以波音 787、空客 A350 为代表的新一代大型客机，复合材料用量分别占机体结构重量的 50%和52%，现代大型客机复合材料用量已经成为其先进性和市场竞争力的标志[1]。随着复合材料逐步应用于民机主承力结构，机翼-机身等重要连接结构设计构型、失效模式也随之改变，对结构设计提出了新的挑战。

波音 787 曾由于翼根长桁对接结构设计不当，导致交付延期[2]，可见其设计难度和重要性。针对复合材料连接结构，国内外学者从设计方案、失效机理、试验验证等角度开展了大量研究[3-10]。

特别随着我国大型民机的研制进展，国内对于复合材料连接结构的设计也逐渐深入。秦杰等[11]开展了民机机翼根部分离面设计，采用两种典型单根长桁加筋壁板根部对接试验开展验证；吴承思[12]针对 3种常见的复合材料蒙皮连接形式，开展了剪切载荷承载能力试验验证及对比分析；雷凯等[13]研究了飞机机械连接混合结构在运营环境极端温度下产生的热应力，在刚度法基础上考虑温度场引起的变形，获取了结构热应力和钉载分布规律；贾宝惠等[14]通过试验和仿真分析，研究了预紧力对连接件拉伸性能的影响；汤平等[15]对复合材料翼身对接方式、外翼中央翼对接面位置等进行了对比和分析。

根据民机适航法规及咨询通告要求，民机结构应遵循损伤容限设计理念，即在整个使用寿命期间避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。对于翼根连接结构，必须考虑紧固件松动、破损等潜在的不安全事件[16]，并通过设计保证飞机结构的安全。然而目前国内、外对于含损伤复合材料主承力连接结构的相关探讨较少，尚未充分掌握潜在损伤形式对复合材料翼根连接结构的影响规律。紧固件缺失作为一种服役过程中可能出现的、且对民机安全性带来巨大挑战的失效形式，开展相关研究对进一步理解复合材料翼根连接结构力学特性、保证民机安全具有重要意义。

针对以上问题，本文以复合材料机翼翼根下壁板长桁对接结构为研究对象，设计并制备了完好试验件、关键紧固件缺失试验件，一方面通过试验位移、应变监测，对比了紧固件缺失前、后试验件的刚度变化和受力变化；另一方面针对试验无法直接测量的钉载分配等数据，首先对比验证了仿真分析模型的有效性，而后通过仿真对比了紧固件缺失前、紧固件缺失后钉载分配变化以及三叉接头、对接带板的传载比例变化。研究得到的关键紧固件缺失对复合材料翼根连接结构连接刚度、应力/应变、钉载分配的影响规律和定量分析结果，可为民机复合材料翼根连接结构设计、分析和验证提供参考和借鉴。

1 、试验设计

1.1 试验件

试验件取自民机复合材料机翼翼根下壁板对接区域，示意图如图 1 所示。外翼、中央翼壁板均为 T型长桁，共胶接工艺成型，在 1 号肋处通过琴键式水平三叉接头、外部对接带板连接。其中外翼、中央翼壁板均为 T800 级碳纤维环氧复合材料，蒙皮铺层比例为 45/50/10，长桁铺层比例为 60/30/10；水平三叉接头、外部对接带板材料为 Ti-6Al-4V；1 号肋材料为 7050-T7451。

选取翼根下壁板对接结构中的典型区域，设计为翼根长桁对接试验件，如图 2(a)所示。试验件不考虑翼根上反角、后掠角影响，长桁腹板在根部斜削角度为 17.5°。两侧长桁采用对称设计，以外翼侧长桁对接结构为试验考核对象。试验件单侧壁板、三叉接头与对接带板通过 4 排 4 列 14#高锁螺栓连接，按排数-列数的形式对紧固件进行编号；三叉接头立筋与 1 号肋假件通过 2 排 5 列 10#高锁螺栓连接。试验件整体尺寸约为 1900mm（长）×361mm（宽）×172mm（高）。

将连接结构强度校核中裕度最低位置作为缺失紧固件位置，以代表最严酷的情况。根据试验件强度分析结果，定义靠近 1 号肋、靠近长桁腹板区域的紧固件为关键承力紧固件（编号 1-3），将其拆除后作为关键紧固件缺失试验构型，如图 2(b)所示。

