美歐復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)研究淺析

楊 昆劉 靜

（1.中航重機(jī)股份有限公司，北京 100022； 2.中航工業(yè)綜合技術(shù)研究所，北京 100028）

美歐復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)研究淺析

楊 昆1劉 靜2

（1.中航重機(jī)股份有限公司，北京 100022； 2.中航工業(yè)綜合技術(shù)研究所，北京 100028）

簡單介紹了當(dāng)代美國及歐洲對于復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)研究的過程，對其3個(gè)階段重點(diǎn)研究內(nèi)容和特點(diǎn)進(jìn)行了分析，對于我國復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)研究具有一定的借鑒與指導(dǎo)作用。

復(fù)合材料；機(jī)械連接技術(shù)；美國及歐洲

在飛機(jī)裝配中通常有機(jī)械連接、膠結(jié)和焊接等連接方式。機(jī)械連接主要包括螺栓連接和鉚釘連接，多用于傳遞較高載荷或疲勞壽命要求較高的部位。機(jī)械連接具有連接可靠、工藝簡單、可以反復(fù)拆卸等特點(diǎn)成為飛機(jī)裝配中的主要連接方式，約占飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接總量的70%以上。據(jù)統(tǒng)計(jì)，通常一架飛機(jī)上用于機(jī)械連接的緊固孔多達(dá)幾十萬～幾百萬個(gè)。大量的緊固孔是飛機(jī)結(jié)構(gòu)中應(yīng)力集中的薄弱部位，所以在復(fù)雜交變載荷下，機(jī)械連接部位往往會發(fā)生疲勞破壞，是服役飛機(jī)中損傷最普遍的形式之一。通常在飛機(jī)全部故障總量中，機(jī)體損傷的故障數(shù)量一般占12%～30%。但是，因?yàn)闄C(jī)載成品系統(tǒng)在發(fā)生故障后能用新的產(chǎn)品代替，所以，飛機(jī)機(jī)體的壽命就決定了其飛行總壽命。而在機(jī)體破壞中，疲勞失效引起的占80%以上，其中多達(dá)75%～80%的飛機(jī)機(jī)體疲勞失效事故起因于結(jié)構(gòu)的機(jī)械連接部位。因此，機(jī)械連接的壽命一定程度上決定了飛機(jī)飛行壽命[1]。

復(fù)合材料由于其具有比強(qiáng)度高、比剛度高、疲勞壽命高、耐腐蝕等優(yōu)點(diǎn)，目前已經(jīng)被大量應(yīng)用于各類先進(jìn)航空飛行器。例如，美國F-22猛禽戰(zhàn)斗機(jī)采用復(fù)合材料用量的比重達(dá)35%。美國B787夢幻客機(jī)上采用的復(fù)合材料用量的比重也達(dá)到了50% 。一些國家甚至規(guī)定20世紀(jì)90年代年代以后設(shè)計(jì)的飛機(jī)中，復(fù)合材料用量的比重少于20%時(shí)，該設(shè)計(jì)基本可以被推翻[2-3]。復(fù)合材料機(jī)械連接接頭在疲勞載荷作用下，主要有以下幾種破壞方式：拉伸破壞、剪切破壞、拉劈破壞、擠壓破壞、拉脫破壞及它們的組合形式。然而，復(fù)合材料機(jī)械連接的問題卻比金屬材料的機(jī)械連接問題復(fù)雜和嚴(yán)重的多。這主要是因?yàn)?，一方面，?fù)合材料各向異性，脆性較高，因此受力復(fù)雜；另一方面，復(fù)合材料重新分配載荷的能力非常小，所以不能像金屬那樣采用大量的近似設(shè)計(jì)[2-3]。

由此可見，復(fù)合材料機(jī)械連接的問題不但非常復(fù)雜，而且也非常重要。因此，自上世紀(jì)60年代復(fù)合材料逐漸開始應(yīng)用于航空領(lǐng)域起，美國和歐洲針對復(fù)合材料長壽命、高可靠性機(jī)械連接技術(shù)開展了長期、大量的科學(xué)技術(shù)研究，主要分為以下3個(gè)階段。

