复合材料装配,复合材料,由于复合材料的材料特殊性及成型工艺性，已被广泛应用于现代飞机结构件的制造上，且其用量有不断扩大的趋势，飞机结构复合材料化将从根本上改变飞机结构设计和制造传统。 虽然大型化的复合材料成型设备可制造出集成化、整体化、大型化的飞机结构件，但由于结构设计、制造和使用维护等方面的需求，必须给出一定的设计和工艺分离面等，在这些 部位会存在大量的连接件。,复合材料,先进复合材料可以创造出尺寸大、结构复杂、可整体成型的复合材料机体结构的同时，减少了零件的数量，减少了连接用紧固件数量，减少了装配工装和装配操作工序的工作量。但不管怎样，由于设计、工艺、检查和维修等制约因素的影响，连接装配过程必不可少。 复合材料的各向异性、脆性及其非均质性使复合材料连接的失效更为复杂，其损伤扩展特点及其断裂性能等都与金属材料有很大的差别；其次，复合材料结构飞机设计依赖大量的试验及设计人员的经验；加之复合材料制孔困难，且纤维被切断，导致孔边应力分布较复杂，应力集中程度高，导致强度严重下降。因此，相对金属件的连接，复合材料的连接是结构的薄弱环节，结构破坏的 60%-80%发生在连接处。如 A380 碳纤维复合材料（CFRP）中央翼盒翼根的连接曾是面临的主要问题。 复合材料的制备是一个材料与制件同步成型的特殊工艺过程，其成型工艺非常复杂，且容易产生制造偏差。,复合材料结构装配特点,受复合材料零件原材料、制造工艺方法以及材料本身特性限制，复合材料零件厚度、平面度、角度等尺寸和形位公差较机加零件大，因此在装配设计时需要考虑一定的补偿方法。 紧固件与复合材料零件间的电化学腐蚀，尤其是碳纤维复合材料与铝或镀镉的紧固件相接触时，但玻璃纤维或芳纶不导电，因此不会产生电化学腐蚀。 复合材料属脆性材料，断裂延伸率为 1%3%，对装配间隙敏感，间隙在 0.2mm0.8mm 应使用液体垫片，大于 0.8 就应使用固体垫片，否则易造成树脂碎裂、局部分层等损伤。,大多复合材料零件由很多层材料铺叠而成，单层面内强度远大于层间强度，制孔时易出现出口处孔边缘纤维劈裂。 复合材料与金属零件同时制孔时，如从复合材料钻向金属，易造成金属屑损伤复合材料孔壁的情况。 复合材料层间强度低，易冲击性分层，不宜采用带有冲击力的装配方法，如锤铆。 复合材料零件不益采用过盈配合（间隙配合的强度只占基体完整强度的 20%50%），易造成孔壁四周损伤，或采用小过盈量（1%2%）配合，且必须使用金属衬套。,复合材料连接失效形式,（a）零件剪切破坏，可能由于边距不够或在载荷方向的纤维比例过大，使垂直于载荷方面强度不够。 （b）零件断裂破坏，可能宽度不够或在垂直于载荷方向的纤维比例过大，使载荷方向的强度不够。 （c）零件角破坏，可能边距不够或 45 方向纤维少。 （d）零件孔边破坏，孔周分层及基本压碎，这是 6 种损坏形式中可能危害最小的一种。 （e）紧固件拉脱，可能由于锪窝太深（一般窝深不能超过总厚的2/3，剩余部分不能小于 0.5mm）或钉头太小；装配间隙没有处理好。 （f）紧固件失效，钉的夹紧长度选择不当；夹紧力不够；装配间隙没有处理好。,复合材料连接技术,先进复合材料由于断裂应变小，抗冲击性能差等原因，早期未采用干涉配合技术，到80 年代研究表明复合材料结构采用干涉配合连接有利于提高接头强度。其解决的关键在于如何产生比较理想的干涉量而不损伤复合材料。 由于胶接易剥离、传载小、受环境影响大、可靠性差，因此，复合材料制件之间，复合材料制件与金属件之间主要采取螺接和铆接的机械连接方式。 连接分为可拆卸连接和不可拆卸连接两种类型，可拆卸连接相对简单。不可拆卸连接的紧固件主要用到高锁螺栓、锁紧螺栓、抽铆钉等，前两种连接紧固件用于两面可达的连接情况，而抽铆钉能够适用于单面可达的情况。,复合材料连接技术,连接过程常见问题 复合材料的连接也与常规金属连接不同，需要特殊的紧固件和连接工具，并容易出现连接问题，如基体碎裂、分层等故障。 