宮占峰

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究部，上海 201210)

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接技術(shù)研究

宮占峰

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究部，上海 201210)

本文通過試驗(yàn)對(duì)復(fù)合材料壁板與框的連接進(jìn)行了研究。分別選取了膠接、機(jī)械連接和混合連接3種形式，通過對(duì)復(fù)合材料框施加拉伸載荷來考察不同連接形式的破壞載荷。同時(shí)對(duì)不同尺寸緊固件對(duì)破壞載荷的影響也進(jìn)行了試驗(yàn)研究。

復(fù)合材料；膠接連接；機(jī)械連接；混合連接；飛機(jī)結(jié)構(gòu)

1 引 言

復(fù)合材料由于其高比強(qiáng)度、比剛度等優(yōu)異特性，越來越廣泛應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)。目前國內(nèi)外新研制的飛機(jī)不但在水平安定面、副翼、垂尾等結(jié)構(gòu)采用了復(fù)合材料，而且機(jī)身、機(jī)翼翼盒等主結(jié)構(gòu)也采用復(fù)合材料，使得結(jié)構(gòu)一體化程度高，系統(tǒng)安裝較為簡(jiǎn)單、減少零部件數(shù)，縮短總裝時(shí)間。復(fù)合材料非比尋常的物理特性和可設(shè)計(jì)性，以及近年來生產(chǎn)成本的降低，加速了飛行器結(jié)構(gòu)選材從金屬材料向復(fù)合材料轉(zhuǎn)變的進(jìn)程[1]。

連接設(shè)計(jì)和分析是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要內(nèi)容之一[2]。連接部位通常是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度的薄弱環(huán)節(jié)。這是因?yàn)閺?fù)合材料具有各向異性和脆性的特點(diǎn)，使復(fù)合材料連接部位的應(yīng)力集中要比金屬的嚴(yán)重，這些特點(diǎn)決定了復(fù)合材料連接強(qiáng)度問題變得更復(fù)雜[3]。本文通過飛機(jī)結(jié)構(gòu)中常見的機(jī)身結(jié)構(gòu)形式對(duì)復(fù)合材料壁板和框的連接進(jìn)行研究。

2 試驗(yàn)部分

2.1 試驗(yàn)規(guī)劃

本文考察3種典型壁板與框的連接形式。連接類型1：剪切片與蒙皮膠接共固化，剪切片與框機(jī)械連接；連接類型2：剪切片與蒙皮混合連接，剪切片與框機(jī)械連接；連接類型3：剪切片與蒙皮機(jī)械連接，剪切片與框共固化。

圖1 類型1試件示意圖 Fig.1 sketch of specimen type 1

2.2 試驗(yàn)加載和支持

試驗(yàn)中蒙皮部分通過壓板和墊塊固定在試驗(yàn)臺(tái)上?？虻募虞d部分通過螺釘與夾具連接，再通過一組耳片連接到作動(dòng)器上。加載設(shè)備為作動(dòng)器。試驗(yàn)中，考察試件受到拉伸載荷的承載能力，如圖4、5所示。

圖2 類型2試件示意圖Fig.2 sketch of specimen type 2

圖3 類型3試件示意圖Fig.3 sketch of specimen type 3

圖4 試驗(yàn)件加載方式Fig.4 load mode of specimen

3 試驗(yàn)結(jié)果

3.1 類型1試件

試件均在6kN左右的載荷破壞，破壞形式均為剪切片與蒙皮的共固化連接失效脫開。從圖6中可以看出，破壞并不直接發(fā)生于膠接共固化層，而是復(fù)合材料本身的分層導(dǎo)致了剪切片與蒙皮的分離。