1 1960-1989年美歐復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)研究情況

在上世紀(jì)60年代至90年代期間，主要是以美國空軍萊特航空實(shí)驗(yàn)室（AFWAL）和美國國家航空航天局（NASA）為主，聯(lián)合各大航空公司、航空研究所針對復(fù)合材料機(jī)械連接開展了諸多較為詳細(xì)的技術(shù)研究項(xiàng)目，如表1和圖1所示[2,4,5]。這些研究項(xiàng)目通常首先對機(jī)械連接系統(tǒng)進(jìn)行二維力學(xué)建模和解析數(shù)值分析，初步形成一套近似的設(shè)計(jì)方法和理論來設(shè)計(jì)和預(yù)測機(jī)械連接強(qiáng)度和疲勞壽命；然后通過大量系統(tǒng)的力學(xué)試驗(yàn)來檢驗(yàn)和修正所提出的分析方法、模型及理論，從而最終形成一套較有效的指導(dǎo)復(fù)合材料機(jī)械連接設(shè)計(jì)、制造和應(yīng)用的指導(dǎo)規(guī)范和標(biāo)準(zhǔn)，如圖1所示。該階段復(fù)合材料機(jī)械連接主要應(yīng)用在飛機(jī)的次承力結(jié)構(gòu)件上，且用量較少。例如在美國F-15鷹式戰(zhàn)斗機(jī)，波音777客機(jī)的尾翼、整流罩上應(yīng)用的復(fù)合材料用量的比重通常在10%以內(nèi)。

表1 復(fù)合材料機(jī)械連接主要研究項(xiàng)目

圖1 復(fù)合材料二維力學(xué)模型分析及試驗(yàn)研究

2 1990-2009年美歐復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)研究情況

在上世紀(jì)90年代至本世紀(jì)前10年期間，針對前一階段復(fù)合材料機(jī)械連接設(shè)計(jì)由于多依靠設(shè)計(jì)者經(jīng)驗(yàn)、近似理論及大量驗(yàn)證試驗(yàn)而導(dǎo)致效率低、成本高、安全性差的問題，美歐各國都開展了以降低復(fù)合材料機(jī)械連接系統(tǒng)成本和提高效率的多個(gè)項(xiàng)目研究，如表2和圖2所示[6-7]。這些研究項(xiàng)目主要采用先進(jìn)的計(jì)算機(jī)有限元技術(shù)，對航空結(jié)構(gòu)中的復(fù)合材料機(jī)械連接系統(tǒng)通過三維建模和仿真分析的方法進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)和預(yù)測，大量縮減試驗(yàn)驗(yàn)證數(shù)量，提高機(jī)械連接系統(tǒng)設(shè)計(jì)的可靠性和預(yù)測的準(zhǔn)確性，從而達(dá)到提高效率和降低成本的目的。這個(gè)階段復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)開始應(yīng)用于飛機(jī)的主承力結(jié)構(gòu)件上，而且用量大幅增加。如在美國V-22魚鷹式傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)上的復(fù)合材料用量比重達(dá)到50%，歐洲空客A380空中客車寬體客機(jī)上的復(fù)合材料用量比重達(dá)到25%，并且開始應(yīng)用于中央翼盒等主承力結(jié)構(gòu)件上。

表2 復(fù)合材料機(jī)械連接主要研究項(xiàng)目

圖2 復(fù)合材料機(jī)翼螺栓連接三維模型分析及試驗(yàn)研究

同時(shí)，為了進(jìn)一步降低復(fù)合材料使用成本以及提高其連接壽命和可靠性，2007年美國國防部發(fā)起了“低成本復(fù)合材料計(jì)劃”（簡稱CAI）[8]。該研究項(xiàng)目表明采用膠結(jié)連接相對于機(jī)械連接有以下3方面優(yōu)勢：①緊固孔數(shù)量大幅降低，提高了裝配效率；②避免了緊固孔周邊應(yīng)力集中，有利于提高機(jī)體疲勞壽命；③緊固件使用數(shù)量大量減少，有效降低飛機(jī)重量，提高飛行性能。盡管膠結(jié)連接技術(shù)已經(jīng)成功應(yīng)用于美國C-17環(huán)球霸王大型戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)、F-18大黃蜂戰(zhàn)機(jī)和RQ-4A全球鷹無人機(jī)的部分組件連接，但是美國國防部仍然對于該項(xiàng)技術(shù)保持謹(jǐn)慎的態(tài)度。雖然目前該技術(shù)未能廣泛應(yīng)用和推廣，但是為低成本復(fù)合材料連接技術(shù)的發(fā)展提供了新的發(fā)展思路和方向。

