預緊力對復合材料單搭接接頭拉伸性能的影響

劉慶波，安魯陵，楊浩然

(南京航空航天大學，江蘇 南京 210016)

0 引言

由于復合材料具有比強度和比剛度較高、鋪層可設計等優點[1]，新一代飛機上大量使用復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、便于維修更換等優點，因此飛機結構中復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緊力，預緊力大小會影響復合材料接頭的拉伸性能，進而影響飛機結構的綜合性能。

預緊力對復合材料單搭接接頭拉伸性能的影響一直是國內外學者研究的熱點。SEN F等[3]研究了預緊力對復合材料接頭的影響，得到結論：預緊力增大，接頭極限載荷增大。SOYKOK I F等[4]研究了溫度和預緊力對玻璃纖維/環氧復合材料接頭承載能力的影響。得到結論是，不同溫度環境下，增大預緊力，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矩對復合材料沉頭螺栓單搭接接頭的影響，使用三維數字圖像相關技術(3D digital image correlation, 3D-DIC)分析表面應變分布和接頭的面外變形。研究發現螺栓轉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緊力等對復合材料單搭接接頭剛度和強度的影響，得到結論為預緊力增大，增大了接頭剛度，降低了初始損傷時的載荷值、孔表面切向應力和徑向應力。梅俊杰等[7]研究了預緊力和摩擦系數對復合材料螺栓連接強度的影響和機理，得知合適的預緊力會增大接頭極限載荷，過大的預緊力使接頭提前失效。

目前，對復合材料單搭接接頭拉伸性能的研究，主要集中在T300級復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級復合材料單搭接接頭靜強度、剛度和表面應變等方面的研究還較少。本文對不同預緊力的T800級復合材料單搭接接頭進行試驗研究，試驗中使用3D-DIC技術獲取其應變場和位移場。為減小試驗誤差，每一種預緊力接頭均進行3組試驗。研究預緊力對接頭載荷-位移曲線、極限載荷、拉伸剛度、破壞位移和表面應變的影響，為飛機T800級復合材料結構設計提供參考。

1 試樣設計

試樣參考 ASTM D5961/D5961M[8]標準設計，其幾何尺寸如圖1所示。

圖1 復合材料單搭接接頭尺寸

試件所用復合材料為T800級碳纖維復合材料，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，墊圈內徑5mm，外徑12mm，厚度2mm。

2 拉伸試驗

2.1 預緊力值確定

波音公司對航空結構中的預緊力進行研究之后發現：對于一般航空結構中用到的螺栓來說，預緊力的大小應該是螺栓屈服載荷的一半左右[9]。由前期試驗發現所使用螺栓屈服時的預緊力大小約為14.5kN。本文以一般航空結構中的復合材料單搭接接頭為研究對象，因此設置最大預緊力為其屈服載荷的一半左右，即7.5kN。設置的預緊力參數如表1所示。

表1 預緊力參數 單位：kN

2.2 預緊力-擰緊力矩關系確定

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

根據實際生產工況，采用30r/min的轉速進行預緊力-擰緊力矩關系測試，通過試驗平臺上的力傳感器和轉矩傳感器，記錄產生相應預緊力對應的擰緊力矩值。預緊力-擰緊力矩對應關系如表2所示。

表2 預緊力-擰緊力矩對應關系表

2.3 試樣制備

首先依據ASTM D5961/D5961M標準對復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膠粘上復合材料板和附板；依據實際生產工況，固定螺栓頭，以30r/min轉速擰緊螺母，達到相應擰緊力矩值時，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。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技術測量復合材料板表面的應變場和位移場。

3 結果分析與討論

3.1 載荷-位移曲線分析

圖3為不同預緊力接頭載荷-位移曲線圖。由圖3可知，不同預緊力接頭載荷-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，隨著預緊力增大，接頭載荷增大。這是因為預緊力增大后，增大了接頭的摩擦力，同時抑制了復合材料內部的損傷擴展；在加載后期，相同位移時，隨著預緊力增大，接頭載荷先增大后減小，這是因為預緊力增大的同時，也增大了螺栓塑性變形程度。當預緊力增長較小時，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；但預緊力增長過大時，螺栓產生嚴重塑性變形，接頭承載能力快速下降，接頭載荷減小。

3.2 失效形式分析

不同預緊力的復合材料單搭接接頭進行拉伸試驗發現，接頭的失效形式相同，即預緊力不會改變復合材料單搭接接頭的拉伸失效形式。現以7.5kN預緊力接頭為例進行說明。

圖4是7.5kN預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合材料表面圖片。由圖可知，螺栓頭端復合材料表面出現分層損傷，墊圈端復合材料表面出現較均勻的壓痕。這是因為加上墊圈后，與復合材料的接觸面積增大，抑制了分層損傷的產生與擴展。圖4(b)為復合材料貼合面圖片。由圖可知，孔周的復合材料出現擠壓損傷，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合材料板貼合面左右被剪斷。這是因為螺栓強度較復合材料強度弱，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

統計不同預緊力下接頭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-預緊力變化曲線、拉伸剛度-預緊力變化曲線和破壞位移-預緊力變化曲線。

圖5 極限載荷-預緊力變化曲線

圖6 拉伸剛度-預緊力變化曲線

圖7 破壞位移-預緊力變化曲線

由圖5和圖7可知，接頭極限載荷和破壞位移隨預緊力變化曲線可以分為兩個階段。1)當螺栓預緊力從1.5kN增大至2.5kN時，極限載荷和破壞位移明顯增大。這是因為預緊力增大后，一方面增大了復合材料板與復合材料板間的摩擦力，承擔一部分拉伸載荷，增加了接頭的破壞位移；另一方面，預緊力增大后，抑制了拉伸過程中復合材料的分層和損傷擴展。2)當螺栓預緊力從2.5kN增大至7.5kN時，增大預緊力，極限載荷和破壞位移逐漸減小。這是因為預緊力增大后，雖然增大了接頭摩擦力，抑制了拉伸過程中復合材料的損傷擴展，增大了接頭承載能力，但是同時預緊力增大導致螺栓內部應力增大，螺栓提前斷裂，降低了接頭的破壞位移，導致接頭提前失效。

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

3.4 表面應變分析

3D-DIC技術，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變場[10]。利用3D-DIC技術的優勢，研究拉伸試驗過程中，不同預緊力對接頭表面應變的影響。

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

圖8 應變測量點位置

圖9 eyy應變-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。

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

4 結語

1)預緊力大小不會改變復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)預緊力大小不改變復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)隨著螺栓預緊力的增大，復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)隨著螺栓預緊力的增大，相同拉伸載荷下孔周復合材料板表面eyy應變絕對值減小，應變集中狀況得到改善。

5)針對本文研究的T800級復合材料單搭接接頭，從極限載荷和破壞位移角度考慮，預緊力值不宜過大，應取合適的預緊力值；而從拉伸剛度和復合材料表面應變角度考慮，預緊力值應盡可能取更大值。因此，在飛機T800級復合材料結構設計中，應綜合考慮預緊力大小對極限載荷和拉伸剛度等的不同影響規律。