劉慶波，安魯陵，楊浩然

(南京航空航天大學(xué)，江蘇 南京 210016)

0 引言

由于復(fù)合材料具有比強度和比剛度較高、鋪層可設(shè)計等優(yōu)點[1]，新一代飛機上大量使用復(fù)合材料以提高飛機的綜合性能[2]。同時，由于螺栓連接具有安全可靠、易于拆卸、便于維修更換等優(yōu)點，因此飛機結(jié)構(gòu)中復(fù)合材料螺栓連接接頭大量存在。在進行螺栓連接時，需對螺栓施加一定的預(yù)緊力，預(yù)緊力大小會影響復(fù)合材料接頭的拉伸性能，進而影響飛機結(jié)構(gòu)的綜合性能。

預(yù)緊力對復(fù)合材料單搭接接頭拉伸性能的影響一直是國內(nèi)外學(xué)者研究的熱點。SEN F等[3]研究了預(yù)緊力對復(fù)合材料接頭的影響，得到結(jié)論：預(yù)緊力增大，接頭極限載荷增大。SOYKOK I F等[4]研究了溫度和預(yù)緊力對玻璃纖維/環(huán)氧復(fù)合材料接頭承載能力的影響。得到結(jié)論是，不同溫度環(huán)境下，增大預(yù)緊力，接頭剛度和極限載荷均增大。ZHAI Y N等[5]通過試驗研究了螺栓孔間隙和螺栓轉(zhuǎn)矩對復(fù)合材料沉頭螺栓單搭接接頭的影響，使用三維數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)(3D digital image correlation, 3D-DIC)分析表面應(yīng)變分布和接頭的面外變形。研究發(fā)現(xiàn)螺栓轉(zhuǎn)矩可以延遲接頭剛度下降，顯著增加2%偏置擠壓強度，緩解表面應(yīng)變集中，對極限載荷和面外變形的影響較小。CALIN-DUMITRU C[6]通過試驗和仿真手段研究了接頭間隙和螺栓預(yù)緊力等對復(fù)合材料單搭接接頭剛度和強度的影響，得到結(jié)論為預(yù)緊力增大，增大了接頭剛度，降低了初始損傷時的載荷值、孔表面切向應(yīng)力和徑向應(yīng)力。梅俊杰等[7]研究了預(yù)緊力和摩擦系數(shù)對復(fù)合材料螺栓連接強度的影響和機理，得知合適的預(yù)緊力會增大接頭極限載荷，過大的預(yù)緊力使接頭提前失效。

目前，對復(fù)合材料單搭接接頭拉伸性能的研究，主要集中在T300級復(fù)合材料單搭接接頭的靜強度和剛度方面，而對于新一代飛機中廣泛使用的T800級復(fù)合材料單搭接接頭靜強度、剛度和表面應(yīng)變等方面的研究還較少。本文對不同預(yù)緊力的T800級復(fù)合材料單搭接接頭進行試驗研究，試驗中使用3D-DIC技術(shù)獲取其應(yīng)變場和位移場。為減小試驗誤差，每一種預(yù)緊力接頭均進行3組試驗。研究預(yù)緊力對接頭載荷-位移曲線、極限載荷、拉伸剛度、破壞位移和表面應(yīng)變的影響，為飛機T800級復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

1 試樣設(shè)計

試樣參考 ASTM D5961/D5961M[8]標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計，其幾何尺寸如圖1所示。

圖1 復(fù)合材料單搭接接頭尺寸

試件所用復(fù)合材料為T800級碳纖維復(fù)合材料，鋪層方向為[45/-45/45/90/0/-45/0/90/45/-45/0]s，共22層，總厚度為4.2mm。螺栓采用NAS 6603長螺紋緊公差六角頭螺栓，螺栓直徑為4.826mm，材料為4140合金鋼；螺母采用NAS 1805螺母，材料為A286合金鋼，螺母孔直徑為4.85mm。在接頭螺母端加304不銹鋼平墊圈，墊圈內(nèi)徑5mm，外徑12mm，厚度2mm。

2 拉伸試驗

2.1 預(yù)緊力值確定

波音公司對航空結(jié)構(gòu)中的預(yù)緊力進行研究之后發(fā)現(xiàn)：對于一般航空結(jié)構(gòu)中用到的螺栓來說，預(yù)緊力的大小應(yīng)該是螺栓屈服載荷的一半左右[9]。由前期試驗發(fā)現(xiàn)所使用螺栓屈服時的預(yù)緊力大小約為14.5kN。本文以一般航空結(jié)構(gòu)中的復(fù)合材料單搭接接頭為研究對象，因此設(shè)置最大預(yù)緊力為其屈服載荷的一半左右，即7.5kN。設(shè)置的預(yù)緊力參數(shù)如表1所示。

