侯赤, 周銀華, 全泓瑋, 萬(wàn)小朋

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 陜西 西安 710089)

飛機(jī)結(jié)構(gòu)中存在大量復(fù)合材料層合板與金屬構(gòu)件通過(guò)機(jī)械連接組成的混合結(jié)構(gòu)。疲勞載荷作用下混合結(jié)構(gòu)中層合板的損傷除了與自身材料性能和結(jié)構(gòu)參數(shù)相關(guān)外，還受到金屬構(gòu)件疲勞損傷的影響。采用漸進(jìn)損傷分析方法對(duì)層合板進(jìn)行疲勞損傷分析時(shí)需要建立材料的損傷模型。在復(fù)合材料層合板的疲勞研究中，Chou[1]提出了“突然死亡”模型(sudden death model)，這是單層復(fù)合材料在疲勞破壞前無(wú)宏觀失效觀點(diǎn)的主要依據(jù)。Halpin等[2]最早提出了剩余強(qiáng)度模型，Yang等[3]建立了剩余剛度隨加載次數(shù)的指數(shù)變化關(guān)系，穆鵬剛[4]構(gòu)建了一種三參數(shù)的剩余強(qiáng)度和剩余剛度模型，廉偉等[5]建立了剩余剛度和剩余強(qiáng)度之間的函數(shù)關(guān)系。這些疲勞模型定量描述了復(fù)合材料強(qiáng)度與剛度隨載荷循環(huán)數(shù)增加而變化的規(guī)律，而在單次加載過(guò)程中材料的損傷累積過(guò)程則采用準(zhǔn)靜態(tài)加載的漸進(jìn)損傷模型或連續(xù)損傷力學(xué)模型。Matzenmiller等[6]提出了復(fù)合材料靜載下的連續(xù)退化方法，Maimi等[7]推導(dǎo)了二維含損傷復(fù)合材料本構(gòu)模型，Donadon等[8]針對(duì)面內(nèi)剪切非線性建立了剪切損傷模型，Ladvecze等[9]構(gòu)建了連續(xù)損傷和塑性本構(gòu)聯(lián)合的面內(nèi)剪切與橫向非線性模型，O′Higgins[10]對(duì)其進(jìn)行了改進(jìn)并應(yīng)用于帶孔板結(jié)構(gòu)損傷分析。Hochard等[11]將面內(nèi)剪切失效前的損傷累積推廣到循環(huán)加載過(guò)程，建立了面內(nèi)剪切疲勞損傷模型。

金屬和復(fù)合材料混合結(jié)構(gòu)機(jī)械連接在疲勞載荷作用下，金屬件螺栓孔邊材料疲勞硬化增加了局部連接剛度，改變了層合板的釘載分布和疲勞損傷規(guī)律，因此對(duì)于混合結(jié)構(gòu)中層合板的損傷分析必須同時(shí)考慮金屬件的疲勞。在金屬疲勞損傷力學(xué)研究中，Lemaitre等[12]提出了應(yīng)變等價(jià)原理，構(gòu)造了含損傷的本構(gòu)方程、低周疲勞模型和高周疲勞模型。關(guān)迪、楊峰平等[13-14]對(duì)Lemaitre損傷模型的疲勞門檻值、疲勞極限和微裂紋閉合效應(yīng)進(jìn)行了改進(jìn)，并應(yīng)用于金屬含孔板疲勞壽命分析。

