杜永, 馬玉娥, 劉君伍

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 四川 成都 610041)

復(fù)合材料因其優(yōu)異的綜合性能(高強(qiáng)度、高剛度和低比重)，被廣泛應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[1-2]。波音787和空客350的復(fù)合材料用量已經(jīng)達(dá)到了50%以上[3]，隨著復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中用量的增大，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的整體化設(shè)計(jì)已成為國內(nèi)外的研究熱點(diǎn)。

整體復(fù)合材料接頭作為典型的復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)連接形式，能夠有效地降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量和裝配成本，提高傳載能力[4-7]。為滿足不同部件間的承載和傳載需求，根據(jù)各部件膠結(jié)形成的結(jié)合界面，已經(jīng)設(shè)計(jì)了多種接頭形式。目前國內(nèi)外的整體復(fù)合材料接頭主要有L接頭、T接頭和π接頭等形式。其中，L接頭是結(jié)構(gòu)最簡(jiǎn)單的接頭形式，是一種通過一個(gè)L形層合板和一個(gè)蒙皮的膠結(jié)共固化或二次膠結(jié)成型的整體復(fù)合材料接頭。在L形層合板和蒙皮的結(jié)合界面中，膠層缺陷[8]和填充物形狀[9]等對(duì)L接頭的破壞強(qiáng)度有較大的影響，分層失效[10-11]是其典型的失效模式。王雪明等[8]針對(duì)L接頭結(jié)構(gòu)研究了脫膠缺陷對(duì)其拉脫強(qiáng)度的影響，發(fā)現(xiàn)填充區(qū)的脫膠對(duì)接頭拉脫強(qiáng)度影響較大，且隨著脫膠面積增大，拉脫強(qiáng)度減小。為了增強(qiáng)接頭承載能力，含有2個(gè)L形層合板T接頭逐漸得到學(xué)者們的關(guān)注[12]。2個(gè)L形層合板與蒙皮的膠結(jié)顯著提高了膠結(jié)界面的層間韌性和損傷容限，大幅提高了復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)的承載能力。齊紅宇等[13]研究了機(jī)織復(fù)合材料T型接頭的彎曲性能，發(fā)現(xiàn)接頭的初始損傷位于腹板和底板間圓弧過渡段，然后沿腹板寬度方向擴(kuò)展，最終貫穿整個(gè)結(jié)構(gòu)寬度方向，導(dǎo)致接頭失效。Wu等[14]研究了拉伸載荷下T接頭的失效機(jī)理，結(jié)果表明填充率的減小會(huì)改變填充區(qū)裂紋的萌生方式和擴(kuò)展路徑，降低T接頭的承載能力。May等[15]研究發(fā)現(xiàn)與傳統(tǒng)環(huán)氧樹脂的接頭相比，使用增韌環(huán)氧樹脂的T接頭強(qiáng)度提高了30%。為了適應(yīng)更加復(fù)雜的載荷條件，提高接頭結(jié)構(gòu)傳載過程中受力布局的完整性，π接頭[16-17]也得到了廣泛關(guān)注。與L接頭和T接頭相比，π接頭中U形層合板能有效地減少L形層合板的數(shù)量，并使得結(jié)構(gòu)整體性更高。趙麗濱等[18]研究了拉伸載荷下復(fù)合材料π接頭的破壞模式，發(fā)現(xiàn)填料部位首先發(fā)生損傷并迅速在L鋪層與填料之間擴(kuò)展。Fan等[19]運(yùn)用數(shù)值方法和試驗(yàn)研究了彎曲載荷下π接頭的破壞機(jī)理，揭示了π接頭最終失效是由L形層合板圓角區(qū)域的分層引起的。Bai等[20]通過四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)π接頭的損傷失效起始于圓弧過渡區(qū)內(nèi)的界面脫黏，然后沿著層合板和蒙皮的界面擴(kuò)展直至蒙皮完全破壞。

