金屬/復(fù)合材料混合連接結(jié)構(gòu)高溫承載特性與失效行為研究

戴亞光,王東,萬小朋,黃河源

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院,西安 710072;2. 中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán) 公司沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 綜合強(qiáng)度部,沈陽(yáng) 110035)

隨著新型飛行器對(duì)服役工況的要求越來越高,耐高溫性能成為結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和可靠性設(shè)計(jì)中必須考慮的重要因素[1～3]。碳纖維增強(qiáng)樹脂(Carbon fiber reinforced polymers, CFRP)復(fù)合材料因其質(zhì)量輕、比強(qiáng)度和比剛度高、耐腐蝕,且可以滿足一定的耐高溫特性,已逐漸應(yīng)用于新型飛行器的主承力結(jié)構(gòu)中[4-5]。然而,目前復(fù)合材料并不能完全取代鋁合金等傳統(tǒng)金屬材料,因而大部分飛行器結(jié)構(gòu)是金屬和復(fù)合材料連接的混合體。而螺栓連接因其操作方便、可重復(fù)裝卸等優(yōu)點(diǎn),是飛行器內(nèi)部混合結(jié)構(gòu)中最為常見的連接方式[6-7]。因此,研究鋁合金和CFRP復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)的高溫承載特性與失效行為,具有十分重要的工程應(yīng)用背景與研究?jī)r(jià)值。

與常溫環(huán)境不同的是,高溫會(huì)使材料強(qiáng)度和剛度產(chǎn)生不同程度的退化,降低材料本身的力學(xué)性能。對(duì)于CFRP復(fù)合材料,高溫對(duì)樹脂基體的影響遠(yuǎn)大于對(duì)碳纖維的影響,尤其當(dāng)溫度達(dá)到樹脂的玻璃化溫度之后,樹脂基體的軟化與裂解導(dǎo)致材料的力學(xué)性能會(huì)有很大程度的降低[8-9]。Cheng等[10]分析了95 ℃高溫對(duì)CFRP復(fù)合材料層壓板承載特性的影響,結(jié)果表明高溫環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)承載能力有顯著影響,95 ℃環(huán)境下試樣的抗壓強(qiáng)度降低了15.5%。Yang等[11]采用細(xì)觀力學(xué)的方法,研究了碳纖維/雙馬來酰亞胺樹脂復(fù)合材料在-120～200 ℃環(huán)境下受橫向拉伸載荷時(shí)的損傷過程,結(jié)果表明結(jié)構(gòu)橫向承載能力下降的主要原因在于,高溫使緊密排列纖維之間的基體中出現(xiàn)了高度應(yīng)力集中。Zhang等[12]結(jié)合Hashin型漸進(jìn)式損傷準(zhǔn)則,研究了82 ℃高溫對(duì)CFRP復(fù)合材料銷接頭損傷擴(kuò)展的影響,發(fā)現(xiàn)環(huán)境溫度的升高會(huì)降低接頭強(qiáng)度并增加基體拉伸損傷率。

對(duì)于復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu),高溫環(huán)境不僅會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)強(qiáng)度下降,同時(shí)會(huì)使結(jié)構(gòu)失效模式發(fā)生改變。徐魯兵等[13]對(duì)不同尺寸參數(shù)T300/BMP316樹脂基復(fù)合材料螺栓接頭進(jìn)行了25～310 ℃范圍內(nèi)的拉伸試驗(yàn),結(jié)果表明,溫度升高使接頭強(qiáng)度大大降低,且溫度越高降低幅度越大。Zu等[14]通過試驗(yàn)研究了溫度對(duì)金屬與復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響,發(fā)現(xiàn)隨著溫度升高,螺栓連接處破壞模式由單一的拉伸、剪切、擠壓等轉(zhuǎn)變?yōu)榕c分層失效混合的模式。宋健等[9]研究了不同溫度下CFRP復(fù)合材料層合板的靜態(tài)力學(xué)性能,發(fā)現(xiàn)溫度升高后載荷-位移曲線的非線性增強(qiáng);且在低于200 ℃范圍內(nèi),材料的縱向拉伸模量與強(qiáng)度幾乎不隨溫度變化,但當(dāng)溫度超過樹脂的玻璃化溫度后,縱向強(qiáng)度明顯下降。

