Tensile failure behaviors of composite-aluminum alloy double-bolt double-lap bolted-bonded hybrid structures under high and low temperature environments
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摘要:
飞行器在服役期间难免会经历高温、低温等恶劣环境，高低温环境可能会对其连接结构力学性能与承载能力造成影响，从而威胁结构安全性、完整性及使用寿命。因此，本文以GFRP-铝合金双钉双搭接胶螺混合结构为研究对象，通过试验和数值仿真研究高低温环境对胶螺混合连接接头拉伸强度和失效行为的影响。结合Micro-CT和SEM等损伤表征手段，观察和分析连接结构复合材料层合板孔周区域的损伤模式，同时采用基于3维Hashin准则的复合材料渐进损伤失效模型和内聚力单元分析方法来对连接结构失效过程进行模拟分析。结果表明，胶螺混合连接接头在80℃、25℃和−40℃环境下的极限载荷相较于纯螺栓连接接头分别提高了5.1%、27.5%和17.2%；相比较于室温环境，80℃高温环境会使胶螺混合连接接头的极限载荷下降24.6%，而−40℃低温环境会使胶螺混合连接接头的极限载荷提高3.5%。由于树脂的强度通常随着温度的升高而下降，高温环境使树脂软化降低复合材料的承载力，低温环境下树脂变得坚硬且表现出脆性。因此，随着温度升高，胶螺混合连接接头的承载能力在不断下降。这三种温度环境下复合材料损伤扩展趋势和最终失效模式基本一致，失效模式均为孔边出现扇形拉伸断裂失效，孔周出现局部挤压失效。本研究成果可为高低温环境下飞行器复合材料-金属连接结构设计提供理论指导与参考。
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关键词:
- 高低温 /
- GFRP-铝合金连接 /
- 胶螺混合连接 /
- 试验 /
- 数值仿真
Abstract:During service, aircrafts will inevitably experience harsh environments such as high temperature and low temperature. The high and low temperature environments may have an impact on the mechanical properties and load-bearing capacity of the connection structure of aircraft, which will threaten the safety, stability and service life of the structure. Therefore, this paper took the composite-aluminum alloy double-bolt double-lap bolted-bonded hybrid structure as the research object, and studied the influences of high and low temperature environment on the tensile strengths and failure behaviors of the bolted-bonded hybrid connection joints through experiments and numerical simulations. The Micro-CT and SEM damage characterization techniques were used to observe and analyze damage modes of composite laminates at the surrounding area of bolt holes. Meanwhile, a progressive damage failure model of composite material based on the 3D Hashin criterion and cohesive element analysis method was used to simulate and analyze the failure process of connection structures. The results show that the ultimate loads of the bolted-bonded hybrid joints at 80℃, 25℃ and −40℃ environments increase by 5.1%, 27.5% and 17.2% respectively, compared with the pure bolted joints. Moreover, compared to the room temperature environment, the ultimate load of the bolted-bonded hybrid joint at the 80℃ environment decreases by 24.6%, while the ultimate load of the bolted-bonded hybrid joint at −40℃ environment increases by 3.5%. As the strength of the resin usually decreases with the increase of the environment temperature, the high temperature will soften the resin and reduce the bearing capacity of the composite material, while the low temperature environment will make the resin hard and brittle. Therefore, with the increase of environment temperature, the bearing capacity of the bolted-bonded hybrid joint will decrease. The damage propagation trends and final failure modes of the composites under these three temperature environments are basically consistent. The failure modes are fan-shaped tensile fracture failure at the edge of the hole and local compression failure around the hole. The research results can provide theoretical guidance and reference for the design of composite-metal connected structures of aircraft at high and low temperature environment.
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先进复合材料因其高比刚度、高比强度、可设计性和耐腐蚀等优势越来越普遍地应用于航空航天领域，比如，碳纤维增强聚合物复合材料(Carbon Fiber Reinforced Polymer，CFRP)和玻璃纤维增强聚合物复合材料(Glass Fiber Reinforced Polymer，GFRP)。由于飞行器内部主承力结构大多为金属结构，复合材料与金属之间的混合连接结构不可避免。在实际工程应用中，为了应对更加恶劣的载荷工况，复合材料与金属混合结构可以通过胶粘剂和机械紧固的接头来组装。与纯胶接和纯螺栓连接相比，胶螺混合连接具有更高的连接强度和可靠性、应力分布均匀、适应性强等优点[1]，已经应用在各种工程和制造领域。在航空航天领域，由于飞行器会经历广泛的温度变化，因此高温和低温对复合材料的性能改变至关重要。随着环境温度的变化，材料力学性能的改变和热膨胀系数之间的不匹配性会影响复合材料-金属连接结构的承载能力和失效规律[2-3]。因此研究高低温环境对复合材料-铝合金胶螺混合连接的影响机制，对飞行器复合材料结构的耐久性、安全性评估具有极大的工程研究价值。
