复合材料壁板与钛合金接头连接强度试验与分析刘衰财1，刘 伟2，余梓豪2，闫照明1，方志晓3，王金亮2，高维成2 (1.中国商飞上海飞机设计研究院，上海 201210)(2.哈尔滨工业大学航天学院，黑龙江 哈尔滨 150001)(3.江西洪都航空工业股份有限公司，江西 南昌 330001) 摘要：复合材料发展快速且已经广泛应用，但是由于整体制造困难等因素，结构件之间需要有大量的机械连接，因此提高连接区安全性和经济性是一个重要的课题。以复合材料壁板与钛合金接头连接结构为研究对象，开展了连接强度试验研究，测得了结构件的极限拉伸载荷与应力应变数据，得到结构件载荷传递路径以及危险螺栓位置，并与仿真结果进行了对比分析，获得了一些有意义的结果。 关键词：复合材料壁板；钛合金；连接强度；试验设计；仿真分析 民航客机结构在重要接头处大量采用钛合金与碳纤维复合材料连接结构[1]。与金属结构相比，碳纤维复合材料层合板对开孔更加敏感，应力集中远大于金属结构，致使碳纤维复合材料连接结构由于在孔边承受过大的应力而被破坏。民航客机的很多主承力结构和次承力结构都存在大量机械连接紧固件，各紧固件承载力往往是不均匀的。复合材料与金属混合结构连接紧固件承载力分配不均匀现象更为严重。这种连接结构形式复杂，失效模式难以预测，大多采用保守设计，增大了结构质量和连接紧固件数量[2]。如何在连接结构设计中提高连接效率并在仿真计算中准确计算钉载分配是很有意义的工作[3-4]。欧盟资助的BOJCAS计划进行了大型复合材料结构连接仿真分析方法研究。在BOJCAS计划下MCCARTHY等[5]进行大量的数值模拟与试验工作，建立了多种连接结构仿真模型，研究了不同分析方法，结果表明仿真与试验相结合方法是主流分析方法[6-7]。 本文以复合材料壁板与钛合金接头连接结构为研究对象，开展了连接强度试验研究，旨在测得结构件的极限拉伸载荷与应力应变数据，得到结构件载荷传递路径。 1 试验设计为测试试验件在拉伸载荷下的应力应变分布、钉载分配、极限载荷，获取载荷传递路径，发现结构的薄弱区域，本文开展了试验设计，以期通过设计夹具，夹持试验件两端进行单向拉伸，满足试验要求。 复合材料壁板与钛合金接头连接强度试验件及夹具设计如图1所示，壁板由复合材料蒙皮和4根桁条胶接而成，蒙皮上的复合材料铺层厚度存在阶梯变化，壁板与钛合金接头使用钛合金高锁螺栓连接。桁条端部与接头连接处采用钛合金角片加强连接，试验件下端通过钛合金接头上的两个抗拉螺栓与下夹具相连。试验件上端的蒙皮、桁条使用夹板夹持并用抗剪螺栓与上夹具相连固定。  图1 复合材料壁板与钛合金接头连接强度试验件 复合材料壁板与钛合金接头连接强度试验应变片布置局部放大图如图2和图3所示。  图2 钛合金接头应力集中处应变片布置(正面)  图3 钛合金接头应力集中处应变片布置(背面) 2 试验数据处理与分析复合材料壁板与钛合金接头连接强度试验中钛合金接头测试荷载-应变曲线如图4所示。可以看出，钛合金接头是试验件应变比较大的地方，接头中部桁条的最大应变接近4.0×10-3，如图4(b)所示；接头凹槽处的最大应变接近3.5×10-3，如图4(d)所示。钛合金接头仿真分析结果如图5所示。比较可知，试验结果与仿真结果有一定差别，但总体上差异不大，仿真结果中最大应变点在孔口上侧偏左，而根据试验结果最大应变点在孔口上侧偏右。通过分析判断，这种差异是由试验件中实际钉载分配复杂而有限元模拟中简化了这些不确定性所致。试验件的最大应变点所在位置如图6所示。   图4 钛合金接头测试载荷-应变曲线  图5 钛合金接头仿真分析结果 复合材料壁板与钛合金接头连接强度试验件在试验结构中承受拉伸载荷作用，应变较大的点主要集中在加载轴线的附近，应变从加载轴线向两侧逐渐减小。图7为连接角片测试载荷-应变曲线。由图可以看出，位于加载轴线上的0号连接角片最大应变接近2.4×10-3，而不在加载轴线上的1号连接角片的最大应变接近2.9×10-3，2号和3号连接角片的应变则较小。连接角片仿真分析结果如图8所示(上方为0号连接角片，下方从左至右分别为1号、2号、3号连接角片)。对比可以看出，连接角片的试验结果与仿真结果基本一致，但由于螺栓周边的应力集中现象导致结果偏大。  图6 试验件最大应变点位置   图7 连接角片测试载荷-应变曲线  图8 连接角片仿真分析结果 3 结束语复合材料壁板与钛合金接头试验件在加载到180%极限载荷时依然没有发生破坏，甚至没有应变(应力)较大的点出现，证明试验件承载能力在单向拉伸载荷工况下满足设计要求。单向拉伸情况下，位于加载轴线上的0号桁条及其对应的蒙皮承担最大载荷，1号桁条及其对应的蒙皮次之，2号，3号桁条及其对应的蒙皮承担很小的载荷。仿真结果与试验结果吻合较好，对复合材料与金属连接强度设计有一定的参考意义。 参考文献： [1] 冯振宇,邹田春.复合材料飞机结构合格审定[M].