（中航工業(yè)北京航空制造工程研究所, 北京 100024）

壽命問題是影響飛行器安全運行的重要因素之一，在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中，把飛機結(jié)構(gòu)從開始使用到發(fā)生疲勞破壞所作用的循環(huán)載荷的次數(shù)或時間，稱為疲勞壽命。為了確保設(shè)備在使用時存在或正在擴展的裂紋不會發(fā)生無法挽回的災(zāi)難性事故，必須可靠地確定疲勞條件下的疲勞安全壽命，估算結(jié)構(gòu)的疲勞安全壽命對于設(shè)備的安全使用、維護具有重要意義[1]。隨著飛機壽命的增加，由于疲勞引起的飛機安全飛行問題越來越嚴(yán)重。

目前，飛機結(jié)構(gòu)件采用的主要連接方法仍是機械連接，一架飛機上裝有幾十萬甚至二、三百萬個鉚釘和螺栓。緊固件連接孔是飛機疲勞破壞的薄弱環(huán)節(jié)，因交變應(yīng)力的作用，源于孔的疲勞裂紋極易擴展到受力結(jié)構(gòu)件上而引發(fā)災(zāi)難性的事故[2-4]。服役飛機中發(fā)現(xiàn)的疲勞裂紋60%以上都出現(xiàn)在緊固件孔處。因此，必須采取長壽命連接工藝措施，避免緊固孔處初始裂紋的出現(xiàn)和延緩裂紋擴展的速度，這對提高飛機壽命顯得尤為重要[5]。

根據(jù)技術(shù)特點，長壽命連接技術(shù)可分為孔強化技術(shù)、干涉連接技術(shù)和防腐蝕和抗氧化技術(shù)?？讖娀夹g(shù)通過開縫襯套或無縫襯套使結(jié)構(gòu)孔壁產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力，可延遲裂紋的擴展，從而提高接頭的疲勞壽命。干涉連接技術(shù)通過緊固系統(tǒng)與被連接孔產(chǎn)生過盈配合，使孔壁產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力。復(fù)合材料干涉配合，使孔壁產(chǎn)生毛刷狀分層，孔壁產(chǎn)生軟化，大幅度降低應(yīng)力集中系數(shù)，從而提高結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。防腐蝕和抗氧化技術(shù)采用特種涂料和涂覆技術(shù)，將緊固件表面涂覆上一層涂層，使緊固件與結(jié)構(gòu)連接時達到結(jié)構(gòu)防腐蝕、連接時不被咬死、在高溫場合抗氧化，從而使結(jié)構(gòu)連接可靠，達到預(yù)期壽命。

近年來, 隨著現(xiàn)代先進飛機對壽命的要求越來越高,大大促進了長壽命連接技術(shù)的研究和開發(fā), 長壽命連接技術(shù)在廣度和深度上都取得了前所未有的進展。

孔擠壓強化技術(shù)

孔強化是對經(jīng)過最終熱處理構(gòu)件上的孔進行孔周局部強化處理，產(chǎn)生彈塑性變形的工藝過程，是提高連接部位疲勞壽命的工藝方法[6]。冷擠壓強化是孔強化的最有效方法，由于此方法操作簡便、增壽效果好，在世界范圍的飛機制造和維修業(yè)中廣泛應(yīng)用于容易滋生疲勞裂紋的結(jié)構(gòu)孔中。圖1給出了FTI 公司冷擠壓系列產(chǎn)品典型應(yīng)用部位，含下翼面、機翼掛架、機身或機翼的連接部位、環(huán)窗/門的周圍、起落架掛架、引擎掛架和結(jié)構(gòu)孔，如緊固件孔、鉚釘孔、排水孔。

通常所說的冷擠壓強化指孔壁冷擠壓強化，于20世紀(jì)60年代提出，用來作為延緩疲勞失效孔裂紋擴展的一種方法，其基本原理是使孔周產(chǎn)生有益的殘余壓縮應(yīng)力。經(jīng)冷擠壓強化后孔壁應(yīng)力分布如圖2所示[7]，強行擠壓的孔壁沿徑向擴張，使材料塑性屈服形成了殘余應(yīng)力，塑性變形的同時，孔周也存在著回彈。從圖2看出孔冷擠壓強化產(chǎn)生殘余徑向應(yīng)力和周向應(yīng)力，壓縮應(yīng)力從孔邊沿徑向擴大到一個直徑的環(huán)形區(qū)域，逐漸達到峰值，大致等于材料的壓縮屈服強度。拉伸應(yīng)力峰值為材料拉伸屈服強度的10%～15%，拉伸應(yīng)力區(qū)存在于壓縮應(yīng)力區(qū)之外。壓縮應(yīng)力遠大于拉應(yīng)力，這將可能把缺陷擴展為疲勞裂紋的拉應(yīng)力有效地屏蔽掉，因而改進結(jié)構(gòu)疲勞壽命。

