李　星，　季少華，　張　田，　劉傳軍

(中國(guó)商飛北研中心 強(qiáng)度分析技術(shù)研究部，北京 102211)

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復(fù)合材料主承力連接結(jié)構(gòu)強(qiáng)度預(yù)測(cè)及影響因素

李星，季少華，張?zhí)?，劉傳?/p>

(中國(guó)商飛北研中心 強(qiáng)度分析技術(shù)研究部，北京 102211)

以復(fù)合材料機(jī)翼翼根后梁下緣條對(duì)接試件為研究對(duì)象，通過(guò)有限元手段分析其失效機(jī)理和破壞過(guò)程，并對(duì)極限強(qiáng)度進(jìn)行預(yù)測(cè)。描述試件構(gòu)型、實(shí)驗(yàn)方法和過(guò)程，給出螺栓建模方法和擠壓/旁路耦合失效判定方法，分析對(duì)比試件的應(yīng)變響應(yīng)和各排螺栓的釘載分布。在非線性分析方面，探討接觸、幾何非線性和釘孔非線性變形對(duì)預(yù)測(cè)結(jié)果的影響；在建模方法方面，研究螺栓剛度計(jì)算方法、螺栓建模方法、溫度和網(wǎng)格密度等因素的影響規(guī)律。結(jié)果表明：材料非線性對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響最為顯著；采用CBUSH單元模擬螺栓并采用Huth公式計(jì)算螺栓剛度預(yù)測(cè)的極限載荷與實(shí)驗(yàn)結(jié)果最為接近；網(wǎng)格密度、溫差等對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響較小。研究結(jié)果可對(duì)復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的工程強(qiáng)度預(yù)測(cè)、校核提供算例和參考，并對(duì)各參數(shù)影響提供定量的概念。

復(fù)合材料；機(jī)械連接；釘載分配；擠壓/旁路載荷；非線性分析

現(xiàn)代大型客機(jī)復(fù)合材料用量已經(jīng)成為其先進(jìn)性和市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力的標(biāo)志[1]，但在實(shí)際結(jié)構(gòu)的機(jī)械連接中，一方面由于復(fù)合材料的脆性特性不利于釘載的重新分配和均勻化[2]，從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量增加；另一方面復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)多樣的破壞模式(表面分層、拉脫等)及金屬/復(fù)材混雜結(jié)構(gòu)對(duì)溫度、腐蝕的敏感性等[3]也對(duì)結(jié)構(gòu)安全提出新的挑戰(zhàn)。近些年隨著我國(guó)航空結(jié)構(gòu)復(fù)合材料用量的增加，國(guó)內(nèi)學(xué)者對(duì)這一問(wèn)題的研究也逐漸深入。劉向東等[2,4]測(cè)試并模擬分析了金屬/復(fù)材多釘連接結(jié)構(gòu)的釘載分配特性及附加彎矩影響，程小全等[5-7]研究了凸頭、沉頭螺栓對(duì)復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)力學(xué)特性的影響規(guī)律，宋恩鵬等[8]通過(guò)雙搭接實(shí)驗(yàn)，研究了復(fù)合材料/鋼連接結(jié)構(gòu)剛度比對(duì)多釘連接釘載分配的影響規(guī)律，范景峰等[9]研究了溫度對(duì)多釘連接CCF300/GW300層合板拉伸性能的影響；但大多數(shù)研究?jī)?nèi)容限于試樣級(jí)或元件級(jí)試件，針對(duì)復(fù)雜復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的論述相對(duì)較少。