在安装紧固件时用的力矩过大，会造成分层； 钉头安装时的倾斜会形成应力集中点，也会产生分层； 将要连接的零件间存在间隙，未采用垫片调整或垫片厚度不够，在安装完成后会使钉头下面的局部区域变形过大，而产生分层和基体碎裂。,复合材料连接技术,先进的复合材料连接技术 自动钻铆技术 自动钻铆系统结构多样、连接方法多样，但单对铆接过程而言，按照铆钉的结构形式，可以分为无头铆钉铆接工艺和有头铆钉铆接工艺 2 种。,电磁铆接技术 电磁铆接，亦称应力波铆接，可替代大功率压铆设备，进行难成形材料、大直径、高强铆钉及厚夹层的铆接，作为铆接难成形材料铆钉的一种特种工艺方法己在产品制造中发挥了重要作用。 应力波铆接属于短历时高速成形，铆钉在很短的时间（一般为 200um 左右）内完成塑性变形，钉杆的膨胀比较均匀，能在复合材料结构上形成比较均匀的干涉量，减少安装损伤，提高接头的疲劳寿命，有传统铆接方法无法比拟的技术优势,干涉配合连接 所谓干涉配合，就是过盈配合，施铆时钉杆膨胀，对孔壁造成径向压缩，钉孔受钉杆挤压而产生一种径向压力，这样就形成了干涉配合。 复合材料干涉连接会造成分层和基体碎裂，因此复合材料零件不适合于干涉铆接。但在增加金属衬套之后，由于金属衬套分散了可能的集中载荷，使复合材料零件连接的干涉量可达到 0.15mm。因此，现在所用的复合材料的干涉连接，都在孔内增加了金属衬套。复合材料的干涉连接不能提高连接的疲劳强度，但具有连接刚度更好、使孔内局部分层和损伤的情况减少等优点。当与金属连接的时候，孔径相同时不用分别铰孔。,先进连接件 飞机上有一些特殊的部位对连接有特殊的要求，如结构不开敞、只能从单面，安装结构表面倾斜度大或者结构有密封要求等。针对这些情况，国内外研制出了一些特种紧固件，常见的有环槽钉、高锁螺栓、单面抽钉、螺纹抽钉等。 先进复合材料结构连接大量采用钛合金、新型铝合金紧固件及干涉连接件。由于钛合金材料具有强度高、重量轻、与复合材料无电偶腐蚀等性能，随着复合材料的大量使用，钛紧固件的优势越来越突出。钛合金紧固件占螺纹紧固件的 90，Ti-6Al-4V 紧固件占钛合金紧固件的大多数。 孔挤压强化技术 孔挤压是一种使孔的内表面获得形变强化的工艺措施，效果明显。孔挤压是利用棒、衬套、模具等特殊的工具，对零件孔或周边连续。缓慢。均匀地挤压，形成塑性变形硬化层。 在复合材料结构件的装配连接中，通常针对螺接，在孔内装衬套，使其获得均匀、适量的干涉量，以提高连接强度和疲劳寿命。,影响连接疲劳寿命因素,工作环境 部件表面上气流引起的载荷,结构重力引起的载荷 发动机工作引起的载荷 当飞机超音速飞行时,由于空气动力还会产生引起热应力的热载荷。 气候温度变化 空气湿度和大气压力的变化 钉孔和螺栓孔的精度对连接件疲劳寿命的影响 铆钉孔和螺栓孔的制造精度是指孔的圆柱几何形状的正确程度。只有孔的圆柱几何形状接近理论值时,铆钉和螺栓安装后才不至于受到其他附加弯曲应力、挤压应力等的影响而降低其静强度和动强度。 钉孔和螺栓孔的表面粗糙度对连接件疲劳寿命的影响 影响铆钉孔和螺栓孔表面粗糙度的因素很多,如,切痕相对外载荷作用的方向引起的划伤大小、表面波纹的平均值、孔表面的显微硬度、残余工艺应力的大小、孔表面冷做硬化层和残余工艺应力层的深度等。,构件之间及结构件与紧固件之间的摩擦对连接寿命的影响 于特定的运行环境,造成飞机结构在工作时必定产生摩擦,在结构之间及结构与紧固件之间的摩擦部位可能产生氧化腐蚀点,每一个氧化腐蚀点很可能就是一个疲劳裂纹源,长期下去就会产生疲劳破坏。,提高连接寿命,提高孔的制造精度 由于铆钉和螺栓在安装时,孔的垂直度对其疲劳寿命影响非常大。因此,世界上著名的航空公司都在不断的研究紧固件孔的垂直度对疲劳寿命的影响。 紧固件孔的表面粗糙度对紧固件的疲劳寿命影响也是非常大的。孔表面粗糙度越大,则梳状的粗糙纹路就越大,孔壁表面层的组织越不均匀,在表面压入的碎片就越多,则它的抗疲劳性就越差。 