圖1 FTI公司冷擠壓產(chǎn)品典型應(yīng)用部位Fig.1 Typical application site of FTI cold expansion products

圖2 冷擠壓強化孔周殘余應(yīng)力分布Fig.2 Circumferential residual stress distributions around a cold expanded hole

冷擠壓強化根據(jù)所用工具的不同，分為開縫襯套擠壓和芯棒擠壓兩種。芯棒擠壓是用拉槍或鉚槍使芯棒通過孔，芯棒大端直接與孔壁接觸。開縫襯套擠壓如圖3所示，通過使用錐形芯棒，配合內(nèi)部預(yù)潤滑的不銹鋼襯套來實現(xiàn)強化工藝。芯棒拉過孔時，徑向擴張，使孔周屈服，產(chǎn)生永久的殘余壓縮應(yīng)力，從而改善金屬結(jié)構(gòu)的疲勞壽命?？桌鋽D壓強化完成后，襯套被廢棄。

圖3 開縫襯套冷擠壓強化工藝Fig.3 Split sleeve cold expansion process

目前開縫襯套擠壓可強化材料有鋁合金、低碳鋼、鈦合金、高強鋼等所有航空金屬材料，可強化的直徑范圍3.1～25.4mm。通常擠壓量的選擇與材料特性、連接幾何參數(shù)等諸多因素有關(guān)。擠壓強化后有因襯套開縫而產(chǎn)生的微小凸臺，強化后需進行鉸孔。典型的飛行器結(jié)構(gòu)中，鋁合金的擠壓量至少為3%，鈦合金和高強度鋼的擠壓量為至少4.5%時，才能達到最佳的疲勞性能。

如圖4所示[8]，在典型的飛機結(jié)構(gòu)上，孔強化所帶來的疲勞壽命改進通常3～10倍，可以有效阻止孔周圍細小裂紋擴展，相比于重新設(shè)計結(jié)構(gòu)而言，是一種有效的省錢方式。無需增加重量或改變結(jié)構(gòu)剛度，簡單、易用的單側(cè)操作，適用于結(jié)構(gòu)操作空間受限的區(qū)域，如機翼下翼面在起飛前以及降落后，承受強烈的壓應(yīng)力?？字虚L期存在拉伸應(yīng)力，是疲勞易發(fā)生部位。以空客A320為例，此部位所有連接孔采用FTI公司的冷擠壓工藝后，單個機翼在滿足疲勞壽命的前提下減重近500kg。

開縫襯套冷擠壓強化技術(shù)自1969年開始投入使用以來，已得到全球范圍內(nèi)的軍、民機制造商和運營商以及軍隊的廣泛認證和應(yīng)用。在過去的40多年里，由于飛機不斷改進經(jīng)濟性，并不斷引進新材料，F(xiàn)TI公司不斷進行工藝試驗和疲勞試驗以滿足不同的應(yīng)用和新材料的需求。FTI平均每年會發(fā)表11篇與冷擠壓相關(guān)的論文，因其對產(chǎn)業(yè)的持續(xù)貢獻而得到認可，始終在這一技術(shù)領(lǐng)域保持世界領(lǐng)先地位。

隨著飛機減重、長壽命、可靠性的需求增長，F(xiàn)TI公司在開縫襯套冷擠壓強化技術(shù)基礎(chǔ)上，結(jié)合干涉配合連接技術(shù)，開發(fā)了如圖5所示的 ForceTec?、ForceMate?、GromEx?、FleXmate?等多種衍生緊固系統(tǒng)。在對緊固系統(tǒng)內(nèi)壁冷擠壓的同時，緊固系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)發(fā)生干涉，充分發(fā)揮了孔擠壓和干涉配合連接技術(shù)相結(jié)合提高飛機壽命的良好效果，具有裝配速度快、抗雷擊、導(dǎo)電性好的優(yōu)點，同時，接頭強度得到改進，大大提高結(jié)構(gòu)的疲勞性能和簡化結(jié)構(gòu)密封。

