Composites: Part A 47 (2013) 91–101
Contents lists available at SciVerse ScienceDirect
Composites: Part A
journal homepage: www.elsevier.com/locate/compositesa
Static and dynamic failure behaviour of bolted joints in carbon fibre composites
Sebastian Heimbs a,uArr;, Sebastian Schmeer b, Jouml;rg Blaurock b, Stefan Steeger c
a EADS Innovation Works, 81663 Munich, Germany
b Institut fuuml;r Verbundwerkstoffe GmbH, Kaiserslautern University of Technology, 67663 Kaiserslautern, Germany
c INVENT GmbH, 38112 Braunschweig, Germany
a r t i c l e i n f o
Article history:
Received 29 June 2012
Received in revised form 10 December 2012 Accepted 12 December 2012
Available online 29 December 2012
Keywords:
- Carbon fibre
-
Strength
- Mechanical testing
- Joints/joining
a b s t r a c t
An experimental test series of mechanically fastened bolted joints with countersunk head in quasi-isotro- pic carbon/epoxy composite laminates under quasi-static and dynamic loads with velocities up to 10 m/s has been conducted in order to investigate potential strain rate effects on the failure behaviour. The test campaign covered bolt pull-through tests, single lap shear tests with one and two bolts and coach peel tests. Identical test equipment has been used for the whole range of test velocities to avoid influences of different test machines. No rate sensitivity occurred for most test configurations. Only the single lap shear tests with two bolts showed a change of failure mode at the highest test velocity enabling higher energy absorption.
copy; 2013 Elsevier Ltd. All rights reserved.
- Introduction
The use of carbon fibre-reinforced plastic (CFRP) materials for primary aircraft structures is ever expanding in the last decades with the fuselage of the latest generation of large commercial air- craft, i.e. Airbus A350XWB and Boeing 787, being built with this composite material. Despite considerable progress in adhesive bonding technologies, the connection of composite structural ele- ments is still mainly based on mechanically fastened bolted joints, allowing for component disassembly e.g. for repair. Two main types of fastener heads can be distinguished: countersunk heads, which are primarily used for external surfaces of wing and fuselage due to aerodynamic advantages, and protruding heads, which show beneficial strength properties due to the non-countersunk geometry and are used for most internal joints.
Crashworthiness analyses or the crashworthy design of a com- posite aircraft fuselage are challenging but inevitable tasks for the aircraft manufacturer, in order to meet passenger safety crite- ria in the certification process. The aircraft crash behaviour is typ- ically evaluated in drop tests of fuselage sections, with the initial kinetic energy partly being absorbed by dedicated crash absorber elements and partly by structural failure of the lower fuselage components [1]. In this context, the energy that is absorbed by fail- ure of structural joints is of great interest to the crash analyst, and
uArr; Corresponding author. Tel.: 49 (0) 89 607 25884; fax: 49 (0) 89 607 23067. E-mail addresses: sebastian.heimbs@eads.net (S. Heimbs), sebastian.schmeer@- ivw.uni-kl.de (S. Schmeer), joerg.blaurock@ivw.uni-kl.de (J. Blaurock), stefan.stee-
ger@invent-gmbh.de (S. Steeger).
detailed knowledge of the failure behaviour is essential for accu- rate numerical modelling and crashworthiness predictions.
