复合材料层合板T型连接结构的渐进损伤分析

引言

碳纤维复合材料因其高比强度、比刚度和可设计性等特点而广泛应用于无人机结构中,其连接形式和破坏形式也越来越多样,因此有必要对其典型连接结构的损伤机理进行深入研究。

国内外学者采用了多种方法对复合材料混合连接的破坏模式与破坏载荷进行研究,如E.MadenciA.Aktas等人通过试验方法研究了碳纤维层合板机械连接的挤压强度,J.Ekh等人运用有限元技术模拟了复合材料机械连接的承载过程,M.M.shokrieh等人基于数值仿真对复合材料层合板机械连接结构的渐进损伤进行了模拟。

本文以复合材料机械连接的典型T型连接结构为研究对象,采用含渐进损伤的有限元模型计算分析复合材料层合板的损伤机理、破坏模式、裂纹扩展模式和极限强度,为该型构件的使用与优化提供依据,为无人机结构强度的安全性与可靠性提供保障。

1典型结构连接描述

T型连接方式是一种较为典型的金属与复合材料的连接方式,常用于直升机主减速器与复合材料壁板之间的连接,金属件与复合材料壁板机械连接后,分别通过垂直和平行于复合材料壁板的力传递来自主减速器的拉力和扭矩反作用力。本文以平行于复材壁板的载荷为例,分析复合材料层合板T型连接结构的渐进损伤。

此类型结构各个部件设计的刚度匹配问题,使其在承载过程中下垫块边缘处容易对复材层合板造成挤压甚至剪切,进而导致层合板局部应力集中直至损伤断裂。为了验证该T型典型结构连接区域设计的合理性,通过有限元仿真技术进行计算分析。

某型无人直升机金属T型安装座与碳纤维复合材料机身主安装板连接简化示意图及其主要尺寸参数如图l所示,通过高锁螺栓依次将T型接头、复合材料层合板、下垫块紧固成一体,层与层之间采用结构胶粘接,为确保破坏位置在T型连接区域,将复合材料层合板两端约束的部位上下各粘接一层复合材料加强。作用于金属T型安装座的平行于复合材料层合板的载荷F模拟来自主减速器的扭矩反作用力。

图1典型结构连接处剖面图

2仿真分析

2.1有限元模型

该结构前后对称,取其l/2建立有限元模型,其受力方式为x拉伸,故选择实体单元模拟其结构,胶层采用的是Cohesive粘聚力单元,且对孔边、层合板与T型接头、下垫块接触位置进行网格细化处理。依据Camanho线性退化准则确定结构破坏损伤状态,而Cohesive单元可模拟裂纹扩展,有限元模型如图2所示。

图2结构l/2有限元模型图

2.2材料参数

T型安装座和下垫块的材质为7075铝合金,高锁螺栓材质为TC4有限元模型用MPC模拟传递载荷）,层合板由预浸了某中温固化环氧树脂的T300级碳纤维双向布预浸料制作,固化后单层厚度约为0.22mm,总厚度约为4.4mm,具体铺层为(45X/0X/0X/45X）5,图1中Ⅹ方向为0X方向。材料具体参数如表1和表2所示。

3仿真结果

仿真结果如图3、图4所示。

当载荷达到18kN左右时,T型安装座与层合板接触挤压的边缘位置出现了较为明显的裂纹损伤,且在层合板的0X方向和90X方向纤维出现压缩破坏,在层合板背面相应位置及靠近T型安装座另一侧边缘位置出现了轻微的0X方向和90X方向纤维拉伸破坏,但结构承载强度与刚度仍在保持,说明结构整体未发生破坏。当载荷达到22.91kN时,金属T型安装座与层合板接触挤压的边缘位置出现了贯穿性裂纹和纤维的断裂损伤,且结构承载强度和刚度发生退化,说明该结构已经整体失效。因此,在拉伸载荷作用下,该结构的失效原因为金属件与复材层合板接触位置的纤维压缩破坏,结构破坏载荷为22.91kN。

图3金属材料结构应力分布

4试验验证

为了验证复合材料层合板T型连接结构渐进损伤分析的可行性与准确度,基于伺服拉伸试验机对T型连接结构进行试验验证。图5所示为T型接头板试件在试验后的破坏形态,试件断裂位置出现在上面板靠T型接头边缘的位置,破坏位置、破坏形式与仿真结果相符,破坏时的载荷为23.603kN,仿真分析精度为-2.94%,满足工程使用要求。

5结语

由复合材料层合板T型连接结构数值仿真分析可以发现,采用含渐进损伤的有限元模型可以模拟复合材料层合板的破坏及裂纹扩展模式,并通过试验验证了仿真分析方法的可信度。因此,基于该方法可以较为客观地描述层合板的损伤机理,准确预测其极限强度,为该型构件的设计与优化提供依据,为无人机结构的安全性与可靠性提供保障。此方法可用于其他形式结构连接的细观分析,具有一定的工程应用价值。