目前，针对常温环境下复合材料连接结构的力学性能，国内外大量学者展开了研究探索工作。邹田春等[4]通过实验和数值仿真方法探究了不同搭接长度下CFRP-Al连接结构失效机制，研究发现，随着搭接长度的增加胶接接头力学性能显著增加。刘遂等[5]指出复合材料连接接头的极限拉伸强度随胶层厚度的增加而增大，并通过解析模型进行验证。Abazadeh和Maleki[6]研究了螺栓拧紧力矩对玻璃纤维增强铝合金(GLARE)双剪切搭接结构疲劳性能的影响，发现增加预紧力可以提高试件的疲劳寿命。考虑现有复合材料双搭接胶接接头的承载力计算式与实际相差较大，马毓等[7]通过分析实验数据发现，在胶层厚度一定的情况下胶层的剪切应变能密度随着搭接长度的增加而增大。石小红等[8]在对玻璃纤维复合材料双搭接连接接头的渐进损伤分析中，发现搭接长度和厚度对搭接强度有着明显的影响。刘亚文等[9]基于Hart-Smith推导出的复合材料双搭接胶接接头承载力计算公式，以胶层最大剪应变与接头所承受荷载的对应计算关系为基础，结合“剥离临界值”完善了承载力计算公式。邵金涛等[10]基于经典弹性理论建立了复合材料双搭接胶接接头结果应力分析理论模型，得到了与实验结果对比吻合度较高的胶层剪应力分布的解析解。在Tsai等人的理论分析方法上，张阿盈[11]提出了一种改进单、双搭接胶接接头剪应力分析方法，该方法认为被胶接件只有在靠近胶层的半个厚度上产生剪切变形，剪应力沿该半厚度呈线性分布。卞海玲等[12]对CFRP-Al单搭接连接件进行拉伸试验，随着搭接长度增加，接头的极限失效载荷和能量吸收值也随之增加。Marvin[13]研究了复合材料双搭接结构的搭接长度等参数对被粘层厚度比的影响，为获得最佳的接头几何结构，还研究了粘结体与粘合剂之间的刚度以及附着体的正向性程度。Rashmi等[14]通过参数化研究，研究了GFRP双搭接结构边距与孔径比、宽度与孔径比、螺栓数量、螺栓直径对接头失效行为的影响规律。考虑到温度对复合材料螺栓连接结构承载与失效机制会产生影响，近几年国内外学者也对此展开了研究。陈卓异等[15]等开展了3种耐高温粘胶剂在4种温度(25℃、55℃、70℃和90℃)下CFRP-钢双搭接连接件的静力拉伸试验，发现温度对粘结-滑移关系影响显著，粘胶层的剪切强度、界面剪切应力峰值和剪切刚度随温度升高而下降。Kumazawa等[16]研究了低温环境对复合材料双搭接胶接接头承载能力和失效模式的影响。Chiara等[17]在三种温度(50℃、80℃和90℃)下对GFRP-Al双搭接胶接试件力学性能进行了研究，研究发现随着温度的增加，胶结的力学性能性能明显降低。Al-Ramahi等[18]研究了不同工艺参数对复合材料搭接结构粘胶剂中部剥离和剪切应力分布的影响，研究发现随着被粘体轴向模量的增大，搭接端的最大剥离应力和剪切应力集中减小。卢奕先等[19]对高温环境下GFRP平纹编织层合板-铝合金双钉单搭接胶螺混合连接结构的载荷传递机制和失效模式开展研究，研究发现胶膜在加载前期可以缓解胶螺混合连接结构应力集中现象。
综上可知，关于常温环境下复合材料连接结构力学性能和失效行为已经有大量的研究，少数研究涉及到高/低温环境。然而，在实际服役工况中，高低温环境下连接结构的复合材料和胶层力学性都可能会发生演变，同时复合材料与金属材料因变形不匹配而引起的热应力会对连接结构的力学性能造成影响，这就导致高低温环境下复合材料-金属胶螺混合连接结构失效机理十分复杂，温度载荷对其承载能力的影响机制尚不清晰，急需探究复合材料-金属胶螺混合连接结构在高低温环境下的渐进失效行为。因此本文以GFRP-铝合金双钉双搭接胶螺混合连接接头为研究对象，开展三种温度环境(−40℃、25℃和80℃)下胶螺混合连接接头拉伸失效试验与数值仿真研究，利用Micro-CT(Microscopic Computerized Tomography)和扫描电镜(Scanning Electron Microscope，SEM)对复合材料孔周区域的材料损伤模式进行表征和分析，并对GFRP-铝合金胶螺混合连接结构失效过程进行数值模拟，比较了不同温度环境下复合材料-铝合金胶螺混合连接和纯螺栓连接接头的失效模式和承载能力，探究了温度对GFRP-铝合金胶螺混合连接接头力学行为与失效机制的影响规律。
1. 试 验
1.1 试样件制备
选取材料牌号为ACTECH®1203/EW301F/38的GFRP复合材料预浸料，通过手工铺贴、热压罐成型工艺制成复合材料样板，在127℃下固化120 min。采用CNC机床切割样板，雕刻机钻孔，再打磨试样。双搭接试件由两种不同的材料作为搭接板，其中金属板采用2024-T4铝合金材料，作为紧固件的螺栓采用高强度钢ML30Cr-MaSiA制成，各材料参数与数值仿真中使用的一致。选用牌号为DP 490的3M的环氧结构胶制作60 mm×25 mm的胶层，常温下固化24 h，胶膜固化厚度为0.2 mm，制作完成的试样照片如图1所示。
研究对象为GFRP-铝合金双钉双搭接胶螺混合连接接头，几何结构及模型尺寸如图2所示。其中复合材料层合板铺层方式采用对称铺层，铺层方案为[(45/-45)2/(0/90)16/(45/-45)2]，单层厚度为0.24 mm，总厚度为4.8 mm。铝合金板厚度为5 mm为维持试验过程中夹持稳定，试验件两侧各粘贴了50 mm的加强片，连接接头处螺栓从左至右分别命名为Bolt1和Bolt2。
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图 2 GFRP-铝合金胶螺混合连接接头尺寸示意图Figure 2. Schematic diagram for dimensions of GFRP-aluminum alloy bolted-bonded hybrid connection joint试验涉及到两种连接接头和三种温度工况，共计18个连接试样。试验件制作时，需要分别对铝合金板和GFRP层合板进行表面处理，保证表面没有出现杂质。处理完成后，再根据试验规范进行试件装配，使用纵向排列的两个紧固螺栓形成GFRP-铝合金双钉双搭接纯螺栓连接和胶螺混合连接结构试样，试验工况如表1所示。
表 1 试验工况Table 1. Cases of testsNo. Temperature/℃ Specimen Group Joint Types Number 1 −40 PB-LT PB 3 2 BB-LT BB 3 3 25 PB-RT PB 3 4 BB-RT BB 3 5 80 PB-HT PB 3 6 BB-HT BB 3 Notes: PB-Pure bolted；BB-Bonded-bolted；LT-Low temperature；RT-Room temperature；HT-High temperature. 1.2 拉伸破坏测试及表征方法
将连接好的试件夹持在MTS万能试验机上进行拉伸性能试验，如图3(a)所示，加载采用位移控制、单向加载，加载速率为2.0 mm/min，直至连接接头失效，停止试验，一共完成重复试样测试3次。在进行高温和低温拉伸试验时将环境箱温度分别设置为80℃和−40℃，重复上述操作完成试验。试验完成后，使用高分辨率X射线Micro-CT扫描仪(Skyscan 1273)辅助观测GFRP层合板钉孔处的整体失效形貌，并采用SEM扫描电镜(JSM-IT300)对GFRP层合板的孔周区域内部微观损伤和结构变形失效进行观察，对应的表征设备分别如图3(b)和图3(c)所示。
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图 3 试验及表征设备：(a) MTS试验机；(b) Micro-CT；(c)扫描电镜Figure 3. Test and characterization equipment: (a) MTS testing machine; (b) Micro-CT; (c) SEM2. 数值模型
由于测试条件有限，试验方法无法完全揭示拉伸载荷作用下复合材料-金属连接结构失效过程与损伤演化机制，可使用ABAQUS仿真软件建立不同温度环境拉伸载荷作用下复合材料连接结构拉伸失效有限元数值分析模型，用于预测复合材料连接接头渐进损伤过程。基于数值仿真与试验结果共同研究不同温度环境下复合材料-金属连接接头拉伸失效行为。
2.1 有限元模型构建
为了更好的模拟接触条件防止出现收敛问题，本文中拉伸载荷作用下连接接头结构失效行为的数值分析模型采用显示动力学算法。在有限元模型中，为了提高计算效率和简化计算分析，将整个螺栓和螺母视作一个整体，不考虑螺母和垫圈。GFRP-铝合金胶螺混合连接接头的有限元模型如图4所示，考虑到双搭接接头的几何结构的特点，铝合金板、GFRP层合板和螺栓部件均采用C3D8R单元进行建模，而胶层则使用有厚度的COH3D8单元，由于胶层在厚度方向和粘接区域有较强的应力集中，因此在厚度方向可以多划分几层网格。在GFRP层合板-铝合金纯螺栓连接接头有限元模型中，则不需考虑加入胶层。模型两侧50 mm长度作为夹持区域，铝合金左侧夹持区作为有限元模型固定端，约束了3个方向的平动自由度；GFRP层合板右侧夹持区作为有限元模型自由端，约束了y、z方向的平动自由度，x方向施加了4 mm的拉伸位移。为了更有效和准确地捕捉接头搭接区域的应力信息，采用加密网格的方法来提高接头搭接区两侧的端面和螺栓附近的网格密度，而在远离端部区域则采用渐变种子布局的方法，螺栓孔附近的网格尺寸为0.5 mm⊆0.25 mm⊆0.24 mm，远离端部区域的网格尺寸为5 mm⊆1.5 mm⊆0.24 mm，纯机械连接有限元模型节点总数为
68836 ，单元总数为56128 ；胶螺混合连接有限元模型节点总数为79604 ，单元总数为61210 。![]()
