復合材料RTM十字形接頭力學性能研究

葉聰杰，古興瑾，袁堅鋒，高蘇旭

（1.上海飛機設計研究所，上海201210；2.南京航空航天大學航空學院，南京210016）

目前，研究人員針對復合材料接頭的結構參數優化、損傷破壞機理和極限承載能力等開展了大量的研究工作。Shenoi等［3］、Rispler等［4］和Kumari等［5］先后研究了靜態載荷下幾何尺寸和材料性能對T形接頭力學性能的影響。石好男等［6］針對二次膠接工藝成型L接頭開展損傷與破壞模式研究，發現L形接頭的失效主要包括膠層的開裂、填充區底部基體的拉伸破壞和蒙皮層的分層破壞。Dharmawan等［7］采用有限元法，研究了幾何尺寸和初始缺陷對接頭性能的影響，結果表明接頭根部填充區對接頭載荷傳遞具有重要的影響。Li等［8］應用虛擬裂紋閉合技術（Virtual crack closure technique，VCCT），成功地預測了不同構型和尺寸T形接頭破壞載荷，并確定了接頭的斷裂模式。許現哲等［9］采用試驗方法研究了復合材料T形接頭的失效機制并獲得了其靜態力學性能。上述研究均針對L形、T形或帽形復合材料連接結構，鮮見有復合材料十字形連接結構的研究報道。本文針對某型飛機復合材料擾流板接頭，選取采用樹脂傳遞模塑（Resin transfer molding，RTM）成型工藝的十字連接區為研究對象，采用試驗和數值仿真相結合的方法，研究其4點彎載荷作用下的損傷破壞模式和極限承載能力。

1 接頭典型件試驗研究

1.1 十字連接區典型件構型

針對某型飛機復合材料擾流板接頭，選取其典型十字連接區，采用4點彎曲試驗方法，測試復合材料RTM接頭十字連接區典型細節件的強度，分析其失效模式。試驗件型式和尺寸如圖1所示，材料體系為CF3031/5284，采用RTM工藝制備，試驗件共計4件。

圖1 十字連接區細節試驗件示意圖Fig.1 Schematic diagram of the composite cross-joint speci?men

1.2 加載與測量

4點彎曲試驗主要考核典型十字連接區的強度，試驗載荷施加和支持方式如圖2所示，為防止兩端支持點提前破壞，在試件的兩端支持點空腔加入墊塊提供支持。

圖2 試驗加載與支持示意圖Fig.2 Schematic diagram of test loading and support

試驗時，連續記錄試驗機施加的載荷及加載端的位移，同時在十字連接區和腔體內進行應變測量，應變片粘貼方案如圖3所示，圖中矩形標記為應變片粘貼位置，各位置雙面背靠背粘貼，單側3×2=6（片），以試驗件中面鏡像對稱，共6×2=12（片）。大空腔內壁應變編號為1～6，外壁應變片編號為101～106，括號中編號為不可見應變片。

圖3 應變測量點位置示意圖Fig.3 Schematic diagram of strain measuring points

1.3 試驗方法概述

試驗參照ASTM E 1237試驗標準執行，試驗前對十字連接區典型細節件特征尺寸測量；試驗時按試驗標準將試件置于試驗夾具上，采用位移加載，試驗機以1 mm/min恒定速率加載，在此期間，以0.2 mm（位移0～2 mm之間）或0.1 mm（位移2.1～2.5 mm之間）一級逐級測量應變數據，達到極限位移（2.5 mm）后，保持3 s，隨后繼續加載直至試驗件破壞。試驗過程如圖4所示。

圖4 試驗照片Fig.4 Photo of the test

1.4 試驗結果分析

十字連接區典型細節件4點彎極限載荷如圖5所示，由于試驗件為分批成型，十字連接區圓弧過渡區（R區）在制造過程中存在一定差異，因此試驗件極限載荷存在一定的分散性，如表1所示。極限載荷平均值為3 988 N，離散系數5.6%，表明試驗結果重復性較好。

圖5 載荷位移曲線Fig.5 Load displacement curve

表1 試驗件極限載荷Table 1 Ultimate load of the specimens

試驗中十字連接區關鍵點進行應變檢測，在0到2 mm之間以0.2 mm為一級逐級測量應變數據，2.1 mm至2.5 mm以0.1 mm為一級逐級測量應變數據。表2給出了典型件不同位置處的應變測量數據，由表2數據可知，在初始加載階段，試件各點應變均保持良好的線性；加載至1.6～1.7 mm時，各點應變出現非線性，表明試件出現局部破壞。

