复合材料层合板接头疲劳预测方法

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1、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

2、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

3、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

4、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；λ为间隙；P为加载力。图2接头尺寸简图文献[

5、5]中Ramkumar和Tossavainen对接头多种几何尺寸即不同的板宽与孔径比W／D及不同的端距与孔径比E／D进行了实验研究，结果得知：a．W／D≤4时，一般主要发生拉伸破坏；W／D>4时，主要发生局部挤压破坏；W／D>6时，挤压强度相对保持不变，说明W／D过大对增加结构强度并没太大作用。b．E／D>3时，主要发生局部挤压破坏；E／D≤3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)、18.08N·m两种不

6、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。1.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

7、。文献[8]中Schütz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。2.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