The failure behaviour of bolted joints in composite laminates has received increased interest during the last years, with several analytical, experimental and numerical studies (on detailed meso-level [2–10] or simplified macro-level [11–14]) being pub- lished. Comprehensive reviews on failure modes, test methods and strength predictions can be found in [15,16]. The in-plane fail- ure behaviour of bolted joints in composite laminates is usually as- sessed in single lap shear (SLS) or double lap shear tests, which are reported in [17–25]. Typical failure modes are net tension, shear- out, bearing, cleavage or tearing failure, as illustrated in Fig. 1. The- oretically, fastener failure can occur, too. The failure behaviour un- der out-of-plane or normal loading is evaluated in bolt pull- through (BPT) tests as described in [10,25–28]. However, all of these test campaigns were based on quasi-static loading. In con- trast to just determining the static strength of a bolted joint con- nection, the energy absorption of the whole failure process including the post-damage behaviour is important for the crash analyst. Furthermore, the failure behaviour and load levels may be different for dynamic loads, since it is known that many mate- rials exhibit strain rate effects with increased strength under high load
全文共36250字，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料
碳纤维复合材料螺栓连接的静态和动态破坏行为
Sebastian Heimbs, Sebastian Schmeer, Jouml;rg Blaurock, Stefan Steeger
EADS Innovation Works，81663德国慕尼黑
Institut fuuml;rVerbundwerkstoffe GmbH，凯泽斯劳滕技术大学，67663凯泽斯劳滕，德国
INVENT GmbH，38112 Braunschweig，德国
摘要：为了研究潜在的应变率对准静态和动态载荷，速度高达10m/s的准同心-皮克碳/环氧复合材料层合板的机械固定螺栓连接沉头的实验测试系列失效的行为。 测试活动包括螺栓拉伸试验，单圈搭接剪切试验，单螺栓和双螺栓试验。 已经在整个测试速度范围内使用了相同的测试设备，以避免不同测试机器的影响。 大多数测试配置没有发生速率敏感。 只有使用两个螺栓进行的单圈剪切试验表明，在最高测试速度下，失效模式发生变化，从而实现更高的能量吸收。
关键词：碳纤维，强度，机械测试，接头/接合
Static and dynamic failure behaviour of bolted joints in carbon fibre composites
Sebastian Heimbs , Sebastian Schmeer, Jouml;rg Blaurock , Stefan Steeger
EADS Innovation Works, 81663 Munich, Germany
Institut fuuml;r Verbundwerkstoffe GmbH, Kaiserslautern University of Technology, 67663 Kaiserslautern, Germany
INVENT GmbH, 38112 Braunschweig, Germany
