西北工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院 王仲奇 常正平 郭飛燕 康永剛 李 暉

中航飛機(jī)西安飛機(jī)分公司 羅 群 劉博峰

大型飛機(jī)通常是指起飛總質(zhì)量超過100t的軍民用大型運(yùn)輸機(jī)和150座級以上的大型客機(jī)，具有尺寸大、高可靠性及長壽命（大型客機(jī)飛行壽命為90000h）等特點(diǎn)[1]。隨著我國大型飛機(jī)設(shè)計與制造技術(shù)的發(fā)展，飛機(jī)的裝配質(zhì)量也有了新的提高。為保證飛機(jī)輕量化、長壽命、高可靠性和氣密、油密性的要求，無頭鉚釘、高鎖螺栓和冠頭鉚釘?shù)刃滦瓦B接方式在大型飛機(jī)裝配中得到了廣泛的應(yīng)用[2]。

由于干涉配合鉚接的鉚釘能緊密地充滿釘窩及釘孔，并使釘孔均勻而適量地脹大，形成釘桿對釘孔的“支撐效應(yīng)”，所以干涉配合鉚接在疲勞壽命和密封性方面優(yōu)于普通鉚接[3]，大型客機(jī)C919和支線客機(jī)ARJ21在機(jī)翼壁板鉚接裝配中大量使用無頭鉚釘干涉連接，以滿足連接質(zhì)量要求。隨著對飛機(jī)制造效率及精度需求的不斷提高，以自動鉆鉚系統(tǒng)為代表的自動化連接設(shè)備在壁板裝配中得到了大量應(yīng)用，尤其在無頭鉚釘干涉連接過程中必須盡可能使用自動化設(shè)備。本文主要從無頭鉚釘干涉連接技術(shù)和設(shè)備應(yīng)用兩方面展開討論。

無頭鉚釘連接工藝流程

無頭鉚釘是一種沒有鉚釘頭的實(shí)心圓桿干涉鉚釘，具有以下優(yōu)點(diǎn)：（1）鉚接后沿鉚釘桿全長可形成較均勻的干涉配合，成倍地提高連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。（2）采用無頭鉚釘干涉配合的鉚接，能夠可靠地保證鉚釘自身的密封性[4]。無頭鉚釘安裝過程必須依靠自動化安裝設(shè)備，才能符合設(shè)計技術(shù)要求，實(shí)現(xiàn)壁板穩(wěn)定的、高質(zhì)量的連接。對單個鉚釘連接過程而言，其主要工藝流程包括定位、夾緊、制孔、锪窩、放釘、鉚接和銑平，如圖1所示。

圖1 無頭鉚釘自動鉆鉚安裝工藝流程

無頭鉚釘干涉連接技術(shù)

無頭鉚釘連接過程中不僅鉚釘鐓粗變形，被連接件也因釘桿膨脹和鐓頭擠壓產(chǎn)生不同程度的變形，同時，被連接件多為薄壁件，剛度小、易變形，大量的鉚釘連接使薄壁件產(chǎn)生更加復(fù)雜的裝配變形和殘余應(yīng)力，增加了連接結(jié)構(gòu)的脆性，降低了飛機(jī)的疲勞壽命。因此，開展無頭鉚釘干涉連接方面的技術(shù)研究，對大型飛機(jī)壁板的精準(zhǔn)裝配和使用壽命的提高有重要作用，其中應(yīng)力應(yīng)變分析是研究的基礎(chǔ)。

1 應(yīng)力應(yīng)變分析

連接結(jié)構(gòu)主要分為鉚釘和被連接件兩部分（壁板、長桁等），因此應(yīng)力應(yīng)變的分析對象包括鉚釘和被連接件。目前對于連接結(jié)構(gòu)的應(yīng)力應(yīng)變分析主要圍繞被連接件展開，而針對鉚釘?shù)难芯縿t較少。研究方法主要包括理論分析、數(shù)值模擬和試驗研究，并取得了不少有價值的研究成果。

1.1 鉚釘應(yīng)力應(yīng)變分析

由于鉚接過程屬于復(fù)雜的非線性過程，很難定量地描述其成形過程。美國威奇塔州立大學(xué)Li[5]結(jié)合塑性成形體積不變原理，將無頭鉚釘安裝的過程簡化為圓柱體等體積成形過程A0h0=A1h1=A2h2= …=Amhm，如圖2所示，利用主應(yīng)力法建立了鉚釘?shù)妮S向應(yīng)力σz和徑向應(yīng)力σr理論公式：