表1 預(yù)緊力參數(shù) 單位：kN

2.2 預(yù)緊力-擰緊力矩關(guān)系確定

由于無法直接控制復(fù)合材料單搭接接頭中螺栓預(yù)緊力大小，因此采用間接方式施加預(yù)緊力，即通過控制施加在螺栓上的擰緊力矩值來控制預(yù)緊力大小，試驗前進行預(yù)緊力-擰緊力矩關(guān)系測試。測試使用的設(shè)備為自主設(shè)計制造的復(fù)合材料構(gòu)件螺紋緊固件連接試驗平臺，其可測量的轉(zhuǎn)矩范圍是0～350Nm，轉(zhuǎn)矩測量誤差在0.1%以內(nèi)，可測量的預(yù)緊力范圍是0～160kN，預(yù)緊力測量誤差在1%以內(nèi)，轉(zhuǎn)速范圍是0～220r/min。

根據(jù)實際生產(chǎn)工況，采用30r/min的轉(zhuǎn)速進行預(yù)緊力-擰緊力矩關(guān)系測試，通過試驗平臺上的力傳感器和轉(zhuǎn)矩傳感器，記錄產(chǎn)生相應(yīng)預(yù)緊力對應(yīng)的擰緊力矩值。預(yù)緊力-擰緊力矩對應(yīng)關(guān)系如表2所示。

表2 預(yù)緊力-擰緊力矩對應(yīng)關(guān)系表

2.3 試樣制備

首先依據(jù)ASTM D5961/D5961M標(biāo)準(zhǔn)對復(fù)合材料層合板進行切割和鉆孔；對試樣進行打磨使其符合表面粗糙度和精度要求；在試樣表面制作高對比度的散斑；在試樣兩端分別用AB膠粘上復(fù)合材料板和附板；依據(jù)實際生產(chǎn)工況，固定螺栓頭，以30r/min轉(zhuǎn)速擰緊螺母，達(dá)到相應(yīng)擰緊力矩值時，停止擰緊，試樣制備完成。制備完成的試樣如圖2所示。

2.4 試驗過程

在室溫23 ℃、相對濕度50% 左右的環(huán)境，通過MTSLandmark370.10萬能試驗機來進行拉伸試驗，試驗機力示值相對誤差和位移示值相對誤差均在±0.5% 以內(nèi)。試驗采用位移加載方式，加載速度為2mm/min，試驗過程中同時使用3D-DIC技術(shù)測量復(fù)合材料板表面的應(yīng)變場和位移場。

3 結(jié)果分析與討論

3.1 載荷-位移曲線分析

圖3為不同預(yù)緊力接頭載荷-位移曲線圖。由圖3可知，不同預(yù)緊力接頭載荷-位移曲線的變化趨勢基本相同。在加載前期，即彈性階段，相同位移時，隨著預(yù)緊力增大，接頭載荷增大。這是因為預(yù)緊力增大后，增大了接頭的摩擦力，同時抑制了復(fù)合材料內(nèi)部的損傷擴展；在加載后期，相同位移時，隨著預(yù)緊力增大，接頭載荷先增大后減小，這是因為預(yù)緊力增大的同時，也增大了螺栓塑性變形程度。當(dāng)預(yù)緊力增長較小時，螺栓塑性變形程度增大幅度較小，對接頭承載能力影響較小，由于接頭摩擦力增大，且損傷擴展得到抑制，接頭載荷增大；但預(yù)緊力增長過大時，螺栓產(chǎn)生嚴(yán)重塑性變形，接頭承載能力快速下降，接頭載荷減小。

3.2 失效形式分析

不同預(yù)緊力的復(fù)合材料單搭接接頭進行拉伸試驗發(fā)現(xiàn)，接頭的失效形式相同，即預(yù)緊力不會改變復(fù)合材料單搭接接頭的拉伸失效形式?，F(xiàn)以7.5kN預(yù)緊力接頭為例進行說明。

圖4是7.5kN預(yù)緊力接頭拉伸試驗后各部件圖片。圖4(a)和圖4(c)分別為螺栓頭端和墊圈端復(fù)合材料表面圖片。由圖可知，螺栓頭端復(fù)合材料表面出現(xiàn)分層損傷，墊圈端復(fù)合材料表面出現(xiàn)較均勻的壓痕。這是因為加上墊圈后，與復(fù)合材料的接觸面積增大，抑制了分層損傷的產(chǎn)生與擴展。圖4(b)為復(fù)合材料貼合面圖片。由圖可知，孔周的復(fù)合材料出現(xiàn)擠壓損傷，這是因為在拉伸載荷作用下，螺栓桿傾斜，并不斷擠壓孔周的復(fù)合材料。圖4(e)和圖4(f)分別為螺栓頭部和螺栓尾部圖片。由圖可知，接頭的失效形式為螺栓在兩塊復(fù)合材料板貼合面左右被剪斷。這是因為螺栓強度較復(fù)合材料強度弱，拉伸載荷超過了螺栓抗剪強度。

圖4 接頭破壞圖

3.3 極限載荷、拉伸剛度和破壞位移分析

統(tǒng)計不同預(yù)緊力下接頭3次試驗所得的極限載荷、拉伸剛度和破壞位移，并取其平均值。圖5-圖7分別為繪制的極限載荷-預(yù)緊力變化曲線、拉伸剛度-預(yù)緊力變化曲線和破壞位移-預(yù)緊力變化曲線。