試件的拉伸試驗(yàn)載荷位移曲線如圖7所示。

圖5 試驗(yàn)加載示意圖Fig.5 sketch of specimen load

圖6 共固化連接脫開后的試件Fig.6 unglued specimen of co-cure

圖7 類型1試件的載荷位移曲線Fig.7 load-displacement curve of specimen type 1

3.2 類型2試件

類型2的試驗(yàn)件在試驗(yàn)中，在載荷上升至6 kN的過程中也會(huì)出現(xiàn)幾次清晰、集中的響聲。通過觀察，發(fā)現(xiàn)此時(shí)是蒙皮與墊片之間發(fā)生分層，發(fā)出響聲并導(dǎo)致試件的剛度下降，如圖8所示。試件在9 kN左右的載荷下試件會(huì)再次發(fā)出較為細(xì)碎、連續(xù)的響聲，直至試件被破壞。試件的破壞載荷在11 kN左右。破壞的形式分為2種，部分螺釘從蒙皮上脫出，隨剪切片一同被拉起；而另一些螺釘則多數(shù)從剪切片中脫出，繼續(xù)留在蒙皮上。

3.3 類型3試驗(yàn)件

類型3的試驗(yàn)件在測(cè)試時(shí)，在載荷6 kN左右時(shí)只有細(xì)微響聲，而沒有集中、清晰的響聲。當(dāng)載荷到達(dá)8.5 kN左右時(shí)會(huì)出現(xiàn)幾次清晰、集中的響聲，之后試件的剛度有所下降如圖9所示。隨著載荷的增加，剪切片會(huì)出現(xiàn)明顯的變形，如圖10所示。由于原有的拐角會(huì)在載荷的作用下向螺釘方向偏移，因此該組3個(gè)試件的位移比其他試驗(yàn)組略大。試件破壞形式為螺釘從蒙皮或剪切片中脫出。

圖8 類型2試件的載荷位移曲線Fig.8 load-displacement curve of specimen type 2

圖9 類型3試件的載荷位移曲線Fig.9 load-displacement curve of specimen type 3

圖10 彎角偏移后的試件(左)對(duì)比Fig.10 specimen contrast after corner excursion

4 緊固件尺寸對(duì)承載能力的影響

為了研究緊固件尺寸對(duì)承載能力的影響，本文在類型2試件的基礎(chǔ)上將緊固件的尺寸加大了一號(hào)。經(jīng)過試驗(yàn)可知在6 kN左右的載荷下會(huì)發(fā)出集中清晰的響聲，此時(shí)蒙皮與墊片之間發(fā)生分層。各個(gè)試件達(dá)到的最大載荷約為12.9 kN，試件破壞形式為螺釘從蒙皮中脫出。值得注意的是，試驗(yàn)中并未發(fā)現(xiàn)有螺釘從剪切片中脫出的現(xiàn)象。載荷位移曲線如圖11所示。

圖11 大緊固件試件的載荷位移曲線Fig.11 load-displacement curve of specimen type 2 with larger fastener

5 結(jié) 語

從上述的試驗(yàn)現(xiàn)象中可以得，拉伸載荷下全部試件均在剪切片與蒙皮的連接處發(fā)生破壞，在全部試驗(yàn)中，未發(fā)現(xiàn)此處的機(jī)械連接和膠接共固化有任何損壞。因此剪切片與蒙皮的連接形式是分析比較的重點(diǎn)。

5.1 剪切片與蒙皮的連接形式比較

對(duì)于剪切片與蒙皮的連接形式，共有3種，即膠接共固化、機(jī)械連接以及混合連接。從圖12中可以看出：使用共固化連接時(shí)，破壞載荷的平均值為6.0 kN；而使用其他兩種連接方式時(shí)，破壞載荷的平均值不小于11 kN。相比之下，膠接共固化連接形式的極限載荷僅相當(dāng)于其他連接形式的50%左右。因此，與機(jī)械連接、混合連接的形式相比，剪切片與蒙皮的共固化連接形式承載能力明顯不足。