多釘螺栓連接具有載荷分配不均勻、失效模式多樣化特點(diǎn),且由于高溫影響下金屬與復(fù)合材料熱膨脹存在差異性,導(dǎo)致熱應(yīng)力分布和釘載分配的不規(guī)律性進(jìn)一步加劇。鄧文亮等[15]對(duì)飛機(jī)機(jī)身典型部位復(fù)合材料與Z型長(zhǎng)桁螺栓連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行了熱力耦合性能研究,發(fā)現(xiàn)當(dāng)緊固長(zhǎng)度增加時(shí),熱膨脹系數(shù)不匹配引起的金屬材料最大應(yīng)力明顯增加。朱梓珣[16]針對(duì)不同螺栓連接形式,研究了在不同溫度(-75 ℃、25 ℃、100 ℃)下結(jié)構(gòu)的釘載分配規(guī)律。發(fā)現(xiàn)溫度的變化會(huì)引起連接結(jié)構(gòu)內(nèi)螺栓孔的間隙變化,從而引起螺栓載荷的分配變化。

基于以上研究現(xiàn)狀可以看出,國(guó)內(nèi)外專家學(xué)者已經(jīng)對(duì)于高溫環(huán)境下CFRP復(fù)合材料的力學(xué)性能做了一些探索性的研究工作,但對(duì)于金屬與復(fù)合材料混合連接結(jié)構(gòu)的高溫承載特性和損傷演化行為研究還很少。本文以鋁合金-碳纖維增強(qiáng)樹脂復(fù)合材料三釘雙搭接結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象,進(jìn)行常溫(25 ℃)和高溫(150 ℃)環(huán)境下的準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗(yàn),獲得高溫對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及失效模式的影響;同時(shí)建立有限元數(shù)值模型,分析結(jié)構(gòu)在熱力耦合作用下的損傷演化機(jī)理,可為推動(dòng)CFRP復(fù)合材料的工程應(yīng)用提供重要支撐。

1 試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件

鋁合金-碳纖維增強(qiáng)樹脂復(fù)合材料螺栓連接形式如圖1所示,上下面板材料為2024鋁合金,中間為CFRP復(fù)合材料層合板;鋁合金板和復(fù)合材料層合板通過三套螺栓緊固件進(jìn)行連接,擰緊力矩T=3 Nm。

圖1 試驗(yàn)件示意圖Fig.1 Schematic diagram of the test piece

2024鋁合金厚度為3種規(guī)格,復(fù)合材料層合板厚度2.5 mm,鋪層為[45/0/0/-45/90/0/-45/0/0/45]s,每種工況在25 ℃和150 ℃環(huán)境中各進(jìn)行1次試驗(yàn),試驗(yàn)件具體尺寸及試驗(yàn)矩陣如表1所示。

表1 試驗(yàn)件尺寸及試驗(yàn)矩陣Tab.1 Test piece size and test matrix

1.2 試驗(yàn)過程

參考標(biāo)準(zhǔn)ASTM D5961/D5961M-17[17],對(duì)上述3類試驗(yàn)件開展25 ℃和150 ℃環(huán)境下的準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗(yàn)。試驗(yàn)在PLD-100電液伺服萬能試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行。高溫環(huán)境由YD-350A環(huán)境箱提供,升溫至150 ℃后保溫30 min使得試驗(yàn)件各部分受熱均勻,高溫試驗(yàn)環(huán)境箱如圖2所示。試驗(yàn)以2 mm/min速率加載至載荷降為0或降低最大載荷的30%時(shí)停止試驗(yàn)。

圖2 試驗(yàn)件夾持形式及試驗(yàn)環(huán)境箱Fig.2 Test piece clamping form and test environment

2 有限元分析

2.1 材料損傷模型

根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)拉伸試樣測(cè)得2024鋁合金的彈性模量76 GPa,泊松比0.33;螺栓材料為TC4鈦合金,彈性模量112 GPa,泊松比0.34。鋁合金搭接板采用彈塑性模型,其屈服應(yīng)力-塑性應(yīng)變關(guān)系數(shù)據(jù)如表2所示。

表2 2024鋁合金彈塑性模型參數(shù)Tab.2 2024 aluminum alloy elastoplastic model parameters

如表3所示,CFRP復(fù)合材料層合板材料參數(shù)參考文獻(xiàn)[18]中碳纖維樹脂基復(fù)合材料的力學(xué)性能數(shù)據(jù)。高溫分析時(shí)引入熱膨脹的影響,材料熱物性參數(shù)如表4[18]所示。選用基于Hashin準(zhǔn)則失效方法來預(yù)測(cè)復(fù)合材料的初始損傷,當(dāng)材料達(dá)到損傷后,采用基于剛度降低的漸進(jìn)損傷模型來模擬復(fù)合材料的損傷過程,復(fù)合材料損傷剛度退化準(zhǔn)則如表5所示[19]。

