胶铆混合碳纤维支承舱轴压失效分析与试验验证.pdf

第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）胶铆混合碳纤维支承舱轴压失效分析与试验验证兰付明，齐鹏飞，李茂，陈中强，吴琳娜，雷雨（上海宇航系统工程研究所，上海 201109）摘要:研究胶铆混合连接方式对碳纤维薄壁加筋支承舱结构的极限承载能力的影响。通过建立一种简化的胶铆混合连接支承舱的有限元模型，考虑了胶接界面损伤和复材层合板渐进损伤以及螺栓失效，对结构破坏模式与极限承载能力影响因素进行了较为详细的分析。与试验数据对比，仿真预测失效载荷与试验值误差在 10%以内。对于胶铆混合连接的支承舱结构，胶结界面脱粘可能成为主要的破坏模式。关键词:胶铆混合支承舱；失效预测；渐进损伤；胶接强度影响中图分类号:O 341 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.s1.035Failure Analysis and Experiment of Axial Pressure Failure of Glue-Riveted Mixed Carbon Fiber Support CabinLAN Fuming，QI Pengfei，CHEN Zhongqiang，LI Mao，WU Linna（Shanghai Aerospace System Engineering Institute，Shanghai 201109，China）Abstract:The effect of glue-riveted hybrid connection on the ultimate load-carrying capacity of thin-walled reinforced truncated conical shell structures was studied in this paper.By establishing a simplified finite element model of glue-riveted mixed connections，the damage of the bonded interface，the damage of the composite laminate and the failure of the bolts were considered，and the structural failure mode and the influencing factors of the ultimate bearing capacity were analyzed in detail.Compared with the test data，the error of the simulation prediction failure load and the test value was within 10%.In conclusion，for the glue-riveted mixed support cabin structure，the debonding of the glued interface can become the main failure mode.Key words:Glue-riveted mixed support cabin；Failure prediction；Cohesive；Progressive damage；Influence of bonding strength0引言 高性能复合材料由于高比强度、高比刚度等优点被广泛应用于航空航天领域1-2。截断的截锥壳通常用作不同直径圆柱体之间的过渡部分，这种结构的重要特性是他们的膜刚度臂弯曲刚度高几个数量级，因此这种结构被广泛应用于航天器和运载火箭中。但这种薄壁结构对缺陷非常敏感，因此通常采用薄壁加筋壳或网格加筋壳结构，可以较大地提升结构临界载荷。运载火箭的支承舱是应用加筋截锥壳的典型例子。复合材料结构在组装过程中不可避免地遇到连接问题。与金属结构相比，复合材料结构的连接技术是一个关键问题，紧固接头发生故障的比例为60%85%3。加筋截锥壳结构往往通过胶接方式连接蒙皮与桁条。但在实际应用过程中，黏合剂具有很多的缺陷，例如对湿度的敏感性和剥离应力，以及缺乏检查接头的有效方法4。为了改善连接性能，将螺栓连接和粘合接头组合在一起，称为混合（螺栓/粘合）连接5-7。