1 靜力拉伸試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件和試驗(yàn)方法

試驗(yàn)用整體復(fù)合材料接頭試樣的幾何結(jié)構(gòu)如圖1所示。接頭由蒙皮、L型層合板、角盒和填充物組成。接頭幾何尺寸為270 mm×80 mm×80 mm，各部件厚度均為1 mm。接頭試樣由成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所提供，并經(jīng)過無損檢測(cè)確保試樣無損。在YZ平面上，第一、二、三和四象限的角盒分別為右上側(cè)、左上側(cè)、左下側(cè)、右下側(cè)。

圖1 整體復(fù)合材料接頭

采用Instron 8801電子萬能試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行拉伸測(cè)試，試樣、夾持端和夾具之間采用螺栓連接，試驗(yàn)裝置和加載方向如圖2所示。試驗(yàn)在室溫下進(jìn)行，加載速率為0.2 mm/min。

圖2 試驗(yàn)裝置圖

1.2 應(yīng)變片布置

應(yīng)變片布置如圖3所示。應(yīng)變片分為2行，分別貼在M行和N行，其中M行距離中線70 mm，N行距離中線20 mm。應(yīng)變采集系統(tǒng)為DH3816N靜態(tài)應(yīng)變測(cè)試分析系統(tǒng)。

圖3 整體復(fù)合材料接頭應(yīng)變片布置示意圖

2 漸進(jìn)損傷數(shù)值分析

2.1 有限元模型

整體復(fù)合材料接頭由3種不同構(gòu)形的層合板膠接固化而成，包含1個(gè)蒙皮，2個(gè)L型層合板和4個(gè)角盒。每種層合板鋪層均為8層，其中蒙皮鋪層為[0/-45/0/45/90/45/0/-45]，L型層合板鋪層為[0/-45/0/90]s。角盒鋪層為[-45/0/45/90/45/0/-45/0]。層合板材料為ZT7H/QY9611復(fù)合材料預(yù)浸料，單層固化后厚度為0.125 mm，材料性能如表 1所示。

表1 ZT7H/QY9611復(fù)合材料的力學(xué)性能

有限元模型如圖4所示。復(fù)合材料層合板部件采用三維八節(jié)點(diǎn)連續(xù)殼減縮積分單元(SC8R)，單元數(shù)量為1 264 960。填充區(qū)域采用八節(jié)點(diǎn)線性單元(C3D8R)，單元數(shù)量為50 192。有限元模型的邊界條件為一端固定，同時(shí)在一端設(shè)置參考點(diǎn)，施加向下的位移載荷并約束其他方向的自由度，以防止模型在拉伸過程中偏移中心?？紤]到復(fù)合材料接頭的層間失效和界面失效，將零厚度黏聚力單元嵌入層合板中每層單元之間，各層合板膠接界面以及填充區(qū)單元界面。

基礎(chǔ)組給予患者得寶松肌肉注射，劑量1 ml，連續(xù)治療3周[3]。聯(lián)合組患者給予得寶松與套管針聯(lián)合治療；得寶松治療方法同基礎(chǔ)組，套管針治療方法：患者最痛點(diǎn)，以該點(diǎn)上7㎝左右位置作為進(jìn)針位置，消毒，沿著水平方向進(jìn)針，進(jìn)針畢，不銹鋼針芯抽出，皮下留置塑料軟套管，并將軟套管用膠布固定，留置24小時(shí)后，拔出塑料軟套管。套管針治療根據(jù)患者病灶范圍而定，適量加刺數(shù)針[4-5]。

圖4 整體復(fù)合材料接頭有限元模型網(wǎng)格劃分

2.2 復(fù)合材料漸進(jìn)損傷模型

接頭蒙皮、L形層合板以及角盒層合板采用二維Hashin失效準(zhǔn)則[21-22]判斷其起始失效,失效形式如(1)～(4)式所示。

1) 纖維拉伸失效(σ11>0)

(1)