北京: 航空工业出版社,2012. [2] 谢鸣九.复合材料连接[M].上海: 上海交通大学出版社,2011. [3] 谢鸣九,迟坚,雷显成.复合材料多钉连接强度估算研究[C]// 第十四届全国复合材料学术会议.北京：中国宇航学会,2006:4. [4] 牛春匀.实用飞机复合材料结构设计与制造[M].北京: 航空工业出版社,2010. [5] MCCARTHY C T,GRAY P J.An analytical model for the prediction of load distribution in highly torqued multi-bolt composite joints[J].Composite Structures,2011,93(2):287-298. [6] TSERPES K I,LABEAS G,PAPANIKOS P,et al.Strength prediction of bolted joints in graphite/epoxy composite laminates[J].Composites Part B: Engineering,2002,33(7):521-529. [7] MCCARTHY M A.BOJCAS:bolted joints in composite aircraft structures[J].Air & Space Europe,2001,3(3):139-142. Analysis and experiment on connection strength between the composite panel and titanium jointLIU Shuaicai1,LIU Wei2,YU Zihao2,YAN Zhaoming1,FANG Zhixiao3,WANG Jinliang2,GAO Weicheng2 (1.Shanghai Aircraft Design and Research Institute of COMAC,Shanghai,201210,China)(2.School of Astronautics,Harbin University of Technology,Heilongjiang Harbin,150001,China)(3.Jiangxi Hongdu Aviation Industry Co.Ltd.,Jiangxi Nanchang,330001,China) Abstract：Composite structures has been rapidly developed and broadly used in engineering field.A mount of mechanical connections are still existed in composite structures because of the difficulties of integral molding.It is urgent to improve its security and economic efficiency.Aiming at this,it analyzes the connecting structure in composite panel and titanium alloy under tension load.Connection strength experiments are detailedly executed.The maximum connection load,stress and strain,load transferring path and dangerous bolts are tested and analyzed.The experimental results are compared with those simulations.Some important results are obtained and analyzed. Key words：composite panel;titanium alloy;connection strength;experimental design;simulation DOI：10.3969/j.issn.2095-509X.2017.01.021 收稿日期：2016-12-14 作者简介：刘衰财(1980—)，男，浙江江山人，中国商飞上海飞机设计研究院高级工程师，主要研究方向为民机复合材料强度设计。 中图分类号：V214.8 文献标识码：A 文章编号：2095-509X(2017)01-0099-04 |
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