為了獲取T300/QY8911層合板與YL12CZ金屬板螺栓連接結(jié)構(gòu)中金屬疲勞對(duì)層合板損傷的影響，本文首先針對(duì)Tsai模型[15]和McCarthy模型[16]無(wú)法描述卸載過(guò)程面內(nèi)剪切力學(xué)響應(yīng)的缺點(diǎn)，采用彈塑性本構(gòu)關(guān)系表征單層復(fù)合材料的面內(nèi)剪切非線性，結(jié)合剩余剛度和剩余強(qiáng)度疲勞模型建立了考慮面內(nèi)剪切的復(fù)合材料層合板漸進(jìn)疲勞損傷模型；其次，對(duì)Lemaitre金屬疲勞損傷模型進(jìn)行了改進(jìn)，在Lemaitre低周疲勞能量釋放率公式中采用了球形張量和剪切張量的應(yīng)力分解方法，降低了原有拉壓應(yīng)力張量分解所造成的計(jì)算困難；最后，將復(fù)合材料疲勞損傷模型和金屬疲勞損傷模型同時(shí)應(yīng)用到連接結(jié)構(gòu)的疲勞損傷分析和壽命預(yù)測(cè)中，研究了層合板和金屬板的損傷特性，對(duì)比了考慮金屬疲勞和不考慮金屬疲勞2種狀態(tài)下的連接區(qū)釘載分布和層合板損傷規(guī)律。

1 考慮面內(nèi)剪切的復(fù)合材料漸進(jìn)疲勞損傷模型

層合板漸進(jìn)疲勞損傷分析所采用的單層復(fù)合材料含損傷柔度矩陣為：

S(N)=

(1)

式中,d(N)為N次加載后的損傷變量,下標(biāo)1,2分別代表纖維縱向和橫向,定義為:

(2)

式中,E0為初始剛度;E(N)為N次加載后的剛度。若材料未發(fā)生宏觀失效,則(N+1)次加載后損傷變量為:

(3)

當(dāng)N較大時(shí)有:

(1-d(N))=(1-D(N))(1-ds)

(4)

式中,D(N)是宏觀失效前材料經(jīng)歷N次加載后的疲勞損傷變量;ds表示第(N+1)次加載的損傷增量,D和ds取值范圍均為(0,1)。

1.1 單次加載損傷變量ds演化模型

1) 面內(nèi)剪切非線性的唯象表征

單層復(fù)合材料面內(nèi)剪切和基體拉伸在宏觀失效前的非線性由基體及其與纖維之間的微觀裂紋累積造成[15-16]。為了保持與其他方向受載的損傷累積過(guò)程一致,本文認(rèn)為面內(nèi)剪切非線性的原因是材料塑性,且單向?qū)硬牧显诤暧^失效前基體和纖維均無(wú)損傷產(chǎn)生,因此采用彈塑性本構(gòu)基本函數(shù)建立面內(nèi)剪切非線性關(guān)系[17-18]。定義屈服函數(shù)如公式(5)所示:

(5)

(6)

(7)

式中，R∞,β,η和μ為擬合系數(shù),由經(jīng)歷N次加載后的剪切應(yīng)力應(yīng)變曲線擬合。

2) 失效判據(jù)

本文采用PUCK準(zhǔn)則[19]作為基體斷裂失效判據(jù),采用Hashin準(zhǔn)則作為纖維失效判據(jù),表達(dá)式如下:

纖維拉伸(σ11>0):

(8)

纖維壓縮(σ11<0):

(9)

基體斷裂面拉伸(σn>0):

(10)

基體斷裂面壓縮(σn<0):

(11)

式中，σn,τL,τT分別是沿?cái)嗔衙娣ㄏ颉M向以及縱向的牽引力;XT,XC,S12,S13分別是N次加載后纖維拉伸、纖維壓縮、基體面內(nèi)剪切和基體面外剪切剩余強(qiáng)度;YT,SL,ST分別是基體斷裂面法向拉伸強(qiáng)度、縱向剪切強(qiáng)度和橫向剪切強(qiáng)度;μT和μL是斷裂面沿橫向和縱向摩擦因數(shù)。

3) 失效后的損傷演化

材料失效后的殘余剛度取決于自身材料性能和所處的載荷環(huán)境。本文采用非線性退化模型建立纖維縱向損傷變量計(jì)算公式:

(12)

(13)

(14)

(15)

(16)

1.2 多次加載后疲勞損傷變量D演化模型

若經(jīng)歷N次載荷循環(huán)后材料未發(fā)生宏觀失效,則其疲勞損傷變量D(N)可由單向板縱向、橫向、面內(nèi)剪切疲勞試驗(yàn)結(jié)果和三參數(shù)疲勞模型[1]擬合為公式(17):