2) 纖維壓縮失效(σ11<0)

(2)

3) 基體拉伸失效(σ22>0)

(3)

4) 基體壓縮失效(σ22<0)

(4)

式中:X和Y分別為縱向強(qiáng)度和橫向強(qiáng)度;T和C分別代表拉伸和壓縮狀態(tài);SL為縱向剪切強(qiáng)度;ST為橫向剪切強(qiáng)度;Rft,Rfc,Rmt,Rmc為狀態(tài)參數(shù),當(dāng)其為1時(shí)代表此方向達(dá)到起始破壞。

損傷因子[23]為

(5)

(6)

式中:i為ft,fc,mt,mc4種狀態(tài),df和dm分別代表纖維和基體的損傷變量;dft,dfc,dmt,dmc分別代表纖維和基體在拉伸和壓縮狀態(tài)時(shí)的損傷變量;Smt和Smc通常分別取0.9和0.5,以消除由于剪切剛度降低而引起的單元變形。

因此,含損傷的層合板本構(gòu)關(guān)系為

(7)

2.3 黏聚區(qū)模型

黏聚區(qū)模型采用雙線性損傷本構(gòu)模型,考慮了膠層損傷前的線彈性階段和損傷后剛度退化階段,表2為黏聚單元力學(xué)性能。

表2 黏聚單元力學(xué)性能

膠層的損傷起始采用二次名義應(yīng)力準(zhǔn)則進(jìn)行判斷

(8)

對(duì)于混合模式下的失效準(zhǔn)則,損傷擴(kuò)展采用基于能量的冪指數(shù)擴(kuò)展準(zhǔn)則,其表達(dá)形式為

(9)

3 結(jié)果分析

3.1 應(yīng)變分析

應(yīng)變-載荷曲線如圖5所示。在加載初期,應(yīng)變隨著載荷的增加而增加。由于角盒圓弧過渡區(qū)應(yīng)力集中,當(dāng)載荷增加到106.07 kN,圓弧過渡區(qū)首先出現(xiàn)損傷,N行的應(yīng)變片(05,15,06,16,07,17,08和18)位于圓弧過渡區(qū)附近,因此相應(yīng)測(cè)量點(diǎn)處應(yīng)變發(fā)生突變急劇減小。M行的應(yīng)變片(01,11,02,12,03,13,04和14)由于距離圓弧過渡區(qū)較遠(yuǎn),其應(yīng)變并沒有明顯的突變。這表明在拉伸載荷作用下,接頭的損傷起始于角盒的短翼緣-腹板過渡區(qū)和短翼緣-長(zhǎng)翼緣過渡區(qū)。

在圖5a)中,短翼緣-腹板過渡區(qū)附近的05和15應(yīng)變?cè)?06.07 kN時(shí)減小,而M行01應(yīng)變?cè)?25.10 kN時(shí)發(fā)生變化,11的應(yīng)變直到試樣破壞才減小,這意味著損傷先在短翼緣-腹板過渡區(qū)附近的05和15發(fā)生然后向01方向擴(kuò)展,而且左上側(cè)角盒發(fā)生損傷早于右上側(cè)角盒。短翼緣-腹板過渡區(qū)附近的06和16以及長(zhǎng)翼緣-腹板過渡區(qū)附近的02應(yīng)變?cè)?06.07 kN時(shí)減小,但02應(yīng)變的減小幅度小于06和16,而12的應(yīng)變?cè)谠嚇悠茐臅r(shí)減小。這表明左下側(cè)角盒短翼緣-腹板過渡區(qū)的損傷與左上側(cè)角盒長(zhǎng)翼緣-腹板過渡區(qū)的損傷同時(shí)發(fā)生,但損傷更嚴(yán)重;且這2個(gè)角盒的損傷均早于右上側(cè)角盒。