圖4 孔強化對 7075-T6 鋁合金裂紋的抑制作用Fig.4 Effect of cold expansion on stopping crack growth at 7075-T6 aluminum

圖5 FTI孔冷擠壓強化緊固系統(tǒng)Fig.5 Fastening system of FTI cold expansion

圖6 ForceTec?無耳托板螺母緊固系統(tǒng)Fig.6 ForceTec? fastening system

1 ForceTec? 無耳托板螺母

ForceTec?無耳托板螺母如圖6（a）所示，由底座和螺母兩組件構(gòu)成。其關(guān)鍵零件是用于固定螺母的底座，底座采用不銹鋼或鈦合金材料，結(jié)構(gòu)包括敞開式、封閉圓頂、高浮動以及面板結(jié)構(gòu)。底座內(nèi)孔有干膜潤滑層，使用標(biāo)準(zhǔn)FTI 拉槍、與復(fù)合材料特性相匹配的芯棒、鼻頂帽，安裝時，芯棒擠壓底座內(nèi)孔壁，孔壁與結(jié)構(gòu)實現(xiàn)干涉貼合。ForceTec?無耳托板螺母主要用來替代傳統(tǒng)的鉚接、開槽或粘接式托板螺母，大量文件證明ForceTec?無耳托板螺母能夠降低循環(huán)拉伸載荷對金屬結(jié)構(gòu)耐久性的影響。

從圖7 的ForceTec?無耳托板螺母與普通螺母安裝后的疲勞壽命對比可以看出，安裝ForceTec?無耳托板螺母冷擠壓孔的部件疲勞壽命是普通螺母安裝后的部件疲勞壽命的3～10倍，而且去除了舊工藝的鉚釘孔以及由此帶來的附加應(yīng)力。同時，不再需要安裝鉚釘，大大降低了結(jié)構(gòu)的重量。通過冷擠壓強化安裝ForceTec?無耳托板螺母底座，為孔周圍的材料引入了有益的殘余壓應(yīng)力。與鉚接形式相比，F(xiàn)orceTec?提供優(yōu)良的疲勞性能，能夠降低裂紋擴展速率或抑制細小裂紋的生長，從而提高部件的損傷容限。

圖7 ForceTec?無耳托板螺母冷擠壓強化部件與普通托板螺母安裝部件疲勞壽命對比Fig.7 Fatigue life comparison between ForceTec? and ordinary plate nut

ForceTec?與結(jié)構(gòu)孔之間的初始狀態(tài)為間隙配合，冷擠壓強化后，F(xiàn)orceTec?表面的防腐涂層不受損，且能均勻分布在孔表面，并保持最佳完整狀態(tài)，從而提供優(yōu)良的抗腐蝕能力。

ForceTec?系統(tǒng)的另一大特征是安裝速度快、安裝質(zhì)量始終如一，通常ForceTec?底座安裝時間是鉚接的1/4或1/2。另外，小孔不好鉆，特別是材料厚的部位或在鈦合金材料上，消除了這些鉚釘孔數(shù)就減少了疲勞裂紋源。ForceTec?無耳托板螺母簡單的安裝工藝以及改善疲勞壽命的優(yōu)勢，使其成為節(jié)約成本的最佳之選，明顯地降低了飛機的人力和維護成本。因其出色的特性，F(xiàn)orceTec?是美國國防部指定的唯一可用于武器掛架的無需鉚接的托板螺母系統(tǒng)。

2 ForceMate?襯套

ForceMate?襯套安裝工藝，通過拉拔一個過盈芯棒穿過孔中預(yù)置的一個間隙配合且?guī)?nèi)壁潤滑的襯套實現(xiàn)襯套安裝，單面操作。標(biāo)準(zhǔn)ForceMate?系統(tǒng)主要用于安裝NAS標(biāo)準(zhǔn)壓入式直通、翻邊襯套、標(biāo)準(zhǔn)公制襯套，如圖8所示，可實現(xiàn)鋁合金、鈦合金或高強度鋼多層疊材襯套安裝、多層疊材不同壁厚襯套安裝以及多層疊材所有襯套同時安裝。