美國(guó)早在20世紀(jì)80年代中期就開(kāi)展了針對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼關(guān)鍵受力接頭的預(yù)先研究工作，開(kāi)展了大量的實(shí)驗(yàn)和理論研究[10-11]。本工作以復(fù)合材料翼根對(duì)接結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，通過(guò)可工程應(yīng)用的模擬方法計(jì)算其釘載分配和破壞模式，并與實(shí)驗(yàn)測(cè)試的應(yīng)變分布和最終破壞載荷進(jìn)行對(duì)比分析；研究非線性、螺栓剛度計(jì)算公式、螺栓建模方法和溫度等因素對(duì)模擬結(jié)果的影響規(guī)律，以期為工程研制中的強(qiáng)度分析和校核提供算例，并對(duì)各參數(shù)影響提供定量的概念。

1　實(shí)驗(yàn)

1.1翼根后梁下緣條對(duì)接實(shí)驗(yàn)

試件構(gòu)型選自參考文獻(xiàn)[10]，如圖1所示。該試件代表復(fù)合材料機(jī)翼翼根后梁下緣條與中央翼結(jié)構(gòu)的典型連接。蒙皮和梁緣條均由復(fù)合材料T300/914制造，寬度為152.4mm，厚度為12.7mm(單層厚度0.264mm)；上、下對(duì)接帶板為變厚度部件，材料均為鈦合金；左右角盒材料為鋁合金。各部件之間通過(guò)4排鈦合金螺栓連接，螺栓直徑從遠(yuǎn)離翼根的12.7mm(16#)過(guò)渡到鄰近翼根的19.05mm(24#)；左、右角盒之間通過(guò)兩顆直徑15.875mm(20#)的鈦合金螺栓連接。

實(shí)驗(yàn)中試件兩端施加拉伸載荷，并在下對(duì)接帶板中間位置約束法向位移。為了監(jiān)視加載過(guò)程中試件的應(yīng)力分布和釘載分配，試件表面共粘貼了14個(gè)應(yīng)變片。最終破壞載荷為1200.2kN，破壞模式為復(fù)材板凈截面拉斷(遠(yuǎn)離翼根的螺栓處)。圖2為翼根后梁下緣條對(duì)接試驗(yàn)破壞模式(左)及遠(yuǎn)場(chǎng)應(yīng)變監(jiān)測(cè)(右)。由圖2中遠(yuǎn)端應(yīng)變片的應(yīng)變結(jié)果可以看出，試件整體為脆性斷裂，沒(méi)有類似金屬結(jié)構(gòu)的塑性變形；然而根據(jù)3.2節(jié)應(yīng)變片的監(jiān)測(cè)結(jié)果，連接區(qū)域內(nèi)由于接觸、金屬塑性變形等因素導(dǎo)致各排螺栓之間的載荷分配產(chǎn)生了一定的變化，即存在非線性效應(yīng)。試件最終破壞對(duì)應(yīng)的復(fù)材板遠(yuǎn)場(chǎng)應(yīng)變約為0.0051,破壞應(yīng)力約為327.5MPa。

圖1　翼根后梁下緣條對(duì)接試件示意圖Fig.1　Schematic of butt joint specimen in rear spar lower cap of wing root

圖2　翼根后梁下緣條對(duì)接試驗(yàn)破壞模式(左)及遠(yuǎn)場(chǎng)應(yīng)變監(jiān)測(cè)(右)Fig.2　Failure mode of butt joint specimen(left) and far field strains(right)

1.2材料基本性能

蒙皮和梁緣條0/±45/90鋪層，比例為 37.5/50/12.5，T300/914單向帶性能及由實(shí)驗(yàn)測(cè)得的層板性能如表1所示[10,12]。上、下對(duì)接帶板(鈦合金)和角盒(鋁合金)的材料性能如表2所示[13]。

表1　T300/914復(fù)合材料力學(xué)性能和熱性能Table 1　Mechanical and thermal properties of T300/914

表2　鈦合金、鋁合金力學(xué)性能和熱性能Table 2　Mechanical and thermal properties of titanium alloy and aluminum alloy

Note:*A0.85reductionfactorisusedforwetpin

2　失效判定及螺栓剛度計(jì)算

2.1擠壓/旁路失效判定方法

(a)復(fù)合材料開(kāi)孔破壞時(shí)的拉伸應(yīng)力集中減縮系數(shù)Ktc：

(1)