在圖5b)中,左下側(cè)角盒短翼緣-長(zhǎng)翼緣過渡區(qū)附近的07和17的應(yīng)變?cè)?06.07 kN時(shí)減小,在134.88 kN時(shí)也有微小變化,但08和18的應(yīng)變?cè)?41.79 kN時(shí)才發(fā)生突變,可見下側(cè)2個(gè)角盒短翼緣-長(zhǎng)翼緣過渡區(qū)的損傷是同時(shí)發(fā)生的,并且是從07和17的位置向08和18的位置擴(kuò)展。當(dāng)載荷增加至168.11 kN時(shí),接頭最終失效。

圖5 整體復(fù)合材料接頭應(yīng)變-載荷曲線

圖6為整體復(fù)合材料接頭數(shù)值分析和試驗(yàn)結(jié)果的應(yīng)變-載荷曲線對(duì)比。數(shù)值分析結(jié)果中,測(cè)量點(diǎn)05和06的應(yīng)變首次減小時(shí)載荷為101.68 kN,與試驗(yàn)結(jié)果的誤差為-4.13%;測(cè)量點(diǎn)07和08的應(yīng)變首次減小時(shí)載荷為117.71 kN,與試驗(yàn)結(jié)果的誤差為+3.96%?？梢詫?yīng)變載荷曲線分為2個(gè)階段,在第一階段應(yīng)變隨著載荷的增加而增加。在第二階段中,隨著載荷的增加,應(yīng)變先減小后增加。在第二階段中數(shù)值分析的應(yīng)變逐漸減小然后增加,而試驗(yàn)中的應(yīng)變發(fā)生突降。

圖6 整體復(fù)合材料接頭仿真與試驗(yàn)應(yīng)變-載荷結(jié)果對(duì)比

3.2 載荷-位移曲線

圖7為試驗(yàn)所測(cè)和數(shù)值計(jì)算的復(fù)材接頭載荷-位移曲線對(duì)比。Z方向?qū)硬课坏奶畛湮锲茐暮徒缑娣謱訉?dǎo)致載荷-位移曲線的首次降載,這一數(shù)值為極限破壞載荷的71.87%;隨裂紋沿膠結(jié)界面的擴(kuò)展,上下角盒的膠結(jié)界面完全脫黏,角盒與L形層合板的膠結(jié)界面分層失效,試樣破壞,載荷-位移曲線出現(xiàn)第二次降載。對(duì)比數(shù)值分析結(jié)果,可以看出當(dāng)載荷為63.2 kN時(shí),接頭發(fā)生初始損傷,但此時(shí)載荷位移曲線并未出現(xiàn)突降現(xiàn)象。載荷達(dá)到128.89 kN時(shí)出現(xiàn)首次降載,可見首次降載前的損傷并未對(duì)接頭的承載能力產(chǎn)生影響,首次降載時(shí)承載能力降低但接頭仍然能夠繼續(xù)承載,直到接頭最終破壞。

圖7 整體復(fù)合材料接頭載荷-位移曲線

表3為數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比,可知在拉伸載荷下,首次降載和極限破壞載荷分別為120.82 kN和168.11 kN。數(shù)值計(jì)算的首次降載和極限破壞載荷與試驗(yàn)結(jié)果相比誤差分別為6.68%和2.61%?？梢娫摂?shù)值模型能夠有效地預(yù)測(cè)整體復(fù)合材料接頭的首次降載和極限破壞載荷。

表3 數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)所測(cè)的首次降載和極限破壞載荷對(duì)比

3.3 失效模式

圖8為整體復(fù)合材料接頭試樣有限元模擬和試驗(yàn)的失效模式對(duì)比。X方向和Z方向視角下的接頭分別為圖1中主視圖和左視圖。接頭失效破壞模式主要包括分層、界面脫粘、纖維斷裂以及填充物破壞。從Z方向和X方向?qū)硬课豢梢钥闯?填充物已經(jīng)完全破壞,填充物與角盒之間脫膠,角盒圓弧過渡區(qū)出現(xiàn)分層損傷,隨著載荷的增加損傷沿界面擴(kuò)展,最終完全破壞。Z方向和X方向?qū)硬课皇Ｊ降哪M結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果一致。

