劉豫霖，溫衛(wèi)東，崔海濤，張宏建

(南京航空航天大學 能源與動力學院，江蘇 南京 210016)

0 引言

復合材料的飛速發(fā)展，給航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)材料的使用提供了新的選擇，由原先單一地使用金屬材料，逐漸發(fā)展到今天大比重地運用復合材料。航空發(fā)動機安裝邊為典型的法蘭螺栓連接結(jié)構(gòu)，且多采用不含墊片的螺栓聯(lián)結(jié)結(jié)構(gòu)形式。隨著復合材料在航空發(fā)動機上大量應用，基于《航空發(fā)動機設計手冊》的傳統(tǒng)經(jīng)驗公式進行的金屬材料結(jié)構(gòu)強度分析方法已經(jīng)趨于落后，一些傳統(tǒng)經(jīng)驗公式已不能滿足現(xiàn)代結(jié)構(gòu)設計的要求，亟待一些新的設計方法來加以完善和提高。

目前國內(nèi)外研究人員針對安裝邊機械連接結(jié)構(gòu)已開展大量的試驗研究與理論分析。MAYURAM M M等[1]分析了燃氣渦輪發(fā)動機中螺栓聯(lián)接的計算分析方法，分析了金屬機匣法蘭厚度、高度和螺栓的比例在不同軸向力和氣體壓力下的應力和變形。GALAI H和BOUZID A H[2]簡化了機匣模型，使用有限元計算和環(huán)形板理論進行分析比較，得到了比較好的結(jié)果。鄭權等[3]對單點L型復合材料機械連接接頭的承載能力與失效行為進行研究，還探究不同鋪層所占比例對于L型復合材料機械連接接頭承載能力的影響。陳佳等[4]通過試驗研究表明在連接點粘接金屬墊片，可以有效提升復合材料L型端框接頭的拉伸承載能力。

國內(nèi)外學者雖對安裝邊機械連接結(jié)構(gòu)的研究取得了一些成果，但對于復合材料機匣安裝邊這一典型結(jié)構(gòu)的關注較少。航空發(fā)動機工作環(huán)境復雜多變，本文在現(xiàn)有的研究基礎上，開展不同溫度環(huán)境和不同螺栓預緊力工況的復合材料機匣安裝邊模擬件靜載拉伸試驗研究；基于逐漸損傷方法開發(fā)APDL參數(shù)化仿真程序，并對試驗過程進行有限元數(shù)值模擬。

1 試驗研究

1.1 試驗對象與試驗過程

航空發(fā)動機機匣安裝邊結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。為較好地模擬航空發(fā)動機機匣安裝邊連接結(jié)構(gòu)，試驗模擬件采用金屬-復合材料連接的模式。

圖1 機匣安裝邊連接結(jié)構(gòu)示意圖

試驗件金屬端材料為TC11鈦合金；復合材料端采用T700/EC240A碳纖維樹脂基復合材料層合板，鋪層數(shù)為48層，鋪層角度為[60/0/-60]s，單層預浸料厚度為0.125mm。連接結(jié)構(gòu)試驗中連接螺栓使用12.9級高強度合金鋼螺栓M8×40連接。

試驗在南京航空航天大學能源與動力學院MTS試驗機上完成。試驗溫度條件分別為室溫22℃和200℃，試驗溫度控制系統(tǒng)采用REXC-700智能溫度控制儀與加熱帶組合的方式進行試驗溫度的控制。制定試驗螺栓預緊力水平分別為 0、0.2σb、0.5σb，其中σb為連接螺栓的抗拉強度。有關于螺栓預緊力的經(jīng)驗公式粗略計算，可以認為螺栓預緊力Fm≈T/0.2d(kN)，反推算出所需螺栓擰緊力矩分別為0、15 N·m、35 N·m。具體試驗件尺寸以及連接方式見圖2。試驗工況及試驗件安排見表1。

圖2 機匣安裝邊連接結(jié)構(gòu)示意圖

表1 試驗件安排

試驗過程中，將施加擰緊力矩后的試驗件裝夾到試驗機上，使用溫控設備進行加溫至指定溫度并保溫10min后，進行靜載拉伸試驗。拉伸載荷加載速率為2mm/min，載荷加至螺栓接頭失去承載能力。