模型中非期望產出的處理。在DEA模型的投入產出要素中，地區生產總值為期望產出，碳排放為非期望產出，期望產出越大越好，非期望產出越少越好，違反了方程的一致性，必須進行處理。本文以非期望產出作為投入的方法處理碳排放問題。

表2 試件不同位置處的應變測量數據Table 2 Strain measurement data at different positions of the specimen

圖5給出了各試驗件的載荷位移曲線，圖5結果表明，加載至極限載荷（2.5 mm位移）時，載荷?位移曲線保持良好的線性，繼續加載，各試件載荷曲線不再保持線性，表明試件出現損傷，但載荷未明顯下降，試件處于損傷擴展階段，此時觀察試驗件變形情況，發現試件變形較大，試件過渡區轉角（R角）處相繼發生破壞；繼續加載，試件變形增大，損傷從4個R角處向外擴展，出現纖維斷裂分層；同時空腔左右外壁4個R角也發生斷裂分層，導致試件最終失去承載能力。試驗件典型破壞模式如圖6所示。

圖6 試驗件典型破壞模式Fig.6 Typical failure mode of the specimens

2 仿真分析

2.1 典型件有限元建模

2.1.1 三十字接頭典型件

復合材料RTM接頭典型細節試件采用三維實體建模，根據RTM接頭的鋪層信息（如表3所示），將RTM接頭典型細節試件進行切分，依次對應于表3中的以綠色、紅色、藍色和紫色表示的4個鋪層區，各鋪層區根據復合材料的鋪層順序和鋪層角度，采用Layerup工具進行逐層鋪放，CF3031/5284復合材料織物單層厚度0.225 mm，其基本性能參數如表4、5所示。

表3 復合材料RTM接頭典型細節件鋪層信息Table 3 Ply information of composite RTM cross?joint specimens

表4 CF3031/5284復合材料單層織物基本性能參數Table 4 Modulus parameters of CF3031/5284 composite with single layer fabric

表5 CF3031/5284復合材料單層織物強度性能參數Table 5 Str ength par ameter s of CF3031/5284 composite with single layer fabr ic

采用結構化網格劃分方法對結構進行網格劃分，網格尺寸為2 mm；沿厚度方向在5個鋪層區上，每一鋪層區僅劃分1層單元，單元類型為采用8節點減縮積分六面體單元，單元編號C3D8R。復合材料RTM接頭典型細節件有限元模型的單元數量為34 280，如圖7所示。

圖7 接頭典型細節件有限元模型Fig.7 Finite element model of the composite cross joint

仿真分析中考慮到左右兩墊塊以外的試驗件R區對應力分布及損傷擴展過程的影響較小，在復合材料RTM接頭典型細節有限元模型中忽略兩墊塊外側的試驗件R區的細節，而兩墊塊間的試驗件R區會對應力分布和破壞模式產生影響，因此，在有限元模型中保留了該R區的模型細節，采用掃略網格劃分，模型中考慮材料的損傷與破壞，采用Hashin失效準則作為失效判據。同時考慮到R區在不同鋪層間可能出現分層損傷，因此需要在相應區域設置界面單元模擬。復合材料RTM接頭典型細節有限元模型中，在R區的綠色?紫色和綠色?紅色鋪層區間布置界面層，復合材料RTM接頭層間界面有限元模型如圖8所示。

圖8 復合材料層間界面有限元模型Fig.8 Finite element model of interface between layers of the composite cross joint

2.1.2 墊塊

根據試驗中使用的墊塊材料，仿真分析中將其簡化為均勻各向同性材料，采用三維實體建模，彈性模量E=1 GPa，泊松比0.3，不考慮其材料失效。采用六面體對結構進行網格劃分，網格尺寸為2 mm，單元類型為8節點三維體單元，單元編號C3D8。墊塊有限元模型單元數量為2 977。

2.1.3 接觸關系

為保證數值仿真過程中載荷的準確傳遞，在加載夾具與接頭上表面以及接頭下表面與支持端之間定義接觸關系。模型中忽略復合材料RTM接頭與夾具間的摩擦力，采用ABAQUS軟件提供的主從面接觸對算法（面?面接觸方式），應用有限滑動準則判斷接觸狀態，有效模擬試件與加載端和支持端的相互作用。模型中的接觸對如表6所示。

表6 自適應面-面接觸關系Table 6 Adaptive face to face contact relationship

2.1.4 載荷與邊界條件

數值仿真分析中認為加載與支持夾具的剛度足夠大，忽略夾具的變形，采用剛性圓柱體模擬加載端與支持端，圓柱體直徑10 mm，長度40 mm。建模時在圓柱體上定義參考點，通過定義Coupling連接關系，將圓柱體的柱面與參考點位移綁定，對加載端參考點施加Y向位移實現載荷施加，在支持端參考點上施加固定支持邊界條件。施加載荷和約束后的有限元模型如圖9所示。