(17)

式中，E0為初始剛度;Ef為試驗(yàn)破壞剛度;aE,bR,bE為試驗(yàn)擬合的材料常數(shù)。材料損傷同時(shí)還將造成強(qiáng)度的衰減,與強(qiáng)度衰減對(duì)應(yīng)的損傷變量表示為公式(18)。剩余剛度和剩余強(qiáng)度的耦合關(guān)系如公式(19)[14]所示。

(18)

DR(N)=(DE(N))m(N/Nf)

(19)

損傷累積過(guò)程中若第(N+1)次加載某單元材料發(fā)生失效,則后續(xù)加載中損傷變量d(N)設(shè)置為最大值0.95。

2 金屬疲勞漸進(jìn)損傷模型

金屬疲勞漸進(jìn)損傷模型基于Lemaitre疲勞損傷模型建立,并對(duì)高周疲勞損傷門檻值和低周疲勞能量釋放率計(jì)算公式進(jìn)行了改進(jìn)。

2.1 金屬疲勞損傷演化模型

金屬材料失效前的損傷演化采用公式(20)所示的Lemaitre損傷演化方程[15]:

(20)

式中，p為累積等效塑性應(yīng)變;S為材料的損傷能量強(qiáng)度,由單軸疲勞試驗(yàn)擬合得到;s為描述損傷累積非線性的常數(shù),本文中取為1;pD為疲勞損傷的塑性應(yīng)變門檻值[16],計(jì)算公式為:

(21)

式中，εpD為拉伸時(shí)名義極限應(yīng)力對(duì)應(yīng)的塑性應(yīng)變;σu為拉伸名義極限應(yīng)力;σf在高周疲勞中取為疲勞極限,低周疲勞中取為初始屈服應(yīng)力;Δσ為應(yīng)力變程,在高周疲勞中取為微域中的應(yīng)力變程;n為經(jīng)驗(yàn)系數(shù),低周疲勞取1,高周疲勞為1.05;m為恒定的材料常數(shù)。

公式(20)中Y為應(yīng)變能釋放率,高周疲勞時(shí)的計(jì)算公式為公式(22),低周疲勞時(shí)的計(jì)算公式為公式(23)[22]:

(22)

(23)

式中,變量的上標(biāo)μ表示是微域中的相關(guān)變量;ν為泊松比;E為彈性模量;〈σij〉+和〈σij〉-分別是應(yīng)力張量中的拉和壓分張量;D是損傷變量;h用于描述微裂紋閉合效應(yīng)的系數(shù)。GH為靜水應(yīng)力的值；Sij為剪應(yīng)力分量；標(biāo)量算子〈〉定義為：

(24)

將公式(20)在一個(gè)加載循環(huán)內(nèi)進(jìn)行積分得到單次加載損傷變量增量:

(25)

2.2 疲勞損傷的疊加與疲勞失效

多次循環(huán)加載時(shí)金屬損傷累積遵循線性疊加原理。假設(shè)ΔN次循環(huán)加載為1個(gè)載荷步且單次加載的損傷變量增量相同,則1個(gè)載荷步的損傷變量增量為ΔN×(ΔD)initial,其中(ΔD)intial是該載荷步中第1個(gè)載荷循環(huán)的損傷變量增量。

實(shí)際結(jié)構(gòu)的承載不是單純的高周疲勞或是低周疲勞,圖1描述了隨應(yīng)變幅值增加高周疲勞和低周疲勞損傷變量的改變趨勢(shì)。

圖1 金屬高周和低周疲勞變量演化示意圖

圖1中A點(diǎn)左側(cè)為理想的高周疲勞區(qū),B點(diǎn)右側(cè)為理想的低周疲勞區(qū),AB之間是高周和低周疲勞的過(guò)渡區(qū)。當(dāng)過(guò)渡區(qū)出現(xiàn)很小的塑性應(yīng)變時(shí),為了避免在A點(diǎn)處由高周疲勞模型切換為低周疲勞模型而出現(xiàn)的損傷變量隨著應(yīng)變幅增加而減小的現(xiàn)象,本文定義低周疲勞與高周疲勞損傷變量之和為總損傷變量Dtotal,在實(shí)際計(jì)算中同時(shí)使用2種模型計(jì)算損傷變量并線性疊加,從而保證損傷變量隨應(yīng)變幅值增大而單調(diào)增加。當(dāng)材料滿足失效判據(jù),即Dtotal≥Dc時(shí)材料失效,此時(shí)認(rèn)為材料喪失承載能力。

