程暉，樊新田，徐冠華，楊語，王嵐

1. 西北工業(yè)大學(xué) 機電學(xué)院，西安 710072 2. 航空工業(yè)西安飛機工業(yè)(集團)有限責(zé)任公司，西安 710089

復(fù)合材料能通過纖維束的交織組合，在結(jié)構(gòu)各個方向提供優(yōu)良的強度、韌性及疲勞特性，具有高承載、抗腐蝕、抗沖擊等優(yōu)點，被逐漸用于制造航空航天產(chǎn)品的主承力結(jié)構(gòu)[1-2]。以美國F22、F35為例，復(fù)合材料構(gòu)件的使用，除滿足減重、隱身等需求外，還大幅提升了以斷裂強度、防彈性能為代表的服役性能[3-4]。

干涉連接(也稱過盈連接)作為一種能夠顯著降低應(yīng)力集中、提高連接結(jié)構(gòu)強度和疲勞壽命的連接方法，被廣泛應(yīng)用于航空金屬結(jié)構(gòu)的機械連接[5]。但是，對于復(fù)合材料尤其是碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料(Carbon Fiber Reinforced Plastic，CFRP)結(jié)構(gòu)而言，其具有纖維脆性、纖基界面強度低等特點，一旦受到較大的軸向力將極易發(fā)生分層、脫膠等損傷，反而會大幅降低接頭的連接強度與疲勞壽命[6]。

在新一代飛機型號的研制中發(fā)現(xiàn)，由于CFRP等復(fù)合材料結(jié)構(gòu)導(dǎo)電性差，若連接件與孔壁存在間隙，一旦連接接頭受到雷擊，將存在難以導(dǎo)出的電荷，嚴重的將引起油箱爆炸。因此，新一代飛機油箱區(qū)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在被迫使用金屬網(wǎng)/金屬涂層導(dǎo)出電荷的同時，還不得不大量使用絕緣膠涂覆連接件，此類方法在局部破壞飛機表面電磁連續(xù)性的同時，還引入了絕緣膠服役老化等不確定因素，嚴重降低連接接頭的服役性能[7]。因此，新一代飛機CFRP類復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接正面臨“干涉破壞強度，非干涉降低性能”這一矛盾。

已有研究表明，只要將干涉量控制到某一范圍內(nèi)，便能夠較好地抑制分層等損傷，因此提升航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配質(zhì)量的關(guān)鍵，在于實現(xiàn)其精密干涉連接。

1 復(fù)合材料干涉連接技術(shù)概述

1.1 干涉連接原理

復(fù)合材料干涉連接技術(shù)是通過壓入法或錘擊法將標(biāo)準尺寸的螺栓壓入尺寸略小于螺栓直徑的連接孔中，從而形成干涉配合[6]。干涉量的定義為

(1)

式中：I為干涉量(或百分比)；D為螺栓光桿名義直徑；d為連接孔直徑。

在干涉連接過程中，與普通螺接相比，除連接載荷和連接速度外，其核心在于精準控制干涉量I的大小，即控制與螺栓配合的孔徑大小。

干涉連接過程可以劃分為4個階段，如圖1所示。

階段1螺栓放置(圖1(a))。在連接孔中放置相應(yīng)的螺栓(如六角螺栓、高鎖螺栓或者沉頭螺栓)。由于螺紋部分比孔徑小，因此螺栓的螺紋部分會完全穿過連接孔。

階段2螺栓壓入(圖1(b))。在螺栓頭部施加壓力，將螺栓垂直壓入連接孔中。

階段3螺栓壓出(圖1(c))。當(dāng)螺栓頭部接觸復(fù)合材料上層板的上表面時，螺栓光桿部分完全穿過連接孔，孔壁與螺栓光桿之間形成干涉連接界面。

圖1 干涉連接原理及其階段劃分Fig.1 Principle of interference-fit and its stage division

階段4螺栓預(yù)緊(圖1(d))。當(dāng)插釘完成之后，采用六角螺母或自鎖螺母，施加適當(dāng)?shù)臄Q緊力矩對連接結(jié)構(gòu)進行預(yù)緊，從而完成干涉連接過程。

1.2 干涉連接特點

干涉連接作為一種抗疲勞強化技術(shù)，被廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域飛機零部件裝配，可以顯著提高結(jié)構(gòu)的承載能力[7]。干涉連接用于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件裝配具有如下特點：

1)在適當(dāng)?shù)母缮媪肯?，干涉作用使軸向應(yīng)力向孔周擴展傳遞，降低了孔壁應(yīng)力集中程度，改善了受載孔的應(yīng)力分配情況[8]。

2)干涉配合在孔壁引入了徑向預(yù)壓應(yīng)力，增大了螺栓與孔壁間的接觸力，可以更好地傳遞載荷，在外載荷的疊加作用下會顯著降低孔周應(yīng)力變化幅值，延緩疲勞裂紋的萌生[9]。

3)干涉配合增加了緊固件與連接孔的有效接觸面積，緊密配合下孔與緊固件之間的摩擦力將阻止孔邊內(nèi)壁變形的擴張，能夠有效抑制裂紋擴展[10]。

1.3 干涉連接的應(yīng)用現(xiàn)狀

由于干涉連接的上述優(yōu)勢，其已在航空領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。

國外，波音和空客等航空公司為提升飛機結(jié)構(gòu)強度和疲勞性能，在飛機金屬結(jié)構(gòu)裝配中大量采用了干涉連接技術(shù)[11]。隨著新機型研制中復(fù)合材料用量的大幅度提高，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)作為主承力結(jié)構(gòu)大量使用了該類技術(shù)進行裝配。但是，裝配后發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料孔周發(fā)生了嚴重的纖維斷裂和分層損傷。為避免這些損傷，在波音B787機翼、空客A350翼盒、中機身等部件中采用ALCOA、LISI、PCC等公司的連接件進行干涉配合連接[12]。

中國自主研制的大型客機C919和支線客機ARJ21在機翼壁板等裝配中大量使用了高鎖螺栓干涉連接技術(shù)，有效提升了其機翼翼盒作為整體油箱的強度、壽命及密封性。但由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)主要用于上述型號的非承力件，螺栓干涉連接技術(shù)并未在中國現(xiàn)役飛機的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件中大量應(yīng)用。更多的是采用無頭鉚釘、單面螺紋抽釘?shù)染o固件進行小干涉連接(0.05%～0.35%)[13]。