Abstract：An experimental test series of mechanically fastened bolted joints with countersunk head in quasi-isotro-pic carbon/epoxy composite laminates under quasi-static and dynamic loads with velocities up to 10 m/s has been conducted in order to investigate potential strain rate effects on the failure behaviour. The test campaign covered bolt pull-through tests, single lap shear tests with one and two bolts and coach peel tests. Identical test equipment has been used for the whole range of test velocities to avoid influences of different test machines. No rate sensitivity occurred for most test configurations. Only the single lap shear tests with two bolts showed a change of failure mode at the highest test velocity enabling higher energy absorption.
Keywords： carbon fibre, strength,.mechanical testing, joints/joining
1. 介绍
在过去的几十年中，使用碳纤维增强塑料（CFRP）材料制造主要飞机结构的机型不断扩大，最新一代大型商用飞机 - 即空客A350XWB和波音787的机身采用这种复合材料制造。尽管在粘合剂粘合技术方面取得了相当大的进步，但复合结构元件的连接仍主要基于机械固定的螺栓连接，从而允许部件拆卸。进行修理。两种主要类型的紧固件头可以区分：由于空气动力学优势，主要用于机翼和机身外表面的沉头，以及突出的头部，由于非埋头几何结构，突出的头部表现出有利的强度性能，并且用于大多数内部关节。
为了满足飞行器制造商的认证过程中的乘客安全标准，复合材料飞机机身的耐撞性分析或防撞设计是具有挑战性的但是不可避免的任务。飞机的碰撞行为通常在机身段的跌落试验中进行评估，初始动能部分由专用碰撞吸收器元件吸收，部分由下机身组件的结构故障吸收[1]。在这种情况下，结构节点失效吸收的能量对碰撞分析人员来说是非常有意义的，详细的失效行为知识对精确数值建模和耐撞性预测至关重要。
在过去的几年中，复合材料层合板螺栓连接的失效行为受到越来越多的关注，已经发表了几个分析，实验和数值研究（关于详细的中观层面[2-10]或简化的宏观层面[11-14]）。[15,16]中可以找到关于失效模式，测试方法和强度预测的综合评论。复合材料层合板螺栓连接的平面内失效行为通常以单圈剪切（SLS）或双圈剪切试验进行分类，这在[17-25]中已有报道。典型的失效模式是净张力，剪切，轴承，劈裂或撕裂失败，如图1所示。从理论上讲，紧固件失效也可能发生。如[10,25-28]中所述，在螺栓牵引（BPT）测试中评估平面外或正常载荷下的失效行为。但是，所有这些测试活动均基于准静态加载。与仅仅确定螺栓连接连接的静态强度相比，整个失效过程（包括损坏后行为）的能量吸收对于碰撞分析师来说非常重要。此外，动载荷的失效行为和载荷水平可能不同，因为众所周知，许多材料在高载荷速率下会随着强度的增加呈现应变率效应[29-31]。
在动态载荷下的螺栓连接的失效行为已经在之前的极少数研究中进行了研究。一些论文涉及单圈剪切试验中铝板中螺栓连接的动态载荷。在[32-34]中，试验速度在2mm/min到5m/s之间对失效模式没有影响，铝试样的最大载荷或最终伸长发生，显着的应变率影响在1.2mm /min和4.5对于铝试样，在[35,36]中报道了从破坏到剪切破坏模式的变化。对于钢材样品，准静态和动态测试之间的能量吸收增加甚至高出108％。对复合材料层合板中螺栓连接的动态测试在更少的研究中进行，如[37-39]中的单圈剪切和[39]中的螺栓拉伸测试。研究人员对应变率效应的结果相互矛盾。在[37]中发现，在水平碰撞试验台上，在速度高达5m /s的水平碰撞试验台上，接头强度低于准静态载荷下的接头强度，采用2mm厚的碳纤维，8毫米和10毫米螺栓直径与突出头。在准静态载荷下，承载，剪切和分层失效在动态载荷下发生失效模式的变化。这些结果在文献[38]中提出了疑问，因为在计算动态失效载荷时，专家附件对力测量的惯性影响尚未被考虑，可能导致不可靠甚至令人误解的结论。在他们自己的SLS系列伺服液压机上，速度高达8m/s，他们还报告了失效模式的变化，但吸能增加，使用1.6-3.9毫米厚的碳/环氧单向和编织带有4毫米和6.4毫米螺栓的织物样品，带突出物和100°沉头。但是，必须指出的是，他们使用不同的测试机进行准静态和动态测试，因此其结果的可比性是有限的。此外，[39]的单圈剪切试验结果表明，在10m/s的动态载荷情况下，类似强度下的高能量吸收是由于轴承故障模式变为撕裂（使用3.5 mm厚的碳纤维/环氧树脂织物样品，带有100mm沉头的6.4mm螺栓）。在他们的动态BPT测试中，没有发生应变率效应。但是，这些作者还强调，他们使用不同的测试机器和样本附件进行动态测试，以便无法直接比较载荷和位移方面的结果。