图 4 GFRP-铝合金胶螺混合连接接头三维有限元模型Figure 4. Three-dimensional finite element model of GFRP-aluminum alloy connection joint在渐进损伤分析之前，温度在整个模型中的传递过程利用瞬态热分析模拟，定义模型的初始温度为25℃。为了模拟温度变化环境，根据不同的工况设置相应的温度预应力场。在ABAQUS显示分析步中，为了模拟试验中连接结构各部分真实的接触行为，所有的接触全部采用通用接触(General Contact)，但是由于胶层将层合板彼此紧紧的粘连在一起，胶层和GFRP层合板以及铝合金板之间用面-面绑定约束。对三维有限元模型接触属性的设置，在切向采用罚函数(Penalty)设置摩擦系数，在法向使用硬接触，螺帽与复合材料板之间的摩擦系数设置为0.3，采用有限滑移摩擦。为了提高计算结果的准确性，位移边界条件需要选择平滑的振幅曲线来加载。
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图 5 GFRP-铝合金连接结构接触示意图Figure 5. Contact diagrammatic sketch of GFRP-aluminum alloy connection structure由于目前ABAQUS/Explicit模块中缺少直接施加螺栓预紧力的功能，因此采用虚拟热变形方法[20]施加螺栓载荷。温度的降低会导致螺栓杆收缩，从而使螺栓产生预紧力，螺栓预紧力与扭矩的换算公式为[21]
P=TKD (1) 式中，P为螺栓预紧力，T为预紧力矩，D为螺栓直径，K为扭矩系数，对于常用的金属螺栓，K=0.2，本文中预紧力矩为2 N·m。
对应的温度差可以由下式计算得到：
ΔT=Pα⋅A⋅E (2) 式中，E为螺栓的弹性模量，A为螺栓的截面积，α为螺栓的材料热膨胀系数。
有限元模型中各材料的热膨胀系数均是通过TMA热机械分析仪测得，不同温度环境下GFRP复合材料力学性能参数是按照ASTM相关测试标准获得，GFRP复合材料、粘胶剂和铝合金2024-T4在不同温度下的材料常数如表2所示。由于在本文研究的温度范围内，ML30 Cr-MaSiA材料的力学性能变化较小，因此忽略温度对螺栓力学性能的影响。在常温环境下，螺栓的密度ρ=7.85 g/cm3，杨氏模量E=21.03 GPa，泊松比v=0.3，σ=940 MPa，热膨胀系数α=9.96×10−6/℃。
表 2 GFRP复合材料、粘胶剂和铝合金2024-T4的材料参数Table 2. Material parameters of GFRP composite, adhesive and 2024-T 4 aluminum alloyMaterial types Material parameters Property at -40℃ Property at 25℃ Property at 80℃ GFRP
composite materialDensity/(g·cm−3) 1.52 Young's modulus/GPa E1=E2=29.0, E3=6.1 E1=E2=24.5, E3=5.8 E1=E2=23.2, E3=5.3 Shear modulus/GPa G12=3.8, G13= G23=3.2 G12=3.1, G13= G23=2.3 G12=2.9, G13= G23=2.1 Strength/MPa XT=YT=514, XC=YC=440, S=100.2 XT=YT=464, XC=YC=456, S=55.1 XT=YT=392, XC=YC=328, S=37.8 Poisson's ratio v12= 0.25，v13=v23=0.12 CTE/(10−6·℃−1) α1=α2=12.6，α3=1 Adhesive
cohesive
elementDensity/(g·cm−3) 1.52 Strength/MPa tn=16.1，ts=tt=31.4 tn=14.6，ts=tt=27.5 tn=7.4，ts=tt=12.5 Fracture energy (N·mm−1) GIC=0.228,
GIIC=1.172GIC=0.325,
GIIC=1.922GIC=0.149,
GIIC=0.209Aluminium
2024-T4Density/(g·cm−3) 2.78 Young's modulus/GPa 74 73 68 Poisson's ratio v=0.33 Yield strength/MPa 450 385 355 CTE/(10−6·℃−1) 20.08 Note: CTE-Coefficient of thermal expansion. 2.2 失效准则
为研究复合材料失效特征，常用的失效准则包括最大应力准则、最大应变准则[22]、Tsai-Hill准则[23]、Hashin准则[24]等。大量研究表明，含开口的复合材料的失效行为可以通过Hashin准则预测[25]，因此在本研究中使用Hashin准则来确定玻璃纤维复合材料的损伤情况。试验中平纹编织复合材料层合板是由经向纱线和纬向纱线交替编织而成的，其受力行为及失效形式具有方向性，即经向、纬向及层间失效模式不同。此处，编织物复合材料层合板的初始失效模拟采用经纬向失效模式的Hashin准则进行失效分析，对其适用性进行评估和改进，改进的Hashin准则表达形式如下：
纬向拉伸失效(σ11>0)：
(σ11XT)2+α(σ212+σ213S212)⩾ (3) 纬向压缩失效( {\sigma _{11}} < 0 )：
{\left( {\frac{{{\sigma _{11}}}}{{{X_{\text{C}}}}}} \right)^2} \geqslant 1 (4) 经向拉伸失效( {\sigma _{22}} > 0 )：
{\left( {\frac{{{\sigma _{22}}}}{{{Y_{\text{T}}}}}} \right)^2} + \alpha \left( {\frac{{\sigma _{12}^2 + \sigma _{23}^2}}{{S_{12}^2}}} \right) \geqslant 1 (5) 经向压缩失效( {\sigma _{22}} < 0 )：
{\left( {\frac{{{\sigma _{22}}}}{{{Y_{\text{C}}}}}} \right)^2} \geqslant 1 (6) 基体拉伸失效( {\sigma _{33}} > 0 )：
{\left( {\frac{{{\sigma _{22}} + {\sigma _{33}}}}{{{Y_{\text{T}}}}}} \right)^2} + \frac{{\sigma _{12}^2 + \sigma _{13}^2}}{{S_{12}^2}} + \frac{{\sigma _{23}^2 - {\sigma _{22}}{\sigma _{33}}}}{{S_{23}^2}} \geqslant 1 (7) 基体压缩失效( {\sigma _{33}} < 0 )：
\begin{gathered} \left[ {{{\left( {\frac{{{Y_{\text{C}}}}}{{2{S_{23}}}}} \right)}^2} - 1} \right]\frac{{{\sigma _{22}} + {\sigma _{33}}}}{{{Y_{\text{C}}}}} + {\left( {\frac{{{\sigma _{22}} + {\sigma _{33}}}}{{2{S_{23}}}}} \right)^2} + \\ \quad \frac{{\sigma _{23}^2 - {\sigma _{22}}{\sigma _{33}}}}{{S_{23}^2}} + \frac{{\sigma _{12}^2 + \sigma _{13}^2}}{{S_{12}^2}} \geqslant 1 \\ \end{gathered} (8) 式中：σij (i，j=1，2，3)是应力张量，XT和XC是纬向上拉伸和压缩强度，YT和YC是经向上抗拉和压缩强度；Sij (i，j=1，2，3)是面内剪切强度。
在存在损伤的情况下，复合材料的性能参数会降低，在分析渐近损伤时应该考虑这一点。为了模拟复合材料的损伤萌生和刚度退化，含损伤变量的刚度退化矩阵为