1.2 試驗結(jié)果與分析

無論是室溫環(huán)境下，還是200℃溫度環(huán)境下，安裝邊連接結(jié)構(gòu)都呈現(xiàn)相似的破壞過程。所以選擇0.2σb預緊力水平的試驗件在室溫和200℃環(huán)境下的全程載荷-位移曲線來對整個加載過程進行分析，如圖3所示。整個加載過程大致可以分為3個階段：第1階段為彈性階段，載荷與位移呈線性關系，隨位移增加載荷迅速增大到最大值；第2階段為結(jié)構(gòu)屈服階段，在經(jīng)過載荷峰值后，載荷值下降到峰值的一半左右，隨位移增加載荷不再增加；第3階段為非線性增長階段，結(jié)構(gòu)屈服階段結(jié)束后，隨位移增加，載荷值繼續(xù)上升，載荷值上升過程呈現(xiàn)非線性。同在0.2σb預緊力水平下，室溫環(huán)境試件的載荷峰值為18.71kN；200℃溫度環(huán)境試件的載荷峰值為9.45kN，相比室溫環(huán)境強度下降明顯。

圖3 試驗全程載荷-位移曲線

在室溫情況下，試驗載荷施加過程中，在彈性階段可觀察到復合材料試件發(fā)生輕微彎曲，當達到第一個載荷峰值時，試件發(fā)出劈裂聲，隨即載荷下降，進入結(jié)構(gòu)屈服階段；結(jié)構(gòu)屈服階段過程中，復合材料試件不斷發(fā)出劈裂聲，復合材料試件彎曲變形加劇，側(cè)面可觀察到明顯的分層損傷，折角處基體開裂；當試件的彎曲折角處幾乎被拉直時，進入非線性增長階段，此階段除了試件不斷發(fā)出劈裂聲外，還可聽到纖維斷裂聲。200℃溫度情況下，由于溫度升高使樹脂基體軟化，試驗過程中不發(fā)出分層劈裂聲，整個加載過程更短，試件破壞過程與室溫情況相似。室溫情況下加載過程破壞圖片見圖4。

圖4 室溫下各破壞階段圖片

由試驗可知，安裝邊模擬試驗件經(jīng)過彈性階段進入結(jié)構(gòu)屈服階段后便發(fā)生不可恢復的損傷，在工程實際應用中，應把彈性階段的載荷峰值作為連接結(jié)構(gòu)的極限強度。

兩個溫度條件下以及各個預緊力工況的試件彈性階段的載荷位移曲線如圖5所示。由圖5可知，室溫環(huán)境下，彈性階段位移在4mm以內(nèi)。室溫環(huán)境下施加螺栓預緊力能夠提高復合材料安裝邊連接結(jié)構(gòu)的拉伸剛度，預緊力水平越高，連接結(jié)構(gòu)拉伸剛度越大；在200℃溫度環(huán)境下，彈性階段位移在2mm以內(nèi)。200℃溫度環(huán)境下復材安裝邊連接結(jié)構(gòu)拉伸強度下降明顯，此時螺栓預緊力對安裝邊連接機構(gòu)的強度影響較小，螺栓預緊力的施加會使安裝邊連接結(jié)構(gòu)在加載過程中呈現(xiàn)出更強的塑性。

圖5 溫度環(huán)境試件彈性階段載荷-位移曲線

2 數(shù)值仿真

復合材料失效過程并不像各項同性材料，而是一個累積損傷、漸進失效的過程。對復材安裝邊連接結(jié)構(gòu)運用逐漸損傷分析方法進行數(shù)值仿真分析,以預測其在各個工況下彈性階段破壞強度和損傷擴展過程。

2.1 失效準則與性能退化方式

在分析復合材料安裝邊螺栓連接結(jié)構(gòu)過程中，采用Hashin三維失效準則判斷各單元是否失效，表達式如下：

1)纖維拉伸失效：σ1>0

(1)

2)纖維壓縮失效：σ1<0

(2)

3)基體拉伸失效：σ2>0

(3)

4)基體壓縮失效：σ2<0

(4)

5)纖基剪切失效：σ1<0

(5)

6)法向拉伸分層失效：σ3>0

(6)

7)法向壓縮分層失效：σ3<0

(7)

其中：σi為各個主方向上正應力；σij為相應面內(nèi)單層板的剪應力；Xk、Yk、Zk、Sij分別為溫度環(huán)境下各個主方向上單層板的強度，k為C時表示壓縮，k為T時表示拉伸；Eij為相應溫度的面內(nèi)初始切變模量；α是材料非線性因子。

復合材料隨著載荷的增加將產(chǎn)生各種形式的單元損傷，復合材料單元失效后，承載能力也隨之降低，載荷將重新分配。在計算中使用合適的剛度折減來表示材料承載能力的變化。