式中：σmax是復(fù)材板截面上的最大應(yīng)力，MPa；σnet是凈截面平均應(yīng)力，MPa；σby是旁路應(yīng)力，MPa；W是板寬，mm；D是螺栓直徑，mm。

(2)

式中，σbr是螺栓孔擠壓應(yīng)力，MPa。

根據(jù)式(1)和式(2)，由擠壓應(yīng)力和旁路應(yīng)力疊加導(dǎo)致的層板凈截面拉伸破壞可表達(dá)為：

(3)

在有限元計(jì)算中更容易提取出復(fù)材板擠壓載荷Pbr和旁路載荷Pby，因此，式(3)可表達(dá)為：

(4)

式中σb是層板的拉伸破壞強(qiáng)度，MPa。此外，擠壓/旁路失效包線中還有一個(gè)擠壓強(qiáng)度截止值：

σbr=σbru

(5)

式中σbru是層板的擠壓強(qiáng)度，MPa。式(4)和式(5)共同構(gòu)成了復(fù)材板在拉伸載荷作用下的擠壓/旁路失效包線，如圖3所示。

圖3　復(fù)合材料擠壓/旁路耦合失效示意圖(拉伸)Fig.3　Schematic diagram of bearing/bypass coupling failure of composites (tension)

Ktc-1=C(Kte-1)

(6)

(7)

(8)

(9)

式中e為釘邊距。

2.2螺栓剛度計(jì)算方法

NASA推薦使用式(10)和式(11)分別計(jì)算雙剪螺栓的剪切剛度Kds和單剪螺栓的剪切剛度Kss[16]：

(10)

(11)

螺栓軸向剛度K1按式(12)計(jì)算：

(12)

式中：A為緊固件橫截面積；L為緊固件有效長(zhǎng)度。若殼單元均位于實(shí)體中面位置，L=(t1+t2)/2。螺栓的轉(zhuǎn)動(dòng)剛度K4，K5，K6均定義為1×108N/mm。其中K4是螺栓沿軸向的轉(zhuǎn)動(dòng)剛度，K5和K6分別是螺栓沿面內(nèi)兩個(gè)相互垂直方向的轉(zhuǎn)動(dòng)剛度。

3　數(shù)值模擬及計(jì)算結(jié)果

3.1有限元模型

有限元前處理均采用Hypermesh13.0軟件，線性計(jì)算采用Nastran2012求解器，非線性計(jì)算采用Abaqus6.14求解器。以Nastran中的線性計(jì)算為例，有限元模型如圖4(左)所示。蒙皮、翼梁、對(duì)接帶板和角盒均采用殼單元CQUAD4進(jìn)行模擬，殼單元參考面均選取實(shí)體中面，網(wǎng)格密度約為10mm；螺栓采用CBUSH單元進(jìn)行建模，CBUSH單元與對(duì)應(yīng)位置殼單元共節(jié)點(diǎn)；認(rèn)為所有螺栓均受雙剪，按式和式計(jì)算螺栓剪切剛度和軸向剛度。模型一端節(jié)點(diǎn)固支，另一端節(jié)點(diǎn)約束除加載向以外的其他5個(gè)自由度并與參考點(diǎn)進(jìn)行RBE3綁定，在參考點(diǎn)上施加拉伸載荷。同時(shí)為了防止試件彎曲，約束下對(duì)接帶板對(duì)稱面處節(jié)點(diǎn)的法向位移。

