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PART 01
一.引言
复合材料T型连接件在航空航天结构中扮演着至关重要的角色，它们连接着相邻的平板或曲面结构（例如，机翼的上部和下部蒙皮）和横向构件（例如，加强筋）。然而，这些连接件容易受到剥离载荷的影响，导致层间失效，例如分层和脱粘，从而影响结构的整体性能和飞行安全。为了提高复合材料T型连接件的损伤容限，研究人员提出了多种增强方法，例如使用韧性树脂系统、添加填料、以及通过厚度增强技术（例如Z-pin、簇绒和缝合）。缝合增强因其易于制造和增强效果显著而备受关注。然而，目前关于缝合增强对复合材料T型连接件抗拉性能影响的研究仍然有限。
近日，《Composites Part B: Engineering》期刊发表了一篇由美国密西西比州立大学和NASA兰利研究中心的研究团队完成的有关线缝增强对复合材料T型连接件抗拉性能的影响的研究成果。该研究通过实验验证了缝合增强能够显著提高复合材料T型连接件的抗拉性能和损伤容限，为提升大型航空航天结构的结构完整性提供了有效途径。论文标题为“Pull-off behavior of stitched composite T-joints”。
PART 02
二.实验
研究人员使用干碳预成形件和厚度方向缝合技术制造了T型接头，并使用真空辅助树脂传递成型 (VARTM) 工艺进行固化。他们使用了两种缝合技术：双边链式缝合和单边改进链式缝合。双边链式缝合用于加强筋部分，而单边改进链式缝合用于蒙皮/法兰区域。缝合完成后，使用VARTM工艺将树脂注入预成形件中，并进行固化。最后，使用水射流切割机和带锯将固化后的T型接头切割成测试样品。
研究人员使用50 kN机械试验机对缝合和未缝合的T型接头进行了拔脱测试。测试过程中，使用数字图像相关系统监测了T型接头表面的应变，并使用应变片监测了加强筋的应变。测试结果表明，缝合接头的最大载荷、位移和吸收能量分别比未缝合接头高约 16 %、34 % 和 58 %。
图 1 复合材料机翼蒙皮概念图。
图 2 T 型接头示意图。
图 3 (a) NASA 兰利研究中心 ISAAC 系统 (b) 单面末端执行器中使用的插入针和抓针。
图 4 切割前的 T 型接头腹板和蒙皮缝合位置。
PART 03
三.结果和分析
图 5 带有缝合位置和三角凸缘特征的缝合 T 型接头样品。
图 6 样品 US-1 的主应变和损伤起始 (图 9；段 AB) (a) 损伤前 (14.93 kN) (b) 初始损伤，分层轮廓 (14.51 kN)。
图 7 US-1 的裂缝路径和插入图中的横向基体裂纹和腹板中的分层。
PART 04
四.光学显微镜结果
缝合和未缝合接头都观察到纤维翘曲和树脂富集区域，尤其是在半径弯曲区域。此外，两种接头都观察到分层损伤沿着90°纤维方向扩展，并观察到分层迁移现象。与未缝合接头相比，缝合接头的加强筋和蒙皮/法兰区域周围存在更大的树脂富集区域，这可能是因为缝合过程中的纤维压实造成的。缝合接头的缝线在测试过程中未发生断裂，但在缝线之外的区域出现了分层损伤。
图 8 样品 S-1 的裂缝路径。
图 9 样品 S-1 在 (a) 点 3 (22.5 kN) 和 (b) 点 4 峰值后载荷 (14.8 kN) 的主应变。
图 10 (a) 在插入缝线周围树脂富集区域中的裂纹 (b) 在抓取缝线周围的树脂富集区域。
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五.小结
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