3 混合結(jié)構(gòu)單釘連接疲勞分析

采用T300/QY8911層合板與LY12CZ鋁合金單釘連接結(jié)構(gòu)的疲勞試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證金屬和復(fù)合材料疲勞損傷模型以及數(shù)值分析方法的有效性。

3.1 單釘連接結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)

單釘雙搭接試驗(yàn)件如圖2所示。試驗(yàn)件包括上下搭接的金屬板和中間的層合板。編號(hào)為D2、D3和D4的試驗(yàn)件中單塊金屬板厚度tm分別為2 mm、3 mm和4 mm;層合板厚度tc為2 mm,寬度w為36 mm,鋪層為[-45/0/45/90/-45/0/45/0/0/45/0/-45/90/45/0/-45];鈦合金螺栓直徑6 mm,邊距為18 mm,端距e為18 mm。

3類試驗(yàn)件各取3件做靜力破壞試驗(yàn),5件做疲勞破壞試驗(yàn)。靜力試驗(yàn)中失效模式均為層合板擠壓后剪切破壞,擠壓破壞載荷均值為10.77 kN。疲勞試驗(yàn)載荷水平為0.75,應(yīng)力比0.1,加載頻率為8。試驗(yàn)壽命如表1所示:

表1 試驗(yàn)件疲勞壽命試驗(yàn)結(jié)果

D2和D3試驗(yàn)件最終疲勞破壞模式為金屬板在孔邊拉斷破壞,如圖3a)所示。金屬板和層合板的失效順序在靜載下和疲勞載荷下發(fā)生了變化,說(shuō)明金屬材料靜強(qiáng)度高而抗疲勞性能弱,因而金屬件是混合結(jié)構(gòu)疲勞的主控因素。

圖3 D2試驗(yàn)件失效模式與分析模型

D4試驗(yàn)件金屬板總厚度與層合板厚度比值為4∶1,試驗(yàn)所得失效模式為層合板擠壓破壞,如圖4所示。與靜載破壞模式相比,層合板未出現(xiàn)擠壓后剪切的破壞現(xiàn)象且擠壓失效區(qū)域也大于靜載破壞時(shí)的擠壓失效區(qū)域,說(shuō)明擠壓破壞是連接結(jié)構(gòu)中層合板疲勞損傷的主要失效模式。

圖4 D4試驗(yàn)件失效模式

3.2 單釘連接結(jié)構(gòu)疲勞失效數(shù)值分析

由于結(jié)構(gòu)具有對(duì)稱性,取試驗(yàn)件的一半在ABAQUS軟件中建立有限元模型如圖3b)所示。金屬板和層合板均采用C3D8R單元建模,由于試驗(yàn)件螺栓預(yù)緊力小,因此忽略板件間的摩擦。采用UMAT子程序同時(shí)進(jìn)行金屬和復(fù)合材料的損傷變量累積和剛度退化。T300/QY8911單層材料面內(nèi)彈塑性模型參數(shù)依據(jù)參考文獻(xiàn)[16]的曲線方程以及當(dāng)前載荷步中材料的剩余強(qiáng)度與剩余剛度進(jìn)行擬合,如表2所示，疲勞損傷模型參數(shù)參見(jiàn)文獻(xiàn)[4]。LY12CZ鋁合金損傷模型參數(shù)見(jiàn)表3。

表2 T300/QY8911面內(nèi)彈塑性模型參數(shù)

表3 LY12CZ鋁合金疲勞損傷模型參數(shù)

