复合材料结构连接技术研究

宫占峰

(上海飞机设计研究院结构设计研究部，上海 201210)

复合材料结构连接技术研究

宫占峰

(上海飞机设计研究院结构设计研究部，上海 201210)

本文通过试验对复合材料壁板与框的连接进行了研究。分别选取了胶接、机械连接和混合连接3种形式，通过对复合材料框施加拉伸载荷来考察不同连接形式的破坏载荷。同时对不同尺寸紧固件对破坏载荷的影响也进行了试验研究。

复合材料；胶接连接；机械连接；混合连接；飞机结构

1 引 言

复合材料由于其高比强度、比刚度等优异特性，越来越广泛应用于飞机结构。目前国内外新研制的飞机不但在水平安定面、副翼、垂尾等结构采用了复合材料，而且机身、机翼翼盒等主结构也采用复合材料，使得结构一体化程度高，系统安装较为简单、减少零部件数，缩短总装时间。复合材料非比寻常的物理特性和可设计性，以及近年来生产成本的降低，加速了飞行器结构选材从金属材料向复合材料转变的进程[1]。

连接设计和分析是复合材料结构设计的重要内容之一[2]。连接部位通常是复合材料结构静强度和疲劳强度的薄弱环节。这是因为复合材料具有各向异性和脆性的特点，使复合材料连接部位的应力集中要比金属的严重，这些特点决定了复合材料连接强度问题变得更复杂[3]。本文通过飞机结构中常见的机身结构形式对复合材料壁板和框的连接进行研究。

2 试验部分

2.1 试验规划

本文考察3种典型壁板与框的连接形式。连接类型1：剪切片与蒙皮胶接共固化，剪切片与框机械连接；连接类型2：剪切片与蒙皮混合连接，剪切片与框机械连接；连接类型3：剪切片与蒙皮机械连接，剪切片与框共固化。

图1 类型1试件示意图 Fig.1 sketch of specimen type 1

2.2 试验加载和支持

试验中蒙皮部分通过压板和垫块固定在试验台上。框的加载部分通过螺钉与夹具连接，再通过一组耳片连接到作动器上。加载设备为作动器。试验中，考察试件受到拉伸载荷的承载能力，如图4、5所示。

图2 类型2试件示意图Fig.2 sketch of specimen type 2

图3 类型3试件示意图Fig.3 sketch of specimen type 3

图4 试验件加载方式Fig.4 load mode of specimen

3 试验结果

3.1 类型1试件

试件均在6kN左右的载荷破坏，破坏形式均为剪切片与蒙皮的共固化连接失效脱开。从图6中可以看出，破坏并不直接发生于胶接共固化层，而是复合材料本身的分层导致了剪切片与蒙皮的分离。

试件的拉伸试验载荷位移曲线如图7所示。

图5 试验加载示意图Fig.5 sketch of specimen load

图6 共固化连接脱开后的试件Fig.6 unglued specimen of co-cure

图7 类型1试件的载荷位移曲线Fig.7 load-displacement curve of specimen type 1

3.2 类型2试件

类型2的试验件在试验中，在载荷上升至6 kN的过程中也会出现几次清晰、集中的响声。通过观察，发现此时是蒙皮与垫片之间发生分层，发出响声并导致试件的刚度下降，如图8所示。试件在9 kN左右的载荷下试件会再次发出较为细碎、连续的响声，直至试件被破坏。试件的破坏载荷在11 kN左右。破坏的形式分为2种，部分螺钉从蒙皮上脱出，随剪切片一同被拉起；而另一些螺钉则多数从剪切片中脱出，继续留在蒙皮上。

3.3 类型3试验件

类型3的试验件在测试时，在载荷6 kN左右时只有细微响声，而没有集中、清晰的响声。当载荷到达8.5 kN左右时会出现几次清晰、集中的响声，之后试件的刚度有所下降如图9所示。随着载荷的增加，剪切片会出现明显的变形，如图10所示。由于原有的拐角会在载荷的作用下向螺钉方向偏移，因此该组3个试件的位移比其他试验组略大。试件破坏形式为螺钉从蒙皮或剪切片中脱出。

图8 类型2试件的载荷位移曲线Fig.8 load-displacement curve of specimen type 2

图9 类型3试件的载荷位移曲线Fig.9 load-displacement curve of specimen type 3

图10 弯角偏移后的试件(左)对比Fig.10 specimen contrast after corner excursion

4 紧固件尺寸对承载能力的影响

为了研究紧固件尺寸对承载能力的影响，本文在类型2试件的基础上将紧固件的尺寸加大了一号。经过试验可知在6 kN左右的载荷下会发出集中清晰的响声，此时蒙皮与垫片之间发生分层。各个试件达到的最大载荷约为12.9 kN，试件破坏形式为螺钉从蒙皮中脱出。值得注意的是，试验中并未发现有螺钉从剪切片中脱出的现象。载荷位移曲线如图11所示。

