復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)擠壓強(qiáng)度試驗(yàn)*

耿麗松,楊茜茜,焦帥克,王澤峰

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

0 引 言

復(fù)合材料具有較高的比強(qiáng)度、比模量及可設(shè)計(jì)性，熱穩(wěn)定性好，廣泛應(yīng)用于飛機(jī)機(jī)身、機(jī)翼、駕駛艙、直升機(jī)槳葉等，如F-22復(fù)合材料用量占24%，F(xiàn)-35達(dá)36%，EF-2000達(dá)到43%，A380客機(jī)所用復(fù)合材料質(zhì)量達(dá)到了總質(zhì)量的25%，B787飛機(jī)達(dá)到50%[1]。我國(guó)在ARJ21的方向舵上首次使用復(fù)合材料，但占比不足10%。C919后機(jī)身部段主體采用復(fù)合材料代替金屬材料，可滿足大型客機(jī)自重輕、強(qiáng)度大、抗腐蝕和疲勞等要求，但比例僅為20%左右，我國(guó)復(fù)合材料在飛機(jī)上的應(yīng)用和國(guó)外比還有較大差距。

復(fù)合材料各向異性明顯，垂直于纖維方向的力學(xué)性能較低；有些材料韌性較差，機(jī)械連接較困難；復(fù)合材料連接件鉆孔會(huì)破壞纖維連續(xù)性，使承載能力降低。由此開展復(fù)合材料緊固件連接的擠壓響應(yīng)試驗(yàn)。

筆者研究的復(fù)合材料為纖維增強(qiáng)樹脂基層合板，它由樹脂基體和增強(qiáng)纖維組成。其中纖維提供剛度和強(qiáng)度，樹脂支持和固定纖維，傳遞纖維間的載荷，防止磨損或腐蝕[2]。通過擠壓響應(yīng)試驗(yàn)，得到單釘單剪和雙釘單剪兩類連接件的極限擠壓強(qiáng)度，為后續(xù)工程應(yīng)用提供支撐。

1 復(fù)材連接件破壞形式及研究現(xiàn)狀

復(fù)合材料層合板是由多個(gè)單向?qū)影凑罩付ǖ捻樞蜾伅B而成，如圖1所示，其與金屬連接的強(qiáng)度分析略有差別：復(fù)材連接部位的釘孔會(huì)切斷纖維，導(dǎo)致孔邊應(yīng)力分布復(fù)雜，又由于復(fù)材大多是脆性材料，應(yīng)力集中較金屬更嚴(yán)重。

圖1 復(fù)合材料層合板示意圖

復(fù)材連接結(jié)構(gòu)的破壞方式主要有層合板的拉伸破壞、剪切破壞、擠壓破壞、拉劈破壞、拉脫破壞以及螺栓破壞等，如圖2所示。

由于擠壓破壞是局部性質(zhì)的，通常不會(huì)引起結(jié)構(gòu)的災(zāi)難性破壞。對(duì)單排釘連接，應(yīng)盡可能使其產(chǎn)生擠壓型破壞，而避免劈裂和剪切等低強(qiáng)度破壞模式發(fā)生。多排釘連接一般為拉伸型破壞。

圖2 幾種典型的破壞模式

影響復(fù)材層合板機(jī)械連接的因素[3]有很多，如：材料參數(shù)——包括纖維/樹脂的類型、纖維取向及形式、鋪層順序等；連接形式、幾何尺寸、緊固件的類型；載荷的種類，環(huán)境等。

Kelly[4]針對(duì)釘孔間隙對(duì)接頭擠壓失效影響進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)釘孔間隙越小越能提高擠壓強(qiáng)度；Pekbey[5]通過試驗(yàn)分析了不同預(yù)緊力、端距、板寬以及不同材料等對(duì)失效模式和極限強(qiáng)度的作用；劉向東[6]研究了碳纖維/環(huán)氧樹脂釘孔損傷的形成過程，結(jié)果表明，凸頭螺栓連接比沉頭強(qiáng)度高，原因在于沉頭孔減弱了承載能力；Xiao[7]通過試驗(yàn)研究了單釘和雙釘碳纖維/雙馬來酰亞胺復(fù)材的擠壓變形，認(rèn)為損傷過程與損傷模式有較大關(guān)系，分析了失效機(jī)理；Park[8]通過試驗(yàn)，表明鋪層順序?qū)Y(jié)構(gòu)壽命、分層損傷和極限擠壓強(qiáng)度影響較大，90°鋪層對(duì)擠壓強(qiáng)度作用顯著。

2 試驗(yàn)流程

2.1 試驗(yàn)設(shè)備及材料

本次試驗(yàn)共進(jìn)行了復(fù)材-復(fù)材和復(fù)材-金屬連接兩類，連接方式有單釘單剪、雙釘單剪兩種，復(fù)材鋪層方式四種，試驗(yàn)件共1008件。文中僅展示其中一種鋪層方式的復(fù)材-復(fù)材單釘和雙釘有墊片連接，其他類型流程類似。

