緊固件類型及干涉配合對復合材料連接強度的影響研究

蒲 浩，李 磊，熊華鋒

（中國航空工業集團公司中國飛機強度研究所， 陜西 西安 710065）

引言

復合材料由于比強度高、比模量高、耐腐蝕等優點，在航空領域獲得了廣泛應用[1]。雖然近年來隨著復合材料一體成型工藝的發展使得零部件數量有所減少，但在航空結構中對于無法一體成型的部件及需要多次拆裝的部件仍不可避免地需采用螺紋型緊固件進行連接[2]。然而由于復合材料層間強度較低且在厚度方向上纖維與樹脂間存在復雜的三維界面，在面外載荷的作用下易發生失效，造成復合材料連接部位較脆弱，結構破壞的60%～80%發生在連接處[3-4]，因此，研究復合材料緊固件連接結構強度對于復合材料在航空器上的應用具有重要意義。

影響復合材料緊固件連接強度的因素很多，如復合材料的鋪層、預緊力、表面粗糙度、緊固件的類型及緊固件/孔配合情況[5]等，近年來隨著研究的深入已經取得了一系列的進展：如Park通過試驗及有限元模擬明確了鋪層及預緊力對環氧樹脂基碳纖維復合材料緊固件連接結構的強度有顯著影響[6]，Chen和呂霞分別就二維應力分布狀態[7]和三維應力分布[8]狀態說明了緊固件與孔接觸面的摩擦系數會影響連接處的應力分布，王佳寧等解釋了存在預緊力的情況下連接結構的載荷傳遞機制[9]，陳昆昆等證實了過盈配合量也會對復合材料連接靜強度造成影響[10]，但不同類型緊固件及緊固件/孔配合情況對于復合材料緊固件連接結構影響的研究則較為少見。基于此，本文通過試驗對比凸頭緊固件與沉頭緊固件對復合材料連接結構破壞模式及應力分布的影響，并研究緊固件/孔的配合情況對于雙釘緊固件連接結構拉壓疲勞壽命的影響，對于工程實際具有一定的指導意義。

1 試驗概況

1.1 不同緊固件對破壞模式的影響

本試驗旨在對比凸頭緊固件和沉頭緊固件對于連接結構破壞模式的影響。試驗所采用的試件為中模高強碳纖維增韌環氧樹脂基復合材料，試件幾何構型如圖1所示，試件長度與寬度均為50 mm，名義厚度為6.112 mm，緊固件采用M8規格的沉頭和凸頭緊固件，對應試件分別為圓柱孔及沉頭锪窩孔，每種規格試件各6件。

圖1 試件幾何構型

本試驗的測試原理如圖2所示，試驗中通過萬能材料試驗機對載荷傳遞平臺施加壓縮載荷，進而使緊固件對試件施加外力作用以模擬緊固件在安裝過程中的預緊力。試驗開始前通過調整試驗機上下平臺的平行度確保試件均勻承載。

1.2 不同緊固件對應力分布的影響

試驗通過對比安裝沉頭緊固件和凸頭緊固件的充填孔壓縮試件在承載時的應變數據，獲得不同緊固件對應力分布的影響，每種規格各6件。試件采用中模高強碳纖維增韌環氧樹脂基復合材料，試件長度為150 mm、寬度為32 mm，名義厚度為5.348 mm。試驗利用萬能材料試驗機直接夾持試件施加壓縮載荷的方式進行，試件幾何構型及夾持方式見圖3。試驗中在試件上背靠背共粘貼6個應變片，以此判斷在加載過程中的受力情況。

圖2 試驗原理示意圖

圖3 試件幾何構型及加持方式示意圖

1.3 配合情況對疲勞壽命的影響

試驗采用雙釘機械連接試件進行拉壓疲勞的方式進行，試件采用中模高強碳纖維增韌環氧樹脂基復合材料，試件幾何尺寸及支持夾具參考ASTM D5961/D5961M中方法B的要求，如圖4所示，共計6件試件。通過疲勞壽命及加載過程中孔邊磨損情況探究緊固件/孔的配合對于疲勞壽命的影響。

圖4 雙釘機械連接疲勞試驗示意圖

2 結果及分析

2.1 破壞模式

在加載過程中，安裝凸頭緊固件的試件初始損傷出現在上表面與緊固件接觸處，隨著載荷的增加出現纖維壓縮損傷及基體壓潰，同時伴隨有異響，直至試件全面失效，此時孔邊上表面已經完全破壞，由于試件下表面與緊固件螺母的接觸面積較大，故試件下表面損傷較小，未出現明顯壓潰現象，破壞模式見圖5；對安裝沉頭緊固件的試件破壞模式進行分析，發現其與安裝凸頭緊固件的試件有明顯不同，由于沉頭锪窩的存在，沉頭锪窩與孔壁轉折處為應力集中區域[9]，而由于锪窩增大了試件上表面與緊固件的接觸面積，隨著載荷的增加，損傷由轉折處逐漸向下表面擴展至試件與緊固件螺母的接觸面，直至試件下表面完全破壞，破壞模式見圖6。

