引言

碳纖維復(fù)合材料因其高比強(qiáng)度、比剛度和可設(shè)計(jì)性等特點(diǎn)而廣泛應(yīng)用于無人機(jī)結(jié)構(gòu)中,其連接形式和破壞形式也越來越多樣,因此有必要對其典型連接結(jié)構(gòu)的損傷機(jī)理進(jìn)行深入研究。

國內(nèi)外學(xué)者采用了多種方法對復(fù)合材料混合連接的破壞模式與破壞載荷進(jìn)行研究,如E.MadenciA.Aktas等人通過試驗(yàn)方法研究了碳纖維層合板機(jī)械連接的擠壓強(qiáng)度,J.Ekh等人運(yùn)用有限元技術(shù)模擬了復(fù)合材料機(jī)械連接的承載過程,M.M.shokrieh等人基于數(shù)值仿真對復(fù)合材料層合板機(jī)械連接結(jié)構(gòu)的漸進(jìn)損傷進(jìn)行了模擬。

本文以復(fù)合材料機(jī)械連接的典型T型連接結(jié)構(gòu)為研究對象,采用含漸進(jìn)損傷的有限元模型計(jì)算分析復(fù)合材料層合板的損傷機(jī)理、破壞模式、裂紋擴(kuò)展模式和極限強(qiáng)度,為該型構(gòu)件的使用與優(yōu)化提供依據(jù),為無人機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的安全性與可靠性提供保障。

1典型結(jié)構(gòu)連接描述

T型連接方式是一種較為典型的金屬與復(fù)合材料的連接方式,常用于直升機(jī)主減速器與復(fù)合材料壁板之間的連接,金屬件與復(fù)合材料壁板機(jī)械連接后,分別通過垂直和平行于復(fù)合材料壁板的力傳遞來自主減速器的拉力和扭矩反作用力。本文以平行于復(fù)材壁板的載荷為例,分析復(fù)合材料層合板T型連接結(jié)構(gòu)的漸進(jìn)損傷。

此類型結(jié)構(gòu)各個(gè)部件設(shè)計(jì)的剛度匹配問題,使其在承載過程中下墊塊邊緣處容易對復(fù)材層合板造成擠壓甚至剪切,進(jìn)而導(dǎo)致層合板局部應(yīng)力集中直至損傷斷裂。為了驗(yàn)證該T型典型結(jié)構(gòu)連接區(qū)域設(shè)計(jì)的合理性,通過有限元仿真技術(shù)進(jìn)行計(jì)算分析。

某型無人直升機(jī)金屬T型安裝座與碳纖維復(fù)合材料機(jī)身主安裝板連接簡化示意圖及其主要尺寸參數(shù)如圖l所示,通過高鎖螺栓依次將T型接頭、復(fù)合材料層合板、下墊塊緊固成一體,層與層之間采用結(jié)構(gòu)膠粘接,為確保破壞位置在T型連接區(qū)域,將復(fù)合材料層合板兩端約束的部位上下各粘接一層復(fù)合材料加強(qiáng)。作用于金屬T型安裝座的平行于復(fù)合材料層合板的載荷F模擬來自主減速器的扭矩反作用力。

圖1典型結(jié)構(gòu)連接處剖面圖

2仿真分析

2.1有限元模型

該結(jié)構(gòu)前后對稱,取其l/2建立有限元模型,其受力方式為x拉伸,故選擇實(shí)體單元模擬其結(jié)構(gòu),膠層采用的是Cohesive粘聚力單元,且對孔邊、層合板與T型接頭、下墊塊接觸位置進(jìn)行網(wǎng)格細(xì)化處理。依據(jù)Camanho線性退化準(zhǔn)則確定結(jié)構(gòu)破壞損傷狀態(tài),而Cohesive單元可模擬裂紋擴(kuò)展,有限元模型如圖2所示。

圖2結(jié)構(gòu)l/2有限元模型圖

2.2材料參數(shù)

T型安裝座和下墊塊的材質(zhì)為7075鋁合金,高鎖螺栓材質(zhì)為TC4有限元模型用MPC模擬傳遞載荷）,層合板由預(yù)浸了某中溫固化環(huán)氧樹脂的T300級碳纖維雙向布預(yù)浸料制作,固化后單層厚度約為0.22mm,總厚度約為4.4mm,具體鋪層為(45X/0X/0X/45X）5,圖1中Ⅹ方向?yàn)?X方向。材料具體參數(shù)如表1和表2所示。

3仿真結(jié)果

仿真結(jié)果如圖3、圖4所示。

當(dāng)載荷達(dá)到18kN左右時(shí),T型安裝座與層合板接觸擠壓的邊緣位置出現(xiàn)了較為明顯的裂紋損傷,且在層合板的0X方向和90X方向纖維出現(xiàn)壓縮破壞,在層合板背面相應(yīng)位置及靠近T型安裝座另一側(cè)邊緣位置出現(xiàn)了輕微的0X方向和90X方向纖維拉伸破壞,但結(jié)構(gòu)承載強(qiáng)度與剛度仍在保持,說明結(jié)構(gòu)整體未發(fā)生破壞。當(dāng)載荷達(dá)到22.91kN時(shí),金屬T型安裝座與層合板接觸擠壓的邊緣位置出現(xiàn)了貫穿性裂紋和纖維的斷裂損傷,且結(jié)構(gòu)承載強(qiáng)度和剛度發(fā)生退化,說明該結(jié)構(gòu)已經(jīng)整體失效。因此,在拉伸載荷作用下,該結(jié)構(gòu)的失效原因?yàn)榻饘偌c復(fù)材層合板接觸位置的纖維壓縮破壞,結(jié)構(gòu)破壞載荷為22.91kN。

圖3金屬材料結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布

4試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證復(fù)合材料層合板T型連接結(jié)構(gòu)漸進(jìn)損傷分析的可行性與準(zhǔn)確度,基于伺服拉伸試驗(yàn)機(jī)對T型連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。圖5所示為T型接頭板試件在試驗(yàn)后的破壞形態(tài),試件斷裂位置出現(xiàn)在上面板靠T型接頭邊緣的位置,破壞位置、破壞形式與仿真結(jié)果相符,破壞時(shí)的載荷為23.603kN,仿真分析精度為-2.94%,滿足工程使用要求。

5結(jié)語

由復(fù)合材料層合板T型連接結(jié)構(gòu)數(shù)值仿真分析可以發(fā)現(xiàn),采用含漸進(jìn)損傷的有限元模型可以模擬復(fù)合材料層合板的破壞及裂紋擴(kuò)展模式,并通過試驗(yàn)驗(yàn)證了仿真分析方法的可信度。因此,基于該方法可以較為客觀地描述層合板的損傷機(jī)理,準(zhǔn)確預(yù)測其極限強(qiáng)度,為該型構(gòu)件的設(shè)計(jì)與優(yōu)化提供依據(jù),為無人機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性與可靠性提供保障。此方法可用于其他形式結(jié)構(gòu)連接的細(xì)觀分析,具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。