隨著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在新型號中的不斷增多，復(fù)合材料干涉連接接頭將會大量使用，為滿足新一代軍用、民用飛機對結(jié)構(gòu)輕量化、長壽命和高可靠性的要求，實現(xiàn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的精密干涉連接是當(dāng)前飛機設(shè)計與制造中亟待解決的問題。

1.4 干涉連接的難點

干涉連接可在連接孔邊形成預(yù)壓縮應(yīng)力，降低加載期間局部振蕩應(yīng)力的大小，從而提高連接結(jié)構(gòu)的靜強度和疲勞壽命。但是對于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)而言，在實際裝配過程中螺栓光桿會擠壓復(fù)合材料孔壁，造成孔周應(yīng)力分布不均，加劇孔周應(yīng)力集中，進而加速接頭損傷失效，影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)承載性能，其中還面臨如下科學(xué)問題亟待解決：

1) 孔周應(yīng)力傳遞及分布不均。受材料特性影響，復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)孔周區(qū)域應(yīng)力場呈現(xiàn)非均勻分布，具體表現(xiàn)為應(yīng)力分布梯度大、局部區(qū)域應(yīng)力集中程度高。受傳統(tǒng)緊固件與安裝工藝限制，實現(xiàn)干涉量大小的精準控制更加困難，導(dǎo)致加載過程中出現(xiàn)嚴重的應(yīng)力集中，進而造成孔周嚴重損傷。受載荷傳遞形式影響，多釘干涉連接具有多個接觸對，極難有效控制載荷均衡分配。

2) 損傷形式和擴展規(guī)律難預(yù)測。復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)在服役過程中會長期處于變溫、變濕、鹽堿、電磁等各類服役環(huán)境中，承受交變載荷、突變載荷、振動等各類載荷。各類服役應(yīng)力場形成的多場耦合狀態(tài)會導(dǎo)致連接結(jié)構(gòu)產(chǎn)生多種形式的損傷并加速材料的損傷擴展，進而導(dǎo)致干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷萌生與擴展規(guī)律難以準確預(yù)測。

3) 力學(xué)性能退化機制不明。服役環(huán)境下復(fù)合材料吸濕會改變材料的物理/化學(xué)特性，環(huán)境載荷影響復(fù)合材料相變溫度和力學(xué)性能，力載荷使得連接界面產(chǎn)生微動摩擦與擠壓行為。連接結(jié)構(gòu)在復(fù)雜濕-熱-力等多場耦合作用下會改變孔周應(yīng)力場分布，引入新?lián)p傷并加速其損傷擴展，從而導(dǎo)致接頭力學(xué)性能退化，嚴重威脅航空裝備的可靠性和安全性。

因此，在干涉連接過程中，干涉量的大小不僅決定了孔周應(yīng)力、還決定了接頭的孔壁損傷和服役壽命。為保證航空復(fù)合材料連接接頭的性能，其關(guān)鍵在于實現(xiàn)航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)精密干涉連接。

1.5 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)精密干涉連接技術(shù)體系框架

復(fù)合材料精密干涉連接技術(shù)體系框架可總結(jié)為圖2，其主要工程目的在于提升結(jié)構(gòu)服役壽命、承載強度和密封性能，而關(guān)鍵在于連接接頭的孔周應(yīng)力、連接損傷和服役退化問題。連續(xù)介質(zhì)力學(xué)、彈性力學(xué)、固體力學(xué)和復(fù)合材料力學(xué)等理論，為孔周應(yīng)力傳遞及分布不均、損傷形式與擴展規(guī)律難預(yù)測和力學(xué)性能退化機制不明等研究難點提供了理論支撐；圍繞著研究難點，學(xué)者們對干涉連接孔周應(yīng)力分布、結(jié)構(gòu)損傷萌生與擴展、服役過程力學(xué)性能退化等核心問題進行了大量的研究工作。

圖2 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)干涉連接技術(shù)體系框架Fig.2 Technology system framework of composite interference-fit

2 復(fù)合材料干涉連接孔周應(yīng)力分析研究

緊固件與復(fù)合材料孔壁接觸擠壓行為會改變孔周應(yīng)力的分布情況，復(fù)合材料孔周應(yīng)力分布建模是研究干涉域擠壓損傷萌生規(guī)律的基礎(chǔ)，是優(yōu)化干涉量、夾緊力等參數(shù)的重要依據(jù)，是實現(xiàn)航空結(jié)構(gòu)件強度及疲勞壽命增益的有效途徑[14]。目前，研究干涉域應(yīng)力分布情況存在以下關(guān)鍵點：

1) 邊界條件。各向異性的復(fù)合材料在與各向同性的緊固件進行干涉配合時，界面的不連續(xù)性會導(dǎo)致邊界條件復(fù)雜，使得其孔周應(yīng)力計算困難。

2) 輸入響應(yīng)。材料特性、干涉量、夾緊力、摩擦力、鋪層、搭接尺寸和搭接形式等因素對復(fù)合材料干涉連接孔周應(yīng)力分布和大小有著不同程度的影響。

3) 載荷傳遞形式。相比單釘干涉配合，多釘干涉配合具有多個接觸對，載荷傳遞規(guī)律復(fù)雜。在進行應(yīng)力分布計算時，需要考慮釘傳載荷、旁路載荷與干涉應(yīng)力、干涉變形的疊加與耦合作用[15-16]。

國內(nèi)外學(xué)者圍繞這些關(guān)鍵點，在復(fù)合材料干涉連接應(yīng)力分析方面做了諸多探索，采用復(fù)勢解析法、等效分析法和有限元法等，建立了多種應(yīng)力計算模型(表1[17-35])以研究孔周應(yīng)力分布。

表1 復(fù)合材料干涉連接孔周應(yīng)力研究Table 1 Research on stress distribution of interference-fit holes for composite laminates

2.1 基于復(fù)勢理論的應(yīng)力解析模型

20世紀初，蘇聯(lián)學(xué)者Muskhelishvili[15]將復(fù)變函數(shù)引入彈性力學(xué)，采用保角變換將不規(guī)則曲線映射到單位圓上，推導(dǎo)了復(fù)變函數(shù)的應(yīng)力表達式及邊界條件，得到了一組復(fù)合材料孔周應(yīng)力的解析解。隨后，蘇聯(lián)學(xué)者Lekhnitskii等[16]將Muskhelishvili的方法進行了拓展并將其引入到各向異性材料的應(yīng)力求解中，推導(dǎo)出了大量解析公式，應(yīng)力分量表達式

(2)

