M5復合材料螺栓的設計與試驗

崔深山 萬 爽 張 濤 仝凌云 楊 帆

(1 中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京 100076)(2 航天材料及工藝研究所，北京 100076)(3 哈爾濱工業大學，哈爾濱 150001)

M5復合材料螺栓的設計與試驗

崔深山1萬 爽1張 濤1仝凌云2楊 帆3

(1 中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京 100076)(2 航天材料及工藝研究所，北京 100076)(3 哈爾濱工業大學，哈爾濱 150001)

文 摘 為解決機械連接過程中金屬緊固件與復合材料結構熱膨脹不匹配問題，開展了復合材料螺紋緊固件研制。通過分析比較，選擇了合適的樹脂體系，并對成型工藝方法進行了研究，研制了M5復合材料螺紋緊固件。同時創建了數值仿真分析模型，對緊固件力學性能進行了預示。試驗結果表明：復合材料緊固件性能滿足設計要求，并成功研制出了復合材料螺紋緊固件，擴大了樹脂基復合材料結構的應用范圍。

復合材料，螺紋，緊固件，研制，驗證

0 引言

樹脂基復合材料已成為當代飛行器主承力結構的重要材料體系[1]，連接設計在復合材料結構設計中是必不可少的關鍵環節[2]。為解決機械連接過程中金屬緊固件與復合材料結構熱膨脹不匹配性問題，本文開展了復合材料螺紋緊固件研制工作。

由于樹脂基復合材料構型的特殊性，研制尺寸越小的緊固件越為困難。為克服該問題，必須對成型工藝進行深入研究。綜合分析當前各種工藝的特點可知：拉擠成型[3]制品難以制得螺栓頭；機械加工方法成型的螺栓強度不足；注塑成型[4]制品由于纖維短導致強度低，并且熱塑性樹脂不可在高溫環境下使用。因此本文擬采用模壓成型法研制復合材料螺紋緊固件。

1 復合材料螺紋緊固件制備

通過對樹脂與碳纖維的浸潤性、界面剪切強度、單向板基本力學性能等方面進行綜合考慮，確定采用T800碳纖維與TDE85/615樹脂體系來進行復合材料螺紋緊固件的制備。

首先將模塑料預制成合適長度的圓柱，然后再加入壓模中成型。采用連續纖維模塑料，其纖維含量可達75%，且制品表面光潔，尺寸精度高。將預熱后的模壓料放入型腔，在模具溫度升高后，液壓機快速下行，上下模閉合，緩慢施加成型壓力，經過保溫保壓，模壓料固化成型，取出螺栓制品，制得的M5復合材料螺栓如圖1所示。

圖1 模壓制得的螺紋緊固件

2 仿真分析模型

緊固件按[0°/45°/-45°/90°]順序鋪層。材料體系選擇T800級碳纖維增強樹脂基復合材料系，性能參數見表1。

表1 性能參數

模型簡化后建模如圖2所示，螺栓規格為M5，長度為22 mm。

圖2 螺栓模型

由于每個單元要涉及鋪層信息，因此，為了保證鋪層的正確性，劃分網格的時候應盡量使單元如圖3所示。

圖3 網格劃分

3 數值分析結果

對于M5模型，拉伸仿真分析時固定螺帽的端面，在螺栓尾部端面施加200 MPa拉應力，相當于施加2.84 kN的拉力。邊界條件如圖4所示。M5螺栓的軸向應力云圖如圖5所示，軸向應變云圖如圖6所示，變形圖如圖7所示。

從應力云圖可以看出，M5螺栓軸向最大的應力約為800 MPa，根部應力最大，說明在拉伸載荷作用下，根部容易發生破壞，這也與真實的螺栓失效模式相一致。M5螺栓根部的最大應變為4 500 με左右，螺桿上的應變均為3 150 με左右，螺栓軸向的最大變形為78 μm，均滿足要求。

螺栓剪切分析中首先定義螺栓與連接板之間以及螺栓與螺母之間的接觸。由于實體單元選擇的是solid 186單元，故目標面與接觸面應該選擇與之對應的conta 174和targe 170單元。單元類型如圖8所示，生成接觸面如圖9所示。

固定螺帽與螺母的端面，并且固定連接板的一側，同時在另一塊連接板上施加5 MPa的均布拉應力，相當于在M5螺栓上施加0.45 kN的剪切力，剪切載荷施加如圖10所示。

