董佳晨, 楊智勇, 鄭錫濤, 宋明宇, 閆雷雷

1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院， 陜西 西安 710072； 2.西北工業(yè)大學(xué)飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研究所， 陜西 西安 710072；3.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院航天材料及工藝研究所， 北京 100076

復(fù)合材料因具有比強(qiáng)度高、比模量高及可設(shè)計(jì)性等特點(diǎn),已在越來(lái)越多的航空結(jié)構(gòu)中被大量采用,復(fù)合材料用量的多少及應(yīng)用部位已成為衡量飛機(jī)先進(jìn)性的重要標(biāo)志之一。復(fù)合材料機(jī)械連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的一個(gè)重要環(huán)節(jié),同時(shí)也是復(fù)合材料應(yīng)用于主承力構(gòu)件必須考慮的重要因素。已有研究表明,結(jié)構(gòu)破壞六至八成發(fā)生在連接處[1],而機(jī)械連接結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞時(shí)最常見(jiàn)的失效形式是連接接頭的疲勞破壞[2]。特別是對(duì)于復(fù)合材料層合多釘連接結(jié)構(gòu),開(kāi)孔處的纖維被截?cái)?傳力路徑會(huì)發(fā)生改變,導(dǎo)致孔邊應(yīng)力高度集中。因此復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)的疲勞問(wèn)題一直是國(guó)內(nèi)外學(xué)者研究的熱點(diǎn)之一。

復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命受層合板鋪層方式、幾何尺寸、螺栓類型、擰緊力矩、連接形式以及載荷、環(huán)境等多方面因素的影響,目前有很多學(xué)者開(kāi)展了相關(guān)研究,但針對(duì)螺栓擰緊力矩的研究相對(duì)較少[3-9]。在眾多影響連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命的因素中,螺栓擰緊力矩對(duì)多釘連接疲勞壽命的影響是不可忽視的,故通過(guò)研究螺栓擰緊力矩對(duì)疲勞壽命的影響規(guī)律,更為準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命,可為航空復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)與裝配工藝提供技術(shù)支持。對(duì)于螺栓擰緊力矩這一影響因素,國(guó)內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)進(jìn)行了相關(guān)研究。Yan等[10]通過(guò)試驗(yàn)研究了擰緊力矩對(duì)層合板接頭靜強(qiáng)度的影響,提出較高的擰緊力矩會(huì)降低接頭的抗拉強(qiáng)度,而此時(shí)層合板容易發(fā)生纖維基體的分裂和分層。劉旭波[11]就雙剪結(jié)構(gòu)進(jìn)行了試驗(yàn)探究,結(jié)果表明當(dāng)連接形式與螺栓形式一致時(shí),隨著擰緊力矩的增大,連接強(qiáng)度逐漸增大,但存在一個(gè)極值,超過(guò)極值后,隨著擰緊力矩的增大,連接強(qiáng)度不升反降。張岐良等[12]也做過(guò)相似研究,認(rèn)為存在最優(yōu)擰緊力矩,使得接頭具有最高的擠壓強(qiáng)度。Ioannis等[13]針對(duì)單釘連接進(jìn)行試驗(yàn),發(fā)現(xiàn)擰緊力矩的增加顯著提高了接頭的疲勞壽命。但目前的研究多數(shù)限于擰緊力矩對(duì)靜強(qiáng)度的影響,或?qū)吾斶B接疲勞性能的影響,故本文嘗試對(duì)螺栓擰緊力矩作用下復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命進(jìn)行評(píng)估。

針對(duì)考慮螺栓擰緊力矩的復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)問(wèn)題,本文將張峻瑞等[14]提出的基于損傷權(quán)重的復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法進(jìn)行改進(jìn),提出一種考慮螺栓擰緊力矩的多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命的預(yù)測(cè)方法,并對(duì)螺栓擰緊力矩對(duì)疲勞壽命的影響規(guī)律進(jìn)行探究,揭示了其損傷演化行為及機(jī)理。