{C^{\text{d}}} = \left[ {\begin{array}{*{20}{c}} {C_{11}^{\text{d}}}&{C_{12}^{\text{d}}}&{C_{13}^{\text{d}}}&0&0&0 \\ {C_{21}^{\text{d}}}&{C_{22}^{\text{d}}}&{C_{23}^{\text{d}}}&0&0&0 \\ {C_{31}^{\text{d}}}&{C_{32}^{\text{d}}}&{C_{33}^{\text{d}}}&0&0&0 \\ 0&0&0&{C_{44}^{\text{d}}}&0&0 \\ 0&0&0&0&{C_{55}^{\text{d}}}&0 \\ 0&0&0&0&0&{C_{66}^{\text{d}}} \end{array}} \right] (9) C_{11}^{\text{d}} = \left( {1 - {d_{\text{f}}}} \right){C_{11}} (10) C_{22}^{\text{d}} = \left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{T}}}} \right)\left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{C}}}} \right){C_{22}} (11) C_{33}^{{\mathrm{d}}} = \left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{T}}}} \right)\left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{C}}}} \right){C_{22}} (12) C_{12}^{{\mathrm{d}}} = \left( {1 - {d_{{\mathrm{f}}}}} \right)\left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{T}}}} \right)\left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{C}}}} \right){C_{12}} (13) C_{23}^{{\mathrm{d}}} = \left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{T}}}} \right)\left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{C}}}} \right){C_{23}} (14) C_{13}^{{\mathrm{d}}} = \left( {1 - {d_{{\mathrm{f}}}}} \right)\left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{T}}}} \right)\left( {1 - d_{22}^{{\mathrm{C}}}} \right){C_{13}} (15) C_{44}^{{\mathrm{d}}} = \left( {1 - {d_{{\mathrm{f}}}}} \right)\left( {1 - 0.9d_{22}^{{\mathrm{T}}}} \right)\left( {1 - 0.5d_{22}^{{\mathrm{C}}}} \right){C_{44}} (16) C_{55}^{{\mathrm{d}}} = \left( {1 - {d_{{\mathrm{f}}}}} \right)\left( {1 - 0.9d_{22}^{{\mathrm{T}}}} \right)\left( {1 - 0.5d_{22}^{{\mathrm{C}}}} \right){C_{55}} (17) C_{66}^{{\mathrm{d}}} = \left( {1 - {d_{{\mathrm{f}}}}} \right)\left( {1 - 0.9d_{22}^{{\mathrm{T}}}} \right)\left( {1 - 0.5d_{22}^{{\mathrm{C}}}} \right){C_{66}} (18) 式中， {d_{{\mathrm{f}}}} = 1 - \left( {1 - d_{{11}}^{{\mathrm{T}}}} \right)\left( {1 - d_{11}^{{\mathrm{C}}}} \right) ； C_{{{\mathrm{ii}}}}^{{\mathrm{d}}} 表示损伤刚度系数； {C_{44}} 表示1-2方向的剪切刚度系数； {C_{55}} 表示2-3方向的剪切刚度系数； {C_{66}} 表示3-1方向的剪切刚度系数。
复合材料的层间失效和界面失效广泛采用内聚力单元模型来进行分析[26]，本文采用内聚力单元的双线性本构关系来模拟胶层失效[27]，基于单元的应力-位移本构关系建立内聚力面积模型，以便于模拟线性行为和之后的软化行为，并计算破坏前的刚度退化，如图6所示：
\left[ {\begin{array}{*{20}{c}} {{\sigma _{{\mathrm{n}}}}} \\ {{\sigma _{{\mathrm{s}}}}} \\ {{\sigma _{{\mathrm{t}}}}} \end{array}} \right] = {\text{diag}}\left( {{K_{{{\mathrm{nn}}}}},{K_{{{\mathrm{ss}}}}},{K_{{{\mathrm{tt}}}}}} \right)\left[ {\begin{array}{*{20}{c}} {{\varepsilon _{{\mathrm{n}}}}} \\ {{\varepsilon _{{\mathrm{s}}}}} \\ {{\varepsilon _{{\mathrm{t}}}}} \end{array}} \right] (19) 其中， {\sigma _{{\mathrm{n}}}} 、 {\sigma _{{\mathrm{s}}}} 和 {\sigma _{{\mathrm{t}}}} 分别为单元上应力的法向分量和两个切向分量， {\varepsilon _{{\mathrm{n}}}} 、 {\varepsilon _{{\mathrm{s}}}} 和 {\varepsilon _{{\mathrm{t}}}} 分别为单元上应变的法向分量和两个切向分量； {K_{{{\mathrm{nn}}}}} 、 {K_{{{\mathrm{ss}}}}} 和 {K_{{{\mathrm{tt}}}}} 为胶层的刚度参数。当外部应力增加时，开口位移也会增加，当达到临界损伤位移时，单元就开始出现损伤。在ABAQUS有多个损伤判定准则，本研究中选择二次应力准则(Quads)：
{f_{{{\mathrm{quads}}}}} = \left( {\frac{{\left\langle {{\sigma _{{\mathrm{n}}}}} \right\rangle }}{{\sigma _{{\mathrm{n}}}^{0}}}} \right) + {\left( {\frac{{{\sigma _{{\mathrm{s}}}}}}{{\sigma _{{\mathrm{s}}}^{0}}}} \right)^2} + {\left( {\frac{{{\sigma _{{\mathrm{t}}}}}}{{\sigma _{{\mathrm{t}}}^{0}}}} \right)^2} = 1 (20) 其中， \sigma _{{\mathrm{n}}}^{0} 、 \sigma _{{\mathrm{s}}}^{0} 和 \sigma _{{\mathrm{t}}}^{0} 分别是初始时刻单元上应力的法向分量和两个切向分量，当 {f_{{{\mathrm{quads}}}}} 等于1时，代表损伤开始。
基于损伤力学理论，胶层软化阶段的本构关系为：
\left[ {\begin{array}{*{20}{c}} {{\sigma _{{\mathrm{n}}}}} \\ {{\sigma _{{\mathrm{s}}}}} \\ {{\sigma _{{\mathrm{t}}}}} \end{array}} \right] = (1 - D){\text{diag}}\left( {{K_{{{\mathrm{nn}}}}},{K_{{{\mathrm{ss}}}}},{K_{{{\mathrm{tt}}}}}} \right)\left[ {\begin{array}{*{20}{c}} {{\varepsilon _{{\mathrm{n}}}}} \\ {{\varepsilon _{{\mathrm{s}}}}} \\ {{\varepsilon _{{\mathrm{t}}}}} \end{array}} \right] (21) 其中， D 为损伤变量，当 D = 0 时没有损伤，当 D = 1 时完全失效。选择基于能量的B-K准则作为损伤扩展准则，表达式如下：
{G_{{\mathrm{c}}}} = {G_{{{\mathrm{c,n}}}}} + ({G_{{{\mathrm{c,s}}}}} - {G_{{{\mathrm{c,n}}}}}){\left( {\frac{{{G_{{\mathrm{s}}}} + {G_{{\mathrm{t}}}}}}{{{G_{{\mathrm{n}}}} + {G_{{\mathrm{s}}}} + {G_{{\mathrm{t}}}}}}} \right)^\eta } (22) 式中： {G_{{\mathrm{c}}}} 为等效断裂韧度； {G_{{{\mathrm{c,n}}}}} 和 {G_{{{\mathrm{c,s}}}}} 分别为I型和II型裂纹断裂韧度； {G_{{\mathrm{n}}}} 为I型能量释放率； {G_{{\mathrm{s}}}} 和 {G_{{\mathrm{t}}}} 为II型能量释放率； \eta 是损伤因子，取 \eta =1.45。