如圖9所示，可以看出與傳統(tǒng)采用液氮冷縮配合襯套、強力壓合襯套相比，F(xiàn)orceMate?冷擠壓襯套擁有明顯的優(yōu)勢：（1）高度一致性地高干涉配合，同時對孔做冷擠壓，優(yōu)化抗疲勞性能；（2）增加疲勞壽命（15～20倍）；（3）提高損傷容限；（4）大幅延長裂紋生長周期（20 倍）；（5）消除微振疲勞；（6）提高抗腐蝕性；（7）延長檢查周期，減少生命周期成本。使用先進ForceMate?安裝工藝后，無需再擔(dān)心低溫液體的危險性、漫長的等待，襯套與安裝孔之間不再需要精密公差配合計算，更不用擔(dān)心安裝后的襯套在安裝過程中發(fā)生刮擦而產(chǎn)生無法檢測的損傷，同時不用擔(dān)心由于襯套與結(jié)構(gòu)孔間隙而導(dǎo)致的腐蝕。ForceMate?冷擠壓襯套安裝系統(tǒng)還可應(yīng)用于金屬/復(fù)合材料混合結(jié)構(gòu)，采用與不同材料相匹配的冷擠壓量同時在金屬與復(fù)合材料上安裝襯套，大大減少了生產(chǎn)周期與人力成本。

圖8 ForceMate? 襯套緊固系統(tǒng)安裝Fig.8 Installation of ForceMate? bushing

圖9 ForceMate? 緊固系統(tǒng)與冷縮襯套性能對比Fig.9 Performance comparison of ForceMate? and shrink fit

3 GromEx?系統(tǒng)

FTI 公司的GromEx?系統(tǒng)使用一個干涉配合的金屬薄襯套對緊固件孔壁進行強化，其工藝基于FTI 成熟的冷擠壓技術(shù)，針對復(fù)合材料而設(shè)計，徑向擠壓量經(jīng)過精細調(diào)整，確保適當(dāng)?shù)母缮嫘阅?，同時防止對復(fù)合材料產(chǎn)生局部損害。

GromEx?提高了緊固件與復(fù)合材料之間的導(dǎo)電性，具有優(yōu)異的抗雷擊性能，無需密封劑和粘貼劑。碳纖維/環(huán)氧乙烯面板帶粘接襯層采用10kA雷擊破壞試驗，最大可承受102kA，而完全相同的材料采用GromEx?襯套冷擠壓安裝，雷擊規(guī)模10倍于100kA，材料受損明顯小于粘接襯層的試驗組，說明GromEx?與粘接內(nèi)襯相比降低了雷擊對復(fù)合板的損傷[7]。

GromEx?系統(tǒng)獨特的特點是允許重復(fù)干涉配合緊固件安裝和拆除，不需要任何額外的機加工，也不需要對孔進行返修。重新安裝后無需移出GromEx?，緊固件仍能保持穩(wěn)定安裝和拆除力。同樣，GromEx?的內(nèi)徑保持在緊固件設(shè)計要求的干涉范圍尺寸之內(nèi)。

對安裝到GromEx?的緊固件和安裝到裸孔內(nèi)的緊固件性能進行了機械測試性能對比，使用單剪切樣品，按照ASTM D5961標(biāo)準(zhǔn)進行動態(tài)測試，如圖10所示[9]，測試結(jié)果顯示與裸孔相比，使用GromEx?不會對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損害，反而會提高產(chǎn)品生命周期。

4 FleXmate? 管路適配系統(tǒng)

FleXmate?管路適配系統(tǒng)采用FTI的冷擠壓工藝，成功應(yīng)用于世界各種最先進飛機的燃料系統(tǒng)、惰性氣體系統(tǒng)、發(fā)動機控制系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)以及排水系統(tǒng)，包含了工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)的端頭配件,可以設(shè)計成任意幾何形狀以滿足應(yīng)用需求。通過減少或者消除諸如襯墊、法蘭、扣件和密封劑等達到有效減輕重量的目的。FleXmate?適配器是從其初始的間隙配合放射狀膨脹后鎖定到結(jié)構(gòu)中達到均勻的干涉配合，通常安裝還會在適配器周圍引入一個有利的殘余應(yīng)力區(qū)域。如圖11所示[7]，與傳統(tǒng)的適配器不同，采用冷擠壓技術(shù)的FleXmate?適配器不需要緊固件就能夠抵抗滑移，不需要密封劑就可以密封貫穿部位。通過減少FleXmate?適配器的法蘭外殼，并且盡可能減少貫穿部位周圍的結(jié)構(gòu)襯墊，減少連接件的孔數(shù)從而降低附加重量，與此同時降低與之相關(guān)的應(yīng)力梯級。FleXmate?配件的干涉配合為金屬與復(fù)合材料疊層結(jié)構(gòu)提供強度收益，使得減輕重量成為可能。FleXmate?配件為貫穿機體結(jié)構(gòu)提供了更緊密、更經(jīng)濟的工藝方法，它的零件具有更小的徑向外殼，更輕，與采用緊固件的傳統(tǒng)配件相比對機體結(jié)構(gòu)的穿透更少。

