电磁冲击下复合拉-扭-剪载荷作用下CFRP过盈配合螺栓连接件的动态力学响应与损伤特性研究

《International Journal of Impact Engineering》：Investigation of dynamic mechanical response and damage characteristics of CFRP interference-fit bolted joints subjected to a combined tension-torsion-shear load under electromagnetic impacting

　　

摘要

在湍流等多力耦合外部载荷条件下，CFRP主承力螺栓连接结构缺乏优化的过盈配合设计，严重制约了关键飞行器结构抗冲击损伤动态性能的设计与评估。因此，本研究提出了一种基于电磁驱动拉-扭-剪（TTS）的单轴多载荷耦合动态冲击试验新方法，适用于CFRP过盈配合螺栓连接结构，并建立了驱动电压与应变率之间的定量映射模型。利用正交设计、微观观察和DIC方法，系统研究了应力波装配下螺栓连接结构的动态力学响应和损伤特征，重点关注过盈量（I）、应变率（S）、扭转角（T）和偏心距（E）四个参数。结果表明，组合I?S?T?E?（1%，600 s?1，0°，2 mm）下的最大承载应力（MBS）达到1756.77 MPa，比次优组合I?S?T?E?（1.6%，600 s?1，30°，0 mm）高出12.18%。应变率被确定为控制螺栓连接结构失效的主要因素，而过盈量、扭转角和偏心距为影响失效特征的次要因素。扭转角与偏心距的耦合作用将失效机制从纯剪切失效转变为涉及孔壁剪切损伤、孔缘挤压和层间张开失效的复杂模式，该效应被更高的应变率进一步加剧。适当的过盈量有效抑制了孔周裂纹的萌生与扩展，同时对螺栓产生了夹持效应；然而，过大的夹持力直接导致了更严重的螺母嵌入损伤。

引言

碳纤维增强聚合物（CFRP）因其高比强度、高比模量和优异的可设计性，被广泛应用于先进飞机的主承力结构中，如机翼和机身[1,2,3]。Hi-Lock螺栓连接的质量对CFRP主承力结构的可靠性至关重要。然而，螺栓孔破坏了复合材料的连续性，使周围区域极易产生分层和基体开裂等缺陷[4,5,6]。应力波过盈装配已被证明是解决这些问题的一种有效方法[7,8,9]。与传统装配技术相比，应力波过盈装配实现了单次非破坏性装配，主动构建了更加均匀且有益的残余应力场，从而有效提高了连接结构的承载能力[10,11,12,13,14]。然而，在飞行过程中，如机翼前缘等部件的CFRP螺栓连接结构经常承受组合载荷，包括拉伸、拉穿、剪切和扭矩载荷。这些组合载荷引发复杂的应力状态，容易导致螺栓连接结构的早期失效。因此，阐明CFRP过盈配合螺栓连接结构在多载荷耦合条件下的动态行为和损伤演化特征至关重要。

目前，单一载荷模式下复合材料螺栓连接结构的静态力学行为已被广泛研究。上官[15]、穆[16]和何[17]通过实验研究了CFRP过盈配合螺栓连接结构在1 mm/min拉伸载荷下0%和2%过盈率条件下的力学响应，揭示了失效过程表现出渐进损伤，最终呈现明显的非线性延性失效行为。通过数值模拟，曹等[18,19]进一步揭示了在0.4%至1%的过盈率范围内，板层孔周的损伤以基体为主，纤维损伤相对较小，失效模式表现出明显的局部压缩和剪切。关于抗压性能，程等[20]通过0.5 mm/min的压缩速率试验证明，零间隙配合连接结构中的复合材料板层通常从初始局部屈曲急剧转变为整体坍塌，初始损伤显著降低了这些连接结构的极限抗压强度。同时，复合材料的应变率敏感性受加载速率的显著影响[21,22,23]，这促使了对高应变率下螺栓连接结构动态性能的大量研究。Ruthnick等[24]指出，在1500 s?1至2200 s?1应变率范围内，零间隙配合螺栓连接结构的力-位移曲线可分为三个阶段：快速上升、平台期和急剧下降。此外，随着应变率增加，失效模式逐渐从纯剪切转变为拉剪复合失效。Paliwal等[25]观察到，在0.5 mm/min至10 m/s的加载条件下，初始载荷上升阶段受孔壁界面摩擦相互作用主导。加载速率的增加倾向于加剧压溃和分层失效，同时降低能量吸收能力。为了深入研究动态拉伸载荷下的损伤机制，Ledford等[26]在1000 s?1应变率下建立了排除过盈配合效应的数值模拟模型，揭示了多阶段载荷传递行为和复杂的孔壁承压-剪切耦合失效形式。在微观方面，李等[27]利用SEM断裂分析发现，在1 m/s至10 m/s加载速率下，零间隙连接结构的失效面以剪切损伤为主，而纤维拔出和微裂纹数量均随加载速率的增加显著减少，反映了应变率对损伤模式的显著影响。