试验件实物图如图 3 所示。

1.2 试验内容

试验件共 1 件，首先在完好状态下试验加载至110%参考载荷，而后卸载并开展无损检测，用于验证完好试验件的应变分布及承载能力，记为 LS-01；而后拆除关键紧固件，再次加载至 110%参考载荷，重点考察紧固件缺失后试验件传力特性的变化，记为 LS-02。试验均在室温环境下进行。

为了研究翼根长桁对接结构的传载性能，以及紧固件缺失前、紧固件缺失后连接件应变变化，在试验件重点区域布置应变片，用于测量试验加载过程中的应变数据，如图 4 所示。

1.3 试验加载

翼根长桁对接拉伸试验在 600t MTS 试验机上进行，试验加载示意图如图 5 所示。试验件两端的蒙皮、长桁与夹具通过紧固件连接，保证加载中心与试验件端部刚心重合；试验件中部肋假件与侧向支持夹具连接，侧向支持夹具可上下自由滑动，以模拟实际飞机结构中 1 号肋对翼根下壁板连接结构的边界支撑条件。

在完成完好试验件拉伸试验后，采用多功能扳手拆除关键紧固件，完成紧固件拆除的试验件如图 6所示。

2、 试验验证

2.1 试验过程及结果

LS-01（紧固件缺失前）、LS-02（紧固件缺失后）的载荷-位移曲线如图 7 所示。LS-01、LS-02 的载荷-位移曲线基本重合，表明关键紧固件缺失不会对翼根结构的连接刚度产生显著影响。在民机复合材料翼根连接结构设计中，可见关键紧固件缺失不影响该区域的整体刚度，因此不会导致翼根整体传力路径的变化。

2.2 紧固件缺失对应变影响

为了分析关键紧固件缺失对试验件应变分布的影响，对试验件紧固件缺失前、紧固件缺失后应变监测结果进行对比，分别如图 8-图 10 所示。

对于试验件远端应变（应变片编号：106、131、206、233）和加载方向对称面处应变（应变片编号：215、231、238），试验件紧固件缺失前、紧固件缺失后并无显著区别（≤3.2%），可见关键紧固件缺失后并未对试验件远端传载、水平三叉接头/对接带板的传载比例产生显著影响。

对于第 1 排紧固件位置的应变片（应变片编号：114、129、135、214、230、237），关键紧固件缺失后，各应变值均略有增加（5%以内），靠近缺失紧固件、远离缺失紧固件位置的应变变化量无显著区别。分析认为，紧固件缺失处由于无钉载，导致对应孔边两侧区域的应变减小；但第 1 排其它紧固件钉载增大，导致对应钉孔两侧应变增大，两者效果叠加，使得第 1 排紧固件处应变变化不大。此外，由于第 1 排处的紧固件缺失后，第 2-4 排紧固件钉载提高，增大了第 1 排紧固件位置的旁路载荷，导致第 1 排紧固件处应变提高。

对于第 2 排紧固件位置的应变片，关键紧固件缺失后，靠近缺失紧固件位置的应变（应变片编号：134、228、236）分别增加了 14.0%、22.1%、17.9%，远离缺失紧固件位置的应变（应变片编号：112、212）无明显变化（<2%）。由于第 1 排紧固件缺失，第 2排靠近紧固件缺失位置的紧固件载荷增加，继而导致对应的应变值增加。

对于第 3 排紧固件位置的应变片，关键紧固件缺失后，靠近缺失紧固件位置的应变（应变片编号：133、235）分别增加了 9.6%和 13.4%，远离缺失紧固件位置的应变（应变片编号：110、210）分别增加了 3.6%和 7.4%，第 1 排处紧固件缺失也显著提高了第 3 排的钉载，但第 3 排处靠近缺失紧固件、远离缺失紧固件的钉载变化量已趋于均匀。

对于第 4 排紧固件位置的应变片，应变片 108、132 位于水平三叉接头上，关键紧固件缺失后其应变值分别增加了 2.8%、9.1%；应变片 208、234 位于复材壁板上，应变值无显著变化。

在民机复合材料翼根连接结构设计中，可见关键紧固件缺失不会对远端应变产生显著影响，即通过远端应变监测无法有效识别紧固件缺失的出现。

紧固件缺失后，主要导致缺失紧固件之后一排处连接件应变的增加，试验测量应变最大增加了 22.1%，局部最大应变增加量还需结合分析模型进一步确定。根据民机设计要求，翼根连接完好试验件需承受极限载荷，关键紧固件缺失后只需承受限制载荷（0.67 倍极限载荷），紧固件缺失后，应重点分析缺失紧固件附近区域各部件的可能失效模式，以保证结构的安全。