1 多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法

復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)通常由復(fù)合材料層合板與金屬螺栓構(gòu)成。張峻瑞等[14]前期提出了一種多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法,該方法結(jié)合螺栓與復(fù)合材料層合板不同的損傷累積速率估算其各自的權(quán)重,提出了以螺栓分布情況和復(fù)合材料層合板鋪層數(shù)量為參數(shù)的經(jīng)驗(yàn)公式,實(shí)現(xiàn)了基于損傷權(quán)重的復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)。但該方法并未考慮螺栓或復(fù)合材料層合板的疲勞壽命為無(wú)限時(shí)的情況,因此本文對(duì)該方法進(jìn)行改進(jìn),使其更具備普適性。

通常認(rèn)為,當(dāng)航空結(jié)構(gòu)加載次數(shù)超過(guò)106次循環(huán)時(shí),結(jié)構(gòu)仍未發(fā)生破壞,即可在一定程度上認(rèn)為該結(jié)構(gòu)在當(dāng)前載荷工況下壽命是無(wú)限的。當(dāng)螺栓疲勞壽命為無(wú)限時(shí),其損傷量Dn=n/Nn=0,螺栓損傷不會(huì)積累,其損傷權(quán)重a=0,復(fù)合材料層合板損傷權(quán)重b=1;同理,當(dāng)復(fù)合材料層合板疲勞壽命為無(wú)限時(shí),其損傷量Db=n/Nb=0,損傷權(quán)重b=0,螺栓的損傷權(quán)重a=1?；诖?本文提出了一種復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法,如(1)式所示

(1)

(2)

(3)

式中:Da代表結(jié)構(gòu)整體損傷,隨著加載次數(shù)n的變化而變化,當(dāng)Da達(dá)到1時(shí)認(rèn)為結(jié)構(gòu)整體失效破壞,此時(shí)的n值即為預(yù)測(cè)的結(jié)構(gòu)無(wú)損壽命;Dn,Db分別代表螺栓損傷和復(fù)合材料層合板的損傷,其值來(lái)源于Miner理論,即Dn=n/Nn和Db=n/Nb。其中Nn,Nb為螺栓和復(fù)合材料層合板的無(wú)損壽命,其值可以通過(guò)數(shù)值模擬獲得;a和b為損傷權(quán)重值,由螺栓分布情況以及復(fù)合材料層合板鋪層數(shù)量得出。其中f為復(fù)合材料層合板的鋪層數(shù),q為螺栓的列數(shù),t為螺栓的排數(shù),其取值均為正整數(shù)。

上述的總體損傷量計(jì)算方法綜合考慮了結(jié)構(gòu)整體壽命小于螺栓與復(fù)合材料層合板的疲勞壽命、結(jié)構(gòu)整體壽命介于螺栓與復(fù)合材料層合板的疲勞壽命之間以及螺栓或復(fù)合材料層合板的疲勞壽命為無(wú)限等情況,當(dāng)總體損傷量到達(dá)1時(shí)的n即為結(jié)構(gòu)疲勞壽命。該方法可以用來(lái)預(yù)測(cè)含有螺栓擰緊力矩的復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命以及損傷演化情況。

2 螺栓擰緊力矩下復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)及驗(yàn)證

為了保證本文提出的疲勞壽命預(yù)測(cè)方法的準(zhǔn)確性與通用性,選用文獻(xiàn)[15]中8 N·m螺栓擰緊力矩下復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)的拉-拉疲勞試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證本模型。其層合板為T(mén)300/BMP-316碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料,材料參數(shù)如表1所示。

表1 T300/BMP-316復(fù)合材料性能參數(shù)

單層厚度為0.125 mm,鋪層形式為[45/-45/0/45/-45/45/0/-45/90/45/-45/-45/90/45/0]s,長(zhǎng)寬尺寸為160 mm×60 mm,厚3.75 mm,螺栓材料為T(mén)C4鈦合金,直徑為6 mm,呈一排三列布置(以試件受載方向?yàn)榱?垂直于受載方向?yàn)榕?,其中端距為18 mm,邊距為10 mm,間距為20 mm,層合板的尺寸示意圖如圖1,圖2為試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2 復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)示意圖

表1中,E1t,E1c分別為縱向拉伸和壓縮彈性模量;E2t,E2c分別為橫向拉伸和壓縮彈性模量;G12,G23分別為面內(nèi)剪切模量與面外剪切模量;v12為泊松比;Xt,Xc分別為縱向拉伸和壓縮強(qiáng)度;Yt,Yc分別為橫向拉伸和壓縮強(qiáng)度;S12為剪切強(qiáng)度。