式中：σ11為11方向的主應(yīng)力；σ22為22方向的主應(yīng)力；τ12為12方向的剪切應(yīng)力；zk=x+μky(k=1, 2)為復(fù)數(shù)；φk(zk)為應(yīng)力函數(shù)；μk為公式(3)特征根。

(3)

式中：E1、E2分別為復(fù)合材料1、2方向的彈性模量；G為剪切模量；υ1為復(fù)合材料1方向的泊松比。

此后，眾多學(xué)者基于Muskhelishvili、Lekhnitskii復(fù)勢理論，并結(jié)合保角映射、解析連續(xù)性、泛函等數(shù)學(xué)方法，通過確定緊固件與孔壁配合的邊界條件，推導(dǎo)應(yīng)力函數(shù)，從而獲得孔周應(yīng)力分量的解析表達式。其中較為典型的是以正弦應(yīng)力分布的釘載力平衡作為邊界條件，建立了復(fù)合材料銷釘受載連接結(jié)構(gòu)的孔周應(yīng)力解析模型[17-18]。在考慮摩擦力的情況下，以力的平衡作為邊界條件計算過程十分復(fù)雜。于是有學(xué)者建立了以孔壁位移為邊界條件的釘載作用下孔周應(yīng)力解析模型，其位移表達式如式(4)所示[19-20]。該模型充分考慮了復(fù)合材料特性、摩擦力、纖維方向等因素對應(yīng)力分布的影響，給出了較全面的應(yīng)力函數(shù)(式(5))及應(yīng)力分量表達式[21]。

(4)

(5)

式中：u、v為孔壁位移分量；U1、V1為1方向的孔壁位移；U2、V2為2方向的孔壁位移；θ為層合板纖維角度；ζk(k=1, 2)為保角映射得到的變量；A和B為材料力學(xué)性能常數(shù)；D=(μ1-μ2)g/E1；p1、p2、q1、q2均為常數(shù)。

以上諸多研究主要針對間隙或零間隙配合連接。然而干涉配合孔周存在殘余應(yīng)力、干涉變形，在計算應(yīng)力分布時還需引入干涉變形、干涉應(yīng)力等輸入變量。一些學(xué)者通過分析擠壓變形和應(yīng)力邊界條件，基于復(fù)勢理論建立了以干涉量為變量的干涉域應(yīng)力分布模型，深入探究了緊固件變形、干涉量、纖維方向和鋪層對應(yīng)力分量的影響規(guī)律[14,22]。此外，還有學(xué)者研究了拉伸載荷下復(fù)合材料干涉連接孔周應(yīng)力分布，基于復(fù)勢理論提出了一種計算應(yīng)力分布的解析方法，通過建立考慮干涉應(yīng)力和拉伸載荷的應(yīng)力方程以及單釘干涉連接孔周應(yīng)力解析計算模型，討論了鋪層材料屬性、鋪層方向和載荷水平對干涉連接接頭孔周應(yīng)力的影響[23]。基于單釘干涉連接和多釘零間隙配合連接成果，部分學(xué)者建立了復(fù)合材料多釘干涉連接應(yīng)力計算解析模型[24]，分析了孔周應(yīng)力分布情況。

2.2 彈簧-質(zhì)點模型

采用解析法分析邊界條件時，需要對緊固件與層合板進行簡化，而在20世紀中期誕生的彈簧模型通過將復(fù)材板與金屬釘?shù)刃С删哂胁煌瑒偠认禂?shù)的彈簧，可以更為簡單直觀地描述緊固件與連接孔的接觸行為以及應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系，在多釘連接載荷傳遞方面，能夠準確高效地對釘載傳遞及分配進行分析。該方法最早由Tate和Rosenfeld[25]提出，在此基礎(chǔ)上，McCarthy和Gray[26]修正了彈簧-質(zhì)點模型(圖3[26])，并將其用于研究復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)中配合間隙、摩擦系數(shù)和擰緊力矩等因素對應(yīng)力分布的影響。Taheri-Behrooz等[27]結(jié)合彈簧-質(zhì)點模型以及Tsai-Hahn方程，提出了一種針對單排多螺栓結(jié)構(gòu)載荷分配并考慮材料非線性的解析方法。張岐良等[28]借助彈簧模型研究了干涉配合的彈性強化機制并進行了干涉量優(yōu)化。武濤等[23-24]建立了彈簧-質(zhì)點等效模型(圖4[24]，圖中：A1、A2和B表示區(qū)域；R為釘?shù)陌霃?；W為寬度)，各彈簧傳遞的載荷可以用胡克定律進行計算，如式(6)，解決了復(fù)合材料干涉連接受干涉變形影響的載荷傳遞問題，構(gòu)建了應(yīng)力計算模型。

(6)

圖3 多釘連接彈簧-質(zhì)點模型[26]Fig.3 Spring-mass model of multi-bolt joints[26]

圖4 拉伸載荷與干涉變形疊加彈簧-質(zhì)點模型[24]Fig.4 Spring-mass model combining tensile load with interference deformation[24]

式中：Fi為圖4中各彈簧之間傳遞的載荷；Ki為圖4中各彈簧的剛度系數(shù)；si(i=1, 3)為各個桿的位移；δ為區(qū)分是否存在釘孔分離的2種狀態(tài)，δ=1表示無分離，δ=0表示分離。

2.3 2D、3D有限元應(yīng)力分布模型

基于廣義平面應(yīng)力分析的復(fù)變函數(shù)理論為復(fù)合材料干涉連接孔周應(yīng)力狀態(tài)分析提供了扎實的理論基礎(chǔ)，但其得到的多是忽略了厚度方向的各向異性單向板的應(yīng)力解析模型。相比于解析法，有限元數(shù)值仿真法能夠較全面地分析孔周應(yīng)力分布情況。

