复合材料层合板多钉连接钉载分配分析

曾昭炜，刘红武

（航空工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089）

复合材料层合板多钉连接钉载分配分析

曾昭炜，刘红武

（航空工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089）

针对复合材料层合板三钉单剪连接，文章研究了间隙配合与无间隙配合、同直径与变直径共3种配合方式对钉载分配的影响。通过与试验结果的对比，文章验证了所采用的有限元方法的有效性。结果表明，随载荷增加，不同配合方式的钉载分配都是在变化的，钉载从一开始较重的不均匀逐渐减轻；变直径的配合方式的连接极限载荷最大，且最终钉载比例最大差值为6%，是3种配合方式中的最优构型。

复合材料层合板；钉载分配；配合方式；有限元

复合材料层合板具有比强度高、比模量大、抗疲劳性能好、力学性能可设计等优点，已经在航空、航天、船舶等诸多领域得到广泛应用。在飞机机体结构中使用复合材料可以较好地实现减重效果，复合材料的使用比例已经成为衡量飞机结构先进程度的一个重要标志[1-2]。

在工程应用中，复合材料层合板的多钉连接是重要接头连接的不可避免的形式，然而，其钉载分配问题一直是困扰工程师的一个难题。史红星等[3]分析得出，多钉连接中当间隙量相同时，各紧固件的承载比例性相比于零间隙配合的情况没有区别；当有2个间隙配合1个理想配合时，在承载的起步阶段，理想配合紧固件的承载比例将达到100%，之后随着其他紧固件逐步参与承载，理想配合的紧固件的承载比例开始下降。孙永波等[4]分析认为，钉孔间隙会使相应紧固件承载时间相对滞后，导致最终承受的载荷比例变小。

本文针对三钉单剪复合材料螺栓连接，研究了间隙配合与无间隙配合、同直径与变直径共3种不同配合方式对钉载分配的影响，为工程设计人员更好地应用复合材料多钉连接提供一定的参考。

1 有限元分析方法及其验证

本文采用ABAQUS有限元软件进行建模分析，采用显式动力学算法进行求解，求解过程为几何非线性的渐进损伤分析。对所有模型建立三维几何模型，螺栓与螺母简化为一个整体。接触对设置如图1所示，接触属性采用硬接触、库伦摩擦模型；螺杆与孔壁的摩擦系数采用0.1，其余接触的摩擦系数采用0.3。理论预紧力通过公式（1）计算得到。在螺母上局部区域升温沿厚度方向膨胀实现在有限元模型中施加预紧力，且通过多次测试从而调整温度使预紧力与理论计算一致。在有限元模型中，沿X轴方向，在左端进行固支，在右端施加拉伸位移。

图1 接触设置示意

有限元模型中，复合材料板采用考虑厚度影响的SC6R单元，金属板以及螺栓采用C3D8R单元。

为验证使用的有限元建模分析方法的合理有效性，对文献[5]的试验进行分析验证，试验件构型如图2所示。螺栓使用钛合金材料，弹性模量为110 GPa，泊松比为0.3，拧紧力矩为16 N·m。复合材料为HTA/6376，单层厚度0.13 mm，铺层为[45/0/-45/90]5s。

图2 验证算例试验件构型及其尺寸

建立的有限元模型如图3所示。

图3 验证算例有限元模型

有限元分析与试验的载荷—位移曲线对比示意如图4所示，有限元分析结果与试验数据吻合良好。

图4 有限元分析与试验载荷—位移曲线对比

极限载荷的误差分析如表1所示，与载荷—位移曲线对比情形一致，极限载荷误差小，验证了本文所用有限元建模分析方法合理有效。

表1 验证算例有限元分析与试验极限载荷误差分析

2 三钉单剪连接钉载分配分析

2.1 模型参数

多钉分析模型中，复合材料板材料为T700/环氧树脂，单层厚度0.125 mm，铺层为[45/-45/03/45/90/-45/90/45/0/-45/02/45/90/-45/0]s。另一块搭接板采用钛合金，板厚3.50 mm。螺栓采用HST 100°沉头钛合金高锁螺栓，直径4.80 mm，6.35 mm的拧紧力矩分别为5.09 N·m，13.85 N·m。沉头孔统一打在复合材料板上。T700/环氧树脂的力学性能如表2所示，本节模型参数如表3所示。