復(fù)合材料疲勞漸進(jìn)損傷分析計(jì)算的流程大致可概括為以下4點(diǎn)[16]:應(yīng)力分析、材料失效判斷、性能退化、結(jié)構(gòu)失效判斷。本文基于以上流程開(kāi)發(fā)了一套可嵌入ABAQUS有限元軟件的UMAT子程序來(lái)進(jìn)行疲勞過(guò)程中的漸進(jìn)損傷分析。有限元模擬流程如圖3所示。其中材料失效判斷方法采用Papanikos改進(jìn)的三維Hashin準(zhǔn)則[17],材料性能突降方法采用直接退化法,材料性能退化方法采用剩余強(qiáng)度-剩余剛度聯(lián)合退化模型[18],單向板的剩余強(qiáng)度與剩余剛度演化率與文獻(xiàn)[15]中相同。

同時(shí),本文定義結(jié)構(gòu)整體失效判據(jù)如表2所示,表中任意一種情況發(fā)生,則判定結(jié)構(gòu)失效。對(duì)于拉劈破壞形式,由于其不是多釘連接結(jié)構(gòu)的主要破壞形式,在本文中不予考慮。

為提高計(jì)算效率,采用可變步長(zhǎng)的方式增加循環(huán)次數(shù),當(dāng)循環(huán)次數(shù)介于0～5 000時(shí),每個(gè)模擬循環(huán)代表500次試驗(yàn)循環(huán);當(dāng)循環(huán)次數(shù)介于5 000～15 000時(shí),每個(gè)模擬循環(huán)代表1 000次試驗(yàn)循環(huán);當(dāng)循環(huán)次數(shù)介于15 000～35 000時(shí),每個(gè)模擬循環(huán)代表2 000次試驗(yàn)循環(huán)。

采用三維實(shí)體模型,根據(jù)材料厚度,對(duì)每一層進(jìn)行劃分,各部件之間設(shè)置通用接觸,共3對(duì)。模型整體采用C3D8R三維實(shí)體單元,共劃分60 960個(gè)網(wǎng)格,因?yàn)榭走厖^(qū)域應(yīng)力分布較為復(fù)雜,是疲勞仿真分析中著重關(guān)注的區(qū)域,故對(duì)孔邊網(wǎng)格進(jìn)行細(xì)分,網(wǎng)格劃分如圖4所示。

圖4 網(wǎng)格劃分示意圖圖5 靜力試驗(yàn)結(jié)果[15]

對(duì)照文獻(xiàn)[15]中的疲勞試驗(yàn),對(duì)復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)施加8 N·m的螺栓擰緊力矩,并施加應(yīng)力水平為85%σU的疲勞載荷,即使用結(jié)構(gòu)破壞強(qiáng)度(σU)的85%作為均值應(yīng)力。模擬時(shí)采用正弦波形加載,頻率為10 Hz,應(yīng)力比R為0.1。復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命綜合螺栓壽命與層合板壽命得到,層合板的疲勞壽命可通過(guò)有限元模擬計(jì)算得出,此時(shí)螺栓壽命可由S-N曲線法計(jì)算得出。

為了準(zhǔn)確得出層合板的疲勞壽命,將螺栓兩端固支且不設(shè)置螺栓的破壞載荷。由于在試驗(yàn)過(guò)程中,受載形式為單向拉-拉載荷,為保證均勻加載,將拉伸載荷轉(zhuǎn)換為端面的均布拉伸載荷,同時(shí)考慮夾具的作用,為了避免偏軸加載,在夾持端區(qū)域設(shè)置邊界條件,使結(jié)構(gòu)只能沿加載方向平動(dòng)。

由圖5試驗(yàn)件的靜力試驗(yàn)結(jié)果[15]可以看出:該試驗(yàn)件主要發(fā)生拉伸破壞,而對(duì)于拉伸來(lái)說(shuō),0°鋪層起主要承力作用,因此認(rèn)為當(dāng)層合板接頭中0°層發(fā)生拉伸破壞時(shí),可以判定試驗(yàn)件發(fā)生斷裂失效。因此,本節(jié)在模擬時(shí)主要以0°層的纖維損傷狀況來(lái)判斷試驗(yàn)件是否失效,即當(dāng)0°層纖維損傷演化至試驗(yàn)件邊緣且各釘孔邊損傷連通時(shí),試驗(yàn)件發(fā)生破壞。

