引言

碳纖維復合材料因其高比強度、比剛度和可設計性等特點而廣泛應用于無人機結構中,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構的損傷機理進行深入研究。

國內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.MadenciA.Aktas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等人運用有限元技術模擬了復合材料機械連接的承載過程,M.M.shokrieh等人基于數(shù)值仿真對復合材料層合板機械連接結構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型連接結構為研究對象,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,為該型構件的使用與優(yōu)化提供依據(jù),為無人機結構強度的安全性與可靠性提供保障。

1典型結構連接描述

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型連接結構的漸進損傷。

此類型結構各個部件設計的剛度匹配問題,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力集中直至損傷斷裂。為了驗證該T型典型結構連接區(qū)域設計的合理性,通過有限元仿真技術進行計算分析。

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l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,層與層之間采用結構膠粘接,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。

圖1典型結構連接處剖面圖

2仿真分析

2.1有限元模型

該結構前后對稱,取其l/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構,膠層采用的是Cohesive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格細化處理。依據(jù)Camanho線性退化準則確定結構破壞損傷狀態(tài),而Cohesive單元可模擬裂紋擴展,有限元模型如圖2所示。

圖2結構l/2有限元模型圖

2.2材料參數(shù)

T型安裝座和下墊塊的材質為7075鋁合金,高鎖螺栓材質為TC4有限元模型用MPC模擬傳遞載荷）,層合板由預浸了某中溫固化環(huán)氧樹脂的T300級碳纖維雙向布預浸料制作,固化后單層厚度約為0.22mm,總厚度約為4.4mm,具體鋪層為(45X/0X/0X/45X）5,圖1中Ⅹ方向為0X方向。材料具體參數(shù)如表1和表2所示。

3仿真結果

仿真結果如圖3、圖4所示。

當載荷達到18kN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0X方向和90X方向纖維出現(xiàn)壓縮破壞,在層合板背面相應位置及靠近T型安裝座另一側邊緣位置出現(xiàn)了輕微的0X方向和90X方向纖維拉伸破壞,但結構承載強度與剛度仍在保持,說明結構整體未發(fā)生破壞。當載荷達到22.91kN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,且結構承載強度和剛度發(fā)生退化,說明該結構已經整體失效。因此,在拉伸載荷作用下,該結構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,結構破壞載荷為22.91kN。

圖3金屬材料結構應力分布

4試驗驗證

為了驗證復合材料層合板T型連接結構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型連接結構進行試驗驗證。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、破壞形式與仿真結果相符,破壞時的載荷為23.603kN,仿真分析精度為-2.94%,滿足工程使用要求。

5結語

由復合材料層合板T型連接結構數(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,準確預測其極限強度,為該型構件的設計與優(yōu)化提供依據(jù),為無人機結構的安全性與可靠性提供保障。此方法可用于其他形式結構連接的細觀分析,具有一定的工程應用價值。