表3 CFRP復(fù)合材料力學(xué)性能參數(shù)[18]Tab.3 Mechanical property parameters of CFRP composites[18]

表4 材料熱膨脹系數(shù)[18]Tab.4 Thermal expansion coefficient of materials[18]

表5 復(fù)合材料損傷準(zhǔn)則及剛度退化模型[19] Tab.5 Composite damage criteria and stiffness degradation model[19]

2.2 三維實(shí)體模型

在ABAQUS有限元分析軟件中,通過使用C3D8R三維實(shí)體單元,分別建立鋁合金板、復(fù)合材料板、緊固件的三維實(shí)體模型。CFRP復(fù)合材料板為20層單元,每層設(shè)置與1.1節(jié)試驗(yàn)件相同的鋪層方向。為了更為準(zhǔn)確地分析結(jié)構(gòu)的失效過程,在受載關(guān)鍵部位(螺栓連接處)增加布種數(shù)使得網(wǎng)格更精細(xì);不考慮夾持部分的建模,整個(gè)模型由97 128個(gè)網(wǎng)格構(gòu)成。設(shè)置不同部件之間的接觸完成結(jié)構(gòu)件的裝配,接觸屬性選擇面面接觸,使用摩擦因數(shù)來表示接觸面間的接觸特性,摩擦因數(shù)值設(shè)為0.3[18]。有限元模型如圖3所示。

圖3 鋁合金與復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)有限元分析模型Fig.3 Finite element analysis model of aluminum alloy and its composite bolted structure

設(shè)置預(yù)定義場(chǎng)初始溫度25 ℃,環(huán)境溫度150 ℃;然后在連接件的一側(cè)設(shè)置邊界條件為U1=U2=U3=0;另一側(cè)設(shè)置U2=U3=0,并采用位移加載。根據(jù)2.1節(jié)所述材料的基本力學(xué)性能參數(shù)和熱物性參數(shù),基于Fortran語(yǔ)言開發(fā)復(fù)合材料UMAT子程序,通過調(diào)用子程序完成鋁合金與復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)的熱力耦合分析。

3 結(jié)果分析與討論

3.1 模型驗(yàn)證

以加載過程中的最大載荷作為結(jié)構(gòu)的極限載荷,3種不同鋁合金厚度連接結(jié)構(gòu)的極限載荷試驗(yàn)值與仿真值如表6所示,其中試驗(yàn)值取2次結(jié)果的平均值。由表6可知,數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)值吻合較好,誤差均小于10%。同時(shí),數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的結(jié)構(gòu)失效模式保持一致:常溫環(huán)境下,隨著鋁板厚度的增加,3種結(jié)構(gòu)失效分別為鋁板斷裂、復(fù)合材料擠壓失效、復(fù)合材料拉伸斷裂;150 ℃高溫環(huán)境下,3種結(jié)構(gòu)均為復(fù)合材料剪切失效。

表6 數(shù)值仿真與試驗(yàn)結(jié)果比較Tab.6 Comparison of numerical simulation and test results

3.2 高溫對(duì)結(jié)構(gòu)失效模式的影響

常溫(25 ℃)環(huán)境下CFRP復(fù)合材料和鋁合金螺栓連接結(jié)構(gòu)的破壞樣貌如圖4所示。可以看出,鋁合金面板1.5mm(D1)時(shí),由于復(fù)合材料層合板承載能力強(qiáng)于鋁合金,復(fù)合材料板僅在孔邊出現(xiàn)擠壓、還未發(fā)生完全失效之前,鋁合金面板靠近夾持端的孔邊已出現(xiàn)斷裂;鋁合金面板2.0mm(D2)時(shí),復(fù)合材料3個(gè)孔邊均出現(xiàn)明顯擠壓、靠近自由端的孔邊沿加載方向發(fā)生剪切失效,鋁合金面板靠近夾持端的孔邊出現(xiàn)肉眼可見的塑性變形;鋁合金面板2.5mm(D3)時(shí),由于釘載分配的不均勻,導(dǎo)致復(fù)合材料板靠近夾持端一側(cè)沿孔邊發(fā)生斷裂,其他兩個(gè)孔邊出現(xiàn)少量擠壓現(xiàn)象,而鋁合金面板未見明顯變形。