其中,σy為屈服強(qiáng)度，μ為摩擦系數(shù)，并得出了壓鉚力計算公式：

但該過程中沒有考慮干涉量，鐓頭形狀并非為標(biāo)準(zhǔn)圓柱體的實(shí)際情形。

俄國學(xué)者M(jìn)alinin通過小彈塑性變形理論建立了被連接件殘余應(yīng)力數(shù)學(xué)模型，Shishkin[6]在該基礎(chǔ)上研究了鉚釘與被連接件間的接觸載荷，將鉚接過程中的接觸載荷分為加載和卸載兩類，分別為q0和q1，并在體積不變假設(shè)條件下，得到了鉚釘?shù)妮S向應(yīng)力σr（2）（a）和切向應(yīng)力σt（2）（a）表達(dá)式，具體參數(shù)參考文獻(xiàn)[6]。

圖2 無頭鉚釘安裝過程

式中，E為材料彈性模量，C為塑性區(qū)半徑，ω為徑向擴(kuò)張比例，

為變形曲線系數(shù)，σ(B)、σ(S)分別為材料最終強(qiáng)度和ε屈ε(B(B)服E)E強(qiáng)--σ度σ(，S(1S))代表被連接件參數(shù)，2表示鉚釘參數(shù)。兩種表示方式：（1）絕對干涉量a；（2） 相對干涉量100%，其中a為配合前孔的半徑，a1為干涉配合后孔的半徑。

法國學(xué)者Blanchot等[7]利用15°扇形切片模型、二維軸對稱模型和三維對稱模型分別模擬鉚接過程，發(fā)現(xiàn)3種模型模擬得出的應(yīng)力應(yīng)變場分布一致，從而可應(yīng)用費(fèi)時最少的模型來進(jìn)行鉚接過程模擬。

夏平等[8]將鉚釘成形過程看成圓盤類零件的模鍛過程，定性分析了鉚接過程中鉚釘?shù)膽?yīng)力應(yīng)變狀態(tài)變化；劉平[9]將鐓頭成形過程看作圓柱體鐓粗過程，基于基元板列平衡微分方程，通過與屈服準(zhǔn)則聯(lián)立求解鉚接力，并根據(jù)塑性應(yīng)變將鐓頭成形區(qū)分為難變形區(qū)、大變形區(qū)和小變形區(qū)。

1.2 壁板應(yīng)力應(yīng)變分析

對壁板應(yīng)力應(yīng)變理論分析，Li[5]將鉚接后壁板受力簡化為厚壁筒內(nèi)外受均勻的壓力、鐓頭覆蓋區(qū)受軸向的壓力，單元受力分析如圖3所示，得出了其徑向和周向應(yīng)力表達(dá)式，以及軸向力均布作用下的表達(dá)式，但該理論沒有考慮無頭鉚釘連接干涉量和徑向應(yīng)力沿軸向分布不均的情形，對于此問題，目前還沒有較好的解決方法。

無頭鉚釘在大型飛機(jī)壁板使用中需滿足一定的干涉量要求，干涉量

式中，pr為鉚釘與孔的接觸壓力，pz為鐓頭與被連接件之間的接觸壓力，Re為鐓頭直徑，r0為鉚釘初始直徑。

吳森[10-11]同樣根據(jù)厚壁筒理論，以平面應(yīng)變、有限邊界情況和理想彈塑性材料的假設(shè)進(jìn)行了干涉配合緊固件孔的彈塑性分析，給出了便于分析計算彈性極限干涉量，塑性區(qū)半徑，彈、塑性區(qū)內(nèi)的徑向和軸向應(yīng)力分布的參數(shù)方程。當(dāng)干涉配合處于彈性階段時，其應(yīng)力分布模型為：

