(yīng)力分析時的有限元幾何模型是一致的，只是部分單元的材料性能發(fā)生了退化。

圖2　漸進損傷分析流程圖Fig.2　Flowchart of cumulative damage

為了全面考慮復(fù)合材料層合板的基體開裂、纖維斷裂、纖維與基體間的剪切損傷以及分層損傷等損傷形式，使用被廣泛認可的Hashin失效準則[9]檢查單元是否失效。

漸進損傷法中關(guān)于材料退化的方法大致可歸納為瞬間退化法和逐漸退化法兩類。為了真實模擬復(fù)合材料層合板的失效過程，本文采用P.P.Camanho等[10]的材料性能逐漸退化方法：

2　靜強度螺栓連接試驗

2.1試驗概況

試驗在CSS-88100電子萬能試驗機上進行，應(yīng)變測量選用DH3815N靜態(tài)應(yīng)變測試系統(tǒng)采集，試驗在室溫大氣環(huán)境(23±3℃，50±10%RH)下進行。試驗采用位移控制，加載過程采用單邊固定單邊加載。加載時，先加載至目標載荷的40%，卸載進行技術(shù)檢查，經(jīng)調(diào)試確認后，以1.2 mm/min的速度加載至試件破壞。試件選用CCF300/BA9916-Ⅱ型復(fù)合材料，單層厚度為0.125 mm，其性能及強度參數(shù)如表1所示。

表1　CCF300/BA9916-Ⅱ型復(fù)合材料性能及強度參數(shù)

螺栓為Ti-6Al-4V鈦合金材料，鈦合金彈性模量為116 GPa，泊松比為0.34。螺帽為鋁合金材料，鋁合金彈性模量為71.8 GPa，泊松比為0.33。被連接金屬板材料為7075-T7451型鋁板，其材料參數(shù)如表2所示。

表2　金屬板7075-T7451型材料參數(shù)

根據(jù)數(shù)值仿真的研究內(nèi)容，設(shè)計三種不同鋪層比例的試驗件，每種鋪層比例均有三個試件，如表3所示。

表3　鋪層方式

試驗過程及數(shù)據(jù)處理按照ASTMD3039和ASTMD5766進行。試件連接尺寸如圖3所示，寬徑比W/D=5，端徑比E/D=3，螺栓預(yù)緊力為8 N·m。復(fù)合材料尾端粘貼玻璃鋼墊板，夾具夾持范圍在玻璃鋼墊板之內(nèi)。

圖3　試驗件幾何尺寸Fig.3　Geometry of test pieces

2.2試驗結(jié)果

試件的位移載荷曲線如圖4所示，三種鋪層比例復(fù)合材料試件中第一批次的破壞斷口如圖5所示。

(a) 試件810

(b) 試件820

(c) 試件830 圖4　位移載荷曲線Fig.4　Load displacement curve

(a) 1-810(b) 1-820(c) 1-830

圖5試件破壞斷口對比

Fig.5Contrast of specimen damage fracture

從圖4(a)可以看出：試件在加載過程中，曲線保持一定斜率上升，當施加的載荷接近破壞載荷時，位移載荷曲線出現(xiàn)明顯的平臺，由此推斷此時試件出現(xiàn)孔邊擠壓變形，導(dǎo)致連接結(jié)構(gòu)在孔邊有較大的位移變形量，同時結(jié)構(gòu)載荷沒有明顯增加，隨后試件發(fā)生不可承載破壞。結(jié)合試件最終破壞斷口形狀(圖5(a))可以判斷，試件810最終的破壞形式為典型的剪切破壞。同理可得，試件820與試件830的破壞模式類似，均發(fā)生擠壓剪切拉伸混合破壞。

三種鋪層比例試件的靜強度載荷如表4所示，可以看出，相比試件810的試驗破壞載荷，試件820和試件830的破壞載荷分別提高了34%和53%，表明適當增加±45°鋪層的比例，可以顯著提高復(fù)合材料層合板螺栓連接結(jié)構(gòu)的靜拉伸破壞載荷；此外，對比三種試件的擠壓載荷和剪切載荷可知，增加±45°鋪層比例，還可以顯著提高層合板機械連接結(jié)構(gòu)的抗擠壓和抗剪切能力，有效防止結(jié)構(gòu)出現(xiàn)類似剪切破壞等低強度破壞模式。

