緊固件類型及干涉配合對復(fù)合材料連接強(qiáng)度的影響研究

蒲 浩，李 磊，熊華鋒

（中國航空工業(yè)集團(tuán)公司中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所， 陜西 西安 710065）

引言

復(fù)合材料由于比強(qiáng)度高、比模量高、耐腐蝕等優(yōu)點(diǎn)，在航空領(lǐng)域獲得了廣泛應(yīng)用[1]。雖然近年來隨著復(fù)合材料一體成型工藝的發(fā)展使得零部件數(shù)量有所減少，但在航空結(jié)構(gòu)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(jìn)行連接[2]。然而由于復(fù)合材料層間強(qiáng)度較低且在厚度方向上纖維與樹脂間存在復(fù)雜的三維界面，在面外載荷的作用下易發(fā)生失效，造成復(fù)合材料連接部位較脆弱，結(jié)構(gòu)破壞的60%～80%發(fā)生在連接處[3-4]，因此，研究復(fù)合材料緊固件連接結(jié)構(gòu)強(qiáng)度對于復(fù)合材料在航空器上的應(yīng)用具有重要意義。

影響復(fù)合材料緊固件連接強(qiáng)度的因素很多，如復(fù)合材料的鋪層、預(yù)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(jīng)取得了一系列的進(jìn)展：如Park通過試驗(yàn)及有限元模擬明確了鋪層及預(yù)緊力對環(huán)氧樹脂基碳纖維復(fù)合材料緊固件連接結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度有顯著影響[6]，Chen和呂霞分別就二維應(yīng)力分布狀態(tài)[7]和三維應(yīng)力分布[8]狀態(tài)說明了緊固件與孔接觸面的摩擦系數(shù)會(huì)影響連接處的應(yīng)力分布，王佳寧等解釋了存在預(yù)緊力的情況下連接結(jié)構(gòu)的載荷傳遞機(jī)制[9]，陳昆昆等證實(shí)了過盈配合量也會(huì)對復(fù)合材料連接靜強(qiáng)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(fù)合材料緊固件連接結(jié)構(gòu)影響的研究則較為少見?；诖?，本文通過試驗(yàn)對比凸頭緊固件與沉頭緊固件對復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)破壞模式及應(yīng)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(jié)構(gòu)拉壓疲勞壽命的影響，對于工程實(shí)際具有一定的指導(dǎo)意義。

1 試驗(yàn)概況

1.1 不同緊固件對破壞模式的影響

本試驗(yàn)旨在對比凸頭緊固件和沉頭緊固件對于連接結(jié)構(gòu)破壞模式的影響。試驗(yàn)所采用的試件為中模高強(qiáng)碳纖維增韌環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料，試件幾何構(gòu)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(guī)格的沉頭和凸頭緊固件，對應(yīng)試件分別為圓柱孔及沉頭锪窩孔，每種規(guī)格試件各6件。

圖1 試件幾何構(gòu)型

本試驗(yàn)的測試原理如圖2所示，試驗(yàn)中通過萬能材料試驗(yàn)機(jī)對載荷傳遞平臺(tái)施加壓縮載荷，進(jìn)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(yù)緊力。試驗(yàn)開始前通過調(diào)整試驗(yàn)機(jī)上下平臺(tái)的平行度確保試件均勻承載。

1.2 不同緊固件對應(yīng)力分布的影響

試驗(yàn)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(shí)的應(yīng)變數(shù)據(jù)，獲得不同緊固件對應(yīng)力分布的影響，每種規(guī)格各6件。試件采用中模高強(qiáng)碳纖維增韌環(huán)氧樹脂基復(fù)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(yàn)利用萬能材料試驗(yàn)機(jī)直接夾持試件施加壓縮載荷的方式進(jìn)行，試件幾何構(gòu)型及夾持方式見圖3。試驗(yàn)中在試件上背靠背共粘貼6個(gè)應(yīng)變片，以此判斷在加載過程中的受力情況。

圖2 試驗(yàn)原理示意圖

圖3 試件幾何構(gòu)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(yàn)采用雙釘機(jī)械連接試件進(jìn)行拉壓疲勞的方式進(jìn)行，試件采用中模高強(qiáng)碳纖維增韌環(huán)氧樹脂基復(fù)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(jì)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(jī)械連接疲勞試驗(yàn)示意圖