目前，针对这种胶铆混合碳纤维薄壁结构加筋截锥壳的理论计算与仿真计算大多注重碳纤维本身的损伤破坏，而忽略了对胶铆连接破坏的研究。在试验中我们发现，除了碳纤维层合板本身的损伤导致结构承载能力下降以外，胶铆连接破坏成为加收稿日期：20230427；修回日期：20230530作者简介：兰付明（1993-），男，硕士，工程师，主要研究方向为运载火箭与飞行器结构强度分析与优化。239第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）筋截锥壳结构的主要破坏模式。因此，本文针对这一情况通过建立一种胶铆混合连接的有限元模型，采用线性屈曲分析方法和渐进损伤分析方法对该结构进行了详细分析。1试验及结果 1.1结构简介试验件为碳纤维铺层加筋支承舱，采用碳纤维铺层截锥舱体，支承舱结构如图 1 所示。外壁上通过胶铆方式连接帽型碳纤维铺层加强筋。1.2试验过程试验中支承舱上下端框各通过 32 个均布螺栓与工装连接，保证均匀加载，如图 2所示。试验中需要实时监测力传感器数据，加载至 340 kN 时，听到蒙皮失稳的声音；加载至 500 kN 时可以看到明显的蒙皮失稳，蒙皮失稳较为明显的区域主要靠近下端框、2桁条间距较大的位置；加载至 547.8 kN 时结构被破坏。1.3试验结果试验后发现支承舱破坏位置在上端框附近，最终支承舱破坏形式表现为典型的整体失稳破坏，如图 3所示。支承舱受压时上端框附近存在较大的弯矩，结构整体失稳破坏之前已经出现了多处局部损伤破坏。如图 3（a）所示，桁条上出现了明显的分层破坏。图 3（b）显示支承舱破坏后，蒙皮与桁条连接处发生了较明显的撕裂现象，桁条本身并没有出现较明显的分层破坏。桁条上最大应变仅在 1 0002 000。可以发现在结构最终整体失稳破坏前，图 3所示区域的桁条已经出现了局部损伤并表现出较为明显的非线性。支承舱最终极限承载能力为547.8 kN，破坏时舱体上端框平均轴向位移为3.55 mm。2结构承载失效数值分析 试验中发现结构失去承载能力的主要原因是桁条失稳或局部破坏，进而导致整体承载能力下降。实际上，在结构设计中如果桁条刚度过大，蒙皮或过早失稳并与桁条脱沾。失去蒙皮约束的桁条将很快失稳，导致结构破坏，从而大大降低结构承载效率。对于这种胶铆混合结构的复合材料截锥加筋壳结构，其破坏模式较多，包括复合材料本图 1支承舱Fig.1Supporting Cabin图 2支承舱轴压试验理论Fig.2Test Schematic of Compress Diagram图 3支承舱轴压破坏试验Fig.3Axial Pressure Failure test diagram of support Cabin240第 40 卷 2023 年第 s1 期兰付明，等：胶铆混合碳纤维支承舱轴压失效分析与试验验证身的分层破坏、界面脱沾、局部失稳等。因此，需要建立一种合理的数值计算模型才能准确预测结构极限承载能力。本文尝试建立一种基于胶铆连接失效的简化显示动力学模型，采用该方法可以准确地预测此类型结构极限强度，并且能够对结构损伤演化周期进行演示分析。2.1复合材料层间渐进损伤模型2.1.1损伤本构复合材料结构会累积损伤直至完全被破坏，采用连续损伤模型评估这类损伤累积的破坏模式更为合适，其本构方程为：ij=Cdijklkl（1）式中：ij、Cdijkl和kl（i，j，l=1，2，3）分别表示工程应力、含损伤刚度矩阵和工程应变；下角标 1、2、3 分别表示面内纵向、面内横向和面外方向。Cdijkl=|Cd11Cd21Cd31Cd12Cd22Cd32Cd13000Cd23000Cd33000000Cd4400000000Cd550000Cd66（2）其中：Cd11=C11(1-d1)2；Cd22=C22(1-d2)2；Cd33=C33(1-d3)2；Cd12=C12(1-d1)(1-d2)；Cd13=C13(1-d1)(1-d3)；Cd23=C23(1-d2)(1-d3)；Cd44=C44(1-d1)(1-d2)；Cd55=C55(1-d1)(1-d3)；Cd66=C66(1-d2)(1-d3)；Cij(i，j=16)为单层刚度量；di为各个主方向损伤变量，di=0表示无损伤，di=1表示完全损伤。