复合材料层合板接头疲劳预测方法

复合材料层合板接头疲劳预测方法一、简介先进复合材料是60年代中期崛起的一种新型材料，其与金属材料相比具有比强度高、比刚度高、可设计性强等许多优异特性，而减轻飞行器和航空发动机的结构重量一直是设计人员孜孜以求的目标，因此先进复合材料在航空航天飞行器的结构中得到日益广泛地应用，已成为飞行器和航空发动机结构的重要材料之一。文献1认为与金属等一些各向同性材料相比，复合材料具有强度和刚度上的各向异性、内部构造上的不匀性和不连续性等特点。这些特点致使其疲劳损伤及破坏机理非常复杂。复合材料破坏形式的多样性和破坏机理的复杂性是它的一个重要特点，这种特点必然会反映到复合材料的连接尤其是机械连接上来。文献2认为对于复合材料，往往在高应力区出现较大规模的损伤，如界面脱胶、基体开裂、分层和纤维断裂等，这些损伤还会相互影响和组合，表现出非常复杂的疲劳破坏行为，很少出现由单一裂纹控制的破坏机理。图1反映了复合材料与金属材料的损伤特点，从图中可以看出，尽管复合材料初始阶段损伤尺寸比金属材料大，但多种损伤形式和增强纤维的牵制作用使复合材料具有良好的断裂韧性和低的缺口敏感性，因此疲劳寿命比金属材料长，且具有较大的临界损伤尺寸。此外，复合材料的疲劳损伤是积累的，而金属材料的疲劳损伤破坏是突发性的。总的来说，复合材料的抗疲劳性能比金属材料好得多。图1复合材料与金属材料的疲劳性能比较文献1认为在结构设计中，为了提高结构效率，提高结构的整体性能始终是主要的手段之一。复合材料虽然比金属材料具有较好的结构整体性，但是由于设计、工艺和使用维护等方面的需要或限制，就需要存在一些设计和工艺分离面、维护口盖和多种外挂接口等等。而这些部位的载荷传递必须有相应的连接方式来解决，所以连接设计在复合材料结构中是必不可少的关键环节。文献3认为飞行器结构有70以上的破坏都是发生在连接部位。文献4认为结构系统的抗疲劳可靠性设计一直是工程界关注的焦点。尤其对于复合材料,其疲劳性能的分散性很大,进行层合板疲劳寿命的可靠性分析具有十分重要的工程意义。复合材料层合板静强度的可靠性分析已经进行了大量研究,并取得了很大进展。但有关层合板疲劳寿命可靠性分析的文献报道尚不多见。复合材料层合板是由各个铺层组成的并联系统,其各铺层的寿命分布特征决定了整个层合板疲劳寿命的统计规律。二、层合板接头疲劳性能影响因素层合板接头疲劳性能除受所施加的交变载荷大小影响外，与静载力学性能相似，还受到其它众多因素的影响。1接头几何尺寸的影响复合材料接头几何尺寸是最基本的疲劳性能影响因素，直接影响到其疲劳最终破坏形式。单钉接头尺寸简图如图2所示W为层合板宽度；D为螺栓孔孔径；D为螺栓外径；E为端距；H为厚度；为间隙；P为加载力。图2接头尺寸简图文献5中RAMKUMAR和TOSSAVAINEN对接头多种几何尺寸即不同的板宽与孔径比WD及不同的端距与孔径比ED进行了实验研究，结果得知AWD4时，一般主要发生拉伸破坏；WD4时，主要发生局部挤压破坏；WD6时，挤压强度相对保持不变，说明WD过大对增加结构强度并没太大作用。BED3时，主要发生局部挤压破坏；ED3时，主要发生剪切破坏。研究表明结构几何尺寸直接影响了结构疲劳最终破坏形式，具体尺寸的选取与结构所处工作状况密切相关。2拧紧力矩的影响文献6中GARBO和OGONOWSKI通过对拧紧力矩为零手动拧紧、1808NM两种不同施加条件的试样进行疲劳性能试验对比，发现拧紧力矩的大小对螺栓连接孔伸长有明显的影响。拧紧力矩小时，随着疲劳过程，螺栓连接孔逐渐伸长；拧紧力矩过大时，螺栓连接孔常常表现为突然伸长的趋势，围绕钉孔的损伤面积较大。文献7认为不施加拧紧力矩时疲劳寿命要比施加拧紧力矩时明显低，并且由于拧紧力矩的增加抑制了承载孔的伸长，疲劳寿命也随之延长。从上可以得出机械连接部位对层压板厚度方向上的加紧力较敏感，对紧固件的拧紧力矩提供了钉孔附近的侧向约束，阻止并延缓了局部开裂和分层，可以使连接静强度与疲劳强度均有明显的增加。3接头形式的影响不同的复合材料机械连接型式对疲劳性能也有重要的影响。