3. 结果与讨论
3.1 试验结果分析
3.1.1 载荷-位移特性对比分析
图7分别展示了纯螺栓连接接头和胶螺混合连接接头在不同温度下拉伸载荷-位移曲线，其中横坐标表示试验件的拉伸位移，纵坐标表示试验件的拉伸载荷。由图7(a)可知，低温下纯螺栓连接接头的极限载荷值和刚度最大，高温环境下纯螺栓连接接头的极限载荷值和刚度最小，这与表2中给出的不同温度下GFRP复合材料力学性能参数变化规律一致。低温环境下复合材料树脂基体的冷硬化对复合材料承载能力略有提高，而高温下树脂的热软化导致复合材料承载能力有所降低。由图7(b)可知，胶螺混合连接结构在加载的初期阶段，载荷与位移之间呈线性关系，且初始斜率基本一致，随着加载的继续，曲线的斜率逐渐减小，表明连接结构的加载刚度开始逐渐降低。高温(80℃)下胶螺混合连接结构的加载刚度下降明显，极限载荷值远低于低温(−40℃)和常温(25℃)环境下的极限载荷值，这是由于除了复合材料力学性能发生变化以外，胶层力学性能退化、接头的残余应力松弛和连接件热膨胀的综合作用而使得树脂对接头承载能力影响大大减弱。低温环境下胶螺混合连接结构的加载刚度与常温环境下虽然基本一致，但极限载荷值略高，这是由于低温环境下复合材料树脂基体和胶层的冷硬化对复合接头的承载能力略有提高。
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图 7 不同温度下GFRP-铝合金连接试样载荷-位移曲线对比Figure 7. Comparisons of load-displacement curves of GFRP -aluminum alloy connection specimens at different temperatures除此之外，与纯螺栓连接结构不同，胶螺混合连接结构在加载过程中会出现明显局部掉载现象，是因为混合连接结构的失效形式先表现为胶层的断裂失效，一旦胶层失效，连接结构所承担的载荷将会逐渐转移到螺栓上，螺栓将继续承担载荷作用。对比图7(a)和图7(b)可知，在加载过程中，胶螺混合连接结构中胶膜拉伸剪切失效会导致载荷出现先小幅度的骤降现象，然后随着位移增加，载荷继续增大，这在高温环境工况中尤为明显，而纯螺栓连接结构所承担的载荷随着位移增大始终保持连续增长。
GFRP-铝合金双钉双搭接连接结构试样的极限载荷值如表3所示，温度对GFRP-铝合金双钉双搭接连接结构极限载荷的影响如图8所示。可以发现，纯螺栓连接接头和胶螺混合接头的极限载荷值与环境温度都呈负相关关系，而胶螺混合连接接头加载过程中载荷值随着温度升高出现断崖式下降。研究表明，复合材料的屈服应力和延展性随温度变化而产生影响。其中，-40℃低温环境下的胶螺混合连接接头的极限载荷值相对于25℃室温环境提高了3.5%，80℃高温环境下的胶螺混合连接接头的极限载荷值相对于25℃室温环境降低了24.6%。这是因为低温环境下胶层和复合材料层合板中树脂会逐渐变得坚硬且出现脆性，相应的强度和刚度会有所提高，因此低温环境下连接结构的极限载荷较常温环境下有较大提高。而80℃高温环境下树脂会逐渐软化且与纤维的结合能力减弱，同时胶层也出现了因为热软化导致的力学性能退化和粘接强度降低，因此高温环境下连接结构的极限载荷较常温环境下有较大降低。
表 3 GFRP-铝合金双钉双搭接连接结构拉伸加载试验结果Table 3. Ultimate load value of GFRP-aluminum alloy double-bolt double-lap connection structureTest number Ultimate load/kN Average load/kN Displacement/mm Average displacement /mm PB-RT-1
PB-RT-2
PB-RT-320.17
20.55
19.7420.15 1.43
1.55
1.441.47 PB-LT-1
PB-LT-2
PB-LT-322.35
22.52
23.2022.69 1.39
1.43
1.571.46 PB-HT-1
PB-HT-2
PB-HT-318.19
18.80
18.3418.44 1.40
1.53
1.501.48 BB-RT-1
BB-RT-2
BB-RT-324.96
25.77
26.3725.70 1.29
1.32
1.371.33 BB-LT-1
BB-LT-2
BB-LT-325.77
26.73
27.3026.60 1.33
1.40
1.361.36 BB-HT-1
BB-HT-2
BB-HT-320.63
18.82
18.6819.38 1.25
1.42
1.451.37 ![]()
图 8 胶螺混合和纯螺栓连接试样极限载荷-温度结果对比Figure 8. Comparisons of ultimate load-temperature results of bolted-bonded hybrid connection and pure bolted connection specimens由表3知，三种温度环境下胶螺混合连接接头的承载力始终高于纯螺栓连接接头。对比胶螺混合连接和纯螺栓连接的拉伸位移，发现同种温度环境下纯螺栓连接的试验件发生最终破坏的位移更大，这是因为胶层填充了复合材料与铝合金接触表面间的间隙，增加了摩擦阻力，从而在加载过程中阻碍了接头的相对位移。相较于纯螺栓连接接头，在−40℃低温、25℃室温和80℃高温环境下胶螺混合连接接头的极限载荷分别提高了17.2%、27.5%和5.1%。虽然胶层的加入可以显著增强螺栓连接结构的抗剪能力从而提高连接结构的整体承载能力，但在高温环境下，胶层会因为软化而丧失对载荷的承载能力，因此80℃高温环境下纯螺栓连接和胶螺混合连接结构的极限载荷相差不大，远低于常温环境和低温环境下两种连接接头的极限载荷差值。
3.1.2 宏观和微观失效模式分析
如图9所示，虽然GFRP复合材料层合板表面可以明显观察到裂纹扩展及表层的失效状态，但是内部的损伤情况无法探查。由于Bolt1孔周区域失效较为明显，而Bolt2孔周区域未出现明显变形痕迹，因此为了进一步观测层合板内部的损伤状态，采用Micro-CT扫描仪对不同工况试样件的Bolt1孔周区域进行扫描，如表4所示。
表4列举了不同温度环境下纯螺栓连接结构和胶螺混合连接结构中GFRP层合板Bolt1处孔周的Micro-CT扫描图像。为了直观的看到损伤区域，对扫描图像进行了颜色处理，3D立体图中的红色表示试样的损伤区域，灰色区域为GFRP编织试样未受到破坏的三维立体结构。上下表面(45°/−45°)铺层在表面会出现剪切引起的纤维断裂，裂纹面积较大。中间层为(0°/90°)铺层，在拉伸载荷作用下会出现与拉伸方向垂直的纤维断裂现象，裂纹贯穿整个试样厚度。透视图中间的深色区域表示的是损伤区域，由于平纹编织材料在纤维束编织起伏位置的空隙会被树脂填充，而进行后处理时软件会自动将这些位置识别为空隙，因此图中会出现模糊的浅色纹路。对比两种接头的CT图像，发现失效模式相似，均表现为纤维束的拉伸断裂。
表 4 连接结构Bolt1钉孔处复合材料层合板的Micro-CT扫描图像Table 4. Micro-CT scan image of composite laminates at the Bolt1 nail hole of connection structure
为进一步研究连接结构的GFRP复合材料层合板在加载结束后的微观损伤形貌，对复合材料层合板失效截面区域进行SEM表征分析。图10展示了连接结构的复合材料层合板失效位置处微观形貌观察位置。由于不同温度环境下胶螺混合连接和纯螺栓连接结构在Bolt1螺栓孔侧均发生了截面拉伸失效，且损伤形貌相似，因此选取BB-RT工况下的试样为例来研究静力拉伸下双钉双剪连接结构下复合材料的失效微观形貌。图11为复合材料层合板在达到峰值载荷后90°方向的截面损伤形貌的SEM图像。由图11(b)所知，此区域受到强大的拉伸应力导致出现明显的基体损伤及少量纤维拔出，观察纤维丝束放大图发现，部分丝束断口处出现劈裂。图11(c)可以看到大面积纤维断裂，纤维与树脂间出现细小裂纹，同时还伴随着明显的纤维脱落，这是因为纤维在拉断之后出现部分纤维碎屑，断裂的碎屑分布在断口截面处形成纤维脱落现象。
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图 10 复合材料层合板失效截面区域SEM观察位置示意图Figure 10. Schematic diagram of SEM observation location at the failure section area of composite laminates图12为层压板在达到峰值载荷后0°方向的截面损伤形貌的SEM图像。和90°方向的横向拉伸损伤不同，0°方向的挤压失效平面区域由于受到主应力的作用，失效形式略微不同。结合图12(a)~12(c)可以看出在截面的下侧出现了轻微的分层现象，同时伴随着部分基体开裂，这是由于搭接结构在拉伸载荷的作用下，表面铺层(45°/−45°)和内部铺层(0°/90°)不一致，铺层界面处会产生较大的应力集中从而导致试样内部出现分层[27]。同时在靠近截面边缘区域的中间位置出现了明显的纤维-基体剪切开裂现象，这是因为复合材料层合板孔周受到较大的剪切应力从而导致该处纤维与基体的界面破坏。
