摘 要：該文通過試驗研究了埋頭鉚釘和突頭鉚釘?shù)睦撈茐膹姸燃袄撈茐哪Ｊ?，給出了典型的鉚釘拉脫破壞載荷，可供飛機設計使用。

關鍵詞：鉚釘 拉脫力 試驗研究

中圖分類號：V261.29文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2013）05（b）-0007-02

現(xiàn)代飛機生產(chǎn)制造過程中，由于結構設計、工藝維修、檢查的需要，機械連接不可或缺，鉚接結構以其重量輕、成本低、工藝簡單而普遍使用。鉚接是一種不可拆卸的連接，它是依靠鉚釘釘桿鐓粗形成鐓頭將構件連接在一起，其可靠性強，連接強度較高，便于攜帶和便于使用自動鉆鉚設備等優(yōu)點而成為一種應用廣泛的永久性連接方法[1]。

隨著新型飛機的研制，為滿足結構設計要求，提高飛機性能，鉚接技術不斷發(fā)展，出現(xiàn)自動鉆鉚、電磁鉚接技術等，不但可以提高工作效率，還可以減少質量波動，改善鉚接結構的抗疲勞性能。自動鉆鉚技術主要應用于安裝工作量大、表面質量要求嚴、種類單一的緊固件和具有較好的開敞性的裝配件。例如在波音737尾段中，應用自動鉆鉚機進行緊固件安裝的組件主要有上下壁板、上下甲板、輔助動力艙門（APU）等[2]。

鉚釘是緊固件的一種形式，主要提供結構的連續(xù)性并允許在被連接件之間傳遞剪切載荷，決不允許在主要結構中作抗拉應用。鉚釘僅允許在拉伸力為次要載荷存在的地方應用，例如：

a）在氣動力引起升力的情況下蒙皮與結構的連接；

b）蒙皮在存在內壓（燃油壓力、機身內部壓力等）的情況下與結構的連接；

c）承受對角拉伸起皺的腹板的連接；

d）薄板與有可能出現(xiàn)釘間屈曲的受壓元件的連接。

當懷疑鉚釘有可能經(jīng)受超過次拉伸載荷時，則應使用螺栓或鋼的箍緊套環(huán)緊固件。作為強度檢查的目的，需要給出鉚釘（埋頭、突頭）的抗拉強度，本文基于此進行理論估算和試驗方面的研究。

1 理論估算

鉚釘拉脫破壞跟鉚接結構密切相關，包括鉚釘形式、鉚釘尺寸、連接板材料厚度等等因素，這些也決定了鉚釘拉脫破壞模式的復雜多樣性，其中最主要的為鉚釘頭剪切破壞（環(huán)切）、鉚釘桿拉斷和連接板拉豁。理論估算鉚釘拉脫力沒有詳細的計算公式，在飛機設計手冊第9冊和MMPDS中簡單給出了某種特定類型鉚釘?shù)睦搹姸扔嬎愎絒3]，沒有普遍的適用性，而在飛機設計公司往往都是利用各自的試驗統(tǒng)計數(shù)據(jù)。該文規(guī)劃了有限范圍，特定形式的試驗項目，以期得到鉚釘拉脫的載荷，供飛機分析設計參考和數(shù)據(jù)積累。

2 試驗研究

該文設計試驗來模擬鉚釘拉脫破壞，主要考核鉚釘破壞，用厚度t=5mm的鋁板作連接件。試驗所用的鉚釘、連接件和試驗件編號詳見表1。鉚釘采用埋頭鉚釘、突頭鉚釘兩種鉚釘，埋頭鉚釘和突頭鉚釘示意圖見圖1和圖2。試驗件連接示意圖見圖3。

試驗在MTS試驗機上進行，將試驗件垂直支持在試驗機上、下夾頭之間，試驗件的加載接頭與試驗機夾頭簡支連接，使拉力作用線通過鉚釘軸線，試驗件安裝及加載見圖4所示。

試驗按照預定的試驗順序加載，直到試驗件拉脫破壞，記錄最大破壞載荷見表2，典型的試驗破壞模式如圖5所示。

3 結語

該文通過試驗研究埋頭鉚釘、突頭鉚釘?shù)睦撈茐妮d荷及破壞模式，給出典型鉚釘?shù)睦撈茐妮d荷及破壞模式，并分析得到以下結論：

突頭鉚釘相較埋頭鉚釘有更高的拉脫破壞強度；

埋頭鉚釘主要的破壞模式為鉚釘頭的剪切破壞，而突頭鉚釘則鉚釘拉斷和釘頭剪切破壞的破壞模式都存在，鑒于試驗數(shù)據(jù)較少，其中的破壞規(guī)律還待進一步的研究。

參考文獻

[1]曹增強.鉚接技術發(fā)展狀況[M].航空工程與維修，2000，6：41.

[2]費軍.自動鉆鉚技術在波音737尾段項目中的應用[M].航空制造技術，2007，9：85.

[3]解思適.飛機設計手冊第9冊：載荷、強度和剛度[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.12：641-643.