在進(jìn)行非線性計(jì)算時(shí)，需要將Nastran生成的bdf文件導(dǎo)入Abaqus，如圖4(右)所示。導(dǎo)入時(shí)CQUAD4殼單元對(duì)應(yīng)S4R單元，CBUSH彈簧元對(duì)應(yīng)Cartesian+Cardan連接單元，材料屬性和截面屬性均與Nastran保持一致，分析步為隱式靜態(tài)(Static,General)分析步。非線性包括幾何非線性、邊界條件非線性和材料非線性，幾何非線性通過(guò)Step模塊的NLgeom控制，并指定單步步長(zhǎng)為0.01(總步長(zhǎng)為1)；邊界條件非線性即各層殼單元之間的面-面接觸，在Interaction模塊實(shí)現(xiàn)，同樣指定單步步長(zhǎng)為0.01；材料非線性的考慮包含在螺栓剛度的定義中，根據(jù)文獻(xiàn)[11]，當(dāng)釘孔擠壓應(yīng)力達(dá)到復(fù)材板擠壓強(qiáng)度的80%或金屬板擠壓屈服強(qiáng)度時(shí)，螺栓剛度折減為原剛度的20%，這通過(guò)指定Connector的塑性屬性來(lái)實(shí)現(xiàn)。

圖4　有限元模型示意圖(左為Hypermesh軟件，右為Abaqus軟件)Fig.4　Finite element models (left： Hypermesh software, right： Abaqus software)

圖4的有限元模型中沒(méi)有考慮實(shí)螺栓孔處的材料減少，這會(huì)導(dǎo)致層板的剛度高于實(shí)際結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致計(jì)算得出的層板應(yīng)變比實(shí)際值偏低。因此建立了包含釘孔的有限元模型，如圖5所示。CBUSH單元的建模方式不變，且分別與孔邊節(jié)點(diǎn)進(jìn)行coupling綁定。

圖5　包含釘孔有限元模型Fig.5　Finite element model containing bolt holes

3.2計(jì)算結(jié)果及分析

翼根后梁下緣條對(duì)接實(shí)驗(yàn)的有限元計(jì)算結(jié)果如表3所示，包括求解器、非線性和網(wǎng)格劃分方式(即是否包含螺栓孔)的對(duì)比。當(dāng)模型中施加載荷為1kN時(shí)，通過(guò)線性推算的方式計(jì)算最終破壞載荷。若采用不含螺栓孔的線彈性計(jì)算方法，Nastran和Abaqus求解器的計(jì)算結(jié)果基本一致，模擬值與實(shí)驗(yàn)破壞強(qiáng)度的誤差約為10.7%。在當(dāng)前模型中面外載荷較小，因此接觸和幾何非線性因素對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響很小，但材料非線性對(duì)結(jié)果的影響較大。通過(guò)分析發(fā)現(xiàn)，圖1中首排釘孔處的鈦合金板在900kN左右會(huì)達(dá)到擠壓屈服強(qiáng)度，引起螺栓非線性變形從而導(dǎo)致首排螺栓的局部卸載，這樣延緩了首排螺栓處的復(fù)材板的破壞，因此提高了試件的最終破壞載荷?？紤]非線性后模擬計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的誤差約為8.6%，無(wú)論在包含材料非線性和不包含材料非線性的計(jì)算中，螺栓孔的建模對(duì)最終強(qiáng)度的預(yù)測(cè)基本沒(méi)有影響，因此在工程計(jì)算中不建議采用這種大幅提高網(wǎng)格劃分復(fù)雜度的建模方式。

表3　翼根后梁下緣條對(duì)接實(shí)驗(yàn)有限元計(jì)算結(jié)果Table 3　Simulated results of butt joint in rear spar lower cap of wing root