由于通过单一载荷条件系统揭示CFRP螺栓连接结构动态力学行为存在固有局限性，一些研究者已对该结构在组合载荷条件下的力学行为进行了初步探索。关于双力耦合加载模式，徐等[28]通过5 mm/min偏心拔出试验研究了零间隙配合连接结构，损伤形态表现为孔周的纤维拉伸断裂和横截面断裂。类似地，今村等[29]通过静态偏心拔出试验实现了拉弯耦合载荷的施加，未考虑过盈配合效应。结果表明，当偏心载荷超过螺栓预紧力时，连接界面会产生挠曲和张开，导致螺栓屈服和接触面压溃失效。为进一步阐明三力组合载荷对连接结构性能的作用机制，梁等[30,31]发现，在拉弯耦合基础上引入剪切载荷显著降低了螺栓连接结构的极限承载能力。此外，Manuela等[32]观察到，在多轴载荷条件下，零间隙CFRP螺栓连接结构的损伤通常在孔缘附近的应力集中区域萌生，并沿板层方向和主要载荷方向定义的路径扩展。然而，飞机过盈配合螺栓连接部件经常承受由湍流和冰雹冲击等外部扰动引起的拉伸、压缩、弯曲、扭矩和剪切组合载荷，其中拉-扭-剪（简称TTS）组合是最为常见的载荷场景之一。如前所述，CFRP过盈配合螺栓连接结构在双力和三力组合载荷下的力学行为研究已逐步展开。然而，过盈配合螺栓连接结构在冲击条件下TTS耦合载荷的动态力学性能仍未得到探索。因此，深入研究过盈配合螺栓连接结构在动态TTS载荷下的力学响应并明确螺栓连接结构的最佳过盈量具有重要意义。

基于此，本研究首次提出了一种电磁驱动拉-扭-剪耦合高应变率冲击试验方法。利用应力波装配的CFRP过盈配合螺栓连接结构，建立了驱动电压与应变率之间的定量映射。此外，采用L?(3?)正交设计系统分析了过盈量（I）、应变率（S）、扭转角（T）和偏心距（E）四个参数变量在TTS耦合载荷下诱导的差异性抗冲击性能。通过正交设计、抗拉强度分析、信噪比（SNR）分析和螺栓连接结构的微观形貌观察等方法，揭示了不同参数变量设置下的动态力学响应机制和损伤特征。与传统单轴试验相比，所提出的组合加载构型引入了更加复杂的变形状态，从而为研究耦合多载荷条件下连接结构的动态响应提供了实验基础。

章节片段

试件制备

实验中使用的板层由广威复合材料公司提供的T700/7901碳/环氧预浸料制成。采用对称铺层，铺层顺序为[45/-45/90/45/0/-45/45/0/-45/90/45/-45]S，共24层。预浸料的标称固化厚度为0.143 mm，最终板层厚度为3.44 ± 0.06 mm。预浸料的材料性能见表1，由制造商和相关文献提供，采用相同的

抗拉强度分析

CFRP过盈配合螺栓连接结构在TTS动态载荷下的应力-应变曲线如图6所示。曲线的峰值应力和应变主要受应变率影响。因此，根据应变率差异，将九组试验结果分为三类：I类、II类和III类，分别对应200 s?1、400 s?1和600 s?1的应变率，如图6(b)-(d)所示。为呈现变化规律

结论

本研究针对应力波装配下CFRP过盈配合螺栓连接结构的抗冲击动态力学问题，创新性地开发了适用于该类结构的电磁驱动TTS耦合冲击试验方法。建立了驱动电压与应变率之间的数学映射模型。提出了通过调整垫片厚度实现偏心加载的方法。此外，通过改变过盈量（I）、应变率（S）、扭转

CRediT作者贡献声明

左都全：验证、调查、形式化分析、数据整理、经费获取。金少清：写作—审阅与编辑、写作—初稿撰写、可视化、软件、数据整理、概念化。雷卓：方法学、形式化分析。高一凡：写作—审阅与编辑。韩艳杰：指导、方法学。陈煜：数据整理。刘志辉：指导。高冲：方法学、概念化。

利益冲突声明

作者声明不存在潜在的利益冲突。

数据可用性

数据将在请求后提供。

基金资助

本研究得到了国家自然科学基金（No. 52275165）、四川省科技计划（No. 2025JDRC0020）和中央高校基础研究基金（No. 24CAFUC07002）的资助。第一作者衷心感谢西北工业大学连接技术实验室在应力波装配实验中提供的支持。此外，向冲击力学（机构）表示深切的感谢。

CRediT作者贡献声明

左都全：验证、调查、形式化分析、数据整理、经费获取。金少清：写作—审阅与编辑、写作—初稿撰写、可视化、软件、数据整理、概念化。雷卓：方法学、形式化分析。高一凡：写作—审阅与编辑。韩艳杰：指导、方法学。陈煜：数据整理。刘志辉：指导。高冲：方法学、概念化。

利益冲突声明

作者声明不存在潜在的利益冲突。

CRediT作者贡献声明

左都全：验证、调查、经费获取、形式化分析、数据整理。金少清：写作—审阅与编辑、写作—初稿撰写、可视化、软件、数据整理、概念化。雷卓：方法学、形式化分析。高一凡：写作—审阅与编辑。韩艳杰：指导、方法学。陈煜：数据整理。刘志辉：指导。高冲：方法学、概念化。

左都全|金少清|雷卓|高一凡|韩艳杰|陈煜|刘志辉|高冲

中国民用航空飞行学院航空工程学院，四川省广汉市南昌路46号，618307，中国