圖10 剪切載荷施加

螺栓的軸向及加載方向y向的應力云圖、應變云圖分別如圖11～圖14所示。M5螺栓軸向最大壓應力為307 MPa，位于兩塊連接板交界處及第二塊連接板與固定螺母的連接處。螺栓的軸向最大拉應力為127 MPa，位于螺母的固定端面接觸的牙上。螺栓y向最大壓應力為40 MPa，位于連接板與螺母接觸的地方；螺栓的y向最大拉應力均為16 MPa左右，位于螺桿的根部。從這兩個方向的應變來看，最大壓應變均遠大于最大拉應變，y方向的應變最大，為3 900 με，位置在兩塊連接板交接處及第二塊連接板與固定螺母的連接處。

圖14 剪切y向應變云圖

4 拉伸試驗驗證

對已經制備的復合材料螺栓進行拉伸試驗，參照GJB 715.23A—2008《緊固件試驗方法 拉伸強度》。試驗時采用插入型夾具。為保證拉伸時試樣發生破壞，該復合材料螺栓配用足夠強度的螺母，螺母視為夾具的一部分。

將試件和夾具的組裝件放在試驗機的拉頭之間，因安裝誤差或偏心載荷所造成的最大應力與平均應力之差不超過平均應力的3%。安裝完成后如圖15圖所示。

圖15 拉伸試驗安裝

緩慢且平穩地對試件施加拉伸載荷直到試樣破壞，加載速率為0.5 mm/min。此次試驗針對M5的螺栓，拉伸5個緊固件試樣。結果表明：拉伸破壞載荷均值為4 534.8 N，破壞模式為螺紋拉脫。此外，試驗時在螺桿部分粘貼了應變片，通過測量拉伸過程中螺桿部分的應變計算得到螺桿部分的彈性模量為71 GPa，均滿足設計要求。

5 剪切試驗驗證

進行單剪試驗試驗標準參考GJB 715.24A—2002《緊固件實驗方法 單剪》。該復合材料螺紋緊固件同樣需要配用足夠強度的螺母，以保證剪切破壞是發生在螺桿上，而不是因為螺栓與螺母配合的強度不夠而在螺紋處發生破壞。

將試件裝在單剪夾具中，并置于試驗機的兩個壓頭之間，安裝完成后如圖16所示。

圖16 單剪試驗安裝

緩慢平穩地對試件施加連續的載荷直到載荷不增加而試件變形仍繼續增加時，加載速率為0.5 mm/min，測定復合材料緊固件的單剪載荷。此次單剪試驗采用5個緊固件試樣。結果表明：單剪破壞載荷均值為10.131 kN,破壞模式為剪切破壞,結果滿足設計要求。

6 結論

(1)確定采用TDE85/615樹脂體系制備復合材料螺紋緊固件，輔以合理的成型工藝，研制出了滿足設計技術要求的樹脂基復合材料螺紋緊固件。

(2)應用數值仿真分析技術，建立了螺紋緊固件仿真分析模型，通過對緊固件的應力、應變和變形云圖分析，預測了緊固件的力學性能。

(3)成功研制了復合材料螺紋緊固件，解決了金屬緊固件與復合材料結構熱膨脹不匹配的問題，擴大了樹脂基復合材料結構的應用范圍。

[1] 沈真，張曉晶.復合材料飛機結構強度設計與驗證概論[M].上海：上海交通大學出版社，2011：2.

[2] 謝鳴九.復合材料連接[M].上海：上海交通大學出版社，2011：1.

[3] 陳博. 我國復合材料拉擠成型技術及應用發展情況分析[J]. 玻璃鋼/復合材料 , 2014(9):34:41.

[4] 肖微. 淺析塑料注塑成型及其模具的應用[J]. 科技創新與應用 , 2016(11):31.

Design and Experiment of M5 Composite Material Bolts

CUI Shenshan1WAN Shuang1ZHANG Tao1TONG Lingyun2YANG Fan3

(1 China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076) (2 Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology，Beijing 100076) (3 Harbin Institute of Technology，Harbin 150001)

To solve the metal fasteners and composite materials for thermal expansion mismatch mechanical connection process, this paper carried out the development of composite materials threaded fasteners. Through analysis and comparison, appropriate resin system was choosen, and molding methods were studied.We developed a M5 composite threaded fasteners and created a numerical simulation model.The mechanical properties of the fastener simulation was expended, test results show that the composite fastener material properties meet the design requirements. Composite threaded fasteners were succefully and the applications range of resin matrix composite structures was further expanded.

Composite,Screw thread,Fastener,Manufacture,Verify

2016-11-07

國防基礎科研計劃(A0320131001)

崔深山，1986年出生，工程師，主要從事復合材料結構設計與產品研發工作。E-mail:cuishenshan5@126.com

TB33，V42

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.04.005