蒲 浩，李 磊，熊华锋

（中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所， 陕西 西安 710065）

引言

复合材料由于比强度高、比模量高、耐腐蚀等优点，在航空领域获得了广泛应用[1]。虽然近年来随着复合材料一体成型工艺的发展使得零部件数量有所减少，但在航空结构中对于无法一体成型的部件及需要多次拆装的部件仍不可避免地需采用螺纹型紧固件进行连接[2]。然而由于复合材料层间强度较低且在厚度方向上纤维与树脂间存在复杂的三维界面，在面外载荷的作用下易发生失效，造成复合材料连接部位较脆弱，结构破坏的60%～80%发生在连接处[3-4]，因此，研究复合材料紧固件连接结构强度对于复合材料在航空器上的应用具有重要意义。

影响复合材料紧固件连接强度的因素很多，如复合材料的铺层、预紧力、表面粗糙度、紧固件的类型及紧固件/孔配合情况[5]等，近年来随着研究的深入已经取得了一系列的进展：如Park通过试验及有限元模拟明确了铺层及预紧力对环氧树脂基碳纤维复合材料紧固件连接结构的强度有显著影响[6]，Chen和吕霞分别就二维应力分布状态[7]和三维应力分布[8]状态说明了紧固件与孔接触面的摩擦系数会影响连接处的应力分布，王佳宁等解释了存在预紧力的情况下连接结构的载荷传递机制[9]，陈昆昆等证实了过盈配合量也会对复合材料连接静强度造成影响[10]，但不同类型紧固件及紧固件/孔配合情况对于复合材料紧固件连接结构影响的研究则较为少见。基于此，本文通过试验对比凸头紧固件与沉头紧固件对复合材料连接结构破坏模式及应力分布的影响，并研究紧固件/孔的配合情况对于双钉紧固件连接结构拉压疲劳寿命的影响，对于工程实际具有一定的指导意义。

1 试验概况

1.1 不同紧固件对破坏模式的影响

本试验旨在对比凸头紧固件和沉头紧固件对于连接结构破坏模式的影响。试验所采用的试件为中模高强碳纤维增韧环氧树脂基复合材料，试件几何构型如图1所示，试件长度与宽度均为50 mm，名义厚度为6.112 mm，紧固件采用M8规格的沉头和凸头紧固件，对应试件分别为圆柱孔及沉头锪窝孔，每种规格试件各6件。

图1 试件几何构型

本试验的测试原理如图2所示，试验中通过万能材料试验机对载荷传递平台施加压缩载荷，进而使紧固件对试件施加外力作用以模拟紧固件在安装过程中的预紧力。试验开始前通过调整试验机上下平台的平行度确保试件均匀承载。

1.2 不同紧固件对应力分布的影响

试验通过对比安装沉头紧固件和凸头紧固件的充填孔压缩试件在承载时的应变数据，获得不同紧固件对应力分布的影响，每种规格各6件。试件采用中模高强碳纤维增韧环氧树脂基复合材料，试件长度为150 mm、宽度为32 mm，名义厚度为5.348 mm。试验利用万能材料试验机直接夹持试件施加压缩载荷的方式进行，试件几何构型及夹持方式见图3。试验中在试件上背靠背共粘贴6个应变片，以此判断在加载过程中的受力情况。

图2 试验原理示意图

图3 试件几何构型及加持方式示意图

1.3 配合情况对疲劳寿命的影响

试验采用双钉机械连接试件进行拉压疲劳的方式进行，试件采用中模高强碳纤维增韧环氧树脂基复合材料，试件几何尺寸及支持夹具参考ASTM D5961/D5961M中方法B的要求，如图4所示，共计6件试件。通过疲劳寿命及加载过程中孔边磨损情况探究紧固件/孔的配合对于疲劳寿命的影响。

图4 双钉机械连接疲劳试验示意图

2 结果及分析

2.1 破坏模式

在加载过程中，安装凸头紧固件的试件初始损伤出现在上表面与紧固件接触处，随着载荷的增加出现纤维压缩损伤及基体压溃，同时伴随有异响，直至试件全面失效，此时孔边上表面已经完全破坏，由于试件下表面与紧固件螺母的接触面积较大，故试件下表面损伤较小，未出现明显压溃现象，破坏模式见图5；对安装沉头紧固件的试件破坏模式进行分析，发现其与安装凸头紧固件的试件有明显不同，由于沉头锪窝的存在，沉头锪窝与孔壁转折处为应力集中区域[9]，而由于锪窝增大了试件上表面与紧固件的接触面积，随着载荷的增加，损伤由转折处逐渐向下表面扩展至试件与紧固件螺母的接触面，直至试件下表面完全破坏，破坏模式见图6。

图5 凸头紧固件破坏模式示意图

图6 沉头紧固件破坏模式示意图

同时，对比试件破坏后的超声扫描无损检测图像可以发现，尽管采用沉头紧固件的试件最大许用预紧力比采用凸头紧固件的试件有所提高（见表1），但由于破坏过程的损伤机理不同，导致其失效后内部的损伤面积更大，见图7。