文献8中SCHTZ等对几种不同类型层合板接头疲劳性能进行了对比研究。试验显示无载填充孔层合板接头的疲劳强度较高，而不对称连接层合板接头的疲劳强度最低；对于单剪复合材料接头结构而言，开始疲劳加载时，变形就急速增加，在达到寿命的40以后，变形趋于平缓，直到破坏为止，没有急速增长现象发生；在对比单剪和双剪接头结构型式对疲劳性能的影响时，发现单剪接头结构要比双剪接头结构更容易提前破坏。4加载频率的影响由于结构疲劳寿命试验时间一般都较长，如在一定应力水平下，结构能承受106次及更多的循环次数，为了提高试验效率及减少试验时间，文献9中COUNTS和JOHNSON对三种不同加载频率01HZ、1HZ和10HZ，进行了接头疲劳试验对比。研究发现这三种频率对层合板接头疲劳寿命没有什么影响，说明在一定频率范围内，提高频率不会导致太大的试验误差。文献10认为为了避免试样与夹具间由于摩擦而产生热，可以在循环载荷加载时设置变频率加载，即在载荷比较高时采用比较低的频率，而在载荷比较低时采用比较高的频率。5铺层顺序的影响层合板接头的不同铺层顺序也会对复合材料机械连接接头疲劳性能有一定的影响。文献1113中STARIKOV和SCHN对此进行了试验研究，结果表明铺层顺序直接影响了层间应力的大小，而在孔和层合板边缘层间应力是非常高的，层间应力可以导致初始分层并且进而加速了损伤破坏。因此通过选择适当的铺层顺序，可以减小层间应力，进而提高了抗疲劳程度。6干涉量的影响文献14中刘萍、张达对复合材料层合板干涉配合连接结构的疲劳特性进行了试验研究。结果表明,适量千涉能有效地提高连接区的疲劳寿命。对被研究的材料和铺层情况,在2干涉量配合中,疲劳寿命比滑配合情况提高23倍。对一些相对不是至关重要的影响因素，一些研究人员也进行了试验研究及比较分析，如材料的非线性、电偶腐蚀以及各种环境因素等等。由于复合材料接头问题过于复杂，现有的试验研究可以说仍然不够全面，但这些研究结果为我们今后的研究工作提供了重要的参考和依据。三、接头结构疲劳破坏分析文献1认为纤维增强复合材料机械连接接头在疲劳加载情况下，与在静载荷作用时的破坏形式基本相同，主要也有以下几种破坏方式拉伸破坏、剪切破坏、拉劈破坏、挤压破坏、拉脱破坏、螺栓破坏及它们的组合形式。文献15认为工程设计中要合理的设计机械连接需要考虑以下三条疲劳失效准则钉孔拉伸、剪切或挤压破坏；钉孔永久伸长变形超过允许值；连接剩余强度低于设计要求值。三条中任何一条最先达到，则连接的寿命便会终结。多数情况下往往是钉孔的永久伸长变形最先达到限制，所以成为很重要的失效准则。对于挤压破坏导致的钉孔永久伸长变形极限值主要取决于其结构所处于的工作要求，研究者根据所研究的条件分别定义了自己的永久伸长变形限值。例如文献16中张开达和石彩华采用孔径的6为相对永久伸长，认为相当于紧固件下移了这段距离。文献17中HERRINGTON和SABBAGHIAN根据ASTM标准D953（用于塑料挤压强度的标准测试方法），定义在螺栓孔变形达到4初始孔径时即为接头疲劳破坏。四、接头结构疲劳预测方法因复合材料接头疲劳寿命预测相当复杂，在目前公开发表的文献中，仅有不多的几个研究工作提出了复合材料接头疲劳寿命的预测方法。文献1针对层合板单排多钉接头，对其损伤失效及疲劳寿命进行了研究。结合有限元技术即应力分析、失效判定准则、损伤过程中材料性能退化及机械连接最终失效准则，对复合材料机械连接多钉接头部位在疲劳载荷作用下的累积损伤失效过程及各钉孔孔径的变化过程进行模拟分析。研究开发了便于工程应用的界面友好、操作方便的仿真分析软件。其次，对层合板接头进行了大量的试验研究。考虑了不同的连接钉数（单钉和三钉）、三钉接头的三种几何尺寸及不同拧紧力矩对其疲劳性能的影响，同时使用渗透剂增强的X射线图像技术对疲劳损伤扩展及累积过程进行了无损检测，并对其进行了分析探讨。最后，对各种类型层合板接头拉拉疲劳载荷作用下的逐渐损伤扩展与失效规律进行了仿真分析，并与试验结果进行了对比，结果表明本文建立的寿命预测方法能够很好地预测层合板接头的寿命以及损伤发生、扩展及最终失效。