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图 11 复合材料层合板90°方向截面损伤形貌SEM图像Figure 11. SEM images of the 90° section damage morphology of composite laminates![]()
图 12 复合材料层合板0°方向截面损伤形貌SEM图像Figure 12. SEM images of 0° section damage morphology of composite laminates3.2 数值仿真分析
3.2.1 试验与仿真结果对比
为了评估温度和胶层对GFRP－铝合金双钉双搭接连接结构静力拉伸失效的影响，对纯螺栓连接接头和胶螺混合连接接头拉伸失效行为分别进行了不同温度工况下的有限元仿真计算。图13和图14分别展示了常温、低温(−40℃)和高温(80℃)下GFRP－铝合金双钉双搭接纯螺栓和胶螺混合连接结构数值仿真与试验结果的载荷-位移曲线及极限载荷值，对比结果显示，数值计算得到的载荷-位移曲线与试验结果吻合较好，可以较为准确地模拟连接结构承载过程。
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图 13 不同温度下GFRP-铝合金连接结构试验与数值载荷-位移曲线对比：(a) 25℃；(b) −40℃；(c) 80℃Figure 13. Comparisons of experimental and numerical load-displacement curves of GFRP-aluminum alloy connection at different temperatures:(a) 25℃; (b) −40℃; (c) 80℃![]()
图 14 两种搭接接头在不同温度下极限载荷值的对比Figure 14. Comparison diagram of the ultimate load values of two kinds of lap joints at different temperatures纯螺栓连接结构随着温度降低载荷值显著提升，数值仿真分析中纯螺栓连接结构在常温、低温和高温环境下数值仿真极限载荷值分别为21.32 kN、22.50 kN和19.17 kN，有限元计算结果相较于试验载荷的误差值分别为5.50%、0.84%和3.81%；胶螺混合连接结构下随着温度降低载荷值也显著提升，数值仿真分析中胶螺混合连接结构在常温、低温和高温环境下数值仿真极限载荷值分别为25.61 kN、25.74 kN和20.59 kN，有限元计算结果相较于试验载荷的误差值分别为0.35%，3.20%和5.88%。另外，从图13可以看出，与纯螺栓连接结构相比，在加载过程中，胶螺混合连接结构载荷-位移曲线斜率大于纯螺栓连接结构，胶层明显增加了连接结构的刚度。常温和低温环境下胶层对双搭接连接结构的承载力有较大改善，而高温环境下胶层的有无对承载力的影响不大。同时数值仿真的载荷值与试验载荷值不完全一致，这可能是因为当GFRP复合材料发生大量损伤后，试样制备带来的初始缺陷使结构破坏过程出现了一定的不确定性，而数值模拟是一种理想状态，其模拟的损伤过程会按照损伤模型的演化规则进行刚度退化，并未考虑材料内部的缺陷及其他不可控因素[28]。
PB-RT和BB-RT两种工况下连接结构整体失效时有限元模型中GFRP复合材料层合板各铺层损伤的叠加情况和试件中复合材料层合板的破坏形貌如图15所示，这两种工况下的仿真和试验的最终失效模式均为复合材料层合板中Bolt1孔周两侧出现扇形失效区域，同时孔周右侧由于受到螺栓挤压出现了明显变形，而Bolt2螺栓孔周无明显损伤。
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图 15 PB-RT和BB-RT试样的试验与仿真失效对比图：(a) PB-RT；(b) BB-RTFigure 15. Comparisons of experimental and simulation failure of PB-RT and BB-RT specimens: (a) PB-RT; (b) BB-RT通过上述宏观载荷-位移曲线结果、失效模式和微观损伤位置的对比结果表明，GFRP-铝合金双钉双搭接连接接头在达到峰值载荷后层合板孔周损伤区域出现严重的面外扩展裂纹带，靠近外层区域的部分材料已完全失去承载能力。不同温度环境下连接结构中复合材料层合板Bolt1孔周处的失效模式相似，均表现为纤维束的拉伸断裂，而Bolt2孔周区域未出现明显变形痕迹。胶螺混合连接接头Bolt1螺栓孔侧拉伸破坏区域主要存在面内纤维的拉伸断裂及大量纤维脱落，压缩破坏区域除了常见的分层和基体开裂现象外，还伴随有纤维-基体剪切开裂引起的裂纹，拉伸破坏是结构失效的主要原因。该数值模型可以有效模拟GFRP层合板-铝合金双钉双搭接接连接接头的失效模式和损伤状态。
3.2.2 渐进失效分析
图16为六种工况通过有限元仿真计算得到的GFRP层合板(0°/90°)和(45°/−45°)铺层下不同加载时刻的基体拉伸失效行为和纤维拉伸失效行为。UL表示连接结构的极限载荷，状态变量SDV1表示纤维拉伸损伤状态，状态变量SDV3表示基体拉伸损伤状态，当状态变量为1时代表单元完全失效，为0时表示失效还未开始。由图16(a)和16(b)可知，在损伤初始阶段，(0°/90°)铺层在与轴线垂直方向上最先发生纤维拉伸损伤，随着拉伸载荷的增加，损伤区域继续扩展。当层合板的载荷值达到极限载荷的91%时，(45°/−45°)铺层也开始出现纤维拉伸损伤，计算完全结束后，两种铺层均出现不同程度的纤维拉伸损伤。纤维拉伸失效主要体现在(0°/90°)铺层，bolt1钉孔处纤维损伤呈扇形向外扩展；(45°/−45°)铺层下只在孔周附近出现纤维拉伸损伤，层合板的失效形式为纤维失效主导的截面拉断型破坏。
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图 16 六种工况下GFRP层合板两种铺层的损伤扩展云图Figure 16. Damage propagation cloud images of two kinds of layups of GFRP laminates under six conditions从图16(c)和16(d)中仿真结果可以看出，在损伤初始阶段，(45°/−45°)铺层由于受到拉伸作用最先在与孔边轴线垂直处发生基体拉伸损伤，随着拉伸载荷的增加，损伤区域继续扩展。当层合板的载荷值达到极限载荷的91%时，(0°/90°)铺层也开始出现基体拉伸损伤，计算完全结束后，两种铺层均出现不同程度的基体拉伸损伤。基体拉伸失效主要体现在(45°/−45°)铺层，与碳纤维复合材料连接结构的环向扩展方式不同的是，Bolt1钉孔处基体损伤呈扇形向外扩展；(0°/90°)铺层下只有小部分基体失效，失效区域沿着45°方向延展。
在损伤扩展阶段，随着轴向载荷的增加，层合板的损伤逐渐由孔侧向上下两边缘发展，大量的纤维和基体被拉断致使连接结构最终发生拉伸断裂失效。六种工况下的损伤扩展趋势和最终失效模式基本一致，但在损伤累积过程中，高温环境下层合板孔周的失效发展最快，低温环境下失效扩展最慢。这是因为树脂的强度通常随着温度的降低而增加，在低温下，胶层和层合板每个铺层都会变得坚硬和脆性，从而提高复合材料的承载能力，使得在达到极限载荷前损伤区域的面积较小。
4. 结 论
针对GFRP-铝合金双钉双搭接连接结构，开展了低温(−40℃)、室温(25℃)和高温(80℃)三种温度环境下的准静态拉伸试验，并结合数值仿真模拟对GFRP层合板进行失效行为分析，主要结论如下：
(1)构建的考虑温度影响的复合材料-铝合金连接结构的静力失效模型，可以准确的预测拉伸失效载荷及损伤状态。由数值计算结果与试验结果对比可知，不同温度下胶螺混合连接接头的数值预测失效载荷值与试验结果误差不超过6%。另外，连接结构的复合材料层合板渐进损伤模拟分析表明，在损伤扩展阶段，层合板的损伤随着轴向载荷的增加逐渐由孔侧向上下两边缘发展，大量的纤维和基体被拉断致使连接结构最终发生拉伸断裂失效，高温环境下层合板孔周的失效发展最快，低温环境下失效扩展最慢。数值预测得到的不同温度下胶螺混合连接接头的失效模式与试验结果一致；
(2)温度变化显著影响了GFRP -铝合金胶螺混合连接结构的静强度，高温环境下胶螺混合连接接头相对于室温环境的极限载荷降低了24.6%，低温环境相对于室温环境的极限载荷提高了3.5%。这是因为低温环境下复合材料树脂和胶层会逐渐变得坚硬且呈现脆性，相应的强度和刚度会有所提高。高温环境下则由于复合材料树脂和胶层的热软化、残余应力松弛和接头构件热膨胀的综合作用而使得接头承载能力大幅度下降；
(3)与纯螺栓连接接头相比，高温环境下胶螺连接接头的承载力相较于纯螺栓连接接头的承载力只提高了2.9%，高温环境会弱化胶层对结构承载力的提高；然而，常温环境和低温环境下胶螺混合连接接头的承载力相较于纯螺栓连接接头的承载力分别提高了27.5%和17.2%。这是由于低温环境下胶粘剂的冷硬化对复合接头的承载能力略有提高，而80℃高温环境下胶粘剂逐渐软化丧失承载能力，同时界面粘接强度降低，因此高温环境下连接结构的极限载荷较常温环境下有较大降低；
