杭 超，慕琴琴，徐 健，燕 群，孔維夷

(1.中國飛機強度研究所，陜西 西安 710065；2.中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責任公司，上海 200241)

1 引 言

復合材料具有比強度高、比剛度高、可設計性好等優(yōu)點，已成為航空航天結構輕量化設計的必要材料[1-3]。有資料顯示，GE公司研制的下一代發(fā)動機的風扇機匣將采用機織復合材料[4]。復合材料法蘭接頭結構是發(fā)動機機匣常用的一種連接方式，法蘭接頭結構采用樹脂傳遞模塑(RTM)工藝將編織好的預制體用環(huán)氧樹脂進行一體化固化成型[5]，通過高強螺栓將法蘭邊與其他結構連接。

機織復合材料作為一種新型的復合材料，其力學行為和失效機理仍處于研究階段。Dai等[6]采用試驗方法研究了6種機織復合材料在拉伸、壓縮和彎曲載荷下的強度與失效機理，在拉伸試驗中還采用基于數(shù)字圖像相關(DIC)方法的非接觸全場應變測量技術分析應變分布。Warren等[7]對4種機織復合材料的靜強度進行了試驗研究，分析討論了4種材料的應力應變響應和失效機理，試驗結果表明，復合材料的失效模式包括纖維斷裂、基體開裂、界面脫粘等，具體的失效模式與編織構型、加載方式等密切相關。

目前，在機織復合材料法蘭接頭連接結構的力學行為與失效機理方面開展的研究較少。本文研究的復合材料法蘭接頭是一種多層的角連鎖機織復合材料，通過開展復合材料法蘭接頭連接結構準靜態(tài)拉伸試驗，揭示該典型連接結構的漸進損傷失效過程，獲取復合材料連接結構的準靜態(tài)強度性能與失效模式，為復合材料機匣的法蘭接頭連接結構的設計、選型提供依據(jù)。

2 試驗研究

2.1 試驗材料和試驗件

本文研究的復合材料法蘭接頭是連續(xù)碳纖維增強樹脂基復合材料，厚度為13mm，沿厚度方向包含多層三維機織結構。試驗件尺寸及與高強螺栓的連接方式如圖1所示。根據(jù)試驗件的結構特點，通過模具設計，直接將機織復合材料固化成型為法蘭形，然后根據(jù)試驗件尺寸進行切割鉆孔，最后采用玻璃纖維復合材料制作加強片并與試驗件粘接。與試驗件連接的高強螺栓材料為GH4169。

圖1 試驗件尺寸及連接方式

為保證試驗結果有效，開展3件重復性試驗，3件試驗件分別編號為1號、2號和3號。試驗前對所有試驗件進行目視檢查和超聲A掃無損檢測，剔除含有初始缺陷(凹痕、裂紋、切口、表面不規(guī)整性、空隙、分層等)的試驗件。

2.2 夾具設計

試驗夾具設計應滿足以下3個方面的要求：(1)夾具與試驗件的加載中心面重合；(2)夾具需要有足夠的強度和剛度；(3)滿足后期3個螺栓的法蘭形連接結構拉伸試驗需求。

基于上述要求，設計了帶加強板的法蘭形試驗夾具，可滿足加載中心面重合以及后期3個螺栓的擴展需求，并對夾具進行了靜強度校核，施加拉伸載荷為180kN(每個螺栓孔均為60kN)，分析得到的Mises應力場和位移場如圖2所示。由圖可知，夾具最大應力位于加強板與夾具法蘭形長邊的過渡處，大小為836.2MPa。夾具沿豎直方向位移場分布均勻，最大位移位于夾具最上端，大小為3.74mm，夾具未出現(xiàn)明顯的彎曲，滿足剛度要求。

(a)應力場

復合材料法蘭接頭連接結構上端與試驗機夾頭連接，下端通過螺栓與夾具連接，夾具下端與試驗機夾頭連接。試驗件與夾具安裝示意圖如圖3所示，上部為試驗件，下部為夾具，隱藏了連接螺栓。夾具材料選用30CrMnSiA合金結構鋼，整料加工，不能焊接，經(jīng)調質處理后可滿足強度需求。

圖3 試驗件與夾具安裝示意圖

2.3 試驗方法

由于目前沒有針對法蘭接頭連接結構的專用試驗標準，試驗主要參考《聚合物基復合材料拉伸性能標準試驗方法》(ASTM D3039/D3039M-2017)和《織物增強“紡織品”復合材料測試指南》(ASTM D6856/D6856M-2003R2016)進行。對于復合材料法蘭接頭準靜態(tài)拉伸，依次對3個試驗件進行試驗，具體試驗步驟如下：