彈性極限干涉量為：

當(dāng)處于塑性配合時，孔邊應(yīng)力分布模型在彈性區(qū)內(nèi)為：

圖3 厚壁筒受力分析圖

在塑性區(qū)內(nèi)為：

式中，E、υ為材料的彈性模量和泊松比，σs為材料屈服強(qiáng)度，ρ為干涉配合的塑性半徑。

加拿大學(xué)者Li等[12-15]應(yīng)用中子衍射技術(shù)、微應(yīng)變測量方法研究了鉚接過程及其搭接結(jié)構(gòu)在受力作用下的殘余應(yīng)力應(yīng)變場分布，然后與數(shù)值模擬結(jié)果相比較得出，有限元分析得到的應(yīng)力應(yīng)變結(jié)果和試驗得到的基本一致，應(yīng)力應(yīng)變在板料厚向和徑向為非線性不均勻分布；同時研究了配合間隙和摩擦系數(shù)對單排三釘搭接結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變分布的影響，結(jié)果表明，配合間隙減小，殘余應(yīng)力增大，孔邊應(yīng)力最大位置也隨之改變，如圖4所示。

圖4 無頭鉚釘鉚接應(yīng)力場分析

波蘭學(xué)者Wronicz等[16]利用X射線衍射儀和微應(yīng)變片測量了鉚接過程中被連接件的應(yīng)力應(yīng)變，并與FEM計算結(jié)果進(jìn)行了比較。結(jié)果顯示，較高的壓鉚力和帶鉚接補(bǔ)償?shù)你T釘具有更高的應(yīng)力和應(yīng)變，故認(rèn)為在鉚接孔附近存在高的應(yīng)力和應(yīng)變梯度。

Atre等[17]應(yīng)用有限元法研究了鉚接過程中密封劑和殘留切屑對干涉連接質(zhì)量和殘余應(yīng)力的影響，得出密封劑增加了孔間的殘余圓周應(yīng)力。

德國學(xué)者Baha II等[18]研究了平錐頭鉚釘?shù)陌惭b過程，分析鉚接力、釘孔配合間隙、摩擦系數(shù)和鉚釘長度對被連接件接觸面間殘余應(yīng)力狀態(tài)和殘余接觸壓力的影響，認(rèn)為鉚接力和鉚釘長度對徑向殘余應(yīng)力影響較大，摩擦系數(shù)對鐓頭形狀影響顯著，但對殘余應(yīng)力分布影響不大。

2 鉚接變形分析

2.1 鉚釘變形分析

鉚釘鐓頭尺寸被視為衡量連接質(zhì)量的重要標(biāo)志，鉚釘變形分析一般主要圍繞如何形成合格鐓頭尺寸展開。其中鉚接力是最重要的影響因素，它不僅影響最終成形的鐓頭尺寸，也對連接件的應(yīng)力應(yīng)變場分布有重要作用。

荷蘭代爾夫特理工大學(xué)Rijck等[19]研究認(rèn)為鐓頭尺寸可視為衡量飛機(jī)疲勞壽命的重要標(biāo)志，其改變了被連接件受力時的應(yīng)力應(yīng)變場分布，并基于假設(shè)：（1）鉚釘與釘孔間隙為零，即沒有材料通過塑性流動進(jìn)入釘孔；（2）鐓頭形狀為標(biāo)準(zhǔn)圓柱狀，即釘孔外面的材料形成鉚釘?shù)溺咁^，構(gòu)建了鉚接力與鉚釘鐓頭直徑D和高度H的理論關(guān)系。

式中，D0、H0分別為釘孔外鉚釘部分初始直徑和高度，K、n分別為材料強(qiáng)度系數(shù)和硬化指數(shù)。

威奇塔州立大學(xué) Cheraghi[20]利用數(shù)值方法和統(tǒng)計方法分析了鉚接力、鉚釘長度、鉚釘直徑和孔徑間的尺寸公差對鉚接質(zhì)量的影響。研究表明，在使用推薦的锪窩尺寸鉚接時，大部分鉚釘成形后因與被連接件之間存在間隙而不符合質(zhì)量要求；在一定鐓頭尺寸要求下，減小沉頭窩深度，能適當(dāng)允許增加鉚釘孔和鉚釘?shù)某叽缙睿⒃龃筱T接力。

Kelly等[21]應(yīng)用有限元軟件仿真了軸對稱模型下鉚釘?shù)陌惭b過程，準(zhǔn)確地預(yù)測了鉚接成形力。Chen 等[22]研究發(fā)現(xiàn)鉚接過程中位移加載曲線的兩個拐點(diǎn)分別對應(yīng)于鉚釘材料的屈服點(diǎn)和鉚釘與釘孔接觸位置，并開發(fā)了一種參數(shù)化三維有限元鉚接模型，可實(shí)現(xiàn)快速計算。

