基于Abaqus有限元分析軟件建立了復(fù)合材料螺栓聯(lián)接的三維有限元模型，以預(yù)測(cè)復(fù)合材料螺栓聯(lián)接的螺紋載荷分布，為使模型符合真實(shí)情況，將螺母支承在彈性地基上并通過(guò)Abaqus USDFLD子程序考慮了C基或SiC基復(fù)合材料拉壓不對(duì)稱特性。此外，本文對(duì)預(yù)測(cè)金屬螺紋的載荷分布的Yamamoto方法進(jìn)行了經(jīng)驗(yàn)性的推廣，使其可以反映C基或SiC基復(fù)合材料的各向異性和拉壓不對(duì)稱性。通過(guò)對(duì)比多組材料及幾何參數(shù)下推廣的Yamamoto方法(FYM)和有限元法(F-EM)預(yù)測(cè)的螺紋載荷分布驗(yàn)證了推廣的Yamamoto方法的有效性。研究結(jié)果表明：復(fù)合材料螺栓聯(lián)接的載荷分布通常比金屬聯(lián)接的載荷分布更均勻；隨著螺距與直徑之比的增加，螺紋載荷分布不均程度有所增加；復(fù)合材料螺栓繞其軸線相對(duì)于螺母的轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)載荷分布幾乎沒有影響。

       航天飛行器再人大氣層時(shí)與空氣劇烈摩擦，其頭錐和襟翼表面溫度可達(dá)1 650℃左右，這要求用于連接其熱防護(hù)系統(tǒng)和機(jī)體結(jié)構(gòu)的螺栓螺母具有優(yōu)異的熱物理和力學(xué)性能。金屬緊固件存在低高溫力學(xué)性能，大熱膨脹系數(shù)、大密度等缺點(diǎn)，不能滿足工程上日益提高的使用要求。C基和SiC基復(fù)合材料具有耐高溫、低熱膨脹系數(shù)、高比強(qiáng)度和高比剛度、抗疲勞、耐磨損等優(yōu)異性能，因此近年來(lái)C基和SiC基復(fù)合材料緊固件逐漸受到人們的關(guān)注。文獻(xiàn)[1]～文獻(xiàn)[6]中制備了C/SiC或C/C復(fù)合材料緊固件并對(duì)它們的抗拉或抗剪力學(xué)性能進(jìn)行了測(cè)試，發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料緊固件承受拉伸載荷時(shí)容易發(fā)生螺紋拉脫失效，這種失效模式導(dǎo)致螺栓的強(qiáng)度不能得到充分地發(fā)揮，因此有必要對(duì)復(fù)合材料緊固件受拉時(shí)螺紋的受載規(guī)律進(jìn)行研究。

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