表1 破坏载荷试验结果

图7 无损检测结果

2.2 应力分布

试验中实时采集1.2节中所述位置的应变片数值，绘制载荷-应变曲线如图8和图9所示。由于试件在纵轴方向可认为各处模量相同，因此应变值的大小即可说明对应位置应力值的大小。试验中发现，随着载荷的增加，安装凸头紧固件的试件由于结构对称，试件弯曲百分比较小，所有三对背对背粘贴的应变片组读数较一致。对于安装沉头紧固件试件，由于锪窝的存在造成试件结构本身非对称，试件两侧载荷分布存在明显差异，试验中弯曲百分比相对安装凸头紧固件试件偏大。

结合2.1节的结论，采用沉头紧固件连接的复合材料一方面由于局部应力集中处由紧固件与试件接触面变为沉头锪窝与孔壁转折处，使得其相比采用凸头紧固件可以承受更大的预紧力，但另一方面锪窝使得试件沿厚度方向中性面不对称，导致明显的屈曲现象，使连接处受到额外弯矩作用，易导致连接处提前破坏。

图8 凸头紧固件试验结果

图9 沉头紧固件试验结果

2.3 疲劳寿命

疲劳试验拉压应力为同构型试件静力偏移挤压强度值的35%，拉压应力比R=-1，疲劳寿命如图10所示。发现同一应力级别下疲劳寿命出现较大差异。对比疲劳寿命最低的试件2和疲劳寿命最高的试件3，其疲劳试验中前800次循坏试验机夹头行程如图11所示，可以看出相同应力水平下试件2的夹头行程更大，说明试件2的装配间隙较之试件3偏大，随着紧固件/孔配合间隙的减少至干涉配合时，复合材料孔边基体和纤维将受到紧固件的挤压而引起纤维断裂，并在孔边产生毛刷状结构，此结构可以阻止损伤的扩展[11]。

图10 疲劳试验结果

图11 试验机夹头行程

同时在试验后观察低疲劳寿命试件的连接处发现有明显的孔边磨损痕迹，孔发生了较大变形，见图12。因此判断紧固件/孔的配合间隙导致疲劳寿命降低的原因除了未能产生孔边毛刷状结构降低应力集中外，疲劳过程中紧固件对孔的磨损也有重要影响：若在疲劳初始阶段出现由于装配间隙造成明显孔边磨损而导致孔径变化使试件疲劳试验变形量增加，进而加剧试件孔边磨损，致使试件过早失效，疲劳寿命出现明显下降。

图12 孔边磨损示意图

3 结论

1）由于锪窝的存在，分别采用凸头紧固件和沉头紧固件连接的复合材料具有不同的破坏模式和应力分布，试验表明锪窝可以一定程度上提高复合材料的许用预紧力，但会导致由于应力分布不均而弯曲百分比过大的问题。

2）紧固件/孔的配合情况是影响复合材料紧固件连接结构疲劳性能的重要因素，适当的干涉配合可以提高结构疲劳寿命，建议在实际应用中注意配合间隙及紧固件和孔的公差范围。

[1]沈真.碳纤维复合材料在飞机结构中的应用[J].高科技纤维与应用，2010，35（4）：1-4；24.

[2]顾亦磊，赵美英.复合材料层合板螺栓连接失效分析[J].航空计算技术，2006，36（2）：110-113.

[3]张国粱.复合材料结构连接技术.北京：国防工业出版社，1991.

[4]Lawlor V P,Mccarthy M A,Stanley W F.An experimental study of bolt hole clearance effects in double-lap,multi-bolt composite joints[J].Composite structures,2005，71（2）：176-190.

[5]Thoppul S D,Finegan J,Gibson R F.Mechanics of mechanically fastened joints in polymer matrix composite structures a review[J].Composites Science and Technology,2009，69（3-4）：301-329.

[6]Park H J.Bearing failure analysis of mechanically fastened joints incompositelaminates[J].CompositeStructures,2001，53（2）：199-211.

[7]Chen W H,Lee S S,Yeh J T.Three-dimensional contact stress analysis of a composite laminate with bolted joint[J].Composite structures,1995，30（3）：287-297.

[8]吕霞，周储伟.钉/孔摩擦对复合材料机械连接强度的影响研究[J].机械制造与自动化，2015，44（3）：36-38.

[9]王佳宁，赵美英，周银华.预紧力对层合板螺栓连接强度的影响研究[J].航空工程进展，2012（2）：189-194.

[10]陈昆昆，刘龙权，汪海.过盈配合和预紧力的混合作用对复合材料机械连接结构的影响及其机制[J].复合材料学报，2013，30（6）：243-251.

[11]刘东星，陶华，刘早立，等.干涉量对复合材料层合板疲劳寿命的影响[J].航空制造技术，2011（8）：80-82.