Zhang等[23]依據(jù)鉚釘?shù)淖冃螌T接過程劃分為彈性、塑性和回彈3個階段，建立了相應(yīng)的力學(xué)模型，并利用有限元仿真進(jìn)行驗證，但該過程沒考慮被連接件的變形情況。牟偉強(qiáng)[24]、宋丹龍等[25]分別利用冪指數(shù)硬化理論和主應(yīng)力法建立了無頭鉚釘在金屬構(gòu)件、CFRP/A1復(fù)合構(gòu)件壓鉚過程中的壓鉚力計算公式，但沒涉及被連接件存在干涉量的情形。

2.2 壁板變形分析

鉚接過程中，由于釘桿在長度方向沿徑向變形不均勻，造成鉚釘孔沿軸向膨脹不均，同時受到鐓頭的擠壓作用，使釘孔周圍產(chǎn)生一定的變形，大量的鉚釘連接使壁板產(chǎn)生更加復(fù)雜的裝配變形。目前對于被連接件的變形研究主要集中于其在受力狀態(tài)下的變形情況，而對鉚接過程本身引起的變形研究較少。

Markiewicz[26]利用圓板和正方形板研究了鉚接過程的成形機(jī)理，并依據(jù)被連接件應(yīng)變隨時間變化將鉚接過程分為7個階段。

Bedair[27]研究了薄壁拼接結(jié)構(gòu)受載時因載荷分配不均而產(chǎn)生的復(fù)雜應(yīng)力應(yīng)變場分布，發(fā)現(xiàn)由于載荷分配不均引起的面內(nèi)彎曲應(yīng)力會導(dǎo)致連接件產(chǎn)生波浪式起伏，如圖5所示。

Aman等[28]研究了單排3釘?shù)你T接順序、鉚釘間距和被連接件之間的間隙對鉚接質(zhì)量的影響，得出隨著鉚釘間距增大，鉚接順序?qū)Ρ贿B接件的膨脹變形和殘余應(yīng)力的影響可忽略不計，但鉚釘間距和鉚接前的間隙對被連接件變形影響很大；鉚接順序?qū)︺T釘中殘余應(yīng)力和鉚接后的間隙影響很小，較小的被連接件間隙和較大的鉚釘間距能減小被連接件的變形。

浙江大學(xué)Bi等[29]利用有限元法對壁板定位布局進(jìn)行優(yōu)化，以減小裝配變形，結(jié)合有限元正交模擬試驗和偏最小二乘回歸法建立了定位點(diǎn)誤差和測量點(diǎn)誤差的關(guān)系表達(dá)式，并進(jìn)行迭代優(yōu)化。

Hong[30]以提高自動鉆鉚效率和裝配精度為優(yōu)化目標(biāo)，基于蟻群算法建立了自動鉆鉚路徑多目標(biāo)優(yōu)化模型，得到了較優(yōu)的鉚接路徑。

壁板鉚接變形是大量鉚接過程在時間和空間分布作用下的綜合效果，進(jìn)行理論分析比較困難，且增量鉚接過程數(shù)值模擬計算量巨大，通過合理的等效達(dá)到計算效率提高且對精度影響有限十分必要。Wang[31]將單釘鉚接變形簡化為釘孔受內(nèi)壓作用引起的，基于主應(yīng)力法和厚壁筒受壓理論構(gòu)建了鉚接力學(xué)等效單元，并結(jié)合有限元模擬得出了水平安定面鉚接變形最小的鉚接順序。

圖5 多釘連接受力作用下的變形

3 連接壽命研究

據(jù)統(tǒng)計，70%的飛機(jī)機(jī)體疲勞失效事故起因于結(jié)構(gòu)連接部位，其中80%的疲勞裂紋發(fā)生于連接孔處，可見連接質(zhì)量極大地影響著飛機(jī)的使用壽命。影響鉚接連接壽命的因素很多，如鉚接力、釘孔間隙、鉚釘尺寸和干涉量等，諸多學(xué)者從各方面進(jìn)行了大量研究。

