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復合材料結構在飛機中的應用已經有近40年的歷史，隨著復合材料在飛機結構重量中所占比例的增大，很多的主承力件、次承力件和整流罩的復合材料結構上出現了一些需要預埋金屬件的部位。層合板中金屬預埋件埋置方式的相關研究工作國內開展較少，由于金屬與纖維增強樹脂的材料特性差別較大，剛度的不連續(xù)勢必造成在預埋件與母體層合板的界面上出現較為嚴重的應力集中現象圈。對于疲勞載荷作用下的航空結構，應力集中會極大地影響結構的疲勞壽命，使結構的使用壽命下降。另外由于金屬預埋件與母體纖維增強材料的界面上是由樹脂粘接，該處的強度分析主要決定于基體材料性能，這將進一步限制預埋件結構的承載能力。
為了將金屬件埋入層合板，需要在鋪層前對預浸料或纖維布進行切割，這將導致結構中的增強纖維存在先天的不連續(xù)特征，纖維斷面若與預埋金屬件粘接不好，易在界面上造成母版本身的孔邊上產生分層現象。為了盡量減小以上問題對含預埋件層合板結構強度的影響，需要通過數值仿真的方法研究不同埋置方式對結構強度的影響，在結構進入制造階段之前對結構的承載能力進行預測，對不同埋置方式下結構的強度進行對比，找到較佳的預埋件設計方案。1982年Mathews采用有限元分析法對纖維增強樹脂結構中的接頭強度進行了研究，1985年HartSmith分析后認為粘接結構的強度主要決定于搭接區(qū)域的長度和金屬件的細節(jié)設計，1986年Baker闡述了先進復合材料的若干連接問題，1988年Baker闡述了復合材料損傷維修的主要方法，Kieger闡述了飛機粘接主結構的應力分析方法，1989年Gro Bombe提出將整體屈曲作為粘接接頭的失效準則，1993年Chalkly闡述了采用復合材料對金屬結構進行維修的方法和理論，2000年康國政Cio分析了短纖維增強金屬基復合材料基體中的應力分布，2002年Kradinov采用螺栓連接補片對含孔復合材料壁板進行了維修，2006年任明法Ciz進行低速沖擊下含金屬內襯的纖維纏繞容器損傷分析，2009年張穎軍研究了玻璃鋼/鋼連接界面的復合結構破壞原理。從國內外的文獻看，對復合材料和金屬粘接問題的研究較多，但尚沒有對層合板中預埋金屬件結構進行分析的文章。
根據彈性力學的基本結論和飛機結構中的實際使用情況，我們選擇了兩種最典型的埋置方式進行了建模和分析，即含圓柱形金屬預埋件的層合板和含階梯形金屬預埋件的層合板，每個單層板建為一個體元，對三維層合板結構進行精確建模。圖所示為圓柱形預埋件層合板中心區(qū)剖視圖，圖為階梯形預埋件層合板中心區(qū)剖視圖。兩個分析模型均為正方形碳纖維增強樹脂層合板，材料為(T300/Q8911)，邊長為0.2m，中心有一個鋁合金(LY12)預埋件。層合板的鋪層，每個單層的厚度為0.15mm，總厚度為1.5mm。預埋件內圓柱面上沿層合板法向施加單位分布載荷，層合板四邊采用簡支約束。圖給出了層合板的邊界約束示意圖。將每個單層板假設為三維正交各向異性材料，剛度參數。單層板強度參數。
采用4節(jié)點四面體單元對兩個分析模型進行網格劃分，通過公共節(jié)點保證每個單層板之間以及單層板和金屬預埋件界面上的位移連續(xù)性。由于單層板厚度方向尺度遠小于長度和寬度方向，確定有限元網格尺度時，應以厚度方向尺寸作為參考標準，否則容易出現單元畸形，可能會導致剛度矩陣奇異。這會導致較大的結構總自由度數，但相對于二維模型來說，從幾何和物理兩方面都極大提高了對三維結構進行分析計算的仿真度。圖依次給出了圓柱形預埋件層合板中心區(qū)和階梯形金屬預埋件的局部有限元網格。復合材料的損傷機理比較復雜，經典層合板理論一般采用Hill蔡強度理論或蔡誤張量強度理論，這兩種強度理論適用于平面應力狀態(tài)的單層板。本研究中采用體單元建立三維模型，應用于平面應力問題的單層板強度理論不再適用�？紤]到三維問題的復雜性，我們采用最大應力準則作為三維層合板模型的強度準則，即認為材料主方向應力達到許用應力時，就發(fā)生對應的結構損傷，此時的外載荷即為該層合板結構的極限載荷。方向(垂直與纖維方向)最大應力超過許用值時即認為基體在正應力作用下發(fā)生了斷裂。從保守的安全角度考慮，將層合板發(fā)生初始損傷時對應的外載荷作為其極限載荷。
專業(yè)從事機械產品設計│有限元分析│強度分析│結構優(yōu)化│技術服務與解決方案
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