施加擰緊力矩的本質(zhì)是對(duì)試驗(yàn)件孔邊進(jìn)行法向約束,將擰緊力矩施加在蓋板,蓋板通過(guò)壓強(qiáng)的形式將載荷傳遞給接頭。故參考文獻(xiàn)[19]中方法將連接螺栓擰緊力矩等效為均布載荷,并將其施加在層合板與上下金屬蓋板相互接觸的面上,如圖6所示。均布載荷p的計(jì)算方法見(jiàn)(4)式

圖6 螺栓擰緊力矩施加方法

(4)

式中:T為螺栓擰緊力矩(N·m);d為螺栓直徑;A為層合板接頭與單個(gè)蓋板相互接觸的面積;k為擰緊力矩系數(shù),一般取0.2。

圖7為復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)螺栓擰緊力矩為8 N·m及85%應(yīng)力水平下的損傷演化情況。由圖可以明顯看到在未加載時(shí)釘孔邊已經(jīng)出現(xiàn)少量損傷,隨著循環(huán)次數(shù)的增加,損傷開(kāi)始從釘孔邊進(jìn)行擴(kuò)展,并發(fā)生交聯(lián),在循環(huán)次數(shù)達(dá)到19 000次時(shí),0°層纖維損傷垂直于載荷方向擴(kuò)展至層合板兩邊且所有釘孔邊的損傷相互連通,可判斷此時(shí)層合板發(fā)生拉伸破壞,層合板的疲勞壽命為19 000次。

圖7 擰緊力矩為8 N·m,85%應(yīng)力水平下0°層的纖維損傷演化

此時(shí)的螺栓壽命由S-N曲線法計(jì)算得出,文獻(xiàn)[20]給出了TC4合金在室溫下軸向加載的疲勞應(yīng)力-壽命曲線,通過(guò)該曲線可以計(jì)算出螺栓的疲勞壽命,其等效應(yīng)力壽命表達(dá)式為

(5)

(6)

式中:N為某應(yīng)力水平作用下破壞對(duì)應(yīng)循環(huán)數(shù);σeq為等效應(yīng)力;σmax為交變應(yīng)力最大值;R為應(yīng)力比。

為獲得螺栓局部軸向應(yīng)力,選用結(jié)構(gòu)受最大壓縮載荷作用下,螺栓的最大主應(yīng)力值作為壽命計(jì)算中的σmax,讀取對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)在結(jié)構(gòu)受到峰、谷值載荷作用下的最大主應(yīng)力。

將85%應(yīng)力水平下螺栓最大主應(yīng)力代入,計(jì)算表明,螺栓在當(dāng)前工況下的疲勞壽命是無(wú)限的,此時(shí)連接結(jié)構(gòu)的整體損傷量為層合板損傷量,即Da(n)=Db(n)。當(dāng)Da(n)=1時(shí),可以求得n值為19 000,故該多釘連接結(jié)構(gòu)的預(yù)測(cè)壽命為19 000次循環(huán)。表3將預(yù)測(cè)結(jié)果與文獻(xiàn)[15]中的疲勞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。

表3 疲勞預(yù)測(cè)壽命與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

通過(guò)上述仿真分析可知,此時(shí)連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命即為層合板的疲勞壽命,圖8將破壞時(shí)層合板的0°層纖維損傷與試驗(yàn)件的破壞形貌進(jìn)行對(duì)比,發(fā)現(xiàn)結(jié)果較吻合,均為釘孔周圍纖維拉伸失效。

圖8 擰緊力矩為8 N·m,85%應(yīng)力水平下的破壞形貌對(duì)比

結(jié)果表明,本文復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)數(shù)誤差為4.36%,且破壞形貌與試驗(yàn)結(jié)果吻合,充分說(shuō)明本文提出考慮無(wú)限壽命的復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法的準(zhǔn)確性與合理性,同時(shí)也證明該方法能準(zhǔn)確預(yù)測(cè)螺栓擰緊力矩作用下多釘連接結(jié)構(gòu)的疲勞問(wèn)題。