荷蘭學(xué)者M(jìn)uller[32]利用試驗和理論方法研究了機(jī)身鉚接結(jié)構(gòu)的疲勞性能，表明增加鉚接力能使2024-T3鋁合金機(jī)身鉚接結(jié)構(gòu)疲勞性能提高10倍，被連接件在鉚接過程中產(chǎn)生的塑性變形在板料厚度方向十分不均，對連接結(jié)構(gòu)的壽命產(chǎn)生不良影響。

Li等[12-15]通過試驗和數(shù)值模擬得出，鉚接力是影響鉚接質(zhì)量最重要的因素，應(yīng)力應(yīng)變在板料厚向和徑向處于非線性不均勻分布，靠近沉頭一側(cè)的連接弱于鐓頭側(cè)，因此，疲勞裂紋易在孔邊或接觸面萌生，然后擴(kuò)展到沉頭側(cè)。

加拿大卡爾頓大學(xué)Rans等[33]研究了鉚接過程中殘余應(yīng)力的形成，認(rèn)為鉚接力的擠壓作用對板料中殘余應(yīng)力的形成和分布具有重要影響，在較大的鉚接力作用下，沉頭鉚釘連接會形成類似于“楔形”的連接機(jī)制，適當(dāng)增大沉頭鉚釘沉頭端凸出表面的高度，有助于增加疲勞壽命。

對于增大鉚接力能夠提高連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命的機(jī)理，可解釋為：（1）較大的鉚接力使釘孔填充更滿，鐓頭直徑更大，增加了被連接件間的夾緊力以及產(chǎn)生更好的接觸，使載荷傳遞和分布更合理；（2）較大鉚接力使釘孔膨脹更加充分，從而使釘孔周圍處于殘余壓縮圓周應(yīng)力的范圍增大，在一定程度上能夠抵消裂紋的張開應(yīng)力，延遲裂紋的擴(kuò)展，有效改變了鉚接結(jié)構(gòu)的連接壽命。

西北工業(yè)大學(xué)佘公藩等[34]研究了工藝參數(shù)對LY12材質(zhì)無頭鉚釘干涉量的影響，試驗證明必須選用凹形的上、下鉚模，才能獲得沿釘桿全長較均勻而又合理的干涉量；袁振等[35]認(rèn)為干涉量顯著地影響了孔周的殘余應(yīng)力場，在評估連接結(jié)構(gòu)疲勞特性時必須考慮干涉量的影響；Mu等[36]通過冪指數(shù)硬化理論建立了無頭鉚釘連接中工藝參數(shù)與干涉量之間的理論關(guān)系，并通過數(shù)值模擬進(jìn)行了驗證。

式中，d為鉚釘直徑，D為釘孔直徑，l為鉚釘長度，t為板料厚度，H為鐓頭高度，F(xiàn)為鉚接力，B、n分別為材料的強(qiáng)度系數(shù)和硬化指數(shù)。

南京航空航天大學(xué)王宇波等[37]分析了自動鉆鉚和手工鉚接對連接件疲勞壽命的影響，并比較不同工藝參數(shù)組合下的連接件壽命，結(jié)果表明，采用自動鉆鉚較傳統(tǒng)鉚接疲勞壽命顯著提高，不同工藝參數(shù)組合對疲勞壽命的影響也很顯著；劉連喜等[2]研究了自動鉆鉚工藝參數(shù)對無頭鉚釘連接質(zhì)量的影響，得出壓鉚力是影響干涉量的最主要因素；李奕寰等[38]研究了在電磁鉚接中鉚模傾角對鉚接質(zhì)量的影響，結(jié)果表明：鉚模傾角對干涉量有較大影響，傾角越小，干涉量越大；采用66°鉚模傾角可以實(shí)現(xiàn)較理想的干涉配合，接頭疲勞壽命最長。

無頭鉚釘安裝設(shè)備應(yīng)用現(xiàn)狀

大型飛機(jī)壁板因其尺寸大、開敞性好，易于實(shí)現(xiàn)自動化裝配，因此無頭鉚釘安裝過程主要通過自動鉆鉚設(shè)備實(shí)現(xiàn)。自動鉆鉚系統(tǒng)主要由自動鉆鉚機(jī)、托架、大型移動工作臺、導(dǎo)軌、工件定位夾緊裝置及控制系統(tǒng)等組成，可一次性地連續(xù)完成夾緊、鉆孔、锪窩、注膠、放鉚和銑平等工序。自動鉆鉚設(shè)備和配套托架在大型飛機(jī)壁板裝配中的廣泛應(yīng)用，大大減少了人為因素造成的缺陷，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)大型壁板快速、高效、精確裝配，提高了裝配質(zhì)量和裝配效率。

