张明星
*
（中国商飞上海飞机设计研究院，上海
200232）
摘要：使用自动铺带工艺制得胶接的碳纤维复合材料层压板试验件，通过轴向拉伸测试，测得了整个试验件的载荷-位移曲线和检测点附近的应变-载荷曲线。试验结果表明，在拉伸载荷作用下试件发生层间剪切破坏，由于胶层的剪切强度高于层合板的层间剪切强度，破坏并没有发生在胶接面内，而是发生在胶层以外的层合板的层间。建立了相应的有限元模型，模拟结果和试验结果的一致说明了有限元模型的合理性。
关键词：胶接；应变；破坏模式；有限元分析中图分类号：TB332
文献标识码：A
文章编号：1003－0999（2012）04－0036－05
收稿日期：2012-04-22作者简介：张明星（1982-
），男，博士，主要从事纤维增强复合材料研究。1引言
胶接连接因其工艺简单、成本低廉、具有能保持纤维连续性的特点而在飞机复合材料结构中被广泛应用
［1 3］
。而胶接连接复合材料的历史文献大多集
中在假设胶层发生剪切变形情况下的搭接区两端的应力分布
［4 17］
。
本文以刚度平衡的胶接连接碳纤维复合材料试验件为研究对象，对其进行了轴向拉伸测试，得出了搭接件上两端和中间区域的应力分布。在考虑搭接件轴向变形情况下，建立了复合材料层压板胶接连接的有限元模型，并比较了有限元模拟结果和试验结果，模拟结果和试验结果的一致说明了有限元模型的合理性。
2
试
验
杜江个人资料#."
材
郭彦均身高料
本试验采用的材料为碳纤维单向带，其材料常数如表1所示。
表1碳纤维单向带材料常数
Table 1
Material performance of carbon tape
E 11/GPa E 22/GPa E 33
/GPa υ12υ13υ23G 12/GPa G 13/GPa G 23/GPa 175
8．37
考编怎么考8．37
0．34
0．34
0．34
4．49
4．49
3．5
#.#试验件设计与制备
试验件搭接区长度为200mm ，宽度为80mm ，厚
度为3.8mm ；每端加厚区长度为195mm ，宽度为87.6mm ，端头厚度为11.4mm 。铺层细节如表2所
示，试验件如图1所示，5件试验件均采用自动铺带、热压罐工艺成型制成。
表2
试验件铺层细节
Table 2
Layup details
铺层比
铺层图
层数/层单层厚度/mm 总厚度/mm 3ʒ6ʒ1
［+45/－45/0/－45/+45/0/
+45/90/－45/0］s
20
0．19
3．
8
图1胶接试验件Fig.1
Bonded coupon
#.!试验设备
本次试验采用MTS 公司的2500kN 电液伺服试
验机，
如图2所示
。图2MTS 公司2500kN 电液伺服试验机Fig.2
Testing equipment
试验件采用液压夹具支持，并配有独立的随动式夹头油源。试验件与夹具之间依靠摩擦力传递载荷，夹具加持力控制在10t 左右，保证试验件不被夹
脱且不被夹坏，
如图3所示
。图3试验夹具示意图Fig.3Clamp sketch
#.%试验方法
试验方法参考ASTM D5961（Standard Test Method for Bearing Response of Polymer Matrix Com-posite Laminates ），在室温干态的试验环境下，试验件均利用试验夹具在试验件两端施加轴向拉伸载荷。试验加载方式如图4所示，为了保证试验的可靠性，试验件的两端采用不同厚度的铝合金加强片
进行端部加强，
两块铝合金的加强片厚度分别为3mm 和6．8mm ，厚度差正好是试验件的厚度
3.8mm 。目的是保证载荷作用线沿着试验件两部分之间的界面，从而将载荷的偏心度降到最小，最大程度上减少附加弯矩。另外加强片端部有45ʎ的倒角，
以便降低应力集中
。图4试验件加载简图
Fig.4Load on coupon
2.5
数据测量
图5胶接连接应变片位置及编号Fig.5Strain chip distribution and code
胶接连接（即JJ ：胶接，下同）试验件应变片位置和编号如图5所示。在试验件的正面和背面各贴14
枚应变片，左右并排各7枚，其中搭接区内左右各5枚，搭接区外左右各2枚。5个试验件贴片位置及编号相同。胶接试验件的数据测量如图6所示
。
图6胶接试验件的数据测量
Fig.6
Data recording of loaded coupon
3
结果和讨论
图7
胶接连接试验件载荷-位移曲线
Fig.7
Load-displacement curves
表3
胶接试验件破坏载荷及观察到的破坏模式Table 3
孙耀威的女朋友Loads and modes at break
试件编号破坏载荷/kN
平均值/kN
方差
破坏模式JJ-1121．2层间剪切破坏JJ-2135．3层间剪切破坏
JJ-3139．7134．0
7．69
层间剪切破坏JJ-4
133．7层间剪切破坏JJ-5
140．2
层间剪切破坏
胶接试验件载荷-位移曲线见图7，其中横坐标为拉伸位移，纵坐标为拉伸载荷。胶接试验件破坏载荷及观察到的破坏模式见表3，可以看出，试件的拉伸破坏载荷在134kN 左右，
5个试验件的载荷位移曲线重复性较为一致，
曲线斜率吻合较好，曲线峰值相差也在15%以内。从中还可以看出：
（1）在拉伸的起始，载荷随着位移的增加而呈线性增加。随着载荷的增加，曲线的斜率逐渐增大，这表明有更多的纤维承载拉伸载荷，相等的单位载荷产生较小的变形；
（2）在试验曲线的末端，可以看到载荷突然下降的现象，这是因为在加载到一定程度时，试验件出现了基体开裂，某些角度铺层的纤维拉断。
胶接试验件JJ-4的应变-载荷曲线如图8所示，通过试验件上不同部位的应变-载荷曲线可以看出，试验区端部附近的应变最大，
16号通道记录的第一排钉的最大应变值可以达到5000，而中间区域的应变值比较小，25号通道记录的最大应变值只有3000
。
（a ）试件JJ-41 14测点应变值
（a ）Strain at Point 1to
14
（b ）试件JJ-415 28测点应变值
（b ）Strain at Point 15to 28
图8试验件JJ-4应变-载荷曲线Fig.8
Coupon JJ-4strain-load curves
图9所示为胶接试验件在拉伸载荷作用下典型的破坏模式。在拉伸载荷作用的初始阶段，试验件并没有表现出明显的破坏，
随着拉伸载荷的增加，试验件胶接层承受的剪切载荷增加，并传递到胶接层附近区域，最后因为所采用的胶层的剪切强度高于层合板的层间剪切强度，试件在胶层以外的层合板的层间发生剪切破坏
。
图9
胶接连接试验件失效模式Fig.9
Failure mode
4有限元模拟
采用ABAQUS 完成本试验的有限元计算。层
合板采用三维可变形体（3D deformable ）建模，沿层合板厚度方向扫掠划分网格，厚度方向划分一个网格，
尽管厚度方向上只有一个网格，但这层网格包括了层合板的所有铺层，并且在后处理中可以很方便
地看出层合板的每一层应力分布。划分网格时搭接区内网格加密，网格长度为5mm ，采用C3D8R 单元，通过Property 模块中的Composite Manager 赋与属性，这样胶层划分网格时和层合板的网格共用节点，保证了计算的收敛性。胶层赋予均质实体属性。加强片通过
