復合材料連接結構擠壓強度試驗*

耿麗松,楊茜茜,焦帥克,王澤峰

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

0 引 言

復合材料具有較高的比強度、比模量及可設計性，熱穩定性好，廣泛應用于飛機機身、機翼、駕駛艙、直升機槳葉等，如F-22復合材料用量占24%，F-35達36%，EF-2000達到43%，A380客機所用復合材料質量達到了總質量的25%，B787飛機達到50%[1]。我國在ARJ21的方向舵上首次使用復合材料，但占比不足10%。C919后機身部段主體采用復合材料代替金屬材料，可滿足大型客機自重輕、強度大、抗腐蝕和疲勞等要求，但比例僅為20%左右，我國復合材料在飛機上的應用和國外比還有較大差距。

復合材料各向異性明顯，垂直于纖維方向的力學性能較低；有些材料韌性較差，機械連接較困難；復合材料連接件鉆孔會破壞纖維連續性，使承載能力降低。由此開展復合材料緊固件連接的擠壓響應試驗。

筆者研究的復合材料為纖維增強樹脂基層合板，它由樹脂基體和增強纖維組成。其中纖維提供剛度和強度，樹脂支持和固定纖維，傳遞纖維間的載荷，防止磨損或腐蝕[2]。通過擠壓響應試驗，得到單釘單剪和雙釘單剪兩類連接件的極限擠壓強度，為后續工程應用提供支撐。

1 復材連接件破壞形式及研究現狀

復合材料層合板是由多個單向層按照指定的順序鋪疊而成，如圖1所示，其與金屬連接的強度分析略有差別：復材連接部位的釘孔會切斷纖維，導致孔邊應力分布復雜，又由于復材大多是脆性材料，應力集中較金屬更嚴重。

圖1 復合材料層合板示意圖

復材連接結構的破壞方式主要有層合板的拉伸破壞、剪切破壞、擠壓破壞、拉劈破壞、拉脫破壞以及螺栓破壞等，如圖2所示。

由于擠壓破壞是局部性質的，通常不會引起結構的災難性破壞。對單排釘連接，應盡可能使其產生擠壓型破壞，而避免劈裂和剪切等低強度破壞模式發生。多排釘連接一般為拉伸型破壞。

圖2 幾種典型的破壞模式

影響復材層合板機械連接的因素[3]有很多，如：材料參數——包括纖維/樹脂的類型、纖維取向及形式、鋪層順序等；連接形式、幾何尺寸、緊固件的類型；載荷的種類，環境等。

Kelly[4]針對釘孔間隙對接頭擠壓失效影響進行了研究，發現釘孔間隙越小越能提高擠壓強度；Pekbey[5]通過試驗分析了不同預緊力、端距、板寬以及不同材料等對失效模式和極限強度的作用；劉向東[6]研究了碳纖維/環氧樹脂釘孔損傷的形成過程，結果表明，凸頭螺栓連接比沉頭強度高，原因在于沉頭孔減弱了承載能力；Xiao[7]通過試驗研究了單釘和雙釘碳纖維/雙馬來酰亞胺復材的擠壓變形，認為損傷過程與損傷模式有較大關系，分析了失效機理；Park[8]通過試驗，表明鋪層順序對結構壽命、分層損傷和極限擠壓強度影響較大，90°鋪層對擠壓強度作用顯著。

2 試驗流程

2.1 試驗設備及材料

本次試驗共進行了復材-復材和復材-金屬連接兩類，連接方式有單釘單剪、雙釘單剪兩種，復材鋪層方式四種，試驗件共1008件。文中僅展示其中一種鋪層方式的復材-復材單釘和雙釘有墊片連接，其他類型流程類似。

單釘連接和雙釘連接的示意圖如圖3～5所示，螺栓材料采用TC4鈦合金板材。兩個層壓板名義厚度相同，為3.1 mm。鋪層形式以0度層為主：[+45/0/0/-45/90/0/-45/0/0/+45]s。

試驗機采用CSS-44100±100kN電子萬能試驗機，測試儀器設備為CML-1H型應變&力綜合測試儀。

本試驗參考的試驗標準為：ASTM D 5961[9]。該方法確定纖維增強聚合物基層壓板的擠壓響應，試件承受單剪或雙剪拉伸載荷。

所謂單剪試驗，即由兩個平直等截面矩形試件，通過靠近各自端部中線位置的一個或兩個孔，用螺栓組合在一起。在每個試件的夾持端粘貼墊板，使作用線沿著兩試件接觸面并通過孔中心，這樣便使加載偏心度盡可能降低。

圖3 單釘連接層合板幾何尺寸

圖4 單釘單剪連接示意圖

圖5 雙釘單剪連接示意圖

2.2 試驗步驟

此試驗參考標準ASTM D 5961中的相關要求，按照如下步驟進行。

(1)檢查試件加工質量。對符合質量要求的試件編號，并存放在要求的環境中。準備好記錄表格，拍照、攝像設備。

(2)采用無支持夾具拉伸方式，將試件兩端直接夾持在試驗機的夾頭中，調整好對中。安裝、連接試件。在圖7位置安裝測量擠壓變形的引伸計，連接前引伸計需標定。

圖6 擠壓變形引伸計安裝位置

(3)預加載。在預估最大載荷的10%內加載，檢查試件安裝、引伸計安裝是否正常。

(4)加載試驗。以0.5 mm/min的速度施加載荷，每隔0.5 kN采集一次應變值，直至達到最大載荷，并且載荷從最大載荷下降30%為止。記錄載荷-擠壓變形、最大載荷、失效模式和位置。

3 數據處理和結果分析

破壞后的試件如圖7、8所示，可以看出，試件外表面大致沿著45°方向發生擠壓破壞，螺栓均未斷裂，但發生明顯偏轉。

圖7 單釘單剪試件破壞實物圖

圖8 雙釘單剪試件破壞實物圖

通過試驗得到加載載荷和變形位移，畫出載荷-位移曲線如圖9、10所示。

圖9 單釘單剪連接載荷-位移曲線 圖10 雙釘單剪連接載荷-位移曲線

連接結構經歷了線彈性階段、屈服階段、破壞階段，可以看出，同一類型試驗結果穩定，曲線質量良好。開始階段均有一個非線性過程，這是因為試件在開始階段通過接觸面之間的摩擦旁路傳遞了一部分載荷，隨著載荷增大，通過摩擦傳遞的比例越來越小，接觸面間也發生一定滑移，使得曲線表現出良好線性。

數據擠壓強度計算如下：

(1)

根據式(1)計算得到極限擠壓強度，結果如表1、2所示。從載荷-位移曲線和表格中不難發現，雙釘和單釘連接變形量和極限擠壓強度相差不大，但前者明顯具有更大的承載能力。

表1 單釘單剪各試件極限擠壓強度

表2 雙釘單剪各試件極限擠壓強度

4 結 語

通過試驗研究了碳纖維增強樹脂基復合材料層合板單釘單剪和雙釘單剪兩種連接模式下的擠壓強度，得到載荷-位移曲線，計算獲得單釘單剪和雙釘單剪的極限擠壓強度分別為384 MPa和364 MPa，為明確此批復材連接件的材料性能提供試驗數據，為后續應用于飛機結構奠定基礎。