图11 大紧固件试件的载荷位移曲线Fig.11 load-displacement curve of specimen type 2 with larger fastener

5 结 语

从上述的试验现象中可以得，拉伸载荷下全部试件均在剪切片与蒙皮的连接处发生破坏，在全部试验中，未发现此处的机械连接和胶接共固化有任何损坏。因此剪切片与蒙皮的连接形式是分析比较的重点。

5.1 剪切片与蒙皮的连接形式比较

对于剪切片与蒙皮的连接形式，共有3种，即胶接共固化、机械连接以及混合连接。从图12中可以看出：使用共固化连接时，破坏载荷的平均值为6.0 kN；而使用其他两种连接方式时，破坏载荷的平均值不小于11 kN。相比之下，胶接共固化连接形式的极限载荷仅相当于其他连接形式的50%左右。因此，与机械连接、混合连接的形式相比，剪切片与蒙皮的共固化连接形式承载能力明显不足。

图12 各类型试件极限载荷对比Fig.12 limited load contrast of every specimen

5.2剪切片与蒙皮的连接形式比较

机械连接与混合连接形式的比较在类型2、3的试件间进行。二者的剪切片与蒙皮连接处分别采用了混合连接和机械连接的形式，且使用的紧固件牌号相同。从试验现象上看，类型2的试件在6 kN左右的载荷下发生蒙皮与垫片的分层，导致试件刚度下降；而类型3的试件中，这一现象发生在载荷到达8 kN以上。从图13中可以看出，在刚度下降之前，类型2试件的曲线斜率大于类型3。这说明采用混合连接方式比单纯采用机械连接方式有更大的刚度，而单纯采用机械连接的试件由于剪切片刚度较小、可以产生较大的变形，因此在试验中位移会偏大、发生破坏的时间有所推迟。

图13 类型2、3试验曲线对比Fig.13 test curve contrast limited between specimen type 2 and type 3

由于采用机械连接试件的剪切片刚度较小，其弯角在试验中会发生很大的变形，剪切片内部的分层也更为严重，如图14所示。由于大变形和内部的分层，剪切片被螺钉破坏的程度有所增加，因此在试验中采用混合连接的剪切片比单纯机械连接的剪切片受损更轻微，如图15所示。在极限载荷方面，采用混合连接形式(类型2)的试件平均极限载荷为11.8 kN，采用机械连接形式(类型3)的试件为12.8 kN，高出前者8.5%。

图14 试验中剪切片变形情况比较Fig.14 Distortion contrast of slice

5.3 不同尺寸紧固件的比较

通过这两组不同尺寸紧固件试验结果的对比可以了解紧固件尺寸对连接强度的影响。在极限载荷方面，使用大尺寸紧固件的试件，平均极限载荷为12.9 kN，高于使用小尺寸紧固件试件的11.8 kN，高出幅度约为9.3%，如图16所示。

图15 试验中被破坏的剪切片Fig.15 destruct slice in test

图16 不同尺寸紧固件试件的试验曲线对比Fig.16 test curve contrast of specimen type 2 with different fastener

同时，加大一号紧固件的试件在试验中分散性更小，承载能力更稳定。此外使用大尺寸紧固件的试件，在破坏形式上更为统一。全部是螺钉从蒙皮中脱出，而不存在螺钉从剪切片中脱出的现象。因此，在剪切片与蒙皮连接处使用大尺寸紧固件能使试件的承载能力得到一定的提升。

[1] 冯军.复合材料技术在当代飞机结构上的应用[J]. 航空制造技术，2009(22):40-42.

[2] 中国航空研究院. 复合材料结构设计手册[M]. 北京：航空工业出版社，2002:145.

[3] 飞机设计手册总编委会.飞机设计手册第10册—结构设计[M]. 北京：航空工业出版社， 2000:681.

Research on Composite Structure Join Technology

GONG Zhanfeng

(Structures Departments of SADRI, Shanghai 201210, China)

We research join of composite panel and frame through experiment. Selecting three join forms which is glue, machine and mix. We review destroy load of different join formal through bear draw load on composite frame. At the same time, we research the influence of different size fastener on destroy load.

composite；join；mechanical connection；mixedconnection；aircraft construction

2015-01-08)

宫占峰(1983-)，男，内蒙古人，本科，工程师。研究方向：复合材料结构设计。 E-mail: gongzhanfeng@comac.cc.