高溫(150 ℃)環(huán)境下CFRP復(fù)合材料和鋁合金螺栓連接結(jié)構(gòu)的破壞樣貌如圖5所示?？梢钥闯?3種不同鋁合金厚度螺栓連接結(jié)構(gòu)的失效模式基本一致,均為沿孔邊加載方向出現(xiàn)明顯的擠壓與剪切混合失效,靠近自由端的孔發(fā)生十分明顯的剪切破壞,且CFRP復(fù)合材料層合板表面發(fā)生分層。與常溫環(huán)境不同的是,高溫環(huán)境下復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷模式較為一致,由于樹脂基體的軟化,復(fù)合材料板的剛度特性逐漸降低,導(dǎo)致其在受載時(shí)更多表現(xiàn)為孔邊擠壓與剪切失效;同時(shí),高溫環(huán)境下結(jié)構(gòu)的破壞程度更為明顯,孔邊的纖維和基體斷裂程度更嚴(yán)重。此外,雖然高溫環(huán)境下鋁合金面板并未發(fā)生斷裂,但孔邊出現(xiàn)肉眼可見的變形,主要原因是金屬與復(fù)合材料熱膨脹不匹配導(dǎo)致孔間存在熱應(yīng)力,一定程度上也影響了結(jié)構(gòu)的承載性能。

圖5 150 ℃環(huán)境下CFRP復(fù)合材料和鋁合金螺栓連接結(jié)構(gòu)的破壞樣貌Fig.5 Failure pattern of CFRP composite materials and aluminum alloy bolted connection structure at 150 ℃

3.3 高溫環(huán)境下結(jié)構(gòu)的損傷演化規(guī)律

由于高溫環(huán)境下結(jié)構(gòu)失效模式一致,因此以D2為例對(duì)高溫環(huán)境下結(jié)構(gòu)的損傷演化過程進(jìn)行分析,如圖6所示。

圖6 150 ℃高溫環(huán)境下D2結(jié)構(gòu)的損傷演化過程Fig.6 Damage evolution of D2 structure at 150 ℃

如圖6a)所示,當(dāng)加載至22kN時(shí),復(fù)合材料搭接板纖維和基體均出現(xiàn)初始損傷,且損傷僅位于搭接板靠近自由端的孔邊小范圍內(nèi),而遠(yuǎn)離自由端的兩個(gè)孔邊沒有發(fā)生損傷。當(dāng)載荷增加至34kN,如圖6b)所示,靠近自由端孔邊損傷持續(xù)增加,遠(yuǎn)離自由端兩孔邊也出現(xiàn)不同程度的損傷。相比較而言,0°層纖維損傷程度大于90°層,而基體損傷程度小于90°層;這是由于0°層以纖維承載為主,90°層以基體承載為主。同時(shí),損傷均沿孔邊逐漸向外擴(kuò)展,且均以擠壓為主,這也與試驗(yàn)結(jié)果相吻合。如圖6c)所示,當(dāng)加載至39kN時(shí),由于復(fù)合材料受孔邊擠壓持續(xù)增強(qiáng),損傷程度沿孔邊迅速向受載方向擴(kuò)展。此時(shí),結(jié)構(gòu)損傷程度逐漸發(fā)生了變化:靠近夾持端的孔邊損傷擴(kuò)展遠(yuǎn)遠(yuǎn)快于另外兩孔,且有沿橫截面向外擴(kuò)展的趨勢(shì)。最終,由于孔邊擠壓損傷積累導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失去承載能力。

多釘連接結(jié)構(gòu)孔邊損傷程度的不同是由釘載分配的不均勻而引起的?？梢钥闯?加載初始階段,靠近復(fù)材自由端的釘孔受載大于另外兩孔;當(dāng)接近破壞載荷時(shí),最大受載孔逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)榭拷鼕A持端的孔。另外,高溫環(huán)境下復(fù)合材料基體損傷面積明顯大于纖維損傷,這主要是由于高溫使樹脂基體發(fā)生軟化程度大于對(duì)纖維的影響造成的。