3 螺栓擰緊力矩對(duì)多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響規(guī)律

為探究出螺栓擰緊力矩對(duì)連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響規(guī)律,進(jìn)而提出航空結(jié)構(gòu)抗疲勞設(shè)計(jì)方法,本文利用所提出的疲勞壽命預(yù)測(cè)方法進(jìn)行不同螺栓擰緊力矩下的復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命數(shù)值模擬研究。

劉旭波[11]通過(guò)試驗(yàn)研究了螺栓擰緊力矩對(duì)復(fù)合材料層合板連接強(qiáng)度的影響規(guī)律,提出在雙剪情況下,隨著螺栓擰緊力矩的增大,連接強(qiáng)度增大,而當(dāng)螺栓擰緊力矩超過(guò)8 N·m時(shí),隨著螺栓擰緊力矩的增加,連接強(qiáng)度開(kāi)始減小。由于連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命極大程度上取決于其內(nèi)部的應(yīng)力水平,而連接強(qiáng)度又直接決定著連接結(jié)構(gòu)內(nèi)部的應(yīng)力大小,故連接強(qiáng)度的大小一定程度上決定著連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。

為更好地研究螺栓擰緊力矩對(duì)連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響,參考螺栓擰緊力矩對(duì)連接強(qiáng)度影響規(guī)律研究,本文在8 N·m前后各取2種螺栓擰緊力矩水平,分別對(duì)多釘連接結(jié)構(gòu)在0,4,8,12,16 N·m螺栓擰緊力矩下的疲勞壽命進(jìn)行仿真分析,壽命預(yù)測(cè)結(jié)果如圖9所示。

圖9 螺栓擰緊力矩對(duì)疲勞壽命的影響

從圖9可以看出:試驗(yàn)件疲勞壽命隨著螺栓擰緊力矩的增加,呈現(xiàn)出先增后減的趨勢(shì),即存在一個(gè)最佳擰緊力矩使復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命最大。針對(duì)本文所述復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu),當(dāng)螺栓擰緊力矩在0～8 N·m時(shí),隨著擰緊力矩的增大,試驗(yàn)件疲勞壽命呈增加趨勢(shì),最高可提升為無(wú)擰緊力矩疲勞壽命的1.72倍;但是在8 N·m之后,隨著擰緊力矩的增加,疲勞壽命呈現(xiàn)下降的趨勢(shì),在擰緊力矩為12 N·m時(shí),疲勞壽命已下降至與無(wú)擰緊力矩狀態(tài)下疲勞壽命相同;隨著擰緊力矩的進(jìn)一步加大,疲勞壽命繼續(xù)降低,最終甚至低于無(wú)擰緊力矩的情況。因此施加擰緊力矩能夠顯著提升試驗(yàn)件疲勞壽命,但同時(shí)需要注意,施加的擰緊力矩不能過(guò)大。

觀察螺栓擰緊力矩對(duì)多釘連接疲勞壽命的影響規(guī)律,發(fā)現(xiàn)其與螺栓擰緊力矩對(duì)復(fù)合材料連接強(qiáng)度的影響規(guī)律趨勢(shì)相同,進(jìn)一步驗(yàn)證了本文提出疲勞壽命預(yù)測(cè)方法的準(zhǔn)確性。表4分別展示了多釘連接結(jié)構(gòu)在0,8及16 N·m擰緊力矩時(shí)的0°層孔邊纖維損傷演化云圖。通過(guò)3種擰緊力矩水平下的損傷云圖進(jìn)行對(duì)比分析,發(fā)現(xiàn)施加擰緊力矩后,疲勞載荷還未加載時(shí)孔邊受擠壓側(cè)就已經(jīng)出現(xiàn)少量損傷,這與無(wú)擰緊力矩狀態(tài)相同。