FleXmate?系統(tǒng)另外一個重要的特性是適配器的安裝速度和恒定的安裝質(zhì)量。多數(shù)情況下，適配器安裝到一個單孔內(nèi)，消除了老工藝由于附有小鉚釘孔或緊固件孔所帶來的相關(guān)問題，包括更加集中的應(yīng)力，解決了短邊距結(jié)構(gòu)所帶來的安裝不便，增強了裂紋萌生點的疲勞強度。與傳統(tǒng)的間隙配合產(chǎn)品相比，所安裝的FTI 零件與安裝材料之間產(chǎn)生高干涉配合，從而擁有超強的抗疲勞性能。

圖10 GromEx? 干涉連接與間隙連接疲勞壽命對比Fig.10 Comparison of GromEx and bolt clearance fit fatigue life

圖11 FleXmate?系統(tǒng)與傳統(tǒng)適配器比較Fig.11 Comparison of FlexMate? fitting installation and traditional fitting

（干涉）連接技術(shù)

為了滿足飛機在結(jié)構(gòu)高壽命、高可靠性、減重、密封等方面的要求，美國、俄羅斯、法國等航空發(fā)達國家，自20世紀(jì)80年代起，針對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，開發(fā)了帶襯套的干涉連接緊固系統(tǒng)，如干涉單面螺紋抽釘和干涉環(huán)槽釘?shù)萚10]。近年來，緊固件的選用趨向于結(jié)構(gòu)簡單、減重、可靠、實現(xiàn)多種功能用途。

具有代表性的是Alcoa公司開發(fā)的Ergo-Tech緊固系統(tǒng)[11]，此緊固系統(tǒng)由釘體和襯套兩個零件組成（圖12）。相比于過去的5組件抽釘，Ergo-Tech系統(tǒng)結(jié)構(gòu)更簡單、可靠、減重。適合單面安裝結(jié)構(gòu)，不需要第2個人操作，安裝工具界面允許轉(zhuǎn)移安裝力以避免拉脫。另外，安裝過程不會將振動傳到操作者的手上，這樣安裝人機界面友好，這些平穩(wěn)的安裝特性使此緊固件適合于機器人自動安裝。Ergo-Tech系統(tǒng)已形成貨架商品，廣泛用于單面連接結(jié)構(gòu)自動化安裝。

圖12 Ergo-Tech緊固系統(tǒng)Fig.12 Ergo-Tech system

另一個具有代表性的是Lisi公司開發(fā)的（Sleeve Taper HI-LITETM System， STL）[12]，帶襯套的干涉錐形螺栓緊固系統(tǒng)的襯套內(nèi)壁為錐形，從頭到桿尾端壁厚逐漸加大。與多組件的干涉單面螺紋抽釘和干涉環(huán)槽釘相比，可靠性更高。與不帶襯套的錐形螺栓相比較，不需要制錐形孔，安裝工具、工藝簡單。同時，安裝過程中釘桿使得襯套徑向膨脹與孔壁貼合，干涉更均勻，提高接頭的電流散逸，實現(xiàn)高傳導(dǎo)、抗雷擊。STL緊固系統(tǒng)由于其優(yōu)良的性能，已廣泛應(yīng)用于A350翼盒、中機身。

防腐蝕和抗氧化技術(shù)

飛機為了減重，大量采用鈦合金緊固件。鈦合金緊固件與鋁合金結(jié)構(gòu)連接產(chǎn)生較大的電位差，連接部位易產(chǎn)生電位腐蝕而使接頭失效。因此，國外于20世紀(jì)70年代開發(fā)了鋁涂層，如Hi-Shear公司的Hi-Kote1、Hi-Kote4鋁涂層，用于合金鋼、鈦合金緊固件，解決電偶腐蝕問題，在先進飛機上得到廣泛應(yīng)用。隨后其他公司開發(fā)了Kal-Gard 2242、Kal-Gard 2245和Incotec-8G、Incotec-9等鋁涂層，制定了相關(guān)公司標(biāo)準(zhǔn)，如波音公司的BMS10-85、Hi-Shear公司的HS294和HS397，并形成了緊固件用鋁涂層的航空航天標(biāo)準(zhǔn)NAS4006，對涂層的厚度、粘結(jié)力、耐熱、脆性、耐液壓油、防腐、潤滑等性能進行了規(guī)定，對整個緊固件鋁涂層的發(fā)展起到了規(guī)范作用。