圖8 有限元模擬和試驗(yàn)的損傷失效對(duì)比

圖9為復(fù)合材料接頭中左下側(cè)角盒在拉伸載荷下纖維和基體的損傷失效過程,紅色區(qū)域?yàn)閾p傷失效區(qū)域,包含纖維失效和基體失效。如圖9a)所示,由于角盒圓弧過渡區(qū)應(yīng)力集中,當(dāng)載荷達(dá)到63.2 kN時(shí),左下側(cè)角盒的彎角區(qū)域處首先產(chǎn)生損傷。在圖9b)中,損傷沿著-Z方向,向短翼緣-腹板過渡區(qū)擴(kuò)展;沿著-Y方向,向長(zhǎng)翼緣-腹板過渡區(qū)擴(kuò)展。在圖9c)中,當(dāng)載荷達(dá)到128.89 kN時(shí),短翼緣-腹板區(qū)已經(jīng)完全損傷,同時(shí)損傷也已沿-X方向擴(kuò)展至短翼緣-長(zhǎng)翼緣過渡區(qū),此時(shí)圖8中對(duì)接部位的填充物也已經(jīng)失效破壞,在載荷-位移曲線出現(xiàn)首次降載(見圖7)。隨著載荷的進(jìn)一步增加,損傷從短翼緣-腹板過渡區(qū),長(zhǎng)翼緣-腹板過渡區(qū)和短翼緣-長(zhǎng)翼緣過渡區(qū)擴(kuò)展至短翼緣和腹板,如圖9d)和圖9e)所示。與之相對(duì)應(yīng)的是,圖8中對(duì)接部位的填充物裂紋沿圓弧過渡區(qū)向?qū)咏呛薪Y(jié)合界面和L形層合板與角盒結(jié)合界面迅速擴(kuò)展,直至接頭失效破壞。

圖9 角盒損傷失效過程

值得注意的是,載荷達(dá)到128.89 kN之前損傷已經(jīng)從角彎曲處向圓弧過渡區(qū)擴(kuò)展,因此在圖5中可以觀察到106.07 kN時(shí)應(yīng)變突降。所以接頭載荷-位移曲線中的首次降載最大,應(yīng)變突降時(shí)的載荷次之,數(shù)值模擬中產(chǎn)生初始損傷時(shí)的載荷最小。

4 結(jié) 論

1) 整體復(fù)合材料接頭的首次降載和極限破壞載荷分別為120.82和168.11 kN，而應(yīng)變突降時(shí)載荷為106.07 kN。復(fù)合材料接頭的初始損傷發(fā)生與首次降載不同步，初始損傷不會(huì)引起結(jié)構(gòu)的失效，損傷擴(kuò)展一段時(shí)間后才出現(xiàn)首次降載現(xiàn)象，此時(shí)結(jié)構(gòu)的承載能力降低但仍能繼續(xù)承載直到最終破壞。

2) 在拉伸載荷作用下，左下側(cè)角盒的角彎曲處首先發(fā)生損傷，然后沿著腹板和翼緣之間的圓弧過渡區(qū)擴(kuò)展，當(dāng)圓弧過渡區(qū)的填料破壞后，載荷-位移曲線出現(xiàn)首次降載，然后損傷向角盒，L形層合板和蒙皮間的膠結(jié)界面擴(kuò)展，最終膠結(jié)界面的脫粘和分層失效導(dǎo)致整個(gè)結(jié)構(gòu)失效。

3) 數(shù)值計(jì)算的首次降載和極限破壞載荷與試驗(yàn)結(jié)果相比誤差分別為6.68%和2.61%。本文采用的數(shù)值模型可以為拉伸載荷作用下整體復(fù)合材料接頭的損傷與失效研究提供參考。