金屬板和層合板的疲勞損傷擴(kuò)展仿真結(jié)果如圖3a)和圖4所示,數(shù)值預(yù)測(cè)的損傷區(qū)域和試驗(yàn)結(jié)果吻合,證明了本文所建立的分析方法對(duì)于損傷擴(kuò)展仿真的正確性。

計(jì)算連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命還需要結(jié)構(gòu)破壞判據(jù)。因?yàn)樵囼?yàn)中層合板疲勞失效模式為擠壓破壞且層合板中0°層為主承壓層,若擠壓損傷擴(kuò)展出螺栓頭與螺母的側(cè)壓范圍,則0°層發(fā)生細(xì)觀曲屈而導(dǎo)致承壓能力快速喪失,因此若層合板0°層纖維損傷擴(kuò)展到2.5倍螺栓孔直徑處則認(rèn)為層合板破壞。因?yàn)樵囼?yàn)中金屬板發(fā)生拉斷破壞,數(shù)值模擬時(shí)可依據(jù)金屬失效單元的總面積計(jì)算等效的疲勞裂紋長(zhǎng)度,采用Walker公式求出當(dāng)前裂紋長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的裂紋擴(kuò)展速率并計(jì)算裂紋發(fā)生失穩(wěn)擴(kuò)展或擴(kuò)展至板邊緣的剩余疲勞壽命,若剩余疲勞壽命小于已經(jīng)歷壽命的10%則認(rèn)為金屬件破壞。依據(jù)所定義的結(jié)構(gòu)破壞判據(jù)對(duì)試驗(yàn)件疲勞壽命進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,結(jié)果如表4所示。

表4 試驗(yàn)件計(jì)算疲勞壽命與試驗(yàn)壽命對(duì)比

表4中c1,c2為按正態(tài)分布擬合的試驗(yàn)件對(duì)數(shù)壽命90%置信區(qū)間的上、下限。疲勞壽命數(shù)值預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好,說(shuō)明了本文方法對(duì)于混合結(jié)構(gòu)單釘連接疲勞壽命預(yù)測(cè)的有效性。

4 混合結(jié)構(gòu)多釘連接疲勞分析

單釘連接結(jié)構(gòu)中,因釘載和旁路載荷恒定,金屬和層合板損傷無(wú)相互影響。而多釘連接結(jié)構(gòu)中,疲勞損傷改變了局部連接剛度,導(dǎo)致了釘載和旁路載荷重新分配,因此由釘載控制的層合板擠壓破壞和由旁路載荷控制的層合板拉斷破壞以及層合板疲勞壽命將受到金屬疲勞的影響。本文以一列三釘連接結(jié)構(gòu)為對(duì)象,采用數(shù)值方法研究金屬件疲勞對(duì)層合板損傷的影響。

4.1 算例設(shè)計(jì)

算例模型來(lái)源于參考文獻(xiàn)[4]的一列三釘雙搭接沉頭螺栓連接結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn),依據(jù)結(jié)構(gòu)對(duì)稱性建立有限元模型如圖5所示:

圖5 金屬和復(fù)合材料一列三釘連接結(jié)構(gòu)

模型由上、中、下搭接板以及高鎖沉頭螺栓組成。中間搭接板為T300/QY8911復(fù)合材料層合板,兩側(cè)搭接板為L(zhǎng)Y12CZ鋁板,螺栓材料為鈦合金,埋頭窩在鋁板上。試驗(yàn)件中為了防止金屬提前疲勞破壞,在兩側(cè)金屬搭接板2#和3#的孔處各膠貼了一個(gè)帶孔的鋁片進(jìn)行加強(qiáng)。

數(shù)值計(jì)算中分別采用2類損傷模型。第一類不考慮金屬板的疲勞損傷而僅引入彈塑性本構(gòu),層合板采用T300/QY8911的漸進(jìn)疲勞損傷模型;第二類同時(shí)引入復(fù)合材料和LY12CZ鋁合金疲勞損傷模型,即混合疲勞模型。LY12CZ鋁合金的疲勞損傷模型待定系數(shù)的擬合結(jié)果見(jiàn)表3。數(shù)值模擬中試驗(yàn)件疲勞載荷水平分別0.93,0.90,0.85和0.80,應(yīng)力比為0.1。