3 、数值分析

3.1 有限元建模

试验应变监测仅能捕捉试验件有限位置的应变结果，采用经验证的数值分析模型可进一步分析紧固件缺失前、紧固件缺失后试验件的应变场分布、钉载变化情况。有限元模型前后处理、求解计算采用商用有限元分析软件 Hyperworks 进行，有限元模型如图 11 所示，建模采用的性能参数如表 1 所示[10]。

试验件蒙皮、长桁、三叉接头、对接带板、肋腹板假件及夹具均采用壳单元进行模拟，螺栓采用CBUSH 单元模拟，CBUSH 单元与壳单元通过 RBE3单元连接。CBUSH 拉伸刚度采用公式（1）计算：

CBUSH 剪切刚度K₂ 、K₃ 采用公式（2）计算：

式(1)-(2)中： t₁，t₂为被连接件厚度，当双剪时t₂为中间板厚度； d 为钉的直径； ,a b 是钉的连接类型系数，对于复材结构 a=2/3，b=4.2； n 是与钉的剪切形式相关，单剪时n=1，双剪时n=2；E₁，E₂是层板的等效弹性模量；E_f、 A_f 分别是紧固件的弹性模量和截面积。

CBUSH 扭转刚度K₄ 取 100 N/mm，转动刚度K₅、K₆ 取 109 N/mm。

使用点对面的 CGAP 单元模拟部件间的接触作用，CGAP 单元的轴向刚度定义为 1010 N/mm，摩擦系数定义为 0。

试验件夹持端约束 UX、UY、UZ，加载端约束UY、UZ，肋假件约束 UZ。参考点与加载端之间通过 RBE2 单元绑定，并在参考点施加 X 方向载荷，用于模拟试验加载。

3.2 计算与试验结果对比

有限元分析应变与试验监测应变对比如图 12 所示，两者误差基本在±10%以内，表明有限元模型可较为准确的反映试验件的传载和受力分布。

复材壁板、水平三叉接头、对接带板在紧固件缺失前、紧固件缺失后的应变分布分别如图 13-图 15所示。

3.3 紧固件缺失对钉载影响

采用有限元模型开展紧固件缺失对钉载的影响规律研究。有限元计算得到的第 1-4 排紧固件载荷对比分别如图 16 所示。编号 1-3 紧固件缺失后，导致其它紧固件钉载均有所增大，特别是靠近缺失紧固件附近，钉载显著提高。图 16 中编号 1-4 紧固件钉载增大约 15%，编号 2-3 紧固件钉载增大约 18%，编号 2-4 紧固件钉载增大约 15%，编号 3-3、3-4 紧固件钉载增大约 12%，其它紧固件钉载增大均在5%-10%之间。

对有限元计算结果中每排紧固件钉载进行汇总，紧固件缺失前、紧固件缺失后传载对比如表 2所示。紧固件缺失后，对各排紧固件的传载有显著影响，第 1 排紧固件传载显著下降，第 2、3 排紧固件传载增大 10%-13%，第 4 排紧固件传载略有上升。计算连接部件传递总载表明，关键紧固件缺失对水平三叉接头、对接带板的载荷分配基本未产生影响。

在民机复合材料翼根连接结构设计中，可见紧固件缺失后，紧固件钉载变化规律与试验件应变变化规律类似，需重点校核缺失紧固件附近区域的裕度是否满足设计要求。

4 、结论

通过试验、仿真相结合的方法研究了关键紧固件缺失对试验件连接刚度、应变分布、钉载分配的影响规律，主要取得以下结论：

1）试验件紧固件缺失前、后试验件的载荷-位移曲线基本重合，表明关键紧固件缺失不会对翼根结构的连接刚度产生显著影响。

2）试验应变监测表明，关键紧固件（位于第 1排）缺失后，第 1 排紧固件位置的应变片数值变化在 5%以内，第 2-4 排靠近缺失紧固件位置的应变片数值显著提高，最大分别提高 22.1%、13.4%、9.1%。

3）有限元计算应变与试验监测应变的误差基本在±10%以内。有限元分析表明，第 1-3 排靠近缺失紧固件位置的钉载显著提高，最大分别提高约 15%、18%、12%，其它紧固件钉载提高均在 5%-10%之间。

关键紧固件缺失对水平三叉接头、对接带板的载荷分配基本未产生影响。

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