(4)根据宏观照片、Micro-CT扫描图像和SEM微观形貌失效分析可知，不同温度环境下连接结构中复合材料层合板Bolt1孔周处的失效模式相似，均表现为纤维束的拉伸断裂，而Bolt2孔周区域未出现明显变形痕迹。胶螺混合连接接头Bolt1螺栓孔侧拉伸破坏区域主要存在面内纤维的拉伸断裂及大量纤维脱落，压缩破坏区域除了常见的分层和基体开裂现象外，还伴随有纤维-基体剪切开裂引起的裂纹，净截面拉伸破坏是结构失效的主要模式。
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图 2 GFRP-铝合金胶螺混合连接接头尺寸示意图
Figure 2. Schematic diagram for dimensions of GFRP-aluminum alloy bolted-bonded hybrid connection joint
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图 3 试验及表征设备：(a) MTS试验机；(b) Micro-CT；(c)扫描电镜
Figure 3. Test and characterization equipment: (a) MTS testing machine; (b) Micro-CT; (c) SEM
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图 4 GFRP-铝合金胶螺混合连接接头三维有限元模型
Figure 4. Three-dimensional finite element model of GFRP-aluminum alloy connection joint
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图 5 GFRP-铝合金连接结构接触示意图
Figure 5. Contact diagrammatic sketch of GFRP-aluminum alloy connection structure
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图 7 不同温度下GFRP-铝合金连接试样载荷-位移曲线对比
Figure 7. Comparisons of load-displacement curves of GFRP -aluminum alloy connection specimens at different temperatures
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图 8 胶螺混合和纯螺栓连接试样极限载荷-温度结果对比
Figure 8. Comparisons of ultimate load-temperature results of bolted-bonded hybrid connection and pure bolted connection specimens
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图 10 复合材料层合板失效截面区域SEM观察位置示意图
Figure 10. Schematic diagram of SEM observation location at the failure section area of composite laminates
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图 11 复合材料层合板90°方向截面损伤形貌SEM图像
Figure 11. SEM images of the 90° section damage morphology of composite laminates
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图 12 复合材料层合板0°方向截面损伤形貌SEM图像
Figure 12. SEM images of 0° section damage morphology of composite laminates
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图 13 不同温度下GFRP-铝合金连接结构试验与数值载荷-位移曲线对比：(a) 25℃；(b) −40℃；(c) 80℃
Figure 13. Comparisons of experimental and numerical load-displacement curves of GFRP-aluminum alloy connection at different temperatures:(a) 25℃; (b) −40℃; (c) 80℃
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图 14 两种搭接接头在不同温度下极限载荷值的对比
Figure 14. Comparison diagram of the ultimate load values of two kinds of lap joints at different temperatures
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图 15 PB-RT和BB-RT试样的试验与仿真失效对比图：(a) PB-RT；(b) BB-RT
Figure 15. Comparisons of experimental and simulation failure of PB-RT and BB-RT specimens: (a) PB-RT; (b) BB-RT
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图 16 六种工况下GFRP层合板两种铺层的损伤扩展云图
Figure 16. Damage propagation cloud images of two kinds of layups of GFRP laminates under six conditions
表 1 试验工况
Table 1 Cases of tests
No. Temperature/℃ Specimen Group Joint Types Number 1 −40 PB-LT PB 3 2 BB-LT BB 3 3 25 PB-RT PB 3 4 BB-RT BB 3 5 80 PB-HT PB 3 6 BB-HT BB 3 Notes: PB-Pure bolted；BB-Bonded-bolted；LT-Low temperature；RT-Room temperature；HT-High temperature. 
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表 2 GFRP复合材料、粘胶剂和铝合金2024-T4的材料参数
Table 2 Material parameters of GFRP composite, adhesive and 2024-T 4 aluminum alloy
Material types Material parameters Property at -40℃ Property at 25℃ Property at 80℃ GFRP
composite materialDensity/(g·cm−3) 1.52 Young's modulus/GPa E1=E2=29.0, E3=6.1 E1=E2=24.5, E3=5.8 E1=E2=23.2, E3=5.3 Shear modulus/GPa G12=3.8, G13= G23=3.2 G12=3.1, G13= G23=2.3 G12=2.9, G13= G23=2.1 Strength/MPa XT=YT=514, XC=YC=440, S=100.2 XT=YT=464, XC=YC=456, S=55.1 XT=YT=392, XC=YC=328, S=37.8 Poisson's ratio v12= 0.25，v13=v23=0.12 CTE/(10−6·℃−1) α1=α2=12.6，α3=1 Adhesive
cohesive
elementDensity/(g·cm−3) 1.52 Strength/MPa tn=16.1，ts=tt=31.4 tn=14.6，ts=tt=27.5 tn=7.4，ts=tt=12.5 Fracture energy (N·mm−1) GIC=0.228,
GIIC=1.172GIC=0.325,
GIIC=1.922GIC=0.149,
GIIC=0.209Aluminium
2024-T4Density/(g·cm−3) 2.78 Young's modulus/GPa 74 73 68 Poisson's ratio v=0.33 Yield strength/MPa 450 385 355 CTE/(10−6·℃−1) 20.08 Note: CTE-Coefficient of thermal expansion.