在早期的研究中，受限于計算機技術(shù)，學(xué)者們多建立2D有限元模型(圖5[30])來模擬插釘過程和分析孔周應(yīng)力[29-30]，可以有效驗證應(yīng)力解析表達式并進行修正，但諸如預(yù)緊力、鋪層等影響厚度方向應(yīng)力分布的因素卻無法被研究。隨著有限元技術(shù)的發(fā)展，眾多學(xué)者建立了3D有限元模型，充分考慮干涉量、摩擦力、搭接形式、搭接尺寸、鋪層順序和夾緊力等因素對干涉連接應(yīng)力分布的影響。宋丹龍[31]和Zou[32]等通過建立CFRP復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)有限元模型(圖6[31])及三維插釘有限元模型(圖7[32])，研究了不同干涉量對高鎖螺栓安裝過程中的應(yīng)力分布的影響，并通過實驗驗證了模型的正確性，揭示了層合板孔周徑向擠壓應(yīng)力分布和插釘軸向力變化規(guī)律。Jiang和Bi[33]建立了三維復(fù)合材料單搭接螺栓連接結(jié)構(gòu)，分析了干涉量、夾緊力、摩擦系數(shù)和搭接幾何尺寸等因素對該結(jié)構(gòu)的局部應(yīng)力場和剩余應(yīng)力的影響。Kim等[34]建立了三維GFRP(Glass Fiber Reinforced Plastic)干涉連接結(jié)構(gòu)有限元模型(圖8[34])，分析了孔周附近的徑向和切向應(yīng)力分布，發(fā)現(xiàn)應(yīng)力分布隨著干涉量的增加而增加。Wu等[23]建立了拉伸載荷下三維有限元模型(圖9[23])， 討論了層合板特性、鋪層和載荷水平對應(yīng)力分布的影響。

圖5 2D有限元模型[30]Fig.5 Two-dimensional finite element model[30]

圖6 CFRP層合板干涉連接有限元模型[31]Fig.6 Finite element model for interference fitting of CFRP laminates[31]

圖7 3D有限元插釘模型及應(yīng)力分布[32]Fig.7 3D finite element model for pin installation and stress distribution[32]

圖8 GFRP干涉連接有限元模型[34]Fig.8 Finite element model for interference fitting of GFRP[34]

圖9 拉伸載荷下層合板干涉連接有限元模型[23]Fig.9 Finite element modeling of interference-fit pinned composite plates under tensile load[23]

三維有限元模型在多釘連接中也得到了較好的應(yīng)用。國內(nèi)外學(xué)者主要是以單排多螺栓、多排多螺栓為對象，針對單搭接、多搭接形式，建立三維有限元模型研究復(fù)合材料多釘連接受載情況下的接觸應(yīng)力與載荷分配，并通過實驗驗證相應(yīng)模型的準確性[35-38]。多釘連接應(yīng)力通常被簡化為擠壓-旁路載荷聯(lián)合作用下的受力問題，通過有限元模型求得孔周應(yīng)力分布。部分學(xué)者基于單釘干涉連接以及多釘零間隙連接有限元模型(圖10[24])，綜合旁路載荷、干涉應(yīng)力、干涉變形與釘傳載荷的疊加影響，建立了復(fù)合材料多釘干涉連接應(yīng)力計算解析模型、三維有限元應(yīng)力分布模型等，并結(jié)合實驗得到了孔周應(yīng)力分布云圖(圖11[24])，從而進行了損傷分析與預(yù)測[24]。

圖10 三釘有限元模型[24]Fig.10 Three-pin finite element model[24]

圖11 多釘干涉連接有限元應(yīng)力分布[24]Fig.11 Stress distribution of multi-pin joints with interference fit[24]

綜上所述，國內(nèi)外學(xué)者采用解析法、仿真分析法、實驗法等研究了復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)孔周應(yīng)力分布，由單釘干涉連接孔周應(yīng)力分析過渡到邊界條件、載荷傳遞更為復(fù)雜的多釘干涉連接，研究了干涉量、夾緊力、摩擦力、纖維方向和鋪層順序等因素對應(yīng)力分布的影響并進行了參數(shù)優(yōu)化，為抑制損傷打下了堅實的基礎(chǔ)。然而，干涉連接存在應(yīng)力分布不均、載荷傳遞路徑復(fù)雜等問題，如何通過控制工藝保證應(yīng)力均衡，實現(xiàn)干涉連接高精度應(yīng)用，成為下一步精密干涉研究關(guān)注的重點。

3 干涉連接結(jié)構(gòu)損傷萌生與擴展機理

干涉連接結(jié)構(gòu)的薄弱點主要是連接接頭，這是由于連接孔的存在破壞了纖維的連續(xù)性，降低了材料的力學(xué)性能。同時，由于干涉量的存在，螺栓與孔壁擠壓產(chǎn)生的應(yīng)力集中現(xiàn)象會導(dǎo)致材料提前發(fā)生破壞，影響連接結(jié)構(gòu)的服役性能。因此，干涉連接結(jié)構(gòu)損傷萌生與擴展機理是保證連接接頭穩(wěn)定和可靠服役的關(guān)鍵問題。

干涉連接接頭的損傷主要是復(fù)合材料的損傷，其損傷類型可以分為層內(nèi)損傷和層間損傷。層內(nèi)損傷主要包括纖維拉伸/壓縮損傷、基體拉伸/壓縮損傷、纖維-基體剪切損傷等；層間損傷主要為分層損傷。目前，針對干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷萌生與擴展，學(xué)者們的研究主要集中在層內(nèi)損傷萌生、層內(nèi)損傷擴展和層間損傷萌生與擴展3部分。干涉連接結(jié)構(gòu)損傷萌生與擴展研究方法總結(jié)如表2[39-77]所示。

表2 干涉連接結(jié)構(gòu)損傷萌生與擴展主要研究方法匯總[39-77]Table 2 Summary of main research methods for damage initiation and extension of interference-fit joint[39-77]

3.1 層內(nèi)損傷萌生判定方法

干涉連接結(jié)構(gòu)的層內(nèi)損傷萌生主要通過相應(yīng)的損傷萌生判定準則，判斷復(fù)合材料損傷萌生。目前，針對復(fù)合材料損傷萌生問題，應(yīng)用最為廣泛的損傷判定準則是Hashin準則[39]，其通常的形式是基于應(yīng)力的形式[40]，也可以將其改寫為基于應(yīng)變的形式[41]。Hashin準則充分考慮了纖維拉伸失效、纖維壓縮失效、基體拉伸失效、基體壓縮失效等多種失效模式[42]。然而，實驗發(fā)現(xiàn)，當(dāng)剪應(yīng)力過大時，Hashin準則在纖維的拉伸失效預(yù)測比較保守[43]。

常用的Hashin準則表達式如式(7)～式(9)所示。

纖維拉伸/壓縮破壞：

(7)

基體拉伸/壓縮破壞：

(8)

纖維-基體剪切失效：

(9)