本研究的目的是通过实验评估准静态和动态载荷下复合材料层合板螺栓连接的失效行为和能量吸收，以确定可能的应变率效应。为了提高填补剩余差距的结果的一致性和相关性，提出了与过去研究相对的改进。首先，所有的测试将在同一台测试机器上进行，允许使用相同的样品附件进行低速和高速测试，从而实现可比性并避免不同测试设备的影响。此外，碳纤维/环氧树脂样品将由单向预浸料坯（无纤维缠绕或机织织物）制成，厚度为2毫米，代表了机身或纵梁/框架结构。扣件的直径为4.8毫米，130°沉头，专门用于复合材料，以允许较大的头部以防止穿透失败（在其他研究中使用的100°沉头）通常用于金属）。该试验系列旨在覆盖车皮剥离试验（CPT）中的平面外（BPT），平面内（SLS）和剥离载荷。
2. 材料和制造
2.1. 复合材料
本实验研究的复合板由Cycom 977-2 / HTS基于增韧环氧树脂体系的单向碳纤维预浸料层制造而成。选择16层的普通准各向同性层叠，堆叠顺序为[45°，90°，45°，0°] 2s，导致2mm的固化板厚度。在压力为7巴，温度为180℃，控制真空度为10％的高压釜中进行固化。所有的CFRP板材都使用了检查，厚度测量和超声波扫描方法进行检查，以确保使用质量均匀，无内部缺陷的试样。用于夹持目的的末端标签由与标本板相同的材料制成，并使用环氧基薄膜粘合剂Scotch-Weld AF 163 K和125°C的固化温度进行安装。使用金刚石锯将样品切成最终形状。按照飞机制造标准进行特殊钻孔，钻孔，反冲和扩孔以降低间隙。
2.2紧固件
本研究的重点是螺栓直径为4.8 mm和130°的紧固件。沉头由钛铝合金TiAl6V4制成，特别用于连接复合材料。与传统的金属板紧固件相比，这些螺栓具有较大的头部以防止在拉动负载下通过复合层压板中的贯穿厚度的压缩应力过早地破坏接头。对于单圈剪切和车皮剥离测试，锁螺栓（ASNA 2041-3-03）与钛衬套（ASNA 2045-3）一起使用，见图2a。锁定螺栓的基本原理是用专用工具将衬套挤压到腐蚀柄上，同时拉紧螺栓。在特定的载荷下，它在预定的破坏点处断裂，并且套管保持在具有特定水平的预载荷的位置。所有安装的螺栓都使用压力计检查了衬套内的允许剩余轴长。对于螺栓拉拔测试，此锁定螺栓无法使用，因为在连接装载钻机后，在每次测试之前需要安装衬套，但没有足够的空间来使用锁销螺栓工具。因此，一个类似尺寸的螺栓（ABS0873K3-07）与TiAl6V4制成的自锁螺母（ASNA2531-3）结合使用（图2b）。由于130°沉头在测试过程中穿过层压板的几何形状与锁螺栓相似，因此对于此类螺栓的替代选择，结果没有任何不同。
样品制备完成后，再次进行超声波扫描作为BPT标本和SLS关节钻孔质量控制的无损检测方法，以确定潜在的内部损伤。 最后，将应变片（HBM 1-LY11-6 / 350）应用于SLS样品的表面。 它们主要用于识别在动态测试过程中可能发生的测力传感器信号的特征频率。 称重传感器 - 与应变仪相反 - 不能直接放置在样品上或样品中，它具有可能影响信号质量的特征频率。 为此，由于CFRP的线弹性材料行为和低应变发生，可以从应变仪导出局部力测量。 当将其与称重传感器信号进行比较时，可以从两个不同的来源解释测量值，并可以识别特征频率的影响。
3.螺栓拉动试验
3.1测试设置
螺栓拉伸试验代表紧固件的拉伸法向载荷，目标是确定螺栓头部穿过层压板之前的最大载荷水平。同时，这种失效模式的损伤后行为和总能量吸收，直到紧固件和层压板完全分离为止，这对碰撞分析师来说是很有意义的。对于这种与ASTM D7332 [40]相当的测试装置，复合试样夹在一个特殊的试验台上，使用总数为8个的螺栓进行固定。紧固件从样板的底部插入，并用自锁螺母连接到轭上，该螺母安装有4.2 Nm的特定扭矩。在试验过程中，单向拉力施加到轭上，导致紧固件的拉伸载荷和螺栓头对复合板的平面外压缩载荷以及随后的板弯曲。选择试样尺寸，特别是暴露于弯曲的自由区域以获得2.5倍螺栓直径的边缘距离，导致28.8mmplusmn;28.8mm的自由面积（图3）。
Fig. 3. Specimen dimensions (in mm) and test set-up for bolt pull-through tests.
试验在Zwick HTM 5020伺服液压缸上进行，使用奇石乐9071A称重传感器进行测试，可用于0.1毫m/s至20m/s的测试速度。为了在动态载荷下保持恒定的测试速度，活塞在与上夹具连接并拉动试样之前进行预加速。值得注意的是，准静态测试和动态测试（2m/s和10m/s）是在同一台测试机上进行的，消除了不同测试设备对结果的潜在影响。用于数字图像相关（DIC）和光学位移测量的Redlake N4高速摄像机的帧速率从50（准静态）到每秒50,000个图像（10m/s）。 为此目的，所有标本均用光学对比图案制备。
3.2准静态螺栓拉拔试验的测试结果
在BPT测试的初始阶段，复合板在紧固件的拉伸载荷下向上弯曲。如图4所示的力-位移曲线与准静态BPT测试的图像序列在该初始弯曲阶段几乎是线弹性的。当第一次分层发生时，第一次载荷下降是可见的，代表连接失效。在拉力进一步增加之后，螺栓头被拉过下层，这些层突然弹回到它们最初的非应力位置.同时，上层由螺栓头提起并断裂，随着整个自由标本区域的分层传播，导致力量下降到非常低的值。在测试的最后阶段，在断裂的上层板的弯曲下，紧固件头部被进一步向上拉，随着力量水平降低到零。
Fig. 4. Force–displacement curve and image sequence of quasi-static bolt pull-
全文共18089字，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料
资料编号：[11451]，资料为PDF文档或Word文档，PDF文档可免费转换为Word
以上是毕业论文外文翻译，课题毕业论文、任务书、文献综述、开题报告、程序设计、图纸设计等资料可联系客服协助查找。
