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復合材料結構在飛機中的應用已經(jīng)有近40年的歷史，目前民用飛機復合材料的使用范圍從艙門等部件逐漸擴大到了主翼盒等主承力部件。隨著復合材料在飛機結構質(zhì)量中所占比例的增大，很多的主承力件、次承力件和整流罩的復合材料結構上出現(xiàn)了一些需要預埋金屬件的部位，某些軍用結構上也出現(xiàn)了金屬預埋件。層合板中金屬預埋件埋置方式的相關研究工作國內(nèi)開展較少，由于金屬與纖維增強樹脂的材料特性差別較大，剛度的不連續(xù)勢必造成在預埋件與母體層合板的界面上出現(xiàn)較為嚴重的應力集中現(xiàn)象。對于疲勞載荷作用下的航空結構，應力集中會極大地影響結構的疲勞壽命，使結構的使用壽命下降。另外由于金屬預埋件與母體纖維增強材料的界面上是由樹脂粘接，該處的強度主要決定于基體材料性能，這將進一步限制預埋件結構的承載能力。為了將金屬件埋入層合板，需要在鋪層前對預浸料或纖維布進行切割，這將導致結構中的增強纖維存在先天的不連續(xù)特征，纖維斷面若與預埋金屬件粘接不好，易在界面上造成母版本身的孔邊上產(chǎn)生分層現(xiàn)象。
為了盡量減小以上問題對含預埋件層合板結構強度的影響，需要通過數(shù)值仿真的方法研究不同埋置方式對結構強度分析，在結構進入制造階段之前對結構的承載能力進行預測，對不同埋置方式下結構的強度進行對比，找到較佳的預埋件設計方案。1982年Mathews采用有限元分析對纖維增強樹脂結構中的接頭強度進行了研究，1985年HartSmith分析后認為粘接結構的強度主要決定于搭接區(qū)域的長度和金屬件的細節(jié)設計，1986年Baker闡述了先進復合材料的若干連接問題，1988年Baker闡述了復合材料損傷維修的主要方法，Kieger闡述了飛機粘接主結構的應力分析方法，1989年CroBombe提出將整體屈曲作為粘接接頭的失效準則，1993年Chalkly闡述了采用復合材料對金屬結構進行維修的方法和理論，2002年Kradinov采用螺栓連接補片對含孔復合材料壁板進行了維修。從國內(nèi)外的相關文獻來看，對復合材料和金屬粘接問題的研究較多，但尚沒有對層合板中預埋金屬件結構進行分析的文章。本研究采用有限元方法對含金屬預埋件碳纖維層合板在單向拉伸載荷作用下的強度進行了分析，建立了三維分析模型，給出了兩種預埋件形式下的層合板初始強度、損傷位置和模式。
根據(jù)彈性力學結論和飛機結構中的使用情況，選擇了兩種典型的埋置方式進行了建模和分析，即含圓柱形金屬預埋件的層合板和含階梯形金屬預埋件層合板，每個單層板建為一個體元，對三維層合板結構進行精確建模。圖所示為圓柱形預埋件層合板中心區(qū)剖視圖，圖為階梯形預埋件層合板中心區(qū)剖視圖。兩個分析模型均為正方形碳纖維增強樹脂層合板，材料為(T300/QY8911)，邊長為0.2m，中心有一個鋁合金(LY12)預埋件。層合板的鋪層順序均為(450/450/00/900/00)，每個單層的厚度為0.15mm，總厚度為1.5mm。層合板的約束條件如圖所示，左下角邊緣約束三個線自由度，左邊界約束X方向線自由度，右邊界施加均布拉應力1.0Pa，形成單向拉伸加載狀態(tài)。將每個單層板假設為正交各向異性材料，剛度參數(shù)。
采用4節(jié)點四面體單元對兩個分析模型進行了網(wǎng)格劃分，保證每個單層板之間以及單層板和金屬預埋件界面上的位移連續(xù)性。由于單層板厚度方向尺度遠小于長度和寬度方向尺寸，因此在確定有限元網(wǎng)格尺寸時，應以厚度方向尺寸作為參考標準，否則容易出現(xiàn)單元畸形，導致剛度矩陣奇異。但這會導致較大的結構總自由度數(shù)，但相對于二維模型來說，從幾何和物理兩方面都極大地提高了對三維結構進行分析計算的仿真度。圖依次給出了圓柱形預埋件層合板中心區(qū)的網(wǎng)格圖和階梯形金屬預埋件的有限元網(wǎng)格。經(jīng)典層合板理論中，復合材料單層板的強度準則一般采用Hill-蔡強度理論或蔡-吳張量強度理論，這兩種強度理論適用于平面應力狀態(tài)的單層板。復合材料層合板的損傷模式主要包括纖維斷裂、基體斷裂、纖維失穩(wěn)、分層等形式。當某層中發(fā)生某種模式的損傷時，結構并未完全失去承載能力，其剩余強度仍然能夠承受一定的載荷，因此前述兩種強度準則是針對復合材料層合板的總體強度而言的。
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