文献18首先以单层板理论为基础，建立了层合板接头静拉伸及疲劳载荷作用下三维逐渐损伤分析的强度和寿命预测方法。其中基于载荷及时间增量原理，推导了层合板接头静载及疲劳加载累积损伤应力应变分析的虚功方程，三维应力分析中考虑了材料12面及31面上剪切应力应变的非线性效应；以单层板疲劳的刚度退化为基础，并结合正则化疲劳寿命预测方法，推导、建立了复合材料疲劳加载过程剩余刚度退化模型及剩余强度退化模型；为了判定结构的损伤与整体失效，引入HASHIN三维失效准则进行材料的损伤判定，并提出了以纤维断裂损伤形式控制复合材料结构最终破坏的接头最终失效准则以及考虑材料四种损伤基本类型相互关联作用的突然性能退化方法；研究开发了便于工程应用的界面友好、操作方便的仿真分析软件。其次，对单向层合板及层合板接头进行了大量的试验研究。其中分别对材料T300/BMP316单向层合板纵向、横向及面内剪切静载力学性能及疲劳特性进行了试验研究，并采用最小二乘法拟合得到各主方向正则化疲劳寿命表达式，以及单层板各主方向疲劳加载剩余刚度退化表达式及剩余强度退化表达式；试验同时验证了单向层合板12面上明显的剪切应力应变非线性关系。层合板接头的试验研究考虑了多种几何尺寸、多种铺层及不同拧紧力矩对其静强度及疲劳性能的影响，同时使用渗透剂增强的X射线图象技术对静载和疲劳损伤扩展及累积过程进行了无损检测，并对其进行了分析探讨。最后，对各种类型层合板接头静拉伸及拉拉疲劳载荷作用下的逐渐损伤扩展与失效规律进行了仿真分析，并与试验结果进行了对比，结果表明本文建立的静强度及寿命预测方法能够很好地预测层合板接头的强度、寿命以及损伤发生、扩展及最终失效。文献19采用有限元方法对复合材料的疲劳进行模拟计算，建立有限元模型，进行疲劳寿命预测。把复合材料的疲劳失效过程模拟成为在外载荷作用下材料性能逐步退化、应力重分布、损伤累积的过程。并利用MSCPATRANNASTRAN进行算列分析，并与试验结果相比较，误差较小，可以作为预测复合材料层合板寿命的方法。其具体流程图如图3所示。图3复合材料疲劳寿命预测方法流程图文献16中张开达和石彩华以机械连接接头应力分布的解析解为基础，以单层板单轴疲劳性能为依据，按照孔边一定范围内逐单元损伤直至破坏的物理本质，从宏观唯象观点出发，提出了一种基于挤压破坏的寿命估算方法。该方法首先进行单层板疲劳性能研究，通过试验获取单层板纵向疲劳性能。然后对接头进行二维有限元建模，假定紧固件为绝对刚硬，规定当孔相对永久变形值为6孔径D时，机械连接接头发生疲劳破坏。该方法考虑了具体的破坏形式挤压破坏。但在单层板疲劳研究中，没有考虑横向及面内剪切方向疲劳性能变化，对有不同铺层角的层合板接头疲劳研究，只考虑单层板纵向拉拉疲劳性能并不合理；并且在有限元分析中只考虑了二维模型，不能分析分层损伤及法向受力情况；但该方法在计算思想上有很大的进步，为今后研究提供了重要的参考价值。文献20从宏观唯象的观点出发，根据逐步损伤失效原理结合有限元法，建立了复合材料层合板刚度退化的系列单元失效模型，对复合材料层合板内部不同部分的损伤和损伤累积给出了合理的描述；把层合板的失效过程模拟成单元刚度逐步退化，应力不断重新分布，单元损伤不断累积，不同单元逐次发生静力失效或疲劳失效的连续的动态过程。系列单元失效模型简图如图4所示。图4系列单元失效模型简图文献4基于唯象的剩余强度衰减模型与蔡2希尔静强度判据,建立单向层合板在任意复杂面内应力作用下的疲劳失效准则。利用蒙特卡洛模拟方法计算层合板的疲劳寿命,并对其进行可靠性评估。根据T300/QY8911的三种典型层合板016、9024和453S的拉拉疲劳试验结果,利用蒙特卡洛模拟方法计算层合板的疲劳寿命,结果表明寿命服从WEIBULL分布。文献21IORIO等提出把总体刚度和阻尼系数作为损伤参数，通过疲劳过程中材料滞后环的变化来确定阻尼系数及弹性模量，由于随着载荷循环次数的增加，材料滞后环的面积也逐渐变大，零件之间的滑动距离也同时逐渐变大，通过以上关系建立相应关系式来预测接头疲劳寿命。