1 無鉻環(huán)保鋁涂層

抗偶腐蝕涂層采用的鈍化劑多為鉻酸鹽，6價鉻對人體及環(huán)境極為有害，不僅在涂層涂覆過程中會產(chǎn)生污染，而且產(chǎn)品在使用及廢棄時會對環(huán)境造成二次污染。近年來為滿足環(huán)保要求，限制了對6價鉻的使用，鋁涂層逐步向綠色無害發(fā)展。20世紀(jì)初，Hi-Shear公司在Hi-Kote1、Hi-Kote4鋁涂層的基礎(chǔ)上，開發(fā)了Hi-Kote1 NC和Hi-Kote4 NC無鉻鋁涂層，已在新一代的STR鈦合金自鎖螺母[12]和HSTR鈦合金高鎖螺栓等新型緊固件上廣泛應(yīng)用[13]。

2 高溫潤滑涂層

航空發(fā)動機緊固件在高溫（≥650℃）狀態(tài)下的表面性質(zhì)和常溫狀態(tài)下有明顯的區(qū)別，特別是在缺少油氣潤滑的情況下，由于存在裝配預(yù)緊力，緊固件的螺紋表面、緊固件與裝配結(jié)構(gòu)之間的接觸表面，往往受到磨損、咬死和微動磨損。當(dāng)環(huán)境溫度越高時，磨損、咬死和微動磨損的危害就更明顯，此時傳統(tǒng)的油氣潤滑已經(jīng)失效，磨損將導(dǎo)致強度下降，咬死則給拆卸維修帶來許多困難，緊固件要求使用15次，產(chǎn)生這種情況則使緊固件不可拆卸，增大維修成本。雖然采用鍍銀可以解決潤滑和抗咬合問題，但鍍銀層最高使用溫度為650℃，而發(fā)動機需要使用800℃以上的標(biāo)準(zhǔn)件和耐高溫涂層。如圖13所示，SPS公司針對150ksi的Waspaloy高溫合金十二角頭螺栓，開發(fā)了Tiolube K14-T9B無機干膜潤滑涂層，用于避免螺紋緊固件的磨損和咬合，使用溫度可達870℃，用于代替Inconel和Waspaloy緊固件上的銀鍍層。高溫潤滑涂層的應(yīng)用可以提高發(fā)動機緊固件的可拆卸性能，提高緊固件的使用壽命，降低發(fā)動機的維修成本。

圖13 高溫涂層緊固件Fig.13 Fasteners with high temperature coating

結(jié)束語

國外為滿足不同技術(shù)領(lǐng)域的使用要求，長壽命機械連接技術(shù)飛速發(fā)展，新零件、新工藝不斷得到開發(fā)。多種孔強化衍生緊固件，新型緊湊型、高可靠、適應(yīng)自動化安裝的先進緊固件，以及滿足環(huán)保要求、防腐、潤滑涂層被廣泛地應(yīng)用到民用及軍用工業(yè)中的各個領(lǐng)域。

國內(nèi)近年來在長壽命連接技術(shù)方面也有了較大發(fā)展，研制出了公英制系列規(guī)格開縫襯套，進行了特定材料的孔強化技術(shù)研究，開發(fā)了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)用帶襯套的干涉鈦環(huán)槽釘干涉緊固系統(tǒng)和干涉單面螺紋抽釘緊固系統(tǒng)，接頭疲勞試驗獲得提高1倍的疲勞壽命增益，在某些型號的集成驗證盒段上均得到應(yīng)用。但自身成熟度還不高，與國外先進國家比，研究不夠系統(tǒng)，尚不能滿足設(shè)計在各種連接場合選擇需要。急需針對不同特定部位開展新型先進緊固件工作機理深入研究，如先進新型緊固件（涂層）制造技術(shù)研究和安裝技術(shù)研究、強化技術(shù)研究以及使用效果分析評估，努力為長壽命機械連接技術(shù)的進一步工程化應(yīng)用奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

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