式中：XT、XC分別為纖維的拉伸強度和壓縮強度；S12、S13和S23分別為12、13和23方向的剪切強度；YT、YC分別為基體的拉伸強度和壓縮強度。

針對Hashin準則在纖維拉伸失效預(yù)測過于保守的問題，不少學(xué)者提出了相應(yīng)的改進模型。Zhao等[44]采用最大應(yīng)力失效準則(如式(10)所示)替換Hashin準則中的纖維拉伸失效判據(jù)和纖維壓縮失效判據(jù)，形成了能夠區(qū)分纖維拉伸失效、纖維壓縮失效、基體拉伸失效、基體壓縮失效、纖維-基體剪切失效、層間拉伸失效和層間壓縮失效7種模式的混合失效準則。

(10)

劉斌等[45]考慮了復(fù)合材料層合板的剪切非線性效應(yīng)，形成了考慮剪切非線性效應(yīng)的Hashin準則：

(11)

徐紅爐等[46]在綜合考慮剪切非線性效應(yīng)的基礎(chǔ)上，結(jié)合Hashin準則和最大應(yīng)力失效準則，形成了混合失效準則，取得了較為滿意的結(jié)果。研究表明，考慮剪切非線性效應(yīng)的混合失效準則對于復(fù)合材料的損傷萌生預(yù)測較為準確。

除了Hashin準則及其改進準則之外，適用于復(fù)合材料的損傷萌生預(yù)測的方法還有多種，具體包括最大應(yīng)變準則[47]、Puck準則[48]、Chang-Chang準則[49]、Tsai-Wu準則[51]、Tsai-Hill準則[50]等。

(12)

式中：X、Y和S分別為復(fù)合材料1方向的拉伸或壓縮強度、2方向的拉伸或壓縮強度和12方向的剪切強度。

上述預(yù)測方法中，Puck準則以斷裂面上的應(yīng)力和斷裂面上的強度作為損傷萌生判定依據(jù)，能夠較為準確地計算斷裂面的角度[52]。此外，強度包線法[53]、特征尺寸法[54]等在復(fù)合材料的損傷萌生預(yù)測方面也有較好的效果。

干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷萌生是在復(fù)合材料損傷萌生的基礎(chǔ)上擴展來的。干涉量會使螺栓對孔壁產(chǎn)生明顯的擠壓作用，其對孔壁的擠壓損傷影響較為明顯。Song等[55]通過混合失效準則研究了螺栓安裝過程中干涉量對干涉連接結(jié)構(gòu)損傷萌生的影響，表征了碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料層合板的初始損傷機理，發(fā)現(xiàn)干涉連接結(jié)構(gòu)首先發(fā)生基體拉伸損傷。當(dāng)螺栓直徑從4 mm逐漸擴大到10 mm時，臨界干涉量從1.10%降低到了0.85%。Li等[56]采用改進的Hashin準則，研究了考慮摩擦力影響的干涉連接結(jié)構(gòu)插釘過程損傷萌生機理。Zou等[43]通過混合失效準則預(yù)測了雙搭接干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷萌生，并且通過實驗對所提模型進行了驗證。

綜上所述，學(xué)者們提出和改進了多種損傷萌生判定準則，能夠適用于不同狀況下的損傷萌生判定，且在各自的應(yīng)用領(lǐng)域中均取得了較好的效果。然而，隨著精密裝配對干涉連接技術(shù)提出的新要求，如何改進干涉連接工藝，延緩和減小連接結(jié)構(gòu)的損傷萌生，進而提升干涉連接精度，是實現(xiàn)精密干涉連接的重點研究方向。

3.2 層內(nèi)損傷擴展表征方法

干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷擴展主要是通過退化復(fù)合材料屬性來實現(xiàn)。如何準確地預(yù)測干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷擴展本質(zhì)上是如何構(gòu)建相應(yīng)的材料退化模型，準確模擬復(fù)合材料產(chǎn)生損傷后的力學(xué)屬性。據(jù)不完全統(tǒng)計，目前學(xué)者們提出的有關(guān)復(fù)合材料的退化模型已經(jīng)多達幾十種[78]，但是主要可以分為突降退化模型[57]和逐漸退化模型[52,58](σ-ε曲線如圖12)。逐漸退化模型可以再細分為線性退化模型[40]和指數(shù)退化模型[41]。

在突降退化模型中，材料的屬性會在滿足相應(yīng)模式的損傷萌生判定準則時突然降低到未損傷時的一小部分，退化后的材料屬性與原材料屬性的比值成為退化系數(shù)(如圖12(a)所示)[59]。在不同損傷模式下，退化系數(shù)一般不同[60-61]。當(dāng)退化系數(shù)等于0時形成的模型為完全退化模型，否則為有限退化模型。Chang FK和Chang KY[62]假設(shè)損傷萌生之后，材料的剛度退化為0(即完全退化模型)，不會吸收任何能量，這種失效通常會導(dǎo)致一種不穩(wěn)定的結(jié)果。因此，在有限元分析時，為了保證計算的收斂性，退化指數(shù)通常不設(shè)置為0，而是取一個接近0的數(shù)來代替(即有限退化模型)[63]。Zou等[43]采用Camanho和Matthews提出的有限退化模型(如表3所示)研究了雙搭接干涉連接結(jié)構(gòu)中復(fù)合材料的損傷退化，其主要觀點是有限退化模型不僅能夠?qū)崿F(xiàn)平滑退化，而且更接近于實際情況。

圖12 復(fù)合材料屬性常用退化方式Fig.12 Common degradation methods of composite material properties

表3 突降退化示例Table 3 Example of sudden degradation

線性退化是指當(dāng)材料的應(yīng)力或應(yīng)變狀態(tài)滿足損傷萌生判定準則時，損傷狀態(tài)變量與損傷因子的關(guān)系為線性關(guān)系(如圖12(b)所示)[64]。由于線性退化模型的剛度是逐漸衰減的，因此學(xué)者們認為這種退化方式更符合漸進損傷的特性[65-66]。Song等[67]提出了一種二維微觀代表性體積單元(RVE)，采用等效均質(zhì)材料方法來預(yù)測干涉連接結(jié)構(gòu)螺栓安裝過程中的孔壁微觀擠壓損傷。該研究采用的退化模型是線性退化模型，其觀點是線性退化模型既可以解釋法向脫粘損傷又可以解釋剪切脫粘損傷。線性損傷因子示例如式(13)所示[64]。

(13)