提高铆钉和螺栓孔的制造精度需考虑:提高钻孔的自动化和机械化程度、改善钻孔的开敞性、采用新型制孔工具、提高钻模板和活动钻套的使用率、提高精加工孔的应用数量。 提高结构之间及紧固件与结构之间的紧密程度以减少摩擦腐蚀 提高结构之间及紧固件与结构之间的紧密程度有许多方法,例如,精加工可以提高结构件之间和结构件与紧固件之间配合精度，减少疲劳源； 结构之间涂敷密封剂、漆料等,在一定程度上保证了结构之间的紧密性,且提高了结构的韧性,减少了结构之间在运动时的摩擦,从而抑制摩擦腐蚀,提高了结构的抗疲劳性能。,增加紧固件与结构之间的干涉量 在铆钉和螺栓连接处反复加载,该接头处就会产生不同方向的应力,该接头很快就产生疲劳破坏,如果连接件孔中有一定的干涉量时,在孔区将产生较大的残余压应力,当给连接接头加载时,就会减小紧固件上的应力,从而提高了接头的抗疲劳强度。若紧固件与孔之间有一定的间隙,在传递载荷时紧固件孔周围接触表面的局部塑性变形或磨损就会引发裂纹并使转角裂纹扩展,加速疲劳破坏。 大量采用新型连接件 新型连接件包括高锁螺栓、环槽铆钉、全冠头铆钉等紧固件。通常情况下,安装这些新型连接件比安装螺栓方便、省时且更轻,比铆钉的连接疲劳强度更高。采用新型连接件可大幅度提高连接件的疲劳强度。,带孔应力集中,装配应力在超静定结构中，由于制造、装配不准确，在结构装配好后不受外力作用即已存在的应力。 对于开口结构来说,特别突出的一个问题是孔边区域的应力集中,在载荷作用下,孔口附近会产生分层开裂损伤,这些内部分层难以发现,对结构是一大潜在威胁,它可能会对复合材料结构的承载能力、使用寿命产生严重影响。,应力集中：由于杆件外形突然变化而引起局部应力急剧增大的现象。 理论应力集中因素K。,孔径/板宽比(d/w)对孔边应力集中影响很大。随着d/w的减小,应力集中因子减小;当d/w=0.25时,其结果与无限大板的精确值基本一致,因此,当d/w0.25时,就可以认为是小孔洞情况,近似按无限大板处理。,层板中各铺设方向所含比例对应力集中影 响很大。对于斜交对称铺层板,孔边应力集中因子KR随铺层角度H的增大而降低。,复合材料板损伤,复合材料及其构件在制造和使用的过程中不可避免的带有缺陷和受到损伤。此外，复合材料结构不可避免地会存在连接孔、凸缘、凹槽等几何不连续的薄弱部位。 这些设计给材料的完整性带来重大影响，因此，对带有孔、槽的结构进行研究时，也可将它们视为损伤，其参数会直接影响结构的损伤形式。缺陷或损伤对复合材料及其结构的影响包括很多方面，其中，研究各种缺陷或损伤对复合材料结构静强度和疲劳性能和稳定性的影响，己成为复合材料研究领域的热点问题之一。 就研究方法而一言，主要集中在两个方面:第一，实验和理论分析结合；二，用计算方法。,哈尔滨工程大学的唐义号在飞机典型复合材料结构损伤力学性能研究中指出了分层缺陷对层压板力学性能的影响、含静载预损伤层压板疲劳寿命分析等。得到了很多有用的数据和结论。如下： 分层损伤对复合材料层压板的损伤力学性能有重要影响。分层位置对层压板影响如下:边缘分层有自由边缘效应，该效应能缓解层间应力集中，使得层压板强度有所提高;中央分层不存在自由边缘效应，含中央分层层压板强度都相应减小。 实验发现子层屈曲有明显的位置效应和厚度效应。含边缘分层薄层压板和含浅分层(包括边缘分层和中央分层)厚层压板其子层屈曲强度都小于相应层压板极限破坏强度，且分层越浅越早发生子层屈曲。 建立了单级应力和多级应力载荷下的疲劳寿命预测模型。该模型把静力损伤与疲劳损伤结合了起来，为工程估算提供了一种贴近实际的简单有效方法。 实验发现层压板连接接头破坏形式与纤维的排列方式有密切关系:士450纤维能增加孔的挤压强度，适当安排00、士450及900方向纤维含量可以提高层压板连接件的承载能力，使层压板发生挤压破坏。接头处层压板厚度也是层压板连接设计的一个重要参数，楔形变厚连接接头能优化载荷的分配，提高接头连接强度。 层压板多排连接时各排分配载荷的比例不同，位于接头两端的螺栓承受