2 結(jié)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(xiàn)在上表面與緊固件接觸處，隨著載荷的增加出現(xiàn)纖維壓縮損傷及基體壓潰，同時(shí)伴隨有異響，直至試件全面失效，此時(shí)孔邊上表面已經(jīng)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(xiàn)明顯壓潰現(xiàn)象，破壞模式見圖5；對安裝沉頭緊固件的試件破壞模式進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)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(zhuǎn)折處為應(yīng)力集中區(qū)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(zhuǎn)折處逐漸向下表面擴(kuò)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(shí)，對比試件破壞后的超聲掃描無損檢測圖像可以發(fā)現(xiàn)，盡管采用沉頭緊固件的試件最大許用預(yù)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(jī)理不同，導(dǎo)致其失效后內(nèi)部的損傷面積更大，見圖7。

表1 破壞載荷試驗(yàn)結(jié)果

圖7 無損檢測結(jié)果

2.2 應(yīng)力分布

試驗(yàn)中實(shí)時(shí)采集1.2節(jié)中所述位置的應(yīng)變片數(shù)值，繪制載荷-應(yīng)變曲線如圖8和圖9所示。由于試件在縱軸方向可認(rèn)為各處模量相同，因此應(yīng)變值的大小即可說明對應(yīng)位置應(yīng)力值的大小。試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，隨著載荷的增加，安裝凸頭緊固件的試件由于結(jié)構(gòu)對稱，試件彎曲百分比較小，所有三對背對背粘貼的應(yīng)變片組讀數(shù)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(jié)構(gòu)本身非對稱，試件兩側(cè)載荷分布存在明顯差異，試驗(yàn)中彎曲百分比相對安裝凸頭緊固件試件偏大。

結(jié)合2.1節(jié)的結(jié)論，采用沉頭緊固件連接的復(fù)合材料一方面由于局部應(yīng)力集中處由緊固件與試件接觸面變?yōu)槌令^锪窩與孔壁轉(zhuǎn)折處，使得其相比采用凸頭緊固件可以承受更大的預(yù)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(dǎo)致明顯的屈曲現(xiàn)象，使連接處受到額外彎矩作用，易導(dǎo)致連接處提前破壞。

圖8 凸頭緊固件試驗(yàn)結(jié)果

圖9 沉頭緊固件試驗(yàn)結(jié)果

2.3 疲勞壽命

疲勞試驗(yàn)拉壓應(yīng)力為同構(gòu)型試件靜力偏移擠壓強(qiáng)度值的35%，拉壓應(yīng)力比R=-1，疲勞壽命如圖10所示。發(fā)現(xiàn)同一應(yīng)力級別下疲勞壽命出現(xiàn)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(yàn)中前800次循壞試驗(yàn)機(jī)夾頭行程如圖11所示，可以看出相同應(yīng)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(shí)，復(fù)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(chǎn)生毛刷狀結(jié)構(gòu)，此結(jié)構(gòu)可以阻止損傷的擴(kuò)展[11]。

圖10 疲勞試驗(yàn)結(jié)果

圖11 試驗(yàn)機(jī)夾頭行程

同時(shí)在試驗(yàn)后觀察低疲勞壽命試件的連接處發(fā)現(xiàn)有明顯的孔邊磨損痕跡，孔發(fā)生了較大變形，見圖12。因此判斷緊固件/孔的配合間隙導(dǎo)致疲勞壽命降低的原因除了未能產(chǎn)生孔邊毛刷狀結(jié)構(gòu)降低應(yīng)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(xiàn)由于裝配間隙造成明顯孔邊磨損而導(dǎo)致孔徑變化使試件疲勞試驗(yàn)變形量增加，進(jìn)而加劇試件孔邊磨損，致使試件過早失效，疲勞壽命出現(xiàn)明顯下降。

圖12 孔邊磨損示意圖

3 結(jié)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(fù)合材料具有不同的破壞模式和應(yīng)力分布，試驗(yàn)表明锪窩可以一定程度上提高復(fù)合材料的許用預(yù)緊力，但會(huì)導(dǎo)致由于應(yīng)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(fù)合材料緊固件連接結(jié)構(gòu)疲勞性能的重要因素，適當(dāng)?shù)母缮媾浜峡梢蕴岣呓Y(jié)構(gòu)疲勞壽命，建議在實(shí)際應(yīng)用中注意配合間隙及緊固件和孔的公差范圍。

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