表4　不同鋪層比例承載能力對比

3　數(shù)值模擬與試驗結(jié)果對比分析

根據(jù)上述數(shù)值分析方法，模擬計算不同鋪層比例連接結(jié)構(gòu)的最終破壞載荷，當連接結(jié)構(gòu)不能繼續(xù)加載時，認為結(jié)構(gòu)發(fā)生最終破壞。數(shù)值分析結(jié)果與試驗結(jié)果的對比如表5所示。

表5　數(shù)值與試驗結(jié)果對比

從表5可以看出：有限元模擬結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好，其規(guī)律與試驗分析結(jié)果相同，即±45°層比例對復(fù)合材料層合板螺栓連接結(jié)構(gòu)的靜拉伸強度有顯著影響，隨著±45°層比例從40%增加到50%，結(jié)構(gòu)連接載荷增加了32.98%，而從50%增加到60%時，結(jié)構(gòu)連接載荷只增加了6.76%。

有限元分析模型發(fā)生破壞時的單元纖維損傷和基體損傷云圖如圖6所示。

(a1) 纖維損傷(a2) 基體損傷

(a) 810

(b1) 纖維損傷(b2) 基體損傷

(b) 820

(c1) 纖維損傷(c2) 基體損傷

(c) 830

圖6單元損傷擴展對比

Fig.6The comparison of element damage propagation

對比圖5和圖6可以看出：當層合板鋪層比例為5∶4∶1時，由于連接結(jié)構(gòu)的抗拉伸能力足夠而抗剪切能力不足，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)孔邊應(yīng)力集中并發(fā)生剪切破壞；隨著±45°層比例的增加，連接結(jié)構(gòu)的抗剪切能力明顯提高，此時孔邊擠壓載荷可以有效地沿±45°方向擴散，將釘載傳遞給層合板旁路的0°纖維，從而顯著提高結(jié)構(gòu)的連接效率，當層合板旁路不能繼續(xù)承載時，結(jié)構(gòu)才發(fā)生不可承載破壞；當鋪層比例進一步增加到3∶6∶1時，雖然結(jié)構(gòu)的抗剪切能力進一步提高，但是由于0°層比例減少為30%，導(dǎo)致連接結(jié)構(gòu)旁路抗拉伸能力下降，此時結(jié)構(gòu)的最終破壞載荷并未有大幅度提高。綜上所述，對于CCF300/BA9916-Ⅱ型復(fù)合材料層合板連接結(jié)構(gòu)，為了提高其連接效率，±45°層比例應(yīng)不小于50%。

4　結(jié)　論

(1) 本文所建立的三維漸進損傷模型能夠有效模擬復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)在靜力拉伸時孔邊應(yīng)力分布及單元損傷擴展情況。

(2) 鋪層比例對復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)具有重要影響，隨著±45°層比例的增加，連接結(jié)構(gòu)的破壞模式從剪切破壞過渡為擠壓剪切拉伸混合破壞，增加±45°層比例到50%以上，能有效防止結(jié)構(gòu)出現(xiàn)類似剪切破壞等低強度破壞模式。

(3) 適當?shù)卦黾印?5°層比例，可以有效提高孔邊應(yīng)力集中區(qū)的抗擠壓和抗剪切能力，從而提高復(fù)合材料層合板螺栓連接結(jié)構(gòu)的連接強度；但當±45°層比例增加到50%之后，螺栓連接結(jié)構(gòu)的連接強度將不再有顯著提高。

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(編輯：馬文靜)

Analysis of the Lay Proportion Influence on the Damage Properties of Connecting Structure

Meng Maomao1, Wang Wenzhi2

(1.Department of Aerocraft Design and Research, Xi’an ASN Technical Group Corporation, Ltd., Xi’an 710065, China) (2.School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

The lay proportion and stacking sequence of the composite material constructed have an important influence on the integral structure connection efficiency. Based on the secondary development of ABAQUS, a method of material degradation principle is constructed and a 3-D progressive damage mode is established. Through numerical analysis of damage propagation and damage properties among composite material constructed in different lay proportion, good results are achieved. Summarized from simulation and numerical analysis above, lay proportion is of an important impact in bolt joint made of CCF300/BA9916-Ⅱ composite material. To improve the anti-pressure ability and anti-shear ability in strengthening area around hole, the proportion of ±45° layer is properly determined. When this proportion is increased to 50%, the strength of bolt joint of composite material will not be remarkably improved.

composites; bolt joint; lay proportion; finite element; progressive damage

2016-06-29；

2016-08-04

孟毛毛,mengmm324@sina.com

1674-8190(2016)03-332-06

TB33

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.03.010

孟毛毛(1988-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分析與設(shè)計。

王文智(1984-)，男，博士，講師。主要研究方向：復(fù)合材料力學(xué)。