2.1.2失效准则本文采用 Hashin 失效准则作为材料破坏起始判据：基体拉伸失效（22+33 0）Fmt=(22+33)2YT2+(232-2233)S232+(12S12)2+(13S13)2（3）基体压缩失效（22+33 0）Fft=(11XT)2+(12S12)2+(13S13)2（5）纤维压缩失效（11 0）Ffc=(11XC)2（6）纤维基体剪切失效（11 0）（8）Fzc=(11ZC)2+(12S12)2+(13S13)2，（33 0）（9）式中，ij(i，j=1，2，3)为各方向应力；XT、XC分别为纵向拉伸强度和纵向压缩强度；YT、YC分别为横向拉伸强度和横向压缩强度；ZT、ZC分别为面外拉伸强度和面外压缩强度；S12、S13和S23分别为纵向和横向的剪切强度。2.1.3损伤演化碳纤维复合材料层合板单层损伤演化模型可分为瞬间卸载模型、逐渐卸载模型和承载力不变模型，如图 4所示。图 4 中eq、eq分别为等效应力和等效应变，单元节点应力达到等效应力时开始刚度折减，本文选择直接折减的损伤演化方式。材料应力达到等效应力后，直接将材料的工程弹性模量按照 Tan 方案折减，折减方案见表 1。对于加筋截锥壳结构，结构失效形式有多种，可以总结为 2 大类：1）局部失效：例如蒙皮局部失稳、纤维断裂、纤维分层、纤维-基体剪切损伤、脱胶或铆接失效等；2）整体失效：整体结构屈曲失稳，失去承载能力。实际上，试验中发现复合材料结构损伤形式通常是多种损伤模式互相耦合并存的。因图 4损伤演化模型Fig.4Progressive damage process model241第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）此，从复合材料损伤机理的角度建立渐进损伤分析模型，才能对加筋复合材料截锥壳的破坏模式以及极限承载能力做出较为准确的预估。2.2结构界面损伤模型复合材料结构部件在组装过程中，一般采用胶接形式连接。实际失效过程中也包括层内失效、层间失效以及不同组件件的胶接界面失效。单壳模型仅可使用层内模型，在某些情况下可以在数值模型中精确模拟。但由于数值模型的不足，单壳模型无法捕捉到实际的分层现象。因此，采用内聚区法（Cohesive Zone Method，CZM）和内聚接触来模拟多壳结构中的界面失效。CZM 和内聚接触被广泛应用于复合材料分层问题的模拟3-4。内聚区法（Cohesive Contact）（请作者核对）通过接算法施加相互作用力。胶层完整的损伤过程可以分为 2 个阶段：起裂阶段和损伤演化阶段。起裂阶段界面法向应力和切向应力随着界面节点位移线性增加，起裂准则如下所示：(nNS)2+(sTS)2 1（10）式中，n和s分别是法向应力和切向应力，NS和 TS分别是法向强度和切向强度。损伤演化是指损伤发生后材料力学性能的退化，这可以通过现阶段过程中刚度的减弱来描述，当材料应力满足起始准则后，便按照损伤演化规律进行刚度退化，本文采用 B-K 断裂准则来预测材料性能的退化6。GC=GCn+(GCS-GCn)|GSGT|（11）GS=Gs+Gt（12）GT=Gn+Gs（13）式中：Gs，Gt和Gn分别为 2 个剪切方向和法向的断裂韧性；与复合材料参数有关，取=1.45。2.3简化螺栓模型实际产品中在桁条 2端与中间增加螺栓与铆钉以防止胶接界面过早开胶失效。螺栓的常见建模方法有 2种：简化建模与详细建模，如图 5所示。在ABAQUS 软件中采用连接单元建模，可以考虑螺栓连接的刚度、损伤、破坏强度、阻尼、弹塑性以及摩擦等行为。使用连接单元可以大大减少网格数量，本文采用 Bushing连接单元，只考虑螺栓连接的刚度以及破坏强度。2.4基于胶铆结构的加筋复合材料截锥壳有限元简化模型壳单元 S4既可以用于厚壳单元问题的模拟，也表 1Tan方案刚度退化准则Tab.1Tan scheme stiffness degradation criterion失效模式纤维断裂 FT纤维挤压 FC基体开裂 MT基体挤裂 MC纤维基体剪切 S拉伸/压缩分层 D刚度退化准则Qd=0.07QQd=0.14QQd=0.2QQd=0.4QQd=0.01QQd=0.2QQ=E1,G12,G13,12,13Q=E1,G12,G13,12,13Q=E2,E3,G23,12,23Q=E2,E3,G23,12,23Q=G12,12Q=E3,G13,G23,13,23图 5螺栓建模Fig.5FEM of Bolt242第 40 卷 2023 年第 s1 期兰付明，等：胶铆混合碳纤维支承舱轴压失效分析与试验验证可用于薄壳单元问题的模拟。