指數(shù)退化是指當(dāng)材料的應(yīng)力或應(yīng)變狀態(tài)滿足損傷萌生判定準則時，損傷狀態(tài)變量與損傷因子的關(guān)系為指數(shù)關(guān)系(如圖12(c)所示)[68-69]。指數(shù)退化模型相比于線性退化模型，在損傷萌生階段對剛度的衰減速度比線性退化模型更迅速，而在損傷累積到一定程度之后其對剛度的衰減速度逐漸減緩。指數(shù)退化是3種退化方式中最復(fù)雜的一種，其難點在于如何構(gòu)建損傷狀態(tài)變量與損傷因子之間的指數(shù)關(guān)系。Hu等[68]在其建立的單搭接干涉連接結(jié)構(gòu)的三維有限元模型中，采用指數(shù)退化模型(如式(14)所示)模擬了單搭接干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷萌生與擴展，其實驗結(jié)果表明指數(shù)退化方式具有較高的準確性。

(14)

式中：di為損傷變量；fi為失效指數(shù)；St(S=X,Y,Z) 為材料i方向的抗拉強度；Gi為纖維或基體的斷裂能，取決于失效模式；Cii為材料剛度系數(shù)；Lc為與材料點相關(guān)的特征長度。

綜上所述，針對干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷擴展表征方法主要有突降退化模型、線性退化模型和指數(shù)退化模型3種，在干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷擴展預(yù)測方面均取得了較為滿意的結(jié)果。其中突降退化模型形式簡單，易于通過編程實現(xiàn)，而逐漸退化模型更加符合材料漸進損傷的特點。

3.3 層間損傷萌生與擴展表征方法

干涉連接結(jié)構(gòu)的層間損傷主要是分層損傷，也可以通過相應(yīng)的損傷判定準則進行損傷萌生的預(yù)測，如Ye失效準則[40,44,70-71]，其表達式如公式(15)所示。

(15)

式中：σ33為33方向的主應(yīng)力；τ13為13方向的剪切應(yīng)力；τ23為23方向的剪切應(yīng)力；Zt為復(fù)合材料沿厚度方向的拉伸強度。

Hashin準則和Ye分層失效準則結(jié)合可以形成能夠考慮不同損傷模式的混合失效準則。張俊琪等[79]采用Hashin及Ye準則，通過USDFLD子程序，開展了干涉連接結(jié)構(gòu)的漸進損傷分析，發(fā)現(xiàn)干涉配合會影響結(jié)構(gòu)的破壞模式，過大的干涉量會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)提前突然破壞。陳昆昆等[72]綜合考慮干涉配合和預(yù)緊力的共同作用，通過Hashin及Ye失效準則，結(jié)合Camanho退化方式模擬了42種不同情況下復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)的損傷演變，發(fā)現(xiàn)一定的干涉配合值和預(yù)緊力雖然可能導(dǎo)致釘孔周圍的復(fù)合材料在受載較小時提前出現(xiàn)較小破壞，但在載荷較大時反而可以改善孔周的接觸條件，從而減小孔周的纖維破壞范圍，并最終提高連接結(jié)構(gòu)的破壞載荷。然而，有學(xué)者指出，單純采用分層損傷預(yù)測準則得到的結(jié)果精度相對較低。

為了提高分層損傷萌生與擴展的預(yù)測精度，分層損傷判定準則通常與內(nèi)聚力模型(Cohesive Zone Model, CZM)結(jié)合使用。內(nèi)聚力模型的使用方法是在易產(chǎn)生分層損傷的部位設(shè)置Cohesive單元，定義Cohesive單元的損傷失效判定準則，設(shè)置損傷狀態(tài)變量，以此實現(xiàn)內(nèi)聚力的單元的失效定義[61]。內(nèi)聚力模型不僅能夠模擬2種材料(不同材料或相同材料)之間的粘連行為[73]，也可以用來模擬預(yù)制分層[74]。內(nèi)聚力模型認為在物理裂紋的尖端存在一個微小的內(nèi)聚力區(qū)域，在該區(qū)域應(yīng)力為上、下表面分離位移的函數(shù)，即牽引力-位移關(guān)系[67]。常用的牽引力-位移本構(gòu)模型為雙線性本構(gòu)關(guān)系，包括法向和剪切模型，如圖13所示[67]。內(nèi)聚力模型最大的優(yōu)勢在于能夠在不需了解損傷萌生位置和擴展方向的情況下，分析界面脫粘和分層損傷萌生和擴展演化機理[67]。

圖13 內(nèi)聚力單元的本構(gòu)響應(yīng)模型[67]Fig.13 Constitutive response model of cohesive elements[67]

內(nèi)聚力模型在干涉連接結(jié)構(gòu)的層間損傷萌生與擴展方面取得了較好的成果。Zou等[75]提出了一種干涉連接結(jié)構(gòu)螺栓安裝過程中的分層損傷解析預(yù)測模型，包括由Ⅰ型分層模式引起的臨界分層力和釘-孔之間的摩擦力，結(jié)合內(nèi)聚力模型，分析了干涉量和剩余鋪層數(shù)對臨界分層力的影響，給出了臨界分層損傷臨界干涉量的預(yù)測方法，通過實驗驗證了模型的準確性。Xu等[76]建立了一種三維各向異性非線性漸進損傷模型，結(jié)合修正的Hashin準則和內(nèi)聚力模型，分析了襯套式干涉連接結(jié)構(gòu)的孔壁損傷。Zhang等[77]研究了二次彎曲和螺栓載荷對干涉連接結(jié)構(gòu)損傷的影響，通過內(nèi)聚力模型模擬了復(fù)合材料的層間分層損傷，通過實驗結(jié)果對比驗證了內(nèi)聚力模型具有較好的預(yù)測精度。

綜上所述，研究干涉連接結(jié)構(gòu)層間損傷的方法主要為斷裂力學(xué)模型和內(nèi)聚力模型。綜合Hashin準則和Ye準則形成的混合失效準則，對復(fù)合材料的層內(nèi)損傷和層間損傷預(yù)測均有不錯的效果。Hashin準則與內(nèi)聚力模型的結(jié)合使用，能夠進一步提升干涉連接結(jié)構(gòu)的分層損傷預(yù)測精度，有效預(yù)測干涉連接結(jié)構(gòu)的分層損傷起始位置與擴展方向。