C919機(jī)翼壁板無頭鉚釘干涉配合連接通過GEMCOR公司G86型自動鉆鉚機(jī)實(shí)現(xiàn)安裝，如圖6、圖7所示。自動鉆鉚設(shè)備的應(yīng)用為大型飛機(jī)的研制提供了有力保障，但同時帶來了一些新的問題。

圖6 美國GEMCOR公司G86自動鉆鉚機(jī)的應(yīng)用

圖7 無頭鉚釘安裝現(xiàn)場

自動鉆鉚過程涉及設(shè)備的多維度運(yùn)動，運(yùn)動機(jī)構(gòu)復(fù)雜，數(shù)控加工過程中易發(fā)生機(jī)構(gòu)與機(jī)構(gòu)、機(jī)構(gòu)與工件之間的干涉和碰撞。當(dāng)前采用的主要方法是鉆鉚機(jī)先根據(jù)理論點(diǎn)位NC代碼空走一遍，工藝人員標(biāo)出容易產(chǎn)生干涉的位置，然后修改NC代碼或卡板位置，直到符合要求，此方法費(fèi)時費(fèi)力?；贑ATIA中DMU模塊進(jìn)行二次開發(fā)，能夠較為準(zhǔn)確地模擬自動鉆鉚過程中各機(jī)構(gòu)的運(yùn)動，檢查出干涉、碰撞等問題[39]，但當(dāng)前工藝仿真沒有考慮系統(tǒng)設(shè)備在運(yùn)動過程中的物理特性和變形數(shù)據(jù)，仿真精度難以保證。

大型客機(jī)機(jī)翼壁板尺寸大，甚至超出了托架的范圍，因此鉚接過程必然存在壁板的多次裝夾，以實(shí)現(xiàn)最大程度的自動鉚接。多次裝夾過程中帶來的累積誤差將影響壁板的裝配精度，所以必須盡可能地減少裝夾次數(shù)并提高每一次的鉚接率，尤其是首次鉚接完成率。為此需要專門研制針對壁板產(chǎn)品特征的定位工裝，以提高裝配效率和精度。

受壁板結(jié)構(gòu)外形的影響，某些加工區(qū)域可達(dá)性較差，自動鉆鉚設(shè)備的應(yīng)用受到了限制，因此需要采用其他小型設(shè)備進(jìn)行補(bǔ)鉚。電磁鉚接作為一種新型鉚接工藝，由于其鉚釘變形時間短，釘桿膨脹和鐓頭成形幾乎同步完成，在釘桿和釘孔間形成的干涉比較均勻，可應(yīng)用于無頭鉚釘?shù)难a(bǔ)鉚安裝過程中。電磁鉚接技術(shù)在國外已得到廣泛應(yīng)用，波音、空客、龐巴迪和巴西航空都為自動鉆鉚設(shè)備配備了電磁鉚槍作為補(bǔ)鉚設(shè)備（見圖8），但在國內(nèi)尚處于應(yīng)用的初期，因此，需要進(jìn)一步研究拓展。

對未來發(fā)展的思考

圖8 手持式電磁鉚槍HH503

首先，隨著復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上所占比重的不斷提高，其應(yīng)用范圍也從次承力構(gòu)件擴(kuò)展到主承力構(gòu)件，但復(fù)合材料在結(jié)構(gòu)裝配連接方面的問題也逐漸突出。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的裝配涉及復(fù)合材料-復(fù)合材料、復(fù)合材料-金屬材料之間的連接，與金屬材料相比，復(fù)合材料層間強(qiáng)度低，抗沖擊能力差，因此，其裝配連接難度大，技術(shù)要求高。在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配過程中，鉚接仍是其采用的主要機(jī)械連接方式之一，但由于普通鉚接中釘桿膨脹不均，易造成結(jié)構(gòu)損傷和孔壁接觸受力不均，導(dǎo)致應(yīng)力集中而加速疲勞破壞，所以實(shí)際生產(chǎn)中多采用間隙配合并限制干涉配合。有研究表明，適量的干涉能有效提高復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的連接強(qiáng)度和使用壽命[40-41]，國內(nèi)外在這方面開展研究已有多年，但由于連接工藝不成熟，國內(nèi)飛機(jī)在制造過程中一般仍采用間隙配合，因此，探索研究復(fù)合材料干涉配合連接機(jī)理、理想干涉量和干涉均勻性的控制方法以及疲勞損傷特性，對提高復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的裝配質(zhì)量至關(guān)重要。

