復合材料纏繞接頭拉伸失效性能有限元分析

雷良超，周光明，陸方舟，馮 果，劉偉先，陳建農

(1.南京航空航天大學 機械結構力學及控制國家重點實驗室， 南京 210016；2.東北大學， 沈陽 110819； 3.成都飛機設計研究所， 成都 610091)

復合材料是由多種不同性質的材料用物理和化學方法在宏觀尺度上組成的具有新性能的材料，可分為三大類：顆粒復合材料，纖維增強復合材料，層合復合材料[1]。在現代航空航天工業中，往往使用以樹脂基為基體的先進復合材料[2]。

國外在20世紀70年代末80年代初開始了復合材料連接接頭(如圖1所示)的應用技術研究，在大型民用客機A310、A320垂直安定面的主承力接頭上已得到應用[3]。國內90年代初也進行了復合材料主承力接頭的研究，主要有中航工業洪都的K-8教練機減速板接頭和西飛的Y-7運輸機的方向舵懸掛接頭。

對于復合材料接頭，Tamas L.Havar等對用于轉子葉片連接的復合材料纏繞接頭進行了試驗研究[4]。馮蘊雯等提出了采用層合板子層和界面膠層相結合的建模方法，分析了承受軸向拉伸載荷的厚層合板耳片連接件孔邊三維應力分布及接頭失效形式[5]。鄭錫濤等進行了復合材料編織接頭承載能力的試驗研究[6]。張文榮對各種不同鋪層碳纖維復合材料纏繞接頭進行了拉伸、剪切和彎曲試驗，與金屬接頭進行了對比[7]。

本文以復合材料纏繞接頭為研究對象，對其結構進行分析，建立有限元模型，選取Hashin失效判定準則和Camanho參數退化準則。使用ABAQUS有限元分析軟件建立接頭在拉伸載荷下的模型，進行了計算與分析。復合材料纏繞接頭不僅具有很高的拉伸強度，而且可以和復合材料機身結構一體成型，減少機械連接，減輕了重量，提高了壽命。為飛行器結構整體化設計提供了新的設計思路。

1 復合材料纏繞接頭結構及其有限元模型

1.1 復合材料纏繞接頭結構及材料參數

復合材料纏繞接頭的結構如圖2所示，由中間件，膠層，內襯環和鏈環四部分構成。纏繞接頭中間件由CCF300/BA9916-Ⅱ單向帶沿z方向自下而上堆疊鋪成，內襯環由CF3031/BA9916-I雙向布沿徑向纏繞成圓環，再通過J-116B膠膜與中間件粘接在一起。在中間件、內襯環結合體外圍涂上均勻厚度的J-116B膠膜，用CCF300/BA9916-Ⅱ單向帶沿著外圍纏繞鋪設成鏈環，并粘接共固化成型。

復合材料纏繞接頭的鏈環和內襯環均為0°鋪層鋪設成型，中間件鋪層為[45/0/-45/0/90/0/45/0/-45/0]4s。CCF300/BA9916-Ⅱ單向帶、CF3031/BA9916-II雙向布的復合材料力學性能參數如表1所示，結構膠J-116B的黏性行為參數如表2所示。

表1 復合材料力學性能參數

表2 J-116B結構膠黏性行為參數

1.2 失效準則

在進行有限元建模計算時，中間件，內襯環和鏈環均簡化為層合板。對于復合材料連接件問題，常用Hashin失效判定準則和Camanho材料參數退化準則作為初始失效和損傷演化的依據編寫umat子程序計算。本文選用改進后加入Yeh分層失效準則的三維Hashin準則，它可以區分復合材料纖維拉伸斷裂破壞、纖維壓縮斷裂破壞、基體拉伸開裂破壞、基體壓縮破壞、拉伸分層破壞以及壓縮分層破壞六種不同的失效形式。改進后的三維Hashin應力準則如下所示：

纖維拉伸斷裂破壞(σ11≥ 0)：

(1)

纖維壓縮斷裂破壞(σ11< 0)：

(2)

基體拉伸破壞(σ22+σ33≥ 0)：

(3)

基體壓縮破壞(σ22+σ33< 0)：

(4)

拉伸分層破壞(σ33≥ 0)：

(5)

壓縮分層破壞(σ33< 0)：

(6)

當層合板所承受載荷增大到一定程度，層合板出現損傷，損傷區域材料的力學性能將發生退化。Camanho等假設材料損傷區域的強度退化可用狀態變量表示，這些狀態變量可以看作強度折減系數。材料退化的方式如表3所示。

表3 Camanho材料參數退化準則

J-116B結構膠膜粘接接頭各部分，使用ABAQUS自帶的粘聚力單元—cohesive單元來模擬。本文采用二次應力判據作為cohesive單元初始失效準則。二次應力判據假設當各個方向應力比的平方和等于1時，單元開始發生損傷，其表達式為：

(7)

采用基于能量的指數擴展準則作為J-116B結構膠膜損傷演化規則，其損傷因子的表達式為：

(8)

1.3 復合材料纏繞接頭有限元模型及邊界條件

復合材料纏繞接頭幾何尺寸如圖3，因復合材料纏繞接頭是對稱結構，故可建立1/2模型簡化計算。在ABAQUS中建立有限元模型，如圖4所示。中間件、內襯環和鏈環按復合材料鋪層逐層選用六面體線性減縮積分單元C3D8R進行有限元離散，膠層使用粘聚力單元COH3D8離散，用Tie約束將膠層與其余三個結構綁定在一起。復合材料纏繞接頭有限元模型約束端平面加上x方向的位移約束。加載端插入螺栓，由于螺栓所用材料強度較大，為簡化計算，采用解析剛體模擬。螺栓與接頭之間定義為接觸，設剛體質心處為與剛體綁定在一起的參考點。在參考點上施加沿x方向的位移載荷，載入umat子程序進行計算。

