李家春 王德鑫

摘要：以復合材料層合板典型的T型連接結(jié)構(gòu)為研究對象，采用含漸進損傷的有限元模型計算分析復合材料層合板的損傷機理、破壞模式、裂紋擴展和極限強度，并通過試驗手段驗證了分析方法的可信度，為該型構(gòu)件的設(shè)計與優(yōu)化提供了依據(jù)，為無人機結(jié)構(gòu)的安全性與可靠性提供了保障。

關(guān)鍵詞：T型連接結(jié)構(gòu);漸進損傷;裂紋擴展;復合材料

中圖分類號：TB331;V214.8? 文獻標志碼：A? 文章編號：1671-0797（2022）03-0083-03

DOI：10.19514/j.cnki.cn32-1628/tm.2022.03.024

0? ? 引言

碳纖維復合材料因其高比強度、比剛度和可設(shè)計性等特點而廣泛應(yīng)用于無人機結(jié)構(gòu)中[1]，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)的損傷機理進行深入研究。

國內(nèi)外學者采用了多種方法對復合材料混合連接的破壞模式與破壞載荷進行研究，如E. Madenci[2]、A. Aktas[3]等人通過試驗方法研究了碳纖維層合板機械連接的擠壓強度，J. Ekh等人[4]運用有限元技術(shù)模擬了復合材料機械連接的承載過程，M. M. Shokrieh等人[5-8]基于數(shù)值仿真對復合材料層合板機械連接結(jié)構(gòu)的漸進損傷進行了模擬。

本文以復合材料機械連接的典型T型連接結(jié)構(gòu)為研究對象，采用含漸進損傷的有限元模型計算分析復合材料層合板的損傷機理、破壞模式、裂紋擴展模式和極限強度，為該型構(gòu)件的使用與優(yōu)化提供依據(jù)，為無人機結(jié)構(gòu)強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合材料的連接方式，常用于直升機主減速器與復合材料壁板之間的連接，金屬件與復合材料壁板機械連接后，分別通過垂直和平行于復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。本文以平行于復材壁板的載荷為例，分析復合材料層合板T型連接結(jié)構(gòu)的漸進損傷。

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

某型無人直升機金屬T型安裝座與碳纖維復合材料機身主安裝板連接簡化示意圖及其主要尺寸參數(shù)如圖1所示，通過高鎖螺栓依次將T型接頭、復合材料層合板、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，將復合材料層合板兩端約束的部位上下各粘接一層復合材料加強。作用于金屬T型安裝座的平行于復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。

2? ? 仿真分析

2.1? ? 有限元模型

該結(jié)構(gòu)前后對稱，取其1/2建立有限元模型，其受力方式為X拉伸，故選擇實體單元模擬其結(jié)構(gòu)，膠層采用的是Cohesive[9-10]粘聚力單元，且對孔邊、層合板與T型接頭、下墊塊接觸位置進行網(wǎng)格細化處理。依據(jù)Camanho線性退化準則確定結(jié)構(gòu)破壞損傷狀態(tài)，而Cohesive單元可模擬裂紋擴展，有限元模型如圖2所示。

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0.22 mm，總厚度約為4.4 mm，具體鋪層為（45°/0°/0°/45°）5，圖1中X方向為0°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。

當載荷達到18 kN左右時，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0°方向和90°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0°方向和90°方向纖維拉伸破壞，但結(jié)構(gòu)承載強度與剛度仍在保持，說明結(jié)構(gòu)整體未發(fā)生破壞。當載荷達到22.91 kN時，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)的失效原因為金屬件與復材層合板接觸位置的纖維壓縮破壞，結(jié)構(gòu)破壞載荷為22.91 kN。

4? ? 試驗驗證

為了驗證復合材料層合板T型連接結(jié)構(gòu)漸進損傷分析的可行性與準確度，基于伺服拉伸試驗機對T型連接結(jié)構(gòu)進行試驗驗證。圖5所示為T型接頭板試件在試驗后的破壞形態(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，破壞時的載荷為23.603 kN，仿真分析精度為-2.94%，滿足工程使用要求。

5? ? 結(jié)語

由復合材料層合板T型連接結(jié)構(gòu)數(shù)值仿真分析可以發(fā)現(xiàn)，采用含漸進損傷的有限元模型可以模擬復合材料層合板的破壞及裂紋擴展模式，并通過試驗驗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理，準確預(yù)測其極限強度，為該型構(gòu)件的設(shè)計與優(yōu)化提供依據(jù)，為無人機結(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)連接的細觀分析，具有一定的工程應(yīng)用價值。

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收稿日期：2021-11-10

作者簡介：李家春（1983—），男，江蘇東海人，博士，工程師，主要從事無人直升機復合材料機體結(jié)構(gòu)、起落架設(shè)計等工作。