4 干涉連接結(jié)構(gòu)力學(xué)性能退化機制

對于航空裝備長時間服役在濕熱、鹽霧等惡劣環(huán)境下，其材料以及結(jié)構(gòu)不可避免地會發(fā)生老化損傷，從而引起物理/化學(xué)性能的改變；此外，航空裝備還要承受交變載荷、沖擊載荷等作用，進一步加速了材料老化損傷的擴展，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)力學(xué)性能退化，嚴重阻礙了復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)的應(yīng)用。因此，為了揭示復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)力學(xué)性能退化機制，國內(nèi)外學(xué)者從以下三方面開展了大量的研究工作：復(fù)合材料物理/化學(xué)損傷機制、復(fù)合材料物理/化學(xué)性能演變以及復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)性能退化行為。詳細的研究脈絡(luò)，如表4所示[80-92]。

表4 干涉連接結(jié)構(gòu)力學(xué)性能退化機制Table 4 Degradation mechanism of mechanical properties of interference-fit joints

4.1 復(fù)合材料的物理/化學(xué)損傷機制

吸濕會改變材料的物理/化學(xué)特性，引入新?lián)p傷并加速其演化，從而破壞整個材料的力學(xué)性能。潮濕環(huán)境下復(fù)合材料最明顯的特征就是重量變大，這與材料的吸濕特性有關(guān)。而材料吸收的水分子可以吸附到因吸濕引起的微損傷、微孔洞/自由體積和其他微損傷表面等。物理損傷包括基體微裂紋、界面脫粘等。吸收的水分子會打斷聚合物分子鍵來降低基體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，從而降低其剛度。此外，纖維和基體的吸濕膨脹系數(shù)差異較大，在纖維/基體界面處因變形不協(xié)調(diào)而產(chǎn)生的殘余應(yīng)力場，會引起界面脫粘等損傷?；瘜W(xué)損傷主要包括基體、纖維及界面處材料的氧化、水解等。

國內(nèi)外學(xué)者對材料的吸濕過程、吸濕后的應(yīng)力場以及材料在服役環(huán)境下的損傷情況開展了大量的研究。Stoffels等[80]提出了一種考慮外部拉伸應(yīng)力的材料吸濕能力和擴散速率預(yù)測模型，推導(dǎo)出了層合板不同方向下的擴散系數(shù)，發(fā)現(xiàn)擴散參數(shù)嚴重依賴于所施加應(yīng)力的大小、加載方向角以及纖維/基體的彈性性能。Wang等[81]提出了一種多尺度濕力耦合分析方法，構(gòu)建了復(fù)合材料吸濕擴散和應(yīng)力模型。張凱等[82]研究了復(fù)合材料的耐腐蝕性能，發(fā)現(xiàn)腐蝕環(huán)境會使材料的微觀和狀態(tài)發(fā)生變化。陸峰等[83]研究了復(fù)合材料浸泡在腐蝕介質(zhì)中的腐蝕行為。

綜上所述，針對復(fù)合材料物理/化學(xué)損傷機制，從微觀角度對材料的吸濕應(yīng)力進行了分析，并觀測了材料的物理損傷，如基體開裂、界面脫粘等，以及化學(xué)結(jié)構(gòu)變化。但是，復(fù)合材料物理/化學(xué)損傷隨服役環(huán)境的演變規(guī)律仍缺乏系統(tǒng)研究。

4.2 復(fù)合材料物理/化學(xué)性能演變

服役環(huán)境下復(fù)合材料的力學(xué)行為與環(huán)境間的耦合關(guān)系非常復(fù)雜，是一個涉及多相共存多物理場以及化學(xué)腐蝕的問題。復(fù)合材料由纖維和基體組成，2種組分的物理/化學(xué)性能差異較大，在吸濕作用下極易產(chǎn)生殘余應(yīng)力，引起基體微裂紋、纖基界面脫粘等損傷。在服役載荷作用下，這些殘余應(yīng)力會加速結(jié)構(gòu)失效，導(dǎo)致材料力學(xué)性能退化。此外，復(fù)合材料在服役環(huán)境下也會發(fā)生化學(xué)損傷，進一步促進復(fù)合材料物理損傷萌生，因此揭示其服役環(huán)境下復(fù)合材料物理/化學(xué)性能演變機理具有重要的意義。

Cauich-Cupul等[84]研究了濕熱對復(fù)合材料微觀力學(xué)性能的影響，發(fā)現(xiàn)吸濕是造成材料力學(xué)性能退化的主要原因，且基體或界面的吸濕量越大，退化越明顯。Wang等[85]描述了纖維復(fù)合材料在鹽水溶液中浸泡老化后的拉-拉疲勞退化行為，發(fā)現(xiàn)老化后材料的靜強度發(fā)生了退化，在疲勞加載下這種退化更明顯。黃業(yè)青等[86]對T700碳纖維增強環(huán)氧樹脂復(fù)合材料進行了海水腐蝕試驗，發(fā)現(xiàn)吸濕降低了復(fù)合材料的強度。Gautier等[87]研究了濕熱老化環(huán)境下復(fù)合材料的損傷情況，包括分層損傷、界面脫粘以及基體裂紋等物理損傷。南田田[88]研究了恒溫恒濕、濕熱循環(huán)2種濕熱環(huán)境下，彎曲載荷對復(fù)合材料力學(xué)性能的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)彎曲載荷會大大縮減材料的使用壽命。

上述研究著重考慮了時間效應(yīng)對復(fù)合材料物理/化學(xué)損傷行為的影響以及各力學(xué)性能退化規(guī)律。由于服役環(huán)境的特殊性和復(fù)雜性，還應(yīng)在此基礎(chǔ)上，著重分析多環(huán)境因素如溫度、時間、鹽濃度等對材料力學(xué)性能的耦合作用，揭示復(fù)合材料物理/化學(xué)性能演變規(guī)律。

4.3 復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)性能退化行為

服役環(huán)境下，復(fù)雜環(huán)境因子、載荷因子與接頭處應(yīng)力場形成高度的耦合作用，改變孔周應(yīng)力場分布，造成孔周嚴重損傷，從而導(dǎo)致接頭力學(xué)性能退化。復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)接頭處是整個結(jié)構(gòu)最薄弱環(huán)節(jié)。服役環(huán)境會改變接頭處的應(yīng)力場，引起復(fù)合材料內(nèi)部物理/化學(xué)損傷，加速接頭失效，影響復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的承載和疲勞性能。因此，開展服役環(huán)境下復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)力學(xué)行為演化機理，揭示其力學(xué)性能退化規(guī)律，對于提升結(jié)構(gòu)可靠性水平具有重要的意義。

