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,北京 １０２２０６;
２．陸軍航空兵研究所,北京 １０１１２１;３．空軍工程大學工程學院,西安 ７１００３８)
摘 要:利用有限元軟件建立了某型飛機復合材料Ｇ金屬連接結構件模型,以改進的 Camanho損傷退化模型作為失效判定準則,模擬了該連接結構件的拉伸性能和損傷累積過程并進行了試驗驗證.結果表明:在加裝防彎夾具后,復合材料Ｇ金屬連接結構件的拉伸試驗結果更加準確,拉伸破壞模式由拉脫破壞變為擠壓破壞;在較小的拉伸載荷下,其應變隨載荷的增加呈線性增大,在金屬上的應變明顯大于復合材料層合板上的;損傷從復合材料和金屬連接螺栓處產生,隨載荷的增大逐漸累積并沿螺栓擠壓方向擴展;模擬得到的最終破壞載荷為９０kN,與試驗值的相對誤差僅為６．５％,證明了模擬結果的準確性.
關鍵詞:復合材料;累積損傷;連接結構;失效準則;抗拉強度
中圖分類號:V２５７ 文獻標志碼: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
復合材料因具有比強度和比模量高、性能可設計和易于整體成形等優點而在航空、航天結構上得到了廣泛應用.但是,當前服役飛機結構中的主承力構件仍主要使用金屬材料,這就不可避免地要對復合材料結構和金屬構件進行連接.由于復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構的薄弱部位.飛行器的復合材料Ｇ金屬結 構 件 有 ７０％ 以 上 的 破 壞 都 發 生 在 連 接 部位[１],因此,對復合材料和金屬的連接性能進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用于復合材料結構的各種受載分析中.CHANG[２]、TAN[３Ｇ４]和SLEIGHT[５]等很早就應用累積損傷有限元分析方法對復合材料結構進行了損傷分析,分析結果與試驗數據較吻合.此后,許多研究者在利用該方法對復合材料結構進行損傷分析和強度預測等方面均取得了很好的結果[６Ｇ１０].累積損傷有限元分析方法主要包括應力分析、失效判定和材料性能退化準則[１１Ｇ１３],其主要采用的失效判定準則有最大應力準則[１４]、Hashin準則[１５]、Chang準則[１６]和 Puck 準則[１７]等.這些準則大多以應力作為參考值,這是因為在有限元算法中,單元損傷前后的應力變化比較劇烈,而應變變化比較平緩.目前,基于應變的失效判定準則研究較少,且在復合材料Ｇ金屬連接結構方面的應用更少.因此,作者以某型飛機機身尾段典型連接結構(復合材料Ｇ金屬連接結構)為研究對象,利用 ANSYS有限元軟件建立了該連接結構的三維有限元模型,應用累積損傷分析方法對該連接結構進行了失效預測及破壞規律研究,并進行了試驗驗證,為該型結構在工程上的應用提供參考
１ 試驗方法與結果
１．１ 試樣制備與試驗方法
試樣取自飛機尾端與后機身連接部位,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.復合材料層合板由３２３８A 環氧樹脂/CF３０３１碳纖維織物(簡稱３２３８A/CF３０３１)預浸料和３２３８A 環氧樹脂/CCF３００碳 纖 維 (簡 稱 ３２３８A/CCF３００)預 浸料按一定方式鋪層后,在３００ ℃固化３h 而得到.３２３８A/CF３０３１、３２３８A/CCF３００預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,熱處理狀態為 T３.
按圖１所示位置,在試樣上粘貼 SDY２２０６靜態電阻應變片,采用 MTS８１０型強度試驗機進行室溫靜載拉伸試驗.試樣上下兩端夾持,下端加載,加載速率為１kN??s－１,每次達到５kN的倍數時保載１０s,隨后繼續加載.此外,在試樣上加裝了防彎夾具(如圖２所示)后,在相同條件下再進行了室溫靜載拉伸試驗.
１．２ 試驗結果與討論
在靜載拉伸時發現:當加載載荷達到６７．４kN時,未加裝防彎夾具試樣發出脆響;當加載至７５kN時,在連接螺栓處出現凸起;繼續加載,試樣發出連續的脆響,出現載荷降低現象,螺栓處凸起更加明顯;當加載至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 時發出脆響,復合材料層合板的部分接頭處出現損傷,但載荷無降低現象;加載至８０kN 時,試樣出現連續響聲;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了明顯的彎曲現象.這是因為鋁合金和復合材料的厚度不同,拉伸時載荷在螺栓連接處產生了較大的彎矩,導致試樣發生彎曲.而在實際結構中,連接部位通常有桁條或壁板支持,抗彎能力較強,因此,為得到該結構的實際拉伸破壞載荷,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,試樣中的復合材料表現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象,而分層現象則主要出現在螺栓孔部位兩側的區域內.這說明在整個加載過程中,試樣基體局部以及連接界面發生了嚴重的破壞.無防彎夾具時,破壞模式為拉脫破壞,試樣發生明顯彎曲;加裝防彎夾具后,試樣發生擠壓破壞.取９０°方向的應變片,即圖１中應變片３,６,９,１２,１５,１８的應變值作載荷Ｇ應變曲線.由圖４可以看出:在拉伸初始階段,試樣的應變隨載荷的增加呈線性變化,應變變化比較均勻;各測點的應變變化趨勢相同,鋁合金板上的應變(即應變片１２,１５,１８測得的應變)高于復合材料上的(即應變片３,６,９測得的應變);當加載至７０kN 左右時,應變隨載荷的增大呈非線性變化,推測是因為連接結構內部出現了局部損傷,損傷擴展對應變產生了影響.