表2 T700/环氧树脂单层板力学性能 单位：MPa

表3 三钉单剪模型参数

G1的有限元模型如图5所示，G2，G3类似。

图5 G1有限元模型

2.2 仿真结果及其分析

G1，G2，G3模型的载荷—位移曲线对比如图6所示。可以看到，中间钉无间隙与有间隙的载荷—位移响应几乎一样，而中间钉直径变大的曲线响应也大体类似，主要差异在于极限载荷来得高一些。

根据G1，G2，G3模型的载荷—位移曲线，在其线性段较为均匀地选取3个位置（对应3个不同位移）的钉载进行对比分析，结果表4—6，表中紧固件编号从固支端到加载端分别为第1钉、第2钉、第三钉。

分析以上钉载分配情况可以得到以下几点：

（1）总体来看，随载荷增加，钉载从一开始较重不均匀逐渐减轻，钉载分配是在变化的。

（2）对于G1模型，钉载占比从开始的两头大中间小，随加载增加，中间钉钉载已有不小的增加，仍然保持为两头大中间小；钉载比例最大差值为30%，19%，14%，表明钉载分配不均度在减轻，但仍然较严重。

（3）对于G2模型，钉载占比从开始的两头大中间小，随载荷增加，到第3个位移时转变为中间钉与一侧钉钉载相同，小于另一侧钉钉载；钉载比例最大差值为29%，18%，6%在逐渐减少，相比G1模型也要好得多。

（4）对于G3模型，钉载占比从开始的两头大中间小，随载荷增加，钉载占比转变为两头小中间大；钉载比例最大差值为13%，11%，6%，与G1，G2模型相比，G3模型的钉载分配一开始即较均匀得多，但到后期即与G2的均匀程度相同。

（5）对比G1，G2，G3模型，随载荷增加，三者钉载分配不均度均在下降，但G1模型仍差异最大，差异为14%，G2，G3模型已较为均匀且在同一水平，不均匀度为6%，同时两者的极限载荷也更高，G2模型的极限载荷上升尤为显著，为三者中最优构型。

表4 G1模型的钉载分配

表5 G2模型的钉载分配

表6 G3模型的钉载分配

3 结语

针对间隙配合与无间隙配合、同直径与变直径的不同配合方式，对复合材料层合板三钉单剪连接的钉载分配可以得出以下结论：（1）随载荷增加，不同配合方式的钉载分配都是在变化的，钉载从一开始较重不均匀逐渐减轻，变得更为均匀；（2）变直径的配合方式获得的连接极限载荷最大，且最终钉载比例最大差值为6%，是3种配合方式中的最优构型。

[1]赵稼祥.民用航空和先进复合材料[J].高科技纤维与应用，2007（2）：6-10.

[2]杜善义.先进复合材料与航空航天[J].复合材料学报，2007（1）：1-12.

[3]史红星，王斌团.复合材料层合板与金属板螺栓连接载荷分配研究[A].中国航空学会，第17届全国复合材料学术会议（复合材料力学分论坛）论文集[C].中国航空学会，2012：231-236.

[4]孙永波，程小全，张纪奎.复合材料层合板沉头螺栓连接研究进展[J].航空制造技术，2012（18）：75-78.

[5]CARTHY CT, MCCARTHY MA, STANLEY WF, et al. Experiences with modeling friction in composite bolted joints[J].Journal of Composite Materials，2005（39）：1881.

Analysis of nailing distribution of multi-nail connection of composite laminates

Zeng Zhaowei, Liu Hongwu
（AVIC the First Aircraft Institute, Xi’an 710089, China）

Aiming at the single-shear connection of composite laminates, this paper studied the effect of three kinds of cooperation with gap and non-gap, same diameter and variable diameter on the distribution of nail load. By comparing with the experimental results, the article validates the effectiveness of the fi nite element method. The results showed that with the increase of load, the distribution of the nail load of the different mating methods was changing, and became more uniform which was severe nonuniformity at initial stage. The joint of the variable diameter got the maximum ultimate load, and the maximum difference between the the load distribution was 6% at fi nal stage, which was the optimal con fi guration of the three fi tting modes.

composite laminates; nail distribution; fi tting modes; fi nite element

曾昭炜（1989— ），男，福建龙岩，硕士；研究方向：飞行器结构设计。