允许有限薄膜应变对积分点上的计算结果较为精确。本文模型中桁条采用 S4 单元，为了加快计算速度，蒙皮采用 S4R单元。蒙皮与 2 桁条之间至少 5 个单元，以模拟一个完整的屈曲波形。开口加强框材质为铝合金，单元采用 C3D8I。蒙皮和桁条材料采用 T 700S/AG 80材料，有限元模型中的复合材料舱体加载过程考虑材料损伤，通过自编 USFLED 子程序对材料刚度进行折减，有限元模型材料具体性能见表 2 和表 3。蒙皮与桁条通过胶铆形式连接，胶接界面强度参数通过典型结构小样件实测得到，实测值见表 4。螺栓与铆接的连接强度见表 5。模型的载荷和边界约束分别在实际的加载支持边界上分布节点载荷和位移约束进行模拟。试验中加筋锥形壳下端框通过螺栓固定在工装台上，上端框通过加载工装对支承舱上端框进行均布载荷加载。因此，有限元模型中下端框固支上端框通过位移加载，直至截锥舱体整体被破坏。完整有限元模型如图 6所示。2.5计算结果分析2.5.1线性屈曲分析采用不考虑胶铆连接的有限元模型，计算得到支承舱前 20 阶的屈曲载荷，见表 6。其中前 3 阶屈曲模态变形情况如图 7 所示。由图 6 可知，前几阶基本都是蒙皮失稳。表 2T 700S/AG 80预浸料力学性能Tab.2Mechanical Properties of Prepreg T700S/AG80纵向拉伸模量 E1t/GPa140横向拉伸模量 E2t/GPa10平面剪切模量G12/GPa5纵向拉伸强度 Xt/MPa2400横向拉伸强度 Yt/MPa40平面剪切强度 12/MPa77.7纵向压缩强度Xc/MPa939.4横向压缩强度 Yc/MPa160层间剪切强度/MPa85.1表 3铝合金 2A14力学性能Tab.3Mechanical Properties of Aluminum Alloy 2A14弹性模量/GPa68密度/（kgm-3）2 700屈服强度/MPa340破坏强度/MPa440延伸率/MPa%8表 4胶接界面强度Tab.4Adhesive Interface Strength参数GIC/(Jm-2)GIIC=GIIIC/(Jm-2)GIC、IIC/(Jm-2)(S=T)/MPa数值120.862 138.8171.830参数Knn/(GPamm-1)(Kss=Ktt)/(GPamm-1)N MPa数值100 000100 000201.45表 5简化螺栓力学性能Tab.5Mechanical Properties of Bolts结构螺栓铆钉刚度/（Nmm-1）3 0003 000破坏强度/N800400图 6支承舱有限元模型Fig.6FEM of support carbin243第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）2.5.2渐进损伤分析支承舱轴压载荷位移曲线与破坏模式如图 8所示，由图 8 可知，支承舱蒙皮在加载至 372 kN 时发生了大面积的失稳，结果稍大于线性屈曲计算结果，试验中可以听到蒙皮失稳较大的声音。但蒙皮失稳只是局部失稳，结构仍具有一定承载能力。最终加载至 547.8 kN 时结构发生整体破坏。可以看出，当蒙皮发生局部失稳时，整体结构刚度退化较为明显，但蒙皮和桁条没有产生损伤。整体结构失去承载能力时碳纤维层合板出现了大面积损伤。试验件破坏位置与有限元模型破坏变形云图对比如图 9 所示。破坏载荷试验值和计算值对比见表 7。为了讨论分析结构破坏模式和影响极限承载能力的因素（建议删掉），图 9（b）红色区域是有限元模型中不同模式的损伤区域，可以看出在轴压载荷下，这种加筋碳纤维复合材料截锥壳主要破坏模式图 8支承舱轴压载荷位移曲线与破坏模式（有限元计算结果）Fig.8Load-displacement curve and failure mode of carbin under axial pressure表 6屈曲模态对应载荷Tab.6Buckling Mode and Load阶次12345678910屈曲载荷/kN311.44311.89311.98312.0312.01312.02312.04312.04312.16312.17阶次11121314151617181920屈曲载荷/kN312.37312.39312.61312.65312.84312.88312.97313.05313.30313.41图 7支承舱前 3阶屈曲模态Fig.7Three buckling modes of carbin244第 40 卷 2023 年第 s1 期兰付明，等：胶铆混合碳纤维支承舱轴压失效分析与试验验证为上纤维压缩破坏和基体拉伸破坏。