圖5 凸頭緊固件破壞模式示意圖

圖6 沉頭緊固件破壞模式示意圖

同時，對比試件破壞后的超聲掃描無損檢測圖像可以發現，盡管采用沉頭緊固件的試件最大許用預緊力比采用凸頭緊固件的試件有所提高（見表1），但由于破壞過程的損傷機理不同，導致其失效后內部的損傷面積更大，見圖7。

表1 破壞載荷試驗結果

圖7 無損檢測結果

2.2 應力分布

試驗中實時采集1.2節中所述位置的應變片數值，繪制載荷-應變曲線如圖8和圖9所示。由于試件在縱軸方向可認為各處模量相同，因此應變值的大小即可說明對應位置應力值的大小。試驗中發現，隨著載荷的增加，安裝凸頭緊固件的試件由于結構對稱，試件彎曲百分比較小，所有三對背對背粘貼的應變片組讀數較一致。對于安裝沉頭緊固件試件，由于锪窩的存在造成試件結構本身非對稱，試件兩側載荷分布存在明顯差異，試驗中彎曲百分比相對安裝凸頭緊固件試件偏大。

結合2.1節的結論，采用沉頭緊固件連接的復合材料一方面由于局部應力集中處由緊固件與試件接觸面變為沉頭锪窩與孔壁轉折處，使得其相比采用凸頭緊固件可以承受更大的預緊力，但另一方面锪窩使得試件沿厚度方向中性面不對稱，導致明顯的屈曲現象，使連接處受到額外彎矩作用，易導致連接處提前破壞。

圖8 凸頭緊固件試驗結果

圖9 沉頭緊固件試驗結果

2.3 疲勞壽命

疲勞試驗拉壓應力為同構型試件靜力偏移擠壓強度值的35%，拉壓應力比R=-1，疲勞壽命如圖10所示。發現同一應力級別下疲勞壽命出現較大差異。對比疲勞壽命最低的試件2和疲勞壽命最高的試件3，其疲勞試驗中前800次循壞試驗機夾頭行程如圖11所示，可以看出相同應力水平下試件2的夾頭行程更大，說明試件2的裝配間隙較之試件3偏大，隨著緊固件/孔配合間隙的減少至干涉配合時，復合材料孔邊基體和纖維將受到緊固件的擠壓而引起纖維斷裂，并在孔邊產生毛刷狀結構，此結構可以阻止損傷的擴展[11]。

圖10 疲勞試驗結果

圖11 試驗機夾頭行程

同時在試驗后觀察低疲勞壽命試件的連接處發現有明顯的孔邊磨損痕跡，孔發生了較大變形，見圖12。因此判斷緊固件/孔的配合間隙導致疲勞壽命降低的原因除了未能產生孔邊毛刷狀結構降低應力集中外，疲勞過程中緊固件對孔的磨損也有重要影響：若在疲勞初始階段出現由于裝配間隙造成明顯孔邊磨損而導致孔徑變化使試件疲勞試驗變形量增加，進而加劇試件孔邊磨損，致使試件過早失效，疲勞壽命出現明顯下降。

圖12 孔邊磨損示意圖

3 結論

1）由于锪窩的存在，分別采用凸頭緊固件和沉頭緊固件連接的復合材料具有不同的破壞模式和應力分布，試驗表明锪窩可以一定程度上提高復合材料的許用預緊力，但會導致由于應力分布不均而彎曲百分比過大的問題。

2）緊固件/孔的配合情況是影響復合材料緊固件連接結構疲勞性能的重要因素，適當的干涉配合可以提高結構疲勞壽命，建議在實際應用中注意配合間隙及緊固件和孔的公差范圍。

[1]沈真.碳纖維復合材料在飛機結構中的應用[J].高科技纖維與應用，2010，35（4）：1-4；24.

[2]顧亦磊，趙美英.復合材料層合板螺栓連接失效分析[J].航空計算技術，2006，36（2）：110-113.

[3]張國粱.復合材料結構連接技術.北京：國防工業出版社，1991.

[4]Lawlor V P,Mccarthy M A,Stanley W F.An experimental study of bolt hole clearance effects in double-lap,multi-bolt composite joints[J].Composite structures,2005，71（2）：176-190.

[5]Thoppul S D,Finegan J,Gibson R F.Mechanics of mechanically fastened joints in polymer matrix composite structures a review[J].Composites Science and Technology,2009，69（3-4）：301-329.

[6]Park H J.Bearing failure analysis of mechanically fastened joints incompositelaminates[J].CompositeStructures,2001，53（2）：199-211.

[7]Chen W H,Lee S S,Yeh J T.Three-dimensional contact stress analysis of a composite laminate with bolted joint[J].Composite structures,1995，30（3）：287-297.

[8]呂霞，周儲偉.釘/孔摩擦對復合材料機械連接強度的影響研究[J].機械制造與自動化，2015，44（3）：36-38.

[9]王佳寧，趙美英，周銀華.預緊力對層合板螺栓連接強度的影響研究[J].航空工程進展，2012（2）：189-194.

[10]陳昆昆，劉龍權，汪海.過盈配合和預緊力的混合作用對復合材料機械連接結構的影響及其機制[J].復合材料學報，2013，30（6）：243-251.

[11]劉東星，陶華，劉早立，等.干涉量對復合材料層合板疲勞壽命的影響[J].航空制造技術，2011（8）：80-82.