4.2 疲勞壽命計(jì)算結(jié)果

試驗(yàn)件疲勞壽命的試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值計(jì)算結(jié)果列于圖6。圖中“?”數(shù)據(jù)點(diǎn)表示失效模式為層合板破壞的試驗(yàn)件壽命,“○”數(shù)據(jù)點(diǎn)表示失效模式為金屬板破壞的試驗(yàn)件壽命,“□”數(shù)據(jù)點(diǎn)為僅采用復(fù)合材料疲勞模型的計(jì)算結(jié)果,“☆” 數(shù)據(jù)點(diǎn)為采用混合疲勞模型的計(jì)算結(jié)果。

圖6 多釘連接結(jié)構(gòu)計(jì)算壽命與試驗(yàn)壽命

在0.93和0.90載荷比下，3件試樣的試驗(yàn)破壞模式為層合板拉斷破壞，2件試樣為金屬板破壞。在數(shù)值計(jì)算中，僅引入復(fù)合材料疲勞損傷模型的疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果更接近于3件發(fā)生層合板破壞的試驗(yàn)件疲勞壽命；而采用混合疲勞模型的計(jì)算結(jié)果接近于2件金屬板破壞的試驗(yàn)件疲勞壽命。從疲勞損傷擴(kuò)展的數(shù)值結(jié)果可以看出，當(dāng)層合板到達(dá)疲勞壽命時(shí)，金屬板3#孔邊已經(jīng)沿板厚度方向形成了沿厚度方向的貫穿裂紋(見(jiàn)圖7)，這說(shuō)明了該載荷水平下試驗(yàn)件中層合板和金屬板具有同時(shí)破壞的趨勢(shì)。

圖7 0.9載荷水平復(fù)材與金屬的損傷

在0.85和0.80載荷比下試驗(yàn)件均為金屬破壞，采用混合模型的疲勞壽命計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合，僅采用復(fù)合材料損傷模型所得計(jì)算結(jié)果則大于混合模型計(jì)算結(jié)果，說(shuō)明在此載荷水平下試驗(yàn)件將以金屬板破壞為最終失效模式。

4.3 金屬對(duì)復(fù)材疲勞損傷的影響

圖6中，當(dāng)載荷水平為0.93和0.90時(shí)，2種模型都預(yù)測(cè)了層合板拉斷破壞為最終失效模式，但混合模型的疲勞壽命計(jì)算結(jié)果大于只采用復(fù)合材料疲勞模型的計(jì)算結(jié)果。這表明多釘連接結(jié)構(gòu)中金屬板和層合板的損傷存在相互影響。圖8中對(duì)比了2種模型關(guān)于層合板損傷的數(shù)值預(yù)測(cè)結(jié)果。

圖8 2種金屬本構(gòu)損傷下的復(fù)材疲勞損傷

在圖8中1#釘處，混合模型所得橫截面纖維損傷區(qū)域小于不考慮金屬疲勞損傷的情況，說(shuō)明金屬疲勞有利于減小1#釘?shù)呐月份d荷，而混合模型所得疲勞壽命也大于不考慮金屬疲勞損傷的情況，說(shuō)明金屬疲勞有利于增加以拉斷為破壞模式的層合板疲勞壽命。圖8中3#釘處，混合模型所得孔邊擠壓損傷區(qū)域大于不考慮金屬疲勞損傷的情況，說(shuō)明金屬疲勞增大了3#釘?shù)目走厰D壓載荷，從而增加了孔邊局部擠壓破壞的趨勢(shì)。

