复合材料连接装配

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Lin等采用MARC有限元分析软件，考虑到多 孔对接头的影响，对单搭接层合板接头强度 进行了分析。 Tong针对不同的端部约束，对双搭接连接接 头的挤压失效问题进行了研究。
用于测量螺栓夹紧力负载单元
四分子一的螺栓连接模型
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结果表明,在孔附近,易采用精细的三维单元; 而远离孔处可采用二维单元进行分析
Matthews采用试验方法研究了单 钉与多钉接头，结果表明:接头 越复杂，采用载荷/钉表示的强 度越小
Whitney和Nuismer提出采用特征长度法 计算连接强度，Chang等人在此基础上对 特征长度法给予发展。特征长度法仍被 用于复合材料接头破坏分析
按余弦变化的特征曲线
特征长度确定方式
R t----- 拉伸特征尺寸； r0 ----- 孔半径； Rc ----- 压缩特征尺寸。
复合材料连接技术
• 先进的复合材料连接技术
• 自动钻铆技术
• 自动钻铆系统结构多样、连接方法多样，但单对铆接过程而言，按照铆钉的结构形式， 可以分为无头铆钉铆接工艺和有头铆钉铆接工艺 2 种。
• 电磁铆接技术
• 电磁铆接，亦称应力波铆接，可替代大功率压铆设备，进行难成形材料、大直径、高 强铆钉及厚夹层的铆接，作为铆接难成形材料铆钉的一种特种工艺方法己在产品制造 中发挥了重要作用。 应力波铆接属于短历时高速成形，铆钉在很短的时间（一般为 200um 左右）内完成塑 性变形，钉杆的膨胀比较均匀，能在复合材料结构上形成比较均匀的干涉量，减少安 装损伤，提高接头的疲劳寿命，有传统铆接方法无法比拟的技术优势
• 先进连接件
• 飞机上有一些特殊的部位对连接有特殊的要求，如结构不开敞、只能从单面，安装结 构表面倾斜度大或者结构有密封要求等。针对这些情况，国内外研制出了一些特种紧 固件，常见的有环槽钉、高锁螺栓、单面抽钉、螺纹抽钉等。 先进复合材料结构连接大量采用钛合金、新型铝合金紧固件及干涉连接件。由于钛合 金材料具有强度高、重量轻、与复合材料无电偶腐蚀等性能，随着复合材料的大量使 用，钛紧固件的优势越来越突出。钛合金紧固件占螺纹紧固件的 90％，Ti-6Al-4V 紧固 件占钛合金紧固件的大多数。
Mc.Carthy等对螺栓一螺栓孔间隙做了一定 的研究工作，分析了间隙对于多钉载荷分配、 挤压强度等多项指标的影响。
Alaattin Akta，Heung-JoonPark分析了铺 层顺序对于螺栓孔强度的影响
机械连接中几何参数的选择
Sun等通过试验和数值模拟分析了螺栓预 紧力对螺栓孔挤压强度的影响 Collings研究了铺向角、厚度、夹紧力以及 W/D， E/D， t/d的影响。
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影响连接疲劳寿命因素
• 工作环境
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• 钉孔和螺栓孔的精度对连接件疲劳寿命的影响
• 铆钉孔和螺栓孔的制造精度是指孔的圆柱几何形状的正确程度。只有孔的圆柱几何形 状接近理论值时，铆钉和螺栓安装后才不至于受到其他附加弯曲应力、挤压应力等的 影响而降低其静强度和动强度。
• 钉孔和螺栓孔的表面粗糙度对连接件疲劳寿命的影响
• 影响铆钉孔和螺栓孔表面粗糙度的因素很多，如，切痕相对外载荷作用的方向引起的 划伤大小、表面波纹的平均值、孔表面的显微硬度、残余工艺应力的大小、孔表面冷 做硬化层和残余工艺应力层的深度等。
复合材料连接失效形式
（a）零件剪切破坏，可能由于边距不够或在载荷方向的纤维比例过大， 使垂直于载荷方面强度不够。 （b）零件断裂破坏，可能宽度不够或在垂直于载荷方向的纤维比例过 大，使载荷方向的强度不够。 （c）零件角破坏，可能边距不够或 45 °方向纤维少。 （d）零件孔边破坏，孔周分层及基本压碎，这是 6 种损坏形式中可能 危害最小的一种。
Morais提出了分析准各向同性含孔层合板拉 伸强度的二维、三维混合有限元模型。
三维的接触应力分析
（e）紧固件拉脱，可能由于 锪窝太深（一般窝深不能超过 总厚的2/3，剩余部分不能小 于 0.5mm）或钉头太小；装 配间隙没有处理好。 （f）紧固件失效，钉的夹紧 长度选择不当；夹紧力不够； 装配间隙没有处理好。
国外研究现状
国外对复合材料连接进行了大量的研究， D.E.FOX， K.W.Swain使用试验分析螺栓 连接的静强度特性
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• 干涉配合连接
• • 所谓干涉配合，就是过盈配合，施铆时钉杆膨胀，对孔壁造成径向压缩，钉孔受钉杆 挤压而产生一种径向压力，这样就形成了干涉配合。 复合材料干涉连接会造成分层和基体碎裂，因此复合材料零件不适合于干涉铆接。但 在增加金属衬套之后，由于金属衬套分散了可能的集中载荷，使复合材料零件连接的 干涉量可达到 0.15mm。因此，现在所用的复合材料的干涉连接，都在孔内增加了金属 衬套。复合材料的干涉连接不能提高连接的疲劳强度，但具有连接刚度更好、使孔内 局部分层和损伤的情况减少等优点。当与金属连接的时候，孔径相同时不用分别铰孔。
复合材料
• 由于复合材料的材料特殊性及成型工艺性，已被广泛应用于现代飞机 结构件的制造上，且其用量有不断扩大的趋势，飞机结构复合材料化 将从根本上改变飞机结构设计和制造传统。 • 虽然大型化的复合材料成型设备可制造出集成化、整体化、大型化的 飞机结构件，但由于结构设计、制造和使用维护等方面的需求，必须 给出一定的设计和工艺分离面等，在这些 • 部位会存在大量的连接件。
复合材料连接技术
• 复合材料连接主要可分为胶接，机械连接和二者兼有的混合连接等三种类型， 其中机械连接主要指螺栓连接和铆钉连接，混合连接指胶铆或胶螺连接，胶 接和机械连接是最常用的两种连接形式。一般来说，胶接适用于传递载荷较 小的部位，机械连接用于传递较高载荷或强调可靠性的部位，胶铆(螺)混合连 接较少采用。
Gamble 等利用ABAQUS软件的壳单元 发展了一种三维模型，采用改进的 Hill破坏准则，预测了单个铺层内的 纤维断裂、基体开裂和分层，再将这 些准则应用于铺层间的树脂层来预 测层间分离。
失效判据
Camanho等采用三维有限元模型， 利用ABAQUS软件对复合材料层合板 螺栓连接接头的分层损伤进行了预 测，结果表明接头的预紧力以及垫 片与层合板之间的摩擦力对损伤的 产生及增长有很大的影响。