(1)測量試驗件尺寸：在試驗件工作段內的3個不同位置，分別用游標卡尺(精度0.02mm)和厚度千分尺(精度0.001mm)測量寬度和厚度，并做好記錄。

(2)試驗件安裝：法蘭接頭準靜態(tài)拉伸試驗在±100kN試驗機上完成。先將試驗件與夾具連接，使用扭矩扳手擰緊螺栓，擰緊力矩為46N·m。然后將夾具放入試驗機下夾頭中，調整夾具位置，使試驗件在試驗機的中線加載，依次夾緊試驗機的下夾頭和上夾頭。試驗現(xiàn)場照片如圖4所示。

圖4 試驗現(xiàn)場照片

(3)試驗加載與測量：試驗機的加載速度為2.00mm/min。在法蘭形試驗件的長邊上布置2個應變片，應變片型號BE120-20AA，位于寬度方向的中間。應變片的邊緣距試驗件底部端面25mm，應變片位置和編號如圖5所示。試驗過程中采集試驗件的載荷、位移和應變數(shù)據(jù)。同時，用攝像機記錄試驗件損傷失效過程的圖像，連續(xù)加載直到試驗載荷達到最大值，記錄試件的破壞載荷和破壞模式。

圖5 應變片位置和編號示意圖

(4)試驗結束后，對試驗件的破壞模式進行記錄和拍照，并按照試驗件標簽分組裝袋保存，具有可追溯性。

3 結果與討論

3.1 載荷-位移響應

1號、2號、3號試驗件的載荷-位移曲線如圖6所示。由載荷-位移曲線可以看出，在復合材料法蘭接頭準靜態(tài)拉伸過程中，拉伸載荷隨著加載位移的增大而增大。在達到最大載荷之前，出現(xiàn)多次載荷下降。每次載荷下降時，試驗件都會發(fā)出響聲，表明此時復合材料內部出現(xiàn)損傷。1號、2號、3號試驗件初次載荷下降對應的拉伸載荷分別為8.46kN、11.18kN、9.82kN。1號、2號、3號試驗件的最大載荷分別為17.33kN、16.47kN、17.30kN，其平均值為17.03kN，標準差為0.49kN，離散系數(shù)為0.29%，試驗結果一致性較好。

圖6 載荷-位移曲線

3.2 載荷-應變響應

應變片1位于法蘭形試驗件的外側，應變片2位于法蘭形試驗件的內側。1號、2號、3號試驗件的載荷-應變曲線如圖7所示。由載荷-應變曲線可以看出，在加載過程中，應變片1處于壓縮狀態(tài)，且壓縮應變不斷增大，試驗中的載荷突降對應變1的影響較小。在加載過程中，應變片2處于拉伸狀態(tài)，在加載初始階段，拉伸應變隨載荷的增大而增大，當發(fā)生載荷突降時，應變2出現(xiàn)了明顯的下降，載荷-應變2曲線呈現(xiàn)出典型的鋸齒狀。

(a)載荷-應變1曲線

3.3 典型失效模式

復合材料法蘭接頭準靜態(tài)拉伸的典型失效模式為拐彎區(qū)域的分層損傷，其失效模式為可接受的失效模式，如圖8所示。同時，連接螺栓也發(fā)生了明顯的塑性彎曲變形，如圖9所示。

圖8 典型分層損傷

圖9 連接螺栓試驗后照片

以2號試驗件為例，分析分層損傷在試驗件中的發(fā)展過程。選取其載荷位移曲線上5個典型時刻：t0、t1、t2、t3、t4，如圖10所示。其中，t0表示試驗件的初始加載時刻，t1～t4表示拉伸過程中載荷突然下降時刻。圖11給出了上述5個時刻的試驗件變形圖像，可以發(fā)現(xiàn)，每次載荷下降都對應了試驗件分層損傷的出現(xiàn)。試驗件在t4時刻拉伸載荷最大，此時分層損傷貫穿了試驗件的法蘭彎折區(qū)。

圖10 2號試驗件準靜態(tài)拉伸典型時刻

圖11 2號試驗件準靜態(tài)拉伸分層損傷發(fā)展過程

4 結 論

本文以復合材料法蘭接頭結構為研究對象，利用試驗機對試驗件進行準靜態(tài)拉伸試驗，獲得了復合材料連接結構的準靜態(tài)強度性能與失效模式。具體結論如下：

(1)復合材料法蘭接頭結構最大拉伸載荷的平均值為17.03kN，標準差為0.49kN，離散系數(shù)為0.29%，試驗結果一致性較好。

(2)復合材料法蘭接頭結構準靜態(tài)拉伸過程中，載荷-位移曲線和載荷-內側應變曲線出現(xiàn)的突變可以反映出結構內部的分層損傷。

(3)復合材料法蘭接頭結構準靜態(tài)拉伸的典型失效模式為拐彎區(qū)域的分層損傷，同時，連接螺栓也發(fā)生了明顯的塑性彎曲變形。