試件測(cè)試中的應(yīng)變片粘貼位置如圖6所示，以表3中No.8的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)應(yīng)變測(cè)試結(jié)果進(jìn)行對(duì)比(圖7)。由于應(yīng)變片11在測(cè)試中失效，應(yīng)變片9的測(cè)試值遠(yuǎn)低于實(shí)際值，因此只給出了計(jì)算結(jié)果作為參考?？梢?jiàn)采用包含螺栓孔的有限元模型計(jì)算結(jié)果，與實(shí)驗(yàn)測(cè)試應(yīng)變結(jié)果具有很好的一致性。對(duì)于遠(yuǎn)離連接區(qū)的1和2，實(shí)驗(yàn)測(cè)試和數(shù)值模擬的應(yīng)變—載荷曲線均為線性，說(shuō)明復(fù)材板整體應(yīng)變基本不受局部材料非線性變形的影響；但對(duì)于下對(duì)接帶板上靠近首排螺栓的3和4，其應(yīng)變非線性趨勢(shì)明顯，計(jì)算和測(cè)試的非線性應(yīng)變起始點(diǎn)也很接近，均在900kN左右；遠(yuǎn)離首排螺栓的5，6和9的應(yīng)變基本為線性。對(duì)于第2排和第3排螺栓之間的7，10和11，由于鈦合金對(duì)接帶板發(fā)生擠壓屈服，載荷更多的通過(guò)復(fù)材板傳遞，因此10和11的應(yīng)變非線性升高；位于角盒上的7所受影響很小，其應(yīng)變基本為線性。對(duì)于第3排和第4排螺栓之間的8，12，13和14，由于遠(yuǎn)離擠壓屈服的首排螺栓，因此其應(yīng)變基本為線性變化。

圖6　翼根后梁下緣條對(duì)接試件應(yīng)變片粘貼位置Fig.6　Strain gages arrangement of butt joint test

圖7　計(jì)算應(yīng)變與實(shí)驗(yàn)測(cè)試應(yīng)變對(duì)比(a)應(yīng)變片1, 2, 9；(b)應(yīng)變片3, 4, 5, 6；(c)應(yīng)變片7, 10, 11；(d)應(yīng)變片8, 12, 13, 14Fig.7　Simulated strains compared with experimental measured strains(a)strain gages 1, 2, 9；(b) strain gages 3, 4, 5, 6；(c) strain gages 7, 10,11；(d) strain gages 8, 12, 13, 14

同樣以表3中的No.8計(jì)算結(jié)果為對(duì)象，研究各排螺栓在極限載荷下的剪切釘載分布和復(fù)材板擠壓/旁路應(yīng)力狀態(tài)，如圖8所示?？梢?jiàn)載荷主要通過(guò)上、下對(duì)接帶板傳遞，角盒傳載很小，且上、下對(duì)接帶

板的螺栓剪切載荷基本大小相當(dāng)、方向相反。由于鈦合金對(duì)接帶板均采用變厚度設(shè)計(jì)，第4排螺栓的剪切載荷差距不大，第1排的剪切載荷最小，第4排的剪切載荷最大，兩者相差約26.0%。通過(guò)擠壓/旁路應(yīng)力狀態(tài)可以發(fā)現(xiàn)，由于第4排螺栓的剪切載荷較為接近，導(dǎo)致復(fù)材板的擠壓應(yīng)力相差不大；但第1排螺栓處復(fù)材板的旁路載荷很高，最終破壞是由擠壓/旁路應(yīng)力耦合作用導(dǎo)致的拉伸斷裂，此時(shí)復(fù)材板最大擠壓應(yīng)力僅為復(fù)材擠壓強(qiáng)度的40.9%。

圖8　極限載荷下的螺栓剪切釘載分布(左)和擠壓/旁路應(yīng)力狀態(tài)(右)Fig.8　Bolt load distribution (left) and bearing/bypass stress at ultimate load (right)

4　影響因素分析

工程結(jié)構(gòu)往往比較復(fù)雜，若建立考慮釘孔等細(xì)節(jié)的有限元模型成本很高，也很難在計(jì)算中考慮螺栓的非線性；根據(jù)表3的計(jì)算結(jié)果，發(fā)現(xiàn)幾何非線性和接觸等對(duì)于該試件的計(jì)算結(jié)果影響不大，因此以Natran作為求解器進(jìn)行線彈性計(jì)算，研究建模中的關(guān)鍵參數(shù)對(duì)結(jié)果的影響規(guī)律。