3.4 材料厚度對(duì)結(jié)構(gòu)承載能力的影響

根據(jù)常溫環(huán)境下CFRP復(fù)合材料和鋁合金螺栓連接結(jié)構(gòu)的極限載荷值可以看出,隨著鋁合金面板厚度的增加,結(jié)構(gòu)承載能力有所增強(qiáng)。如圖4所示,當(dāng)鋁合金面板厚度1.5mm時(shí),復(fù)合材料發(fā)生完全失效之前,鋁合金面板已無法繼續(xù)承載,沿孔邊斷裂導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效;鋁合金面板厚度增加至2.0mm時(shí),在復(fù)合材料失效之前鋁合金可以持續(xù)承載,最終由于復(fù)合材料孔邊擠壓與剪切導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效;當(dāng)鋁合金面板厚度為2.5mm時(shí),結(jié)構(gòu)承載能力繼續(xù)增強(qiáng),且失效模式轉(zhuǎn)變?yōu)檠乜走叺睦鞌嗔选?/p>

不同鋁合金面板厚度下,結(jié)構(gòu)的極限載荷變化曲線如圖7所示?？梢钥闯?在鋁合金搭接板較薄、結(jié)構(gòu)承載能力主要由鋁合金決定時(shí),增加鋁合金面板厚度對(duì)結(jié)構(gòu)極限載荷的影響較大;繼續(xù)增加鋁合金面板厚度,結(jié)構(gòu)整體承載能力則增加較緩慢,這是因?yàn)榇藭r(shí)影響結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的主控因素已經(jīng)為復(fù)合材料層合板,繼續(xù)增加鋁合金面板厚度僅會(huì)影響剛度分配而使結(jié)構(gòu)承載能力有所增強(qiáng),但增強(qiáng)程度已經(jīng)明顯減緩。

圖7 鋁合金面板厚度對(duì)結(jié)構(gòu)極限載荷的影響曲線Fig.7 Influence of aluminum alloy panel thickness on the ultimate load of the structure

3.5 溫度對(duì)結(jié)構(gòu)承載能力的影響

由于高溫對(duì)樹脂基體的軟化作用,導(dǎo)致150 ℃環(huán)境下結(jié)構(gòu)承載能力相比常溫環(huán)境有所降低。如圖8所示,D1、D2、D3這3種不同鋁合金厚度的連接結(jié)構(gòu),在150 ℃時(shí)相對(duì)25 ℃的極限載荷試驗(yàn)值分別降低6.63%、13.07%、8.48%。

圖8 溫度對(duì)結(jié)構(gòu)承載能力的影響圖Fig.8 Influence of temperature on the bearing capacity of the structure

相比較而言,高溫對(duì)D1結(jié)構(gòu)的承載能力影響最小。這是因?yàn)镈1結(jié)構(gòu)位于鋁合金面板失效和復(fù)合材料層合板失效的臨界范圍內(nèi),常溫環(huán)境下D1失效模式為鋁合金搭接板的拉伸斷裂;然而150 ℃環(huán)境下為復(fù)合材料層合板孔邊擠壓剪切導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)失效。D2和D3結(jié)構(gòu)失效的決定因素在于復(fù)合材料板,由于溫度對(duì)CFRP復(fù)合材料影響較大,因而150 ℃高溫環(huán)境下D2和D3結(jié)構(gòu)承載能力降低幅度更大。

4 結(jié)論

針對(duì)高溫環(huán)境對(duì)鋁合金-碳纖維增強(qiáng)樹脂(CFRP)復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)的承載特性與失效行為展開研究,分析了溫度對(duì)結(jié)構(gòu)承載能力與失效模式的影響。得出主要結(jié)論如下:

1) 由于高溫對(duì)樹脂基體的軟化作用,在環(huán)境溫度升高后,結(jié)構(gòu)的失效由擠壓/拉斷等模式轉(zhuǎn)變?yōu)楸容^單一的孔邊擠壓剪切失效。

2) 在加載初始階段,靠近復(fù)材自由端的釘孔受載大于另外兩孔;當(dāng)接近破壞載荷時(shí),最大受載孔逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)榭拷鼕A持端的孔。最終由于結(jié)構(gòu)受明顯擠壓而逐漸失去承載能力。

3) 由于高溫對(duì)樹脂基復(fù)合材料的影響更為顯著,對(duì)本文中D1、D2、D3這3種不同鋁合金厚度的連接結(jié)構(gòu),在150 ℃時(shí)相對(duì)25 ℃的極限載荷試驗(yàn)值分別降低6.63%、13.07%、8.48%。