“Tie ”和层合板约束在一起，胶接连接有限元模型如图10所示。
图10胶接连接有限元模型图Fig.10
FEA model
在有限元计算时，边界条件为一端固支，一端施加X 方向上的位移，分21个相等的增量步加载共1.8mm 的位移。通过输出相应的反力得到施加的载荷。图11给出了第20个增量步（载荷为124370N ）时层合板轴向的应力云图。从图中可以看出，
连接区端头部位应变值最大，与试验结果一致。由于端头部位几何形状发生突变，出现应力集中，
如果在连接件端部进行适当的倒角，可以有效改善应力集中
。
（a ）第1层应力云图（a ）Stress plot of the 1st
ply
（b ）第20层应力云图（靠近胶层处）（b ）Stress plot of the 20th ply （close to the film ）
图11第20个增量步时，轴向应力云图
Fig.11
Stress plot of the step
20
图12有限元模拟和JJ-1试验载荷-位移曲线
Fig.12
Simulated and JJ-1experimental load-displacement curves
图12为有限元模拟和JJ-1试验载荷-位移曲线。从图中可以看出，试验数据曲线和有限元模拟曲线都具有相同的近似线性的增长趋势，两者在1.8mm 的拉伸位移时，最大断裂载荷都为140kN 左右，
试验曲线和有限元模拟曲线的一致性，说明了胶接试验件的有限元模型的合理性。
5结论
（1）碳纤维复合材料胶连接试验件在轴向拉伸载荷的作用下，破坏模式为层间剪切破坏；
（2）在拉伸载荷的作用下，胶接连接件试验区端部附近的应变最大，而中间区域的应变值比较小。在拉伸载荷作用下试件发生层间剪切破坏，分层是从试验件端部向试件中间扩展的。破坏并没有发生在胶接面内，而是发生在胶层以外的层合板的层间，这是因为所采用的胶层的剪切强度高于层合板的层间剪切强度；
（3）建立了复合材料层压板胶接连接的有限元模型，并比较了有限元模拟结果和试验结果，模拟结果和试验结果的一致说明了有限元模型的合理性。
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TENSILE PERFORMANCE AND FEA OF BONDED CARBON FIBER COMPOSITE LAMINATES
ZHANG Ming-xing*
（Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai200232，China）Abstract：Bonded c
arbon fiber composite laminates samples were produced with automated tape-laying process．Load-displacement curves of whole composite samples under axial tensile load were obtained，and strain-load curves were available through the strain flowers around monitoring points．The results shows that coupon was damaged with interlaminate shearing fracture under the tensile load，and the damage mainly locates in the interlaminate layer rath-er than in the bonded area because shear strength of bonded layer is higher than that of interlaminate of composite．One finite element analysis model is established and verified with the high agreement between simulated and experi-mental results．
Key words：bonded；strain；failure mode；finite element analysis
（上接第50页）
FINITE ELEMENT ANALYSIS OF ENERGY STORAGE FLYWHEEL ROTOR BASED ON
THREE DIFFERENT HUB MATERIALS宋钟基主演的电视剧
JIA Hong-yu1*，ZHANG Lu-lu2
（1.Zhengzhou University of Light Industry，Zhengzhou450002，China；
2.Zhongzhou University，Zhengzhou450044，China）
Abstract：Three alloy materials of aluminum alloy，titanium alloy and40Cr are chosen，the stress change rule of hub and flange of ecah kind of material is analyzed based on different rotation angular velocities．The composite energy storage flywheel mechanical model is built with the finite element theory and the orthotropic elastic solid basic theory，with the finite element analysis soft ANSYS，the fatigue failure spot is found．With the same rotation angular velocity，and the analysis results of the flywheel rotor radial and circumferential stress，the final conclusion is got which the aluminum alloy is better than the other two alloys in reducing flywheel overall stress level，optimizing en-ergy density，and improving the selection of the basic principle of wheel material．
Key words：finite element；hub；stress distribution；ANSYS；composite flywheel energy storage
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