文中并没给出具体关系式，也没进行疲劳寿命试验验证，但该研究提供了一个解决接头疲劳寿命的思路。然而该方法仅适用于常幅应力加载，不适用于多级应力加载情况，加之试验获取滞后环及相关参数复杂，推广使用难度较大。五、小结复合材料接头连接问题是一个非常复杂的问题，如层合板螺栓安装孔周围及挤压面上应力分布都极为复杂，借助于高效的有限元数值分析技术对其进行应力分析变得非常重要。虽然有限元数值分析方法已经有了很大的发展，但由于接头结构影响的因素过多，想要在一个数值模型中就能清楚分析出各种因素对其力学性能的影响，几乎不可能。此外，由于复合材料疲劳性能复杂，复合材料层合板疲劳问题现在还没有一个公认的解决方法，因此相对有受载孔层合板接头疲劳性能研究就更有难度。到目前为止，对层合板接头各个铺层损伤扩展研究并不充分，而关于损伤基本机理类型之间的相互关联性以及同时考虑四种损伤模式，至今研究更是少见。而对于连接接头疲劳性能的研究，多集中于试验现象分析，仍然对其疲劳性能影响因素进行各种各样的试验研究，而理论研究分析尚少见。国内在层合板接头疲劳失效分析及寿命预测的工作相当薄弱，损伤失效分析也仅处于二维有限元模型基础上。到目前为止，尚无可靠、实用的疲劳计算模型可供工程使用。因此，我们应该对复合材料机械连接接头的疲劳性能进行全面深入的研究，为复合材料在航空等方面的应用提供技术支持。六、参考文献1朱元林复合材料机械连接部位疲劳寿命预测方法研究南京南京航空航天大学硕士论文，20082廖晓玲，徐文峰C_C复合材料的疲劳性能及损伤研究现状材料工程,2008,Z13013043汪裕炳,张全纯复合材料的结构连接北京,国防工业出版社,1992III,8144姚磊江，童小燕，孙秦复合材料层合板疲劳寿命的可靠性分析机械强度，1998,42682705RAMKUMARRL，TOSSAVAINENEWSTRENGTHANDLIFETIMEOFBOLTEDLAMINATESINPOTTERJM，EDFATIGUEINMECHANICALLYFASTENEDCOMPOSITEANDMETALLICJOINTSASTMSTP927，PHILADELPHIA，19862512736GARBOSP,OGONOWSKIJMEFFECTOFVARIANCEANDMANUFACTURINGTOLERANCESONTHEDESIGNSTRENGTHANDLIFEOFMECHANICALLYFASTENEDCOMPOSITEJOINTSAFWALTR813041VOL127CREWJRJHBOLTBEARINGFATIGUEOFAGRAPHITE/EPOXYLAMINATEINASTMSTP749,19818SCHTZD,GERHARZJJ,ALSCHWEIGEFATIGUEPROPERTIESOFUNNOTCHED,NOTCHED,ANDJOINTEDSPECIMENSOFAGRAPHITE/EPOXYCOMPOSITEFATIGUEOFFIBROUSCOMPOSITEMATERIALS,198131479COUNTSWA,JOHNSONWSBOLTBEARINGFATIGUEOFPOLYMERMATRIXCOMPOSITESATELEVATEDTEMPERATUREINTERNATIONALJOURNALOFFATIGUE,2002,2419720410EPERSSON,IERIKSSONFATIGUEOFMULTIPLEROWBOLTEDJOINTSINCARBON/EPOXYLAMINATESRANKINGOFFACTORSAFFECTINGSTRENGTHANDFATIGUELIFEINTERNATIONALJOURNALOFFATIGUE,1999,2134134911STARIKOVRQUASISTATICANDFATIGUEBEHAVIOUROFCOMPOISTEBOLTEDJOINTSDEPARTMENTOFAERONAUTICSREPORT,