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表 3 GFRP-铝合金双钉双搭接连接结构拉伸加载试验结果
Table 3 Ultimate load value of GFRP-aluminum alloy double-bolt double-lap connection structure
Test number Ultimate load/kN Average load/kN Displacement/mm Average displacement /mm PB-RT-1
PB-RT-2
PB-RT-320.17
20.55
19.7420.15 1.43
1.55
1.441.47 PB-LT-1
PB-LT-2
PB-LT-322.35
22.52
23.2022.69 1.39
1.43
1.571.46 PB-HT-1
PB-HT-2
PB-HT-318.19
18.80
18.3418.44 1.40
1.53
1.501.48 BB-RT-1
BB-RT-2
BB-RT-324.96
25.77
26.3725.70 1.29
1.32
1.371.33 BB-LT-1
BB-LT-2
BB-LT-325.77
26.73
27.3026.60 1.33
1.40
1.361.36 BB-HT-1
BB-HT-2
BB-HT-320.63
18.82
18.6819.38 1.25
1.42
1.451.37
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表 4 连接结构Bolt1钉孔处复合材料层合板的Micro-CT扫描图像
Table 4 Micro-CT scan image of composite laminates at the Bolt1 nail hole of connection structure
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目的
飞行器在服役期间难免会经历高温、低温等恶劣环境，高低温环境可能会对其连接结构力学性能与承载能力造成影响，从而威胁结构安全性、完整性及使用寿命。本文研究了高低温环境下GFRP-铝合金胶螺混合连接接头的失效行为，探讨了温度对胶螺混合连接接头力学行为与失效机制的影响规律。
方法本文以GFRP-铝合金双钉双搭接胶螺混合连接接头为研究对象，开展三种温度环境(-40℃、25℃和80℃)下胶螺混合连接接头拉伸失效行为的试验与数值仿真研究，利用Micro-CT(Microscopic Computerized Tomography)和扫描电镜(Scanning Electron Microscope，SEM)对复合材料孔周区域的损伤模式进行表征和分析，同时采用基于3维Hashin准则的复合材料渐进损伤失效模型和内聚力单元分析方法来对连接结构失效过程进行模拟分析，比较了不同温度环境下胶螺混合连接和纯螺栓连接接头的失效模式和承载能力。
结果从纯螺栓连接结构和胶螺混合连接结构在高低温环境下失效形态和承载能力结果对比可知：(1)对于纯螺栓连接接头，低温下的极限载荷值和刚度最大，高温环境下的极限载荷值和刚度最小。低温环境下复合材料树脂基体的冷硬化对复合材料承载能力略有提高，而高温下树脂的热软化导致复合材料承载能力有所降低。(2)高温(80℃)下胶螺混合连接结构的加载刚度下降明显，极限载荷值远低于低温(-40℃)和常温(25℃)环境下的极限载荷值。(3)胶螺混合连接接头在80℃、25℃和-40℃环境下的极限载荷相较于纯螺栓连接接头分别提高了5.1%、27.5%和17.2%；相比较于室温环境，80℃高温环境会使胶螺混合连接接头的极限载荷下降了24.6%，而-40℃低温环境会使胶螺混合连接接头的极限载荷提高了3.5%。(4)随着拉伸载荷的增加，GFRP-铝合金胶螺混合连接接头的复合材料损伤逐渐由孔侧向上下两边缘发展，大量的纤维和基体被拉断致使连接结构最终发生拉伸断裂失效，但在渐进损伤累积过程中，高温环境下层合板孔周的失效发展最快，低温环境下失效扩展最慢。
结论(1)构建的考虑温度影响的复合材料-铝合金连接结构失效模型，可以准确的预测拉伸失效载荷及损伤状态。由数值计算结果与试验结果对比可知，不同温度下胶螺混合连接接头的数值预测失效载荷值与试验结果误差不超过6%。(2)温度变化显著影响了GFRP-铝合金胶螺混合连接结构的静强度。与常温相比，低温环境下复合材料树脂和胶层会逐渐变得坚硬且呈现脆性，相应的胶螺混合连接结构强度和刚度会有所提高；高温环境下则由于复合材料树脂和胶层的热软化、残余应力松弛和接头构件热膨胀的综合作用而使得接头承载能力大幅度下降。(3)根据复合材料损伤表征结果可知，不同温度环境下连接结构中复合材料层合板Bolt1孔周处的失效模式相似，均表现为纤维束的拉伸断裂，而Bolt2孔周区域未出现明显变形痕迹。胶螺混合连接接头螺栓Bolt1孔侧拉伸破坏区域主要存在面内纤维的拉伸断裂及大量纤维脱落，压缩破坏区域除了常见的分层和基体开裂现象外，还伴随有纤维-基体剪切开裂引起的裂纹，净截面拉伸破坏是结构失效的主要模式。
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随着复合材料应用技术的不断发展，复合材料在航空航天领域的应用日益广泛。飞行器在服役期间难免会经历高温、低温等恶劣环境，高低温环境会影响其连接结构承载能力，从而威胁结构安全性、完整性及使用寿命。现阶段开展的连接结构失效行为研究主要集中于常温环境和纯螺栓连接结构。针对高低温环境下复合材料-金属胶螺混合连接结构失效行为的对比研究较少。然而，在实际服役工况中，高低温环境下连接结构的复合材料和胶层力学性都可能改变，同时复合材料与金属材料因变形不匹配而引起的热应力会对连接结构的力学性能造成影响。这就导致高低温环境下复合材料-金属胶螺混合连接结构失效机理十分复杂。目前，温度载荷对其承载能力的影响机制尚不明确，急需结合试验和数值分析方法探究复合材料-金属胶螺混合连接结构在高低温环境下的失效行为。
本文采用试验和数值方法研究了高低温环境对GFRP-铝合金胶螺混合双钉双搭接结构拉伸失效行为的影响。结合Micro-CT和SEM等损伤表征手段，观察和分析连接结构在准静态拉伸加载后层合板孔周区域的损伤模式，同时基于3维Hashin准则的复合材料渐进损伤失效模型和内聚力单元分析方法对GFRP-铝合金连接结构失效行为进行模拟分析。结果表明，胶螺混合连接接头在80℃高温、25℃室温环境和-40℃低温环境下的极限载荷相较于纯螺栓连接接头分别提高了5.1%、27.5%和17.2%；80℃高温环境会使胶螺混合连接试样的极限载荷下降24.6%，而-40℃低温环境会使胶螺混合连接试样的极限载荷提高3.5%。由于树脂的强度通常随着温度的升高而下降，高温环境通过软化树脂降低复合材料的承载力，低温环境下树脂变得坚硬且表现出脆性，因此随着温度的升高，胶螺混合连接接头的承载能力不断下降。这三种温度环境下复合材料损伤扩展趋势和最终失效模式基本一致，破坏模式均为孔边拉伸断裂。本研究成果可为高低温环境下飞行器复合材料-金属连接结构设计提供理论指导与参考。
(a~c)不同温度工况下连接结构载荷-位移曲线对比；(d~e)层合板失效过程对比
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