杭 超，慕琴琴，徐 健，燕 群，孔維夷

(1.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065；2.中國航發(fā)商用航空發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司，上海 200241)

1 引 言

復(fù)合材料具有比強(qiáng)度高、比剛度高、可設(shè)計性好等優(yōu)點，已成為航空航天結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)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(jī)的風(fēng)扇機(jī)匣將采用機(jī)織復(fù)合材料[4]。復(fù)合材料法蘭接頭結(jié)構(gòu)是發(fā)動機(jī)機(jī)匣常用的一種連接方式，法蘭接頭結(jié)構(gòu)采用樹脂傳遞模塑(RTM)工藝將編織好的預(yù)制體用環(huán)氧樹脂進(jìn)行一體化固化成型[5]，通過高強(qiáng)螺栓將法蘭邊與其他結(jié)構(gòu)連接。

機(jī)織復(fù)合材料作為一種新型的復(fù)合材料，其力學(xué)行為和失效機(jī)理仍處于研究階段。Dai等[6]采用試驗方法研究了6種機(jī)織復(fù)合材料在拉伸、壓縮和彎曲載荷下的強(qiáng)度與失效機(jī)理，在拉伸試驗中還采用基于數(shù)字圖像相關(guān)(DIC)方法的非接觸全場應(yīng)變測量技術(shù)分析應(yīng)變分布。Warren等[7]對4種機(jī)織復(fù)合材料的靜強(qiáng)度進(jìn)行了試驗研究，分析討論了4種材料的應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)和失效機(jī)理，試驗結(jié)果表明，復(fù)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(gòu)型、加載方式等密切相關(guān)。

目前，在機(jī)織復(fù)合材料法蘭接頭連接結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為與失效機(jī)理方面開展的研究較少。本文研究的復(fù)合材料法蘭接頭是一種多層的角連鎖機(jī)織復(fù)合材料，通過開展復(fù)合材料法蘭接頭連接結(jié)構(gòu)準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗，揭示該典型連接結(jié)構(gòu)的漸進(jìn)損傷失效過程，獲取復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的準(zhǔn)靜態(tài)強(qiáng)度性能與失效模式，為復(fù)合材料機(jī)匣的法蘭接頭連接結(jié)構(gòu)的設(shè)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(fù)合材料法蘭接頭是連續(xù)碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料，厚度為13mm，沿厚度方向包含多層三維機(jī)織結(jié)構(gòu)。試驗件尺寸及與高強(qiáng)螺栓的連接方式如圖1所示。根據(jù)試驗件的結(jié)構(gòu)特點，通過模具設(shè)計，直接將機(jī)織復(fù)合材料固化成型為法蘭形，然后根據(jù)試驗件尺寸進(jìn)行切割鉆孔，最后采用玻璃纖維復(fù)合材料制作加強(qiáng)片并與試驗件粘接。與試驗件連接的高強(qiáng)螺栓材料為GH4169。

圖1 試驗件尺寸及連接方式

為保證試驗結(jié)果有效，開展3件重復(fù)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(jìn)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(shè)計

試驗夾具設(shè)計應(yīng)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(qiáng)度和剛度；(3)滿足后期3個螺栓的法蘭形連接結(jié)構(gòu)拉伸試驗需求。

基于上述要求，設(shè)計了帶加強(qiáng)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(kuò)展需求，并對夾具進(jìn)行了靜強(qiáng)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(yīng)力場和位移場如圖2所示。由圖可知，夾具最大應(yīng)力位于加強(qiáng)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(yīng)力場

復(fù)合材料法蘭接頭連接結(jié)構(gòu)上端與試驗機(jī)夾頭連接，下端通過螺栓與夾具連接，夾具下端與試驗機(jī)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(jié)構(gòu)鋼，整料加工，不能焊接，經(jīng)調(diào)質(zhì)處理后可滿足強(qiáng)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(jié)構(gòu)的專用試驗標(biāo)準(zhǔn)，試驗主要參考《聚合物基復(fù)合材料拉伸性能標(biāo)準(zhǔn)試驗方法》(ASTM D3039/D3039M-2017)和《織物增強(qiáng)“紡織品”復(fù)合材料測試指南》(ASTM D6856/D6856M-2003R2016)進(jìn)行。對于復(fù)合材料法蘭接頭準(zhǔn)靜態(tài)拉伸，依次對3個試驗件進(jìn)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(nèi)的3個不同位置，分別用游標(biāo)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(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗在±100kN試驗機(jī)上完成。先將試驗件與夾具連接，使用扭矩扳手?jǐn)Q緊螺栓，擰緊力矩為46N·m。然后將夾具放入試驗機(jī)下夾頭中，調(diào)整夾具位置，使試驗件在試驗機(jī)的中線加載，依次夾緊試驗機(jī)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(jī)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(yīng)變片，應(yīng)變片型號BE120-20AA，位于寬度方向的中間。應(yīng)變片的邊緣距試驗件底部端面25mm，應(yīng)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(yīng)變數(shù)據(jù)。同時，用攝像機(jī)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(dá)到最大值，記錄試件的破壞載荷和破壞模式。

圖5 應(yīng)變片位置和編號示意圖

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

3 結(jié)果與討論

3.1 載荷-位移響應(yīng)

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(fù)合材料法蘭接頭準(zhǔn)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(dá)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(fù)合材料內(nèi)部出現(xiàn)損傷。1號、2號、3號試驗件初次載荷下降對應(yīng)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(biāo)準(zhǔn)差為0.49kN，離散系數(shù)為0.29%，試驗結(jié)果一致性較好。

圖6 載荷-位移曲線

3.2 載荷-應(yīng)變響應(yīng)

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

(a)載荷-應(yīng)變1曲線

3.3 典型失效模式

復(fù)合材料法蘭接頭準(zhǔn)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(yīng)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(zhǔn)靜態(tài)拉伸典型時刻

圖11 2號試驗件準(zhǔn)靜態(tài)拉伸分層損傷發(fā)展過程

4 結(jié) 論

本文以復(fù)合材料法蘭接頭結(jié)構(gòu)為研究對象，利用試驗機(jī)對試驗件進(jìn)行準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗，獲得了復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的準(zhǔn)靜態(tài)強(qiáng)度性能與失效模式。具體結(jié)論如下：

(1)復(fù)合材料法蘭接頭結(jié)構(gòu)最大拉伸載荷的平均值為17.03kN，標(biāo)準(zhǔn)差為0.49kN，離散系數(shù)為0.29%，試驗結(jié)果一致性較好。

(2)復(fù)合材料法蘭接頭結(jié)構(gòu)準(zhǔn)靜態(tài)拉伸過程中，載荷-位移曲線和載荷-內(nèi)側(cè)應(yīng)變曲線出現(xiàn)的突變可以反映出結(jié)構(gòu)內(nèi)部的分層損傷。

(3)復(fù)合材料法蘭接頭結(jié)構(gòu)準(zhǔn)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。