4.1螺栓剛度

工程中通常推薦使用Huth公式[17]計(jì)算螺栓的剪切剛度，其表達(dá)式為：

(13)

式中：t1,t2為被連接件厚度，當(dāng)雙剪時(shí)t1為中間板厚度；d為釘?shù)闹睆剑籥,b是釘?shù)倪B接類型系數(shù)，對(duì)于復(fù)材結(jié)構(gòu)a=2/3，b=4.2；n是與釘?shù)募羟行问较嚓P(guān)，單剪時(shí)n=1，雙剪時(shí)n=2；E1,E2是層板的等效彈性模量；Ef是釘?shù)膹椥阅Ａ俊?/p>

采用NASA公式和Huth公式計(jì)算得出的各螺栓的切向剛度如表4所示。兩種公式計(jì)算的螺栓剪切剛度較為接近，但對(duì)于較為關(guān)鍵的第1排螺栓，Huth公式得出的剪切剛度顯著低于NASA公式。采用Huth公式的有限元模型計(jì)算得到的試件極限載荷為1103.9kN，與實(shí)驗(yàn)極限載荷的誤差約為8.0%，模擬精度優(yōu)于NASA公式，如圖9所示。此外將螺栓剛度增大一倍進(jìn)行模擬分析，結(jié)果表明其對(duì)極限載荷的預(yù)測(cè)影響不大。

表4　NASA公式和Huth公式得出的螺栓剪切剛度Table 4　Bolt shear stiffness calculated by NASA formula and Huth formula

圖9　螺栓剛度對(duì)極限載荷預(yù)測(cè)結(jié)果的影響Fig.9　Influence of bolt stiffness on prediction of ultimate load

4.2螺栓建模方法(CBAR和CBUSH)

螺栓可以采用CBUSH單元模擬，也可采用CBAR單元進(jìn)行模擬。CBAR單元相比CBUSH單元，模擬螺栓時(shí)截面屬性的賦予較為簡(jiǎn)單，且可以直觀的在軟件中顯示螺栓直徑，如圖10所示。采用CBAR單元模擬螺栓的有限元模型計(jì)算得到的試件極限載荷為1060.1kN，與實(shí)驗(yàn)極限載荷的誤差為11.7%，精度次于CBUSH單元。這是由于CBAR單元僅考慮了螺栓本身的剛度，沒(méi)有考慮釘孔處被連接件的擠壓變形。第1排螺栓處上、下對(duì)接帶板均很薄，CBAR單元?jiǎng)偠让黠@高于NASA公式或Huth公式計(jì)算得出的螺栓剛度，導(dǎo)致第1排螺栓的釘載偏高，因此極限載荷偏低。

圖10　采用CBAR單元對(duì)螺栓建模Fig.10　Modeling bolts with CBAR elements

4.3溫度

由于鋁合金和鈦合金的熱膨脹系數(shù)均高于復(fù)材板(表1，表2)，熱應(yīng)力是復(fù)材結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中需要重點(diǎn)考慮的因素。在模型中施加ΔT=100℃的溫度載荷，研究溫度對(duì)釘載分布和極限載荷的影響，如圖11所示。由于鋁合金的熱膨脹系數(shù)最大，溫度對(duì)角盒-上對(duì)接帶板之間的釘載分布影響最大，在拉伸載荷工況中，角盒的熱膨脹導(dǎo)致其連接螺栓的卸載。溫度對(duì)鈦合金-復(fù)材板之間的釘載分布影響較小，釘載最大變化為5.66%(第4排釘，上對(duì)接帶板-梁緣條)。溫載導(dǎo)致鈦合金-復(fù)材板之間第1排釘?shù)募羟休d荷變小，第4排釘?shù)募羟休d荷增大，預(yù)測(cè)的試件最終破壞載荷為1081.6kN。