服役環(huán)境會引起復(fù)合材料的物理/化學(xué)損傷，導(dǎo)致復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)力學(xué)性能嚴重退化。Li等[89]研究了海水老化環(huán)境下復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)的承載特性，認為海水老化環(huán)境因子對復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能均有消極影響，溫度的影響最大，時間次之，鹽濃度最小。Jiang等[90]研究了CFRP/Al混合結(jié)構(gòu)電磁鉚接接頭在鹽霧老化環(huán)境下的疲勞特性，分析了不同老化時間對失效模式的變化。Yu等[91]研究了CFRP/Steel雙搭接膠粘結(jié)構(gòu)在鹽霧和高相對濕度環(huán)境下結(jié)構(gòu)剩余強度的變化，發(fā)現(xiàn)環(huán)境老化和疲勞加載共同作用會加劇結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的退化。Nguyen等[92]探討了環(huán)境溫度和搭接長度對結(jié)構(gòu)承載能力和破壞模式的影響，發(fā)現(xiàn)溫度越高，接頭極限載荷和剛度退化越明顯。

由上述分析可以發(fā)現(xiàn)，復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)力學(xué)性能退化與服役環(huán)境密切相關(guān)。此外，復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)具有多界面擠壓接觸屬性，服役載荷作用下不僅會對材料性能產(chǎn)生影響，也會改變接觸界面擠壓狀態(tài)，這些變化對連接結(jié)構(gòu)力學(xué)性能均有顯著的影響。

5 未來展望

干涉連接技術(shù)已在航空領(lǐng)域取得了廣泛的應(yīng)用，如波音B787和空客A350等飛機的機身、外翼等，用于提高結(jié)構(gòu)的強度、壽命等連接性能和防雷擊作用。目前，復(fù)合材料干涉連接技術(shù)在作用機理與工程應(yīng)用中仍存在大量的挑戰(zhàn)與問題,有待進一步研究：

1) 帶環(huán)境因子的損傷模型構(gòu)建。目前，復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)在靜載和疲勞載荷下的力學(xué)響應(yīng)和損傷機理已進行了大量研究，但是，在濕熱、腐蝕等環(huán)境下的復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷行為并不明確，亟需構(gòu)建帶環(huán)境因子的損傷模型，探究環(huán)境載荷作用下復(fù)合材料干涉連接結(jié)構(gòu)的損傷機理。

2) 新型干涉緊固件的研發(fā)。傳統(tǒng)緊固件干涉安裝，復(fù)合材料孔周主要承受緊固件的軸向壓入力，這是復(fù)合材料安裝損傷的來源。為了避免這些損傷，國外一些公司研發(fā)了襯套式緊固件，通過襯套的徑向膨脹形成干涉連接，將大部分的緊固件軸向壓入力轉(zhuǎn)變?yōu)閺较蛄?，從而最小化安裝損傷。如，美鋁公司的Flite-TiteTM和HI-TIGUETM、美國PCC緊固件公司SLEEVbolt?、和法國LISI公司TAPER-HI-LITETM等。而由于產(chǎn)品價格昂貴、技術(shù)封鎖等，國內(nèi)目前在襯套式緊固件研發(fā)方面還處于起步階段。

3) 改進干涉安裝工藝。傳統(tǒng)的干涉安裝方式是采用鉚槍錘擊或液壓壓入，這些方式均對復(fù)合材料有較高的要求，不適當(dāng)?shù)母缮姘惭b會觸發(fā)孔壁損傷。因此，需要改進干涉安裝工藝，使緊固件徑向收縮，同時克服緊固件與復(fù)合材料孔壁摩擦阻力，實現(xiàn)最小損傷下的大干涉量緊固件安裝。

4) 新材料的應(yīng)用。目前在航空領(lǐng)域廣泛應(yīng)用的復(fù)合材料層合板層間性能和抗面外沖擊性能差，只適用于間隙或小干涉連接。因此，采用層間性能強的復(fù)合材料，避免大干涉連接過程引起的復(fù)合材料孔壁分層和開裂，對于提高連接接頭的可靠性具有十分重要的意義。

6 結(jié)束語

隨著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在新型號中所占比重的不斷增加，飛機裝配過程造成的接頭強度降低與疲勞破壞等問題愈加突出。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)干涉連接技術(shù)能夠提高連接結(jié)構(gòu)的耐疲勞性和密封性等，實現(xiàn)飛機的高效精密裝配。因此，運用干涉連接技術(shù)實現(xiàn)飛機復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的強度與壽命增益是裝配連接發(fā)展的必然趨勢。

迄今為止，干涉連接技術(shù)在航空復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用仍然受限，在理論層面，干涉配合強化機理還不夠完善，針對不同干涉連接應(yīng)用范圍及應(yīng)用場合，沒有形成最佳干涉量的應(yīng)用體系；在工藝方面，無法實現(xiàn)干涉量的精準控制，理論干涉量與實際干涉量仍存在一定偏差。因此，實現(xiàn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的高精密干涉連接成為國內(nèi)外關(guān)注的重點。其關(guān)鍵在于孔周應(yīng)力傳遞及分布不均，降低了連接結(jié)構(gòu)在服役過程中的可靠性；面對極端惡劣的服役環(huán)境，連接結(jié)構(gòu)的損傷形式和擴展規(guī)律難預(yù)測；連接結(jié)構(gòu)在復(fù)雜濕-熱-力等多場耦合作用下，接頭力學(xué)性能產(chǎn)生退化。

目前，除上述問題外，中國復(fù)合材料結(jié)構(gòu)精密干涉連接技術(shù)與發(fā)達國家相比還有一定差距：主要還表現(xiàn)在裝配工藝及新型緊固件的開發(fā)和使用上。國內(nèi)航空緊固件種類、規(guī)格有限，采用傳統(tǒng)的鉚槍錘擊或液壓壓入的干涉安裝方式，容易觸發(fā)孔壁初始損傷。為了適應(yīng)新機型發(fā)展的需要，國內(nèi)亟需研制新型緊固件、自動化連接裝備和工藝等，才能為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的高精密干涉連接提供重要保障。

此外，中國智能制造優(yōu)勢明顯、發(fā)展空間巨大，引發(fā)了航空產(chǎn)品在加工工藝、裝配工藝、裝備及制造單元和制造系統(tǒng)等方面的重大變革。未來可利用智能化技術(shù)對獲取的干涉連接過程的狀態(tài)信息進行實時分析、評估與決策，通過自主學(xué)習(xí)和決策控制形成干涉連接裝配工藝知識庫，從而精準控制干涉量，解決“干涉破壞強度，非干涉降低性能”的窘境，最終實現(xiàn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的高精密干涉連接。