2 有限元模型計算結果及討論

2.1 復合材料纏繞接頭載荷位移曲線

有限元計算得出復合材料纏繞接頭的拉伸載荷-位移曲線如圖5所示。可以看出，曲線變化趨勢分為四個階段。第一階段，載荷不斷增加，當螺栓位移達0.24 mm時，接頭承受的載荷達極大值22.81 kN。第二階段，接頭承受的載荷發生小幅回落，當螺栓位移達0.46 mm時，載荷達到極小值20.76 kN。第三階段，載荷持續增大，且載荷位移曲線斜率比第一階段小，當螺栓位移達1.08 mm時，接頭承受的載荷達最大值42.01 kN。第四階段，接頭失去承載能力，載荷迅速回落。

2.2 漸進損傷過程分析

結合ABAQUS軟件計算所得應力云圖分析各階段曲線變化。

第一階段，膠層粘接所有部件一起受力，接頭強度較大，載荷迅速增長。如圖6所示，當螺栓位移為0.20 mm時，粘接內襯環與中間件的膠層即將發生損傷。膠層損壞發生后，中間件與內襯環、鏈環發生脫離，說明接頭強度輕微減小，所以0.20 mm到0.24 mm期間，載荷位移曲線斜率稍微減小。當螺栓位移到達0.24 mm時，連接內襯環與中間件的膠層狀態變量值全部達到1，表明該處膠層完全失效，說明接頭強度瞬間大幅減小，載荷開始發生回落。

第二階段，應力云圖如圖7所示，膠層持續損傷失效。可以看出，隨著膠層的損壞面積增加，中間件參與承力的部分越來越少，接頭強度持續減小，且位移的增加無法使載荷上升。當螺栓位移達到0.46 mm時，膠層基本全部損壞。

第三階段，當螺栓位移為0.46 mm時，接頭應力云圖如圖8所示，中間件受力較小，內襯環與鏈環承受載荷較大。SDV1表示纖維拉伸破壞狀態變量，1表示破壞，0表示未破壞。可以看出，此時接頭未發生纖維斷裂破壞。此后，接頭承受載荷一直增加。如圖9所示，當螺栓位移到1.04 mm時，鏈環發生損壞，但接頭仍能承受載荷，所以接頭承受載荷依舊增大。從圖5曲線可以看出，由于結構整體強度降低，載荷上升的速率減小。當螺栓位移到1.07 mm，鏈環破壞程度變大，接頭即將失去承載能力，載荷達到最大值42.01 kN，此后載荷迅速回落，鏈環斷裂破壞，失去承載能力。接頭應力云圖如圖10所示，結合圖8可以看出，中間件在第三階段基本不承受載荷，鏈環和內襯環承力。

2.3 航空鋁合金接頭計算分析

航空中常用承載材料為7075鋁合金，該承載材料的材料參數是：彈性模量E=71 GPa、泊松比μ= 0.33、屈服極限為490 MPa、拉伸強度為552 MPa。此種材料是一種偏脆性的高強鋁合金。建立此復合材料纏繞接頭相同幾何尺寸的結構，采用ABAQUS軟件進行仿真計算。所得載荷位移曲線如圖11，可以看出，鋁合金接頭所能承受的最大載荷為33.69 kN。接頭達到最大載荷時的應力云圖如圖12所示。

3 結語

1) 接頭受載初始階段，膠層粘接中間件、內襯環和鏈環共同承受載荷，此時接頭強度最大；

2) 隨著載荷增大，膠層最先損壞，當膠層破壞后，中間件與內襯環、鏈環脫離，不再共同承載，接頭強度變小，載荷出現短暫的回落；

3) 膠層失效后，復合材料纏繞接頭主要靠內襯環和鏈環承載，當鏈環斷裂失效后，整個結構失去承載能力，發生破壞。

4) 在承受軸向拉伸載荷時，復合材料纏繞接頭相較于7075鋁合金接頭有著更強的承載能力。

參考文獻：

[1] JONES R M.Mechanics of composite materials[M].Washington,DC:Scripta Book Company,1975.

[2] 杜善義.先進復合材料與航空航天[J].復合材料學報,2007,24(1):1-12.

[3] NISHIWAKI T,YOKOYAMA A,MAEKAWA Z I,et al.A new numerical modeling for laminated composites[J].Composite Structures,1995,32(1/4):641-647.

[4] HAVAR T,DRECHSLER K.Design and Progressive Failure Analysis of 3D-Reinforced Composite Force Introduction Loops[C].49th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures,Structural Dynamics,and Materials Conference.2008.

[5] 馮蘊雯,曹勇,魏宇宏,等.含孔邊套筒的厚截面復合材料接頭耳片強度分析[J].西北工業大學學報,2015(1):9-13.

[6] 鄭錫濤,孫秦,柴亞南,等.復合材料編織接頭承載能力的試驗研究[J].航空學報,2007,28(2):348-351.

[7] 張文榮.復合材料耳片接頭承載能力試驗[J].洪都科技,2001(1):38-42.