本文采取的參數(shù)退化準則對失效單元進行剛度折減，具體方案如下[5]：

1)纖維拉伸斷裂或纖維壓縮破壞。E1、E2、E3、G12、G13、G23、v12、v13、v23均乘以退化系數(shù)k=0.02；

2)基體拉伸或壓縮破壞。僅E2乘以退化系數(shù)k=0.04，其他剛度參數(shù)不變；

3)基體-纖維剪切破壞。僅G12、v12退化到0，其他剛度參數(shù)不變；

4)法向拉伸或壓縮破壞(分層破壞)。E3乘以退化系數(shù)k=0.04，G12、G23、v13、v23退化到0；

上述準則中E、v、G分別表示彈性模量、泊松比和切變模量。

2.2 APDL仿真程序設計與仿真結(jié)果

基于逐漸損傷分析方法、Hashin三維失效準則以及上文中提到的材料參數(shù)退化方式建立復合材料安裝邊螺栓連接結(jié)構(gòu)拉伸加載的有限元分析模型[6]。利用ANSYS有限元分析平臺APDL參數(shù)化語言編寫了有限元分析程序。仿真程序流程圖見圖6。

圖6 仿真程序設計流程圖

安裝邊螺栓連接結(jié)構(gòu)有限元模型圖見圖7。有限元模型上端為復合材料端，采用層單元分層建模，共48層，每層根據(jù)對應鋪層角度單獨設置單元坐標系及材料參數(shù)。T700/EC240A復合材料單向板性能見表2。安裝邊連接結(jié)構(gòu)下端為金屬端。

圖7 安裝邊連接結(jié)構(gòu)有限元模型

表2 T700/EC240A單向板性能

結(jié)構(gòu)最終失效定義為：任意鋪層當分層損傷擴展到整個連接結(jié)構(gòu)寬度時，認為結(jié)構(gòu)最終失效。

仿真過程與試驗加載過程的載荷-位移曲線對比見圖8。室溫環(huán)境下仿真加載的連接結(jié)構(gòu)剛度略高于試驗值，仿真破壞強度約20kN，與試驗值相差7.75%；200℃溫度環(huán)境下，仿真位移載荷曲線塑性表現(xiàn)不如試驗曲線，仿真破壞強度約10kN，與試驗值相差5.93%。總體來說仿真加載曲線與試驗加載曲線擬合度較好，可以認為仿真加載過程能夠較好地體現(xiàn)試驗實際加載過程。

圖8 試驗仿真載荷-位移曲線圖

仿真過程各鋪層破壞形式與試驗對比如圖9所示。仿真過程中，鋪層損傷以中間鋪層的60°層和-60°層為主，損傷形式以基體開裂(灰色區(qū)域)和分層損傷(黃色區(qū)域)為主，這都與試驗結(jié)果吻合較好。由此可驗證逐漸損傷分析方法對于復材安裝邊連接結(jié)構(gòu)損傷過程分析的有效性(本刊為黑白印刷，如有疑問請咨詢作者)。

基體開裂和分層損傷這兩種損傷形式主要與復合材料的層間性能有關。復合材料層合板的層間性能主要取決于所用樹脂基體，而樹脂性能受環(huán)境溫度影響很大，這也從側(cè)面解釋了試驗中安裝邊連接結(jié)構(gòu)在200℃環(huán)境下強度衰減程度較大的原因。

圖9 彈性階段試驗仿真損傷對比圖

3 結(jié)語

本文通過試驗與仿真，探究復合材料安裝邊連接結(jié)構(gòu)在不同溫度環(huán)境和不同預緊力工況下的破壞過程和行為。

試驗發(fā)現(xiàn)在室溫情況下，螺栓預緊力水平會增加連接結(jié)構(gòu)的剛度。安裝邊連接結(jié)構(gòu)在200℃環(huán)境下，強度下降明顯，且整個加載過程呈現(xiàn)出更強的塑性。

基于逐漸損傷分析方法的仿真能對復合材料安裝邊連接結(jié)構(gòu)的損傷過程進行較好地模擬，對于復合材料安裝邊連接結(jié)構(gòu)的工程設計與工程維護有一定的參考意義。仿真結(jié)果中損傷形式主要以基體開裂和分層損傷為主，這兩種損傷形式主要與復合材料的層間性能有關，即與復合材料樹脂基體的性能相關。樹脂基體的性能受環(huán)境溫度影響較大，這也解釋了安裝邊連接結(jié)構(gòu)在200℃下強度衰減程度大的原因。