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先進復(fù)合材料因其高比強度高比剛度良好的抗疲勞性和材料鋪層的可設(shè)計性等優(yōu)異特性，在航空航天飛行器的結(jié)構(gòu)中得到日益廣泛地應(yīng)用，其中連接設(shè)計在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中是必不可少的關(guān)鍵環(huán)，連接部位孔邊的應(yīng)力情況比較復(fù)雜，導(dǎo)致連接部位失效模式呈多樣性和復(fù)雜性因此，如何準確地預(yù)測連接部位的強度分析，還有零部件的失效模式與失效規(guī)律，對于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計是極為重要吮很多學(xué)者，在機械連接接頭的連接強度和破壞模式方面進行了大量的研究文獻。
累積損傷分析方法為基礎(chǔ)，對層合板接頭進行靜強度分析，該方法為更好地模擬、分析復(fù)合材料接頭破壞形式和逐漸破壞的過程提供一種強有力的手段以上研究大多針對單釘連接接頭強度進行估算，對于多釘連接接頭的強度估算只有很少的幾種，其中一種是根據(jù)工程實踐提出的經(jīng)驗方法，這種方法根據(jù)實際層壓板接頭的幾何尺寸，需要通過試驗來測定各種參數(shù)，所以費時費力，使用起來不夠方便還有一些研究人員，以有限元應(yīng)力分析為基礎(chǔ)，采用準則預(yù)測了層合板結(jié)構(gòu)雙剪聯(lián)接接頭的破壞載荷，但對損傷機理及損傷擴展過程未做深入探試文獻，考慮了接觸狀態(tài)非線性和累積損傷過程非線性的影響，對單列多釘進行了仿真模擬分析，但對材料非線性并未深入研究。
本研究針對復(fù)合材料層合板的單排多釘雙剪連接接頭，在文獻考慮單層復(fù)合材料在材料面及面上的非線性剪切應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系(材料非線性)的基礎(chǔ)上，分析不同最終失效判定準則對接頭靜強度預(yù)測的影響和適用性，并進一步分析不同孔間距離對接頭強度的影口對機械連接接頭部位在靜載作用下的累積損傷失效過程及釘孔孔徑的變化過程進行仿真模擬分機最后通過試驗數(shù)據(jù)驗證該方法的適用性。
失效判定準則采用在Hashin三維失效準則基礎(chǔ)上發(fā)展而來的含材料非線性因子的失效判定準則。根據(jù)復(fù)合材料接頭結(jié)構(gòu)常見的破壞模式，本研究不僅采用復(fù)合材料接頭結(jié)構(gòu)最終破壞判定準則(擠壓破壞拉伸破壞剪切破壞)，還采用釘孔永久伸長變形超過允許值的最終破壞判定準則，即當層合板多釘接頭任一種鋪層的任一個螺栓孔孔徑變形超過允許值時，則認為接頭發(fā)生破壞為方便下文敘述，本研究把擠壓破壞稱為第一種破壞準則，孔變形超過允許值稱為第二種破壞準則，無法繼續(xù)承載的破壞形式(剪切破壞或拉伸破壞)稱為第三種破壞準則，隨著載荷的增加，材料性能將發(fā)生變化，針對試驗所用的T300/BMP316聚酞亞胺樹脂基復(fù)合材料，選取了文獻采用的材料退化方法，基體拉伸或壓縮破壞，纖維拉伸或壓縮破壞，退化到相應(yīng)每個變量都乘以折減系數(shù)，有限元分析時采用了力加載方式，即假設(shè)每層的加載應(yīng)力相等。
在商業(yè)化有限元軟件ANSYS基礎(chǔ)上，編寫了復(fù)合材料多釘接頭三維累積損傷強度分析程序，其流程如圖所示分析流程如下：對有限元模型施加初始載荷P進行應(yīng)力分析，檢查層合板是否有單元發(fā)生失效，如果沒有有限元單元發(fā)生失效，則載荷相應(yīng)增加△P，可以進行下一步的應(yīng)力分析，如果有單元發(fā)生失效，則對發(fā)生失效的單元進行材料性能突然退化，并判斷結(jié)構(gòu)是否發(fā)生完全破壞，如沒發(fā)生完全破壞，重新在此載荷下進行應(yīng)力分析，循環(huán)繼續(xù)，直到結(jié)構(gòu)最終失效需要說明的是每次應(yīng)力分析的有限元幾何模型與初次應(yīng)力分析時的有限元幾何模型是一致的，只是部分單元的材料屬性發(fā)生了突然退化本文在模擬加載過程中對3個釘孔的變形進行了全程的數(shù)據(jù)記錄，d，g，f分別為3個螺栓釘孔在同一鋪層孔接觸面上。與180°向上的節(jié)點，這樣在載荷增加的任一步，3個孔徑的變形量。
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