表4 多釘連接結(jié)構(gòu)在不同螺栓擰緊力矩下孔邊的損傷擴(kuò)展

在擰緊力矩為8 N·m時(shí),試驗(yàn)件的損傷范圍與無(wú)擰緊力矩狀態(tài)幾近相同,說(shuō)明較小的擰緊力矩不會(huì)對(duì)試驗(yàn)件造成初始損傷;而且隨著循環(huán)次數(shù)的增加,試驗(yàn)件損傷范圍的擴(kuò)展速度也要小于無(wú)擰緊力矩狀態(tài),但是損傷形式以及損傷的擴(kuò)展方向兩者基本一致;而對(duì)于施加了16 N·m擰緊力矩的試驗(yàn)件,從初始開(kāi)始,其損傷區(qū)域就要大于無(wú)擰緊力矩狀態(tài),而且損傷隨著循環(huán)次數(shù)的增加擴(kuò)展也較快,損傷形式以及損傷的擴(kuò)展方向兩者基本一致。這可能是當(dāng)擰緊力矩接近最佳擰緊力矩時(shí)有助于減緩分層損傷的出現(xiàn)及擴(kuò)展,進(jìn)而影響到0°層纖維損傷演化,增加了疲勞壽命;當(dāng)擰緊力矩小于最佳擰緊力矩時(shí),損傷擴(kuò)展不能得到有效抑制,導(dǎo)致試驗(yàn)件疲勞壽命降低。反之,當(dāng)擰緊力矩大于最佳擰緊力矩后,會(huì)在初始就給試驗(yàn)件引入損傷,影響試驗(yàn)件性能,同樣導(dǎo)致試驗(yàn)件疲勞壽命降低。

模擬結(jié)果表明,不同擰緊力矩下多釘連接結(jié)構(gòu)的破壞形式均為拉斷形式,即當(dāng)擰緊力矩未對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生明顯損傷時(shí),擰緊力矩的施加并不影響試驗(yàn)件的最終破壞形式。此外,對(duì)于直徑為6 mm的復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)來(lái)說(shuō),最佳擰緊力矩為8 N·m。由于螺栓對(duì)多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響受連接形式、螺栓排布、螺栓形式、螺栓直徑等多種因素影響,對(duì)于其他多釘連接結(jié)構(gòu),也存在一個(gè)最佳擰緊力矩,針對(duì)具體結(jié)構(gòu)形式,可利用本文方法進(jìn)行分析,確定其最佳擰緊力矩。

綜合來(lái)看,螺栓擰緊力矩在提高多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命方面效果顯著,而且在實(shí)際應(yīng)用中具有易于實(shí)現(xiàn)、可重復(fù)拆卸、成本低廉等優(yōu)點(diǎn),本文提出的考慮擰緊力矩的疲勞壽命預(yù)測(cè)方法在工程實(shí)際中可以廣泛應(yīng)用。

4 結(jié) 論

本文考慮到實(shí)際加載時(shí)螺栓和復(fù)合材料層合板疲勞壽命差異,提出了一種考慮螺栓擰緊力矩的疲勞壽命預(yù)測(cè)方法,并進(jìn)行了驗(yàn)證,同時(shí)研究了螺栓擰緊力矩對(duì)疲勞壽命的影響規(guī)律。得出以下結(jié)論:

1) 本文提出了一種復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法,綜合考慮到螺栓與層合板的各種損傷情況。通過(guò)數(shù)值模擬,結(jié)合疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù),發(fā)現(xiàn)其對(duì)數(shù)壽命誤差為4.36%,并通過(guò)觀察數(shù)值模擬中的損傷演化云圖,發(fā)現(xiàn)破壞模式與試驗(yàn)結(jié)果吻合,進(jìn)一步驗(yàn)證了此方法的準(zhǔn)確性與合理性。通過(guò)該方法可以計(jì)算出多釘連接結(jié)構(gòu)的最佳擰緊力矩。

2) 通過(guò)本文提出的疲勞壽命預(yù)測(cè)方法探究了螺栓擰緊力矩對(duì)疲勞壽命的影響,隨著擰緊力矩的增加,疲勞壽命先增后減,存在一個(gè)最佳擰緊力矩使疲勞壽命達(dá)到最大。故在復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)中,應(yīng)盡量保證螺栓存在一定擰緊力矩以提高復(fù)合材料多釘連接結(jié)構(gòu)的抗疲勞特性。

3) 從損傷演化云圖中發(fā)現(xiàn)當(dāng)擰緊力矩小于最佳擰緊力矩時(shí),損傷擴(kuò)展不能得到有效抑制,會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)件疲勞壽命降低;反之當(dāng)擰緊力矩大于最佳擰緊力矩后,會(huì)給試驗(yàn)件造成初始損傷,同樣導(dǎo)致連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命降低。