第二，飛機(jī)裝配中遇到的主要問題是薄壁件的易變形以及產(chǎn)品在裝配過程中的尺寸變化，在多階段裝配工藝過程中，連接外力引起的裝配變形易導(dǎo)致產(chǎn)品的幾何尺寸超差[42]。以壁板自動鉆鉚過程為例，其裝配過程屬于增量式自動鉚接過程，最終的裝配變形是壁板在一定的約束條件下，由大量單點(diǎn)鉚接引起的變形傳遞、耦合和累積的結(jié)果，目前對單個鉚釘?shù)你T接變形研究較多，而對多釘連接作用下的變形涉及較少。影響增量式鉚接變形的因素眾多，耦合作用明顯，但其應(yīng)力應(yīng)變場分析仍是關(guān)鍵，從單釘連接到增量式鉚接下的應(yīng)力應(yīng)變場耦合規(guī)律研究和殘余應(yīng)力場作用下的變形分析將是難點(diǎn)。對于薄壁件裝配變形的控制方法，目前研究主要集中于定位布局優(yōu)化、工裝結(jié)構(gòu)設(shè)計、裝夾力大小及順序優(yōu)化、工藝參數(shù)優(yōu)化和裝配順序優(yōu)化等方面，其中工裝結(jié)構(gòu)設(shè)計、定位布局一般依賴于經(jīng)驗，工藝參數(shù)優(yōu)化和裝配順序優(yōu)化可作為未來研究的重要方面。

第三，先進(jìn)連接方式和新材料在飛機(jī)制造中的應(yīng)用，極大地促進(jìn)了飛機(jī)使用性能的提高，但也會導(dǎo)致原有的連接設(shè)備和工藝不再適用，因此，必須采用更為先進(jìn)的自動化連接設(shè)備和工藝才能保證裝配質(zhì)量和裝配效率，如電磁鉚接技術(shù)。電磁鉚接作為一種新的連接工藝，對保證干涉配合連接中干涉量的均勻性具有很大的技術(shù)優(yōu)勢，能夠極大提高連接壽命。國外各航空公司已廣泛應(yīng)用美國Electroimpact公司的電磁鉚接設(shè)備，包括手持式和自動化的電磁鉚接設(shè)備。電磁鉚接技術(shù)已在波音、空客系列的飛機(jī)制造中得到了應(yīng)用，最新研制的A380飛機(jī)也采用了電磁鉚接技術(shù)[43]，但電磁鉚接技術(shù)在國內(nèi)飛機(jī)型號中應(yīng)用仍然有限。目前國內(nèi)的自動化裝配水平與國外相比仍有很大差距，必須加強(qiáng)設(shè)備的研制和技術(shù)創(chuàng)新才能適應(yīng)競爭日益激烈航空產(chǎn)業(yè)。

結(jié)束語

本文首先分析了無頭鉚釘?shù)倪B接工藝流程，然后以鉚釘和壁板為研究對象，從應(yīng)力應(yīng)變、鉚接變形和連接壽命3個方面出發(fā)，總結(jié)了當(dāng)前理論分析、數(shù)值模擬和試驗研究取得的成果，并指出其優(yōu)缺點(diǎn)，最后介紹了無頭鉚接安裝設(shè)備的應(yīng)用現(xiàn)狀及存在的問題，并提出了未來亟待解決的問題。

開展大型飛機(jī)壁板無頭鉚釘干涉連接技術(shù)的研究，有助于解決無頭鉚釘連接變形控制、疲勞壽命提高等問題，從而實(shí)現(xiàn)壁板的高效精準(zhǔn)裝配。無頭鉚釘干涉配合連接是為適應(yīng)當(dāng)代飛機(jī)對疲勞壽命、密封及防腐要求越來越高而發(fā)展的新型連接方式，具有很大的優(yōu)勢，應(yīng)用前景廣闊。