圖5 極限載荷-預(yù)緊力變化曲線

圖6 拉伸剛度-預(yù)緊力變化曲線

圖7 破壞位移-預(yù)緊力變化曲線

由圖5和圖7可知，接頭極限載荷和破壞位移隨預(yù)緊力變化曲線可以分為兩個階段。1)當(dāng)螺栓預(yù)緊力從1.5kN增大至2.5kN時，極限載荷和破壞位移明顯增大。這是因為預(yù)緊力增大后，一方面增大了復(fù)合材料板與復(fù)合材料板間的摩擦力，承擔(dān)一部分拉伸載荷，增加了接頭的破壞位移；另一方面，預(yù)緊力增大后，抑制了拉伸過程中復(fù)合材料的分層和損傷擴展。2)當(dāng)螺栓預(yù)緊力從2.5kN增大至7.5kN時，增大預(yù)緊力，極限載荷和破壞位移逐漸減小。這是因為預(yù)緊力增大后，雖然增大了接頭摩擦力，抑制了拉伸過程中復(fù)合材料的損傷擴展，增大了接頭承載能力，但是同時預(yù)緊力增大導(dǎo)致螺栓內(nèi)部應(yīng)力增大，螺栓提前斷裂，降低了接頭的破壞位移，導(dǎo)致接頭提前失效。

分析圖6中拉伸剛度隨螺栓預(yù)緊力的變化曲線可知，當(dāng)螺栓預(yù)緊力從1.5kN增大至7.5kN時，隨著螺栓預(yù)緊力增大，接頭剛度逐漸增大。這是因為預(yù)緊力增大時，對接頭的側(cè)向壓力增大，接頭的靜摩擦力增大。

3.4 表面應(yīng)變分析

3D-DIC技術(shù)，可以通過對比物體表面散斑點在變形前后的位置，利用其特征相關(guān)性計算方法，得到物體三維形貌信息，進而計算出物體位移場和應(yīng)變場[10]。利用3D-DIC技術(shù)的優(yōu)勢，研究拉伸試驗過程中，不同預(yù)緊力對接頭表面應(yīng)變的影響。

為比較不同預(yù)緊力對接頭表面應(yīng)變的影響，選取不同拉伸載荷，測量相應(yīng)拉伸載荷時復(fù)合材料板表面G1和G2點的eyy應(yīng)變。選取的應(yīng)變測量點G1和G2位于螺栓兩側(cè)，兩測量點與孔徑中心的距離均為8mm，應(yīng)變測量點的位置如圖8所示，測得G1點和G2點的eyy應(yīng)變-拉伸載荷曲線分別如圖9(a)和圖9(b)所示。

圖8 應(yīng)變測量點位置

圖9 eyy應(yīng)變-拉伸載荷曲線

由圖9可知，隨著拉伸載荷增大，G1點和G2點eyy應(yīng)變絕對值基本呈線性增大，這是因為這一階段處于載荷-位移曲線的彈性階段，復(fù)合材料和螺栓均無較大損傷，接頭的剛度基本保持不變。

比較不同預(yù)緊力接頭的eyy應(yīng)變-拉伸載荷曲線發(fā)現(xiàn)，加載相同載荷時，隨著預(yù)緊力增大，G1和G2點的eyy應(yīng)變絕對值均不斷減小。這是因為增大預(yù)緊力，增大了接頭的側(cè)向壓力，進而增大了靜摩擦力和拉伸剛度，承受了更多的拉伸載荷，改善了孔周的應(yīng)變狀況。

4 結(jié)語

1)預(yù)緊力大小不會改變復(fù)合材料單搭接接頭載荷-位移曲線的變化趨勢。相同位移時，隨著預(yù)緊力增大，在加載前期，接頭載荷逐漸增大；加載后期，接頭載荷先增大后減小。

2)預(yù)緊力大小不改變復(fù)合材料單搭接接頭拉伸失效形式。接頭的失效形式均為螺栓剪切失效。

3)隨著螺栓預(yù)緊力的增大，復(fù)合材料單搭接接頭的極限載荷和破壞位移先增大后減小，拉伸剛度逐漸增大。

4)隨著螺栓預(yù)緊力的增大，相同拉伸載荷下孔周復(fù)合材料板表面eyy應(yīng)變絕對值減小，應(yīng)變集中狀況得到改善。

5)針對本文研究的T800級復(fù)合材料單搭接接頭，從極限載荷和破壞位移角度考慮，預(yù)緊力值不宜過大，應(yīng)取合適的預(yù)緊力值；而從拉伸剛度和復(fù)合材料表面應(yīng)變角度考慮，預(yù)緊力值應(yīng)盡可能取更大值。因此，在飛機T800級復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計中，應(yīng)綜合考慮預(yù)緊力大小對極限載荷和拉伸剛度等的不同影響規(guī)律。