圖9 有限元模型的載荷與邊界支持Fig.9 Load and boundary support of finite element model

2.2 仿真結果分析

基于ABAQUS有限元軟件平臺，應用Stan?dard求解器進行復合材料RTM十字形接頭典型細節件數值仿真分析，研究其4點彎曲載荷下的力學特性。

2.2.1 試驗結果對比分析

圖10給出了4點彎曲載荷作用下復合材料RTM接頭典型細節試件的Mises應力云圖，圖10結果表明，4點彎曲載荷作用下，載荷通過加載頭與接頭表面的接觸作用將載荷傳遞到盒段接頭上，RTM接頭發生彎曲變形，最大應力出現在加載點盒段T形接頭處，遠離該點處試件應力水平較低。單點載荷2 kN時，最大Mises應力為到874 MPa。

圖10 典型細節件Mises應力云圖Fig.10 Mises stress nephogram of the composite crossjoints

提取接頭加載位移為2.0 mm時的仿真結果與試驗結果進行對比，表7給出了試件表面不同應變監測點上應變的測量值與仿真值對比結果。由表7結果可以看出，試件各應變測量點處，應變的仿真結果與試驗結果基本一致，誤差在10%左右，表明仿真方法正確。

表7 試驗結果與數值仿真結果比較Table 7 Comparison of test results and numerical simu?lation r esults

圖11給出了十字接頭典型細節件4點彎曲下載荷位移曲線的試驗結果和數值仿真結果。圖11結果表明，有限元仿真較好地模擬了RTM十字接頭典型細節件4點彎曲過程中的載荷歷程，RTM十字接頭典型細節件破壞載荷的數值仿真結果為3 008 N，試驗平均值為3 026.5 N，仿真結果誤差僅為-0.59%。從位移來看，仿真結果明顯小于試驗結果，其主要原因是仿真過程中直接將載荷施加在兩個加載頂塊上，載荷位移曲線中的位移為兩加載頂塊處的位移，未考慮4點彎曲夾具的變形。另外，試驗中的工裝間隙亦大于數值仿真，因此位移結果的仿真值略小于試驗值。

圖11 載荷位移曲線仿真結果與試驗結果對比Fig.11 Comparison between simulation results and test re?sults of load displacement curves

2.2.2 破壞分析

復合材料RTM接頭典型細節件在4點彎曲載荷作用下，左右兩個盒段產生較大的應力，應力集中區為加載點處盒段外側T形連接區。破壞位置為加載點處盒段下表面T形接頭外側，隨著位移載荷逐漸增大，RTM接頭彎曲變形逐漸增大，當位移達到3 mm時，盒段上表面T形接頭處出現基體破壞。位移載荷進一步增大時，失效區面積逐漸增大。圖12和圖13分別給出了位移載荷下RTM接頭典型細節件基體損傷和剪切損傷的分布和擴展情況。

圖12 復合材料RTM接頭典型細節件基體損傷擴展規律Fig.12 Matrix damage propagation of the composite RTM cross joints

圖13 復合材料RTM接頭典型細節件剪切失效擴展規律Fig.13 Shear failure propagation of the composite RTM cross joints

圖14給出了典型細節件R區界面層的損傷擴展過程，由圖14結果可知，界面損傷起始位置為試件R區的綠色鋪層區和紫色鋪層區之間，隨后逐漸向外擴展，這一結果與試驗結果相同，驗證了仿真結果的正確性。

圖14 R區分層擴展規律Fig.14 Delamination propagation of the R region

3 結 論

本文針對復合材料RTM接頭，開展十字連接區典型細節件4點彎曲試驗，并基于ABAQUS軟件平臺，建立其承載能力有限元仿真分析模型，深入研究4點彎載荷作用下復合材料RTM十字連接區典型結構的力學特性，主要結論如下：

（1）試驗獲得了十字連接區典型細節試件的極限承載能力（4 kN）；典型破壞模式為試件內壁R角和外壁R角處斷裂分層。

（2）數值仿真結果與試驗結果一致，表明本文建立的復合材料RTM接頭十字連接區典型件仿真分析模型和采用的分析方法正確。

（3）采用界面單元模擬層間分層，能夠有效模擬十字連接區典型損傷擴展過程；4點彎曲載荷下，R區基體損傷和剪切損傷面積小于分層損傷面積；分層由內向外擴展，直致完全失去承載能力。