由表１可以看出,加裝防彎夾具后,試樣試驗數據的分散性很小,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 結 果 更 加準確.
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節點三維層狀體單元SOLID４６模擬復合材料層合板,用８節點體單元SOLID４５模擬鋁合金板與高鎖螺栓.為準確得到螺栓孔周邊的應力、應變分布,對網格進行局部細化.假設高鎖螺栓與復合材料層合板、鋁合金板接頭連接孔為無間隙配合,復合材料Ｇ金屬連接結構中的螺栓孔壁受高鎖螺栓擠壓發生變形,同時螺栓受到拉伸載荷和剪切載荷作用發生變形.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.為模擬試驗中防彎夾具的效果,在模型外表面設置了垂直于表面方向的位移約束.復合材料Ｇ金屬連接結構三維有限元計算模型如圖５所示.
２．２ 失效準則
由于有限元模型單元失效前后的應力變化劇烈,而應變變化相對平緩,因此為了正確判斷復合材料Ｇ金屬連接結構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準則和 Ye分層準則[１８]作為復合材料失效判據,根據應力Ｇ應變關系,將基于應力描述的失效準則轉換為基于應變描述的失效準則,進行失效預測分析.
假定復合材料單層的彈性常數不受層合板中相鄰層的影響,則單層材料主方向的應力Ｇ應變關系為
式中:σ為拉伸強度;τ為剪切強度;ε為拉伸應變;γ為剪切應變;下標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.通過式(１)推 導 建 立 基 于 應 變 描 述 的 失 效 準則,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)和分層失效準則分別為
式中:ε１１,ε２２和ε３３ 分別為１,２,３方向的應變,上標T 和 C分別表示拉伸和壓縮;γ０１２,γ０１３ 和γ０２３ 分別為對應于剪切強度τ１２,τ１３和τ２３的剪切應變.
２．３ 材料性能退化準則
在復合材料層合板承受外加載荷時,當其結構內部單元的應力、應變滿足式(２)~式(６)之一時,可認為這些單元失效,需要對失效單元的材料性能進行退化處理.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損傷退化模型進行了改進,得到的材料性能退化準則的具體描述如下:
(１)纖維拉伸失效時,假設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％.實際上,損傷機理具有相互關聯性,一種類型的損傷可能誘發其他類型的損傷.對于包含多種損傷類型的局部損傷區域,應采用相應損傷類型的材料退化方式進行疊加.
２．４ 累積損傷
由圖６可以看出:當靜拉伸載荷增至６５kN 時,復合材料層合板與金屬連接處出現明顯損傷,即初始破壞載荷為６５kN,損傷從復合材料層合板接頭螺栓安裝孔受擠壓區域產生;初始破壞載荷模擬值與靜拉伸試驗結果(６８．３kN)相近,相對誤差僅為４．８％;隨著載荷的增大,復合材料層合板的損傷逐漸累積,并主要沿螺栓擠壓方向擴展;當載荷增至７５kN 后,損傷迅速擴展,失效單元數量大大增加;當載荷達到９０kN時,復合材料層合板的損傷區域擴展至其與金屬連接的端部,導致該復合材料Ｇ金屬結構連接件失去承載能力,即最終破壞載荷為９０kN,模擬結果高于靜拉伸試驗測試結果(８４．５kN),相對誤差為６．５％.對比圖６和圖３(b)可知,模擬得到的復合材料層合板損傷部位與試驗結果吻合較好.
３ 結 論
(１)復合材料Ｇ金屬連接結構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為擠壓破壞.
(２)加裝防彎夾具后,復合材料Ｇ金屬連接結構件試樣在較小的拉伸載荷下,其應變隨載荷的增加呈線性增大,當拉伸載荷大于７０kN 后,應變與載荷呈非線性變化;在金屬上的應變明顯大于復合材料層合板上的.
(３)模擬得到復合材料Ｇ金屬連接結構件的初始破壞載荷為６５kN,與靜拉伸試驗得到的６８．３kN接近,相對誤差為４．８％;最終破壞載荷為９０kN,與拉伸試驗值的相對誤差為６．５％;損傷從復合材料層合板接頭螺栓安裝孔受擠壓區域產生,隨著載荷的增加而逐漸累積,并主要沿螺栓擠壓方向擴展,連接結構件出現擠壓破壞,與試驗結果相符.該復合
材料Ｇ金屬連接結構三維有限元累積損傷模型能夠有效預測復合材料Ｇ金屬連接結構件的損傷擴展過程及破壞模式.