由图 9 可知，有限元模型能够准确预测出加筋截锥壳的破坏模式和位置。图 10 为破坏载荷试验值与计算值对比，模型计算值与试验值误差在10%以内右，说明该有限 元模型对于复材加筋截锥壳破坏载荷预测较为可靠。由于锥形壳这种结构受压时环向应力较大，蒙皮与桁条胶接的胶层受到比较大的剪切应力，容易发生界面脱胶的问题。特别是当蒙皮失稳时将加速这种脱胶现象。因此，脱胶将成为成为胶铆混合结构主要的破坏模式。如图 10所示，当加载至线性极大值点 A 时，蒙皮发生失稳，导致整体结构刚度迅速下降。通过有限元结果计算可以发现蒙皮失稳时，材料本身并没有发生损伤。蒙皮失稳导致桁条胶接区出现损伤，而且损伤迅速扩展，导致结构刚度下降，最后桁条和端框发生损伤，直至最后整体结构失去承载能力。2.5.2胶接强度影响为了研究胶接强度对结构整体承载能力的影响，本文计算了不同胶接强度下的结构极限承载能力，见表 8，可以看出界面断裂韧性与极限承载能力有较大影响。3结束语 本文通过建立一种合理简化的显示动力学模型，对一种典型加筋截锥壳复合材料结构强度进行预测分析，得到以下几点结论：1）线性计算得到的屈曲值与非线性计算得到的线性极大值点接近，说明蒙皮失稳前几乎没有产生损伤。在实际设计过程中可以采用线性屈曲法进行快速迭代计算，可缩短计算时间。2）复材加筋截锥壳结构受压时蒙皮失稳加剧了桁条与蒙皮界面损伤扩展，最终导致桁条与蒙皮脱胶，整体结构失去承载能力。3）桁条不合理的刚度设计使得界面脱粘成为加筋复合材料支承舱结构破坏的主要原因。脱粘（下转第 251页）图 9试验件破坏位置与有限元模型破坏变形云图对比Fig.9Comparison of the damage position of the test and finite element deformation nephogram表 7破坏载荷试验值和计算值对比Tab.7Compares of failure load test values and simulation values试验值/kN547.8模型计算值/kN517.9误差/%5.4图 10试验-仿真极限承载能力对比Fig.10Comparison of ultimate bearing capacity between test and simulation表 8不同胶接强度下的结构极限承载能力Tab.8Structural failure load under different bonding strengths案例1234567GCI/(Jm-2)1002005001 000200200200GCII/(Jm-2)5001 0001 0001 0002 0005 00010 000GCIII)/(Jm-2)5001 0001 0001 0002 0005 00010 000极限载荷/kN467.28522.27544.95555.03588.42594.09597.15245第 40 卷 2023 年第 s1 期余子开，等：运载火箭数字化柔性移动装配生产线关键技术及应用照移动装配生产线节拍重构出 5 大装配工位，最终实现 15天生产节拍装配一发火箭，装配过程实现全流程装配信息的参数化传递及数字化采集，装配过程实现实时可视化监控。4结束语 数字化柔性移动装配生产线作为目前先进的装配生产组织模式，在提高火箭装配效率与质量方面发挥着重要作用。针对某型号火箭装配工艺流程，完成了移动装配生产线流程优化及工位设置，给出了数字化柔性移动装配生产线模式下所需的柔性工艺装备、物料智能配送、信息系统集成等关键技术，为该型号火箭移动装配生产线的建设提供了技术支撑并得到了良好的应用效果，也可为其它行业建设数字化柔性移动装配生产线提供参考。参考文献1 郭恩明.国外飞机柔性装配技术 J.航空制造技术，2005（9）：28-32.2 任燕，许辉.基于柔性生产线的数字化工厂系统搭建J.现代制造技术与装备，2021（2）：81-823 王婷.飞机脉动装配生产线关键技术应用及发展 J.科技创新导报，2018（35）：86-87.4 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