3 2010至今美歐復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)研究情況

雖然美歐等國對于復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)的研究已經(jīng)近60年，但是隨著新材料特性和飛機(jī)性能要求的不斷提高，目前依然存在以下主要難題[9]：①建立有效的三維損傷模型。該模型的建立可以模擬各種損傷在層合板中的擴(kuò)展。通過分析損傷的形成、損傷模式以及損傷擴(kuò)展規(guī)律有助于從根本上找到提高連接系統(tǒng)可靠性的方法。②建立有效的失效準(zhǔn)則。目前通過數(shù)值模擬方法準(zhǔn)確地預(yù)測復(fù)合材料失效是一個(gè)巨大的難題，模擬材料微觀結(jié)構(gòu)的改變以及這些改變造成材料性質(zhì)的變化需要深入研究。NASA有報(bào)告指出：即使是最簡單的單向鋪層所受的面內(nèi)載荷，現(xiàn)在已有的失效理論還是無法準(zhǔn)確地描述失效狀態(tài)并做出準(zhǔn)確的失效預(yù)測。③深入研究累積損傷理論。建立失效材料的物理模型是剛度退化的依據(jù)，特別是裂紋密度增長規(guī)律的研究工作以及裂紋對壓縮性能的影響，這需要進(jìn)行大量的試驗(yàn)為依托。

目前，隨著現(xiàn)代計(jì)算化學(xué)、計(jì)算材料學(xué)、計(jì)算力學(xué)以及計(jì)算機(jī)技術(shù)的迅猛發(fā)展，為解決以上諸多難題提供了更加有效的方法和工具。如今NASA正在開展一系列更加深入的基礎(chǔ)科學(xué)研究[9]，試圖針對復(fù)合材料建立“化學(xué)量子結(jié)構(gòu)-微納米結(jié)構(gòu)-宏觀力學(xué)結(jié)構(gòu)”的多尺度模型，從而將微觀結(jié)構(gòu)中分子裝配的定性預(yù)測與宏觀結(jié)構(gòu)力學(xué)的定量預(yù)測有機(jī)地聯(lián)系起來，最終實(shí)現(xiàn)對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)初始失效的超精準(zhǔn)預(yù)測，如圖3所示。這是一個(gè)多學(xué)科交叉的科學(xué)難題，但是隨著復(fù)合材料多尺度模型和超精準(zhǔn)失效機(jī)理的建立，必將極大地提高復(fù)合材料連接技術(shù)水平和飛機(jī)整體飛行壽命。

4 結(jié)論

圖3 復(fù)合材料多尺度模型分析

綜上所述，自上世紀(jì)60年代復(fù)合材料逐漸成熟并開始應(yīng)用于航空領(lǐng)域起，美國及歐洲針對復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)就開展了長期、大量的科學(xué)基礎(chǔ)研究，從而為各類高性能航空器的長壽命、高可靠的機(jī)械連接提供了較充分的理論、方法、規(guī)范和標(biāo)準(zhǔn)。同時(shí)，美國及歐洲對于復(fù)合材料機(jī)械連接技術(shù)的研究情況對于我國該技術(shù)的發(fā)展具有一定參考和借鑒作用。

[1] (蘇)А.И.雅柯維茨等著.飛機(jī)長壽命螺栓連接和鉚接技術(shù)[M]. 張國梁譯.北京：航空工業(yè)出版社，1991.

[2] (美)牛春勻著. 實(shí)用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造[M].程小全，張紀(jì)奎譯.北京：航空工業(yè)出版社，2010.

[3] 朱云霞. 干涉單面螺紋抽釘緊固系統(tǒng)連接技術(shù)的研究[D]. 西北工業(yè)大學(xué), 2007.

[4] Garbo S P, Ogonowski J M. Effect of Variances and Manufacturing Tolerances on the Design Strength and Life of Mechanically Fastened Composite Joints. Methodology Development and Data Evaluation[R]. MCDONNELL AIRCRAFT CO ST LOUIS MO, 1981.

[5] Ramkumar R L, Tossavainen E. Bolted Joints in Composite Structures: Design, Analysis and Verification. Task II. Test Results--Multifastener Joints[R]. NORTHROP CORP HAWTHORNE CA AIRCRAFT DIV, 1985.

[6] Dow M B, Dexter H B. Development of stitched, braided and woven composite structures in the ACT program and at Langley research center (1985 to 1997) summary and bibliography[J]. 1988.

[7] McCarthy M A, McCarthy C T，Lawlor V P,Stanley W F. Three-dimensional fnite element analysis of single-bolt, single-lap composite bolted joins: part i-model development and validation [J].Composite Structure，2005.

[8] Noor A K, Venneri S L, Paul D B, et al. Structures technology for future aerospace systems[J]. Computers & Structures, 2000.

[9] Tenney D R, Davis Jr J G, Pipes R B, et al. NASA Composite Materials Development: Lessons Learned and Future Challenges [J]. NASA Report LF99-9370, 2009.

（編輯：雨晴）

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1003–6660（2014）05–0053–04

10.13237/j.cnki.asq.2014.05.015

[收修訂稿日期] 2014-06-23