單釘連接和雙釘連接的示意圖如圖3～5所示，螺栓材料采用TC4鈦合金板材。兩個(gè)層壓板名義厚度相同，為3.1 mm。鋪層形式以0度層為主：[+45/0/0/-45/90/0/-45/0/0/+45]s。

試驗(yàn)機(jī)采用CSS-44100±100kN電子萬能試驗(yàn)機(jī)，測(cè)試儀器設(shè)備為CML-1H型應(yīng)變&力綜合測(cè)試儀。

本試驗(yàn)參考的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)為：ASTM D 5961[9]。該方法確定纖維增強(qiáng)聚合物基層壓板的擠壓響應(yīng)，試件承受單剪或雙剪拉伸載荷。

所謂單剪試驗(yàn)，即由兩個(gè)平直等截面矩形試件，通過靠近各自端部中線位置的一個(gè)或兩個(gè)孔，用螺栓組合在一起。在每個(gè)試件的夾持端粘貼墊板，使作用線沿著兩試件接觸面并通過孔中心，這樣便使加載偏心度盡可能降低。

圖3 單釘連接層合板幾何尺寸

圖4 單釘單剪連接示意圖

圖5 雙釘單剪連接示意圖

2.2 試驗(yàn)步驟

此試驗(yàn)參考標(biāo)準(zhǔn)ASTM D 5961中的相關(guān)要求，按照如下步驟進(jìn)行。

(1)檢查試件加工質(zhì)量。對(duì)符合質(zhì)量要求的試件編號(hào)，并存放在要求的環(huán)境中。準(zhǔn)備好記錄表格，拍照、攝像設(shè)備。

(2)采用無支持夾具拉伸方式，將試件兩端直接夾持在試驗(yàn)機(jī)的夾頭中，調(diào)整好對(duì)中。安裝、連接試件。在圖7位置安裝測(cè)量擠壓變形的引伸計(jì)，連接前引伸計(jì)需標(biāo)定。

圖6 擠壓變形引伸計(jì)安裝位置

(3)預(yù)加載。在預(yù)估最大載荷的10%內(nèi)加載，檢查試件安裝、引伸計(jì)安裝是否正常。

(4)加載試驗(yàn)。以0.5 mm/min的速度施加載荷，每隔0.5 kN采集一次應(yīng)變值，直至達(dá)到最大載荷，并且載荷從最大載荷下降30%為止。記錄載荷-擠壓變形、最大載荷、失效模式和位置。

3 數(shù)據(jù)處理和結(jié)果分析

破壞后的試件如圖7、8所示，可以看出，試件外表面大致沿著45°方向發(fā)生擠壓破壞，螺栓均未斷裂，但發(fā)生明顯偏轉(zhuǎn)。

圖7 單釘單剪試件破壞實(shí)物圖

圖8 雙釘單剪試件破壞實(shí)物圖

通過試驗(yàn)得到加載載荷和變形位移，畫出載荷-位移曲線如圖9、10所示。

圖9 單釘單剪連接載荷-位移曲線 圖10 雙釘單剪連接載荷-位移曲線

連接結(jié)構(gòu)經(jīng)歷了線彈性階段、屈服階段、破壞階段，可以看出，同一類型試驗(yàn)結(jié)果穩(wěn)定，曲線質(zhì)量良好。開始階段均有一個(gè)非線性過程，這是因?yàn)樵嚰陂_始階段通過接觸面之間的摩擦旁路傳遞了一部分載荷，隨著載荷增大，通過摩擦傳遞的比例越來越小，接觸面間也發(fā)生一定滑移，使得曲線表現(xiàn)出良好線性。

數(shù)據(jù)擠壓強(qiáng)度計(jì)算如下：

(1)

根據(jù)式(1)計(jì)算得到極限擠壓強(qiáng)度，結(jié)果如表1、2所示。從載荷-位移曲線和表格中不難發(fā)現(xiàn)，雙釘和單釘連接變形量和極限擠壓強(qiáng)度相差不大，但前者明顯具有更大的承載能力。

表1 單釘單剪各試件極限擠壓強(qiáng)度

表2 雙釘單剪各試件極限擠壓強(qiáng)度

4 結(jié) 語

通過試驗(yàn)研究了碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料層合板單釘單剪和雙釘單剪兩種連接模式下的擠壓強(qiáng)度，得到載荷-位移曲線，計(jì)算獲得單釘單剪和雙釘單剪的極限擠壓強(qiáng)度分別為384 MPa和364 MPa，為明確此批復(fù)材連接件的材料性能提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為后續(xù)應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)奠定基礎(chǔ)。