圖11　溫度對(duì)釘載分布的影響Fig.11　Bolt load distribution influenced by temperature

4.4網(wǎng)格密度

分別采用5，10mm和20mm的網(wǎng)格密度對(duì)試件模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，預(yù)測(cè)得到的極限載荷如圖12所示。網(wǎng)格密度為5mm或10mm對(duì)極限載荷的預(yù)測(cè)基本沒(méi)有影響，當(dāng)網(wǎng)格密度為20mm時(shí)，預(yù)測(cè)精度略有下降；因此該模型對(duì)于網(wǎng)格密度的變化具有很好的穩(wěn)定性。

圖12　不同網(wǎng)格密度有限元模型預(yù)測(cè)的極限載荷Fig.12　Ultimate load predicted by FE models with different mesh densities

5　結(jié)論

(1)對(duì)于復(fù)合材料機(jī)翼翼根后梁下緣條對(duì)接實(shí)驗(yàn)，采用不含螺栓孔的線彈性分析方法(螺栓剛度采用NASA公式計(jì)算)，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的誤差約為10.7%；在有限元模型中增加接觸、幾何非線性或釘孔細(xì)節(jié)對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響很小，增加材料非線性對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響較為顯著；考慮非線性后計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的誤差約為8.6%；

(2)采用Huth公式計(jì)算螺栓剛度能更為精確的預(yù)測(cè)試件極限載荷，有限元計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果誤差約為8.0%(線彈性分析)；有限元計(jì)算中所有螺栓剛度增大一倍對(duì)極限載荷的預(yù)測(cè)結(jié)果影響不大；采用CBUSH單元的模擬結(jié)果優(yōu)于CBAR單元；

(3)對(duì)于復(fù)合材料機(jī)翼翼根后梁下緣條對(duì)接模型，ΔT=100 ℃的溫載導(dǎo)致鈦合金-復(fù)材板連接螺栓釘載變化最大為5.66%；網(wǎng)格密度對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響很小。

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(BeijingAeronauticalScience&TechnologyResearchInstitute,Beijing102211，China)

(責(zé)任編輯：徐永祥)

Strength Prediction of Primary Load-bearing Composite Joint

LI Xing，JI Shaohua，ZHANG Tian，LIU Chuanjun

Failureprocessofaprimaryload-bearingcompositejointinwingrootwasanalyzedbyfiniteelementmethods,andtheultimatestrengthofthejointwaspredicted.Firstlythespecimenconfiguration,testmethodandtestprocessweredescribed,thentheboltmodelingtechniqueandbearing/bypasscouplingfailurecriteriawereintroduced,finallythepredictedstrainresponseandboltloaddistributionwerecomparedwithexperimentalresults.Intherespectofnonlinearanalysis,theinfluenceofcontact,geometrynonlinearandboltnonlineardeformationwerediscussed.Intherespectofmodelingtechnique,theinfluenceofboltstiffnesscalculationformula,boltmodelingmethod,temperatureandmeshdensitywereinvestigated.Theresearchshowsthatmaterialnonlinearityhasthemostsignificantinfluenceonthesimulation,predictingboltusingCBUSHelementandcalculatingboltstiffnessusingHuthformulacanobtainthemostaccuratepredictedultimatestrength,meshdensityandtemperaturehavesmallinfluenceonsimulatedresult.Theresearchcanprovideareferenceforengineeringstrengthpredictionofcompositejoints,andofferaquantitativeconceptofthevariousinfluencefactors.

compositematerials；mechanicalconnection;boltloaddistribution;bearing/bypassload;nonlinearanalysis

2015-07-30；

2015-08-11

國(guó)家青年科學(xué)基金項(xiàng)目(11302263)

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.2.011

TB331

A

1005-5053(2016)02-0065-09

李星(1986—)，男，工程師，博士，主要從事復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、分析工作，(E-mail)lixingd506@163.com。