圖12 各類型試件極限載荷對(duì)比Fig.12 limited load contrast of every specimen

5.2剪切片與蒙皮的連接形式比較

機(jī)械連接與混合連接形式的比較在類型2、3的試件間進(jìn)行。二者的剪切片與蒙皮連接處分別采用了混合連接和機(jī)械連接的形式，且使用的緊固件牌號(hào)相同。從試驗(yàn)現(xiàn)象上看，類型2的試件在6 kN左右的載荷下發(fā)生蒙皮與墊片的分層，導(dǎo)致試件剛度下降；而類型3的試件中，這一現(xiàn)象發(fā)生在載荷到達(dá)8 kN以上。從圖13中可以看出，在剛度下降之前，類型2試件的曲線斜率大于類型3。這說明采用混合連接方式比單純采用機(jī)械連接方式有更大的剛度，而單純采用機(jī)械連接的試件由于剪切片剛度較小、可以產(chǎn)生較大的變形，因此在試驗(yàn)中位移會(huì)偏大、發(fā)生破壞的時(shí)間有所推遲。

圖13 類型2、3試驗(yàn)曲線對(duì)比Fig.13 test curve contrast limited between specimen type 2 and type 3

由于采用機(jī)械連接試件的剪切片剛度較小，其彎角在試驗(yàn)中會(huì)發(fā)生很大的變形，剪切片內(nèi)部的分層也更為嚴(yán)重，如圖14所示。由于大變形和內(nèi)部的分層，剪切片被螺釘破壞的程度有所增加，因此在試驗(yàn)中采用混合連接的剪切片比單純機(jī)械連接的剪切片受損更輕微，如圖15所示。在極限載荷方面，采用混合連接形式(類型2)的試件平均極限載荷為11.8 kN，采用機(jī)械連接形式(類型3)的試件為12.8 kN，高出前者8.5%。

圖14 試驗(yàn)中剪切片變形情況比較Fig.14 Distortion contrast of slice

5.3 不同尺寸緊固件的比較

通過這兩組不同尺寸緊固件試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比可以了解緊固件尺寸對(duì)連接強(qiáng)度的影響。在極限載荷方面，使用大尺寸緊固件的試件，平均極限載荷為12.9 kN，高于使用小尺寸緊固件試件的11.8 kN，高出幅度約為9.3%，如圖16所示。

圖15 試驗(yàn)中被破壞的剪切片F(xiàn)ig.15 destruct slice in test

圖16 不同尺寸緊固件試件的試驗(yàn)曲線對(duì)比Fig.16 test curve contrast of specimen type 2 with different fastener

同時(shí)，加大一號(hào)緊固件的試件在試驗(yàn)中分散性更小，承載能力更穩(wěn)定。此外使用大尺寸緊固件的試件，在破壞形式上更為統(tǒng)一。全部是螺釘從蒙皮中脫出，而不存在螺釘從剪切片中脫出的現(xiàn)象。因此，在剪切片與蒙皮連接處使用大尺寸緊固件能使試件的承載能力得到一定的提升。

[1] 馮軍.復(fù)合材料技術(shù)在當(dāng)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用[J]. 航空制造技術(shù)，2009(22):40-42.

[2] 中國航空研究院. 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)手冊(cè)[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2002:145.

[3] 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第10冊(cè)—結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[M]. 北京：航空工業(yè)出版社， 2000:681.

Research on Composite Structure Join Technology

GONG Zhanfeng

(Structures Departments of SADRI, Shanghai 201210, China)

We research join of composite panel and frame through experiment. Selecting three join forms which is glue, machine and mix. We review destroy load of different join formal through bear draw load on composite frame. At the same time, we research the influence of different size fastener on destroy load.

composite；join；mechanical connection；mixedconnection；aircraft construction

2015-01-08)

宮占峰(1983-)，男，內(nèi)蒙古人，本科，工程師。研究方向：復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。 E-mail: gongzhanfeng@comac.cc.