層合板孔邊擠壓載荷和旁路載荷取決于釘載遷移。提取循環(huán)加載過(guò)程中2種模型關(guān)于釘載的計(jì)算結(jié)果如圖9和圖10所示。

圖9 金屬?gòu)椝苄阅Ｐ蜁r(shí)的釘載遷移

圖9為不考慮金屬疲勞的釘載計(jì)算結(jié)果，其釘載遷移由層合板損傷控制。隨著載荷循環(huán)數(shù)增加，1#釘層合板最先發(fā)生損傷，1#釘載向2#釘遷移，當(dāng)2#釘層合板孔邊損傷后繼續(xù)向3#釘遷移，3#釘層合板孔邊損傷后，釘載又回遷至2#釘，最終導(dǎo)致2#釘?shù)尼斴d最大。

圖10 金屬疲勞模型時(shí)的釘載遷移

圖10中同時(shí)考慮了金屬疲勞和層合板疲勞。由于3#孔金屬板旁路載荷最大，因此在循環(huán)數(shù)較少時(shí)，3#孔邊金屬材料疲勞硬化，其局部連接剛度快速增加，因而3#釘?shù)妮d荷在加載初期達(dá)到最大。隨著載荷循環(huán)數(shù)增加，在金屬板1#孔和2#孔相繼出現(xiàn)疲勞損傷，其局部連接剛度增加使得3#釘?shù)尼斴d回遷至1#和2#釘。在三釘載荷相對(duì)均勻化后，金屬板3#孔處疲勞硬化的單元數(shù)增加，釘載將再次向3#釘遷移，最終3#釘?shù)尼斴d最大。

對(duì)比圖9和圖10中1#釘?shù)尼斴d比例，在循環(huán)加載的中期階段混合模型計(jì)算的1#釘載比例大于不考慮金屬疲勞的結(jié)果，此時(shí)層合板中相應(yīng)的1#釘旁路載荷較小，所以混合模型計(jì)算所得1#釘處層合板纖維拉伸損傷區(qū)域小于不考慮金屬疲勞的情況，這表明金屬疲勞有利于降低1#釘處層合板拉斷破壞的趨勢(shì)。而在循環(huán)加載的中后期，混合模型關(guān)于3#釘?shù)尼斴d計(jì)算結(jié)果大于不考慮金屬疲勞的情況，因此圖8中層合板3#孔壁的擠壓破壞區(qū)也大于不考慮金屬疲勞損傷的情況。

綜上所述，混合結(jié)構(gòu)中層合板的疲勞損傷降低局部連接剛度，而金屬板的疲勞損傷則增加局部連接剛度。由于金屬材料的抗疲勞性能弱，因此金屬板孔邊疲勞損傷使得局部材料硬化，引發(fā)釘載向金屬硬化區(qū)域遷移，釘載遷移減少了層合板的拉斷載荷，有利于提高層合板拉斷破壞疲勞壽命，但同時(shí)增加了釘載峰值，擴(kuò)大了層合板釘孔擠壓損傷區(qū)域。

5 結(jié) 論

1) 復(fù)合材料抗疲勞性能優(yōu)于金屬材料，靜載和疲勞載荷作用下混合結(jié)構(gòu)中層合板與金屬板的失效順序和失效模式會(huì)發(fā)生變化。

2) 混合結(jié)構(gòu)多釘連接中層合板損傷降低局部連接剛度而金屬板疲勞損傷增加局部連接剛度。連接剛度變化引發(fā)釘載遷移從而影響層合板疲勞損傷規(guī)律，因此在混合結(jié)構(gòu)多釘連接疲勞分析中不能將金屬和層合板獨(dú)立計(jì)算，必須考慮二者疲勞損傷的耦合才能保證分析結(jié)果的正確性。

3) 在CCF300/QY8911層合板和LY12CZ鋁合金組成一列三釘螺栓連接混合結(jié)構(gòu)中金屬硬化引起的釘載遷移增加了層合板局部擠壓載荷和擠壓損傷區(qū)域，同時(shí)降低了層合板的拉斷橫截面的旁路載荷。載荷比為0.93和0.90時(shí)層合板發(fā)生拉斷的對(duì)數(shù)壽命分別增加了1.4%和5.5%，因此金屬疲勞有利于提高以拉斷破壞為失效模式的層合板疲勞壽命。

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