鄒玉亮+徐麗娜+尤天澤

摘 要 本文基于應力嚴重系數(shù)的概念，對緊固件連接區(qū)的補強問題進行了探討，并通過實際問題的計算進行驗證。結果表明，在對緊固件連接區(qū)使用加強板進行補強時，端頭變厚度加強板的疲勞壽命明顯優(yōu)于普通加強板。

關鍵詞 應力嚴重系數(shù)；疲勞壽命；加強板

中圖分類號 V2 文獻標識碼 A 文章編號 2095-6363（2017）14-0038-01

飛機結構是由無數(shù)個零部件，通過鉚釘、螺栓等緊固件連接而成的，所以對于緊固件連接區(qū)的疲勞壽命估算是飛機強度設計必不可少的一環(huán)。而工程生產或外場使用中經常會遇到緊固件連接區(qū)出現(xiàn)磕碰、缺肉以及裂紋等情況。因此，為保證交付或使用，需對緊固件連接區(qū)進行補強。補強時，除必須考慮其靜強度問題外，還需考慮其疲勞強度。一般補強的方式大多采用外接加強件。

本文基于應力嚴重系數(shù)的概念，對外接加強板進行補強時，所采用的加強板的形狀進行了探討，并通過實際工程問題進行了驗證。

1 應力嚴重系數(shù)法介紹

連接區(qū)所受載荷可分為兩部分：一部分為緊固件傳遞的載荷PS，另一部分為旁路通過的載荷PP。旁路載荷PP引起的最大局部應力。式中Ktg為旁路毛面積應力集中系數(shù)，t為板厚，W為板寬；緊固件傳遞載荷PS引起的局部應力。式中Ktb為擠壓應力引起的應力集中系數(shù)，d為孔直徑，θ為擠壓應力分布系數(shù)?？椎淖畲髴棣?、σ2之和，總應力集中系數(shù)，式中σref為孔附近毛面積的名義應力，Ktg、Ktb及θ可由相關資料查得[1-2]。

上式中，α為孔表面狀態(tài)系數(shù)；β為緊固件和連接板配合的填充系數(shù)。α和β一般由試驗確定，若無合適數(shù)據(jù)時，也可查相關手冊[1]獲得。

經過細節(jié)應力分析，以及對各孔的旁路載荷和傳遞載荷的計算，就可以求得元件上孔的應力嚴重系數(shù)，再結合S—N曲線和等壽命圖，便可進行疲勞壽命的估算。同時，關于各孔的旁路載荷以及傳遞載荷的計算，一般通過矩陣力法或直接剛度法進行計算[3]，本文不另作

介紹。

應力嚴重系數(shù)表征孔邊最大局部應力的大小，是一個無量綱系數(shù)，反應了結構疲勞品質的優(yōu)劣。僅受結構配置參數(shù)的影響，因此，可以把應力嚴重系數(shù)看作應力集中系數(shù)來進行疲勞分析和壽命估算。在相同的名義應力水平下，SSF越大的地方，越危險，即疲勞壽命越短。

2 實際工程問題

3 結論

對于緊固件連接區(qū)的補強問題，采用端頭變厚度加強板進行補強時，其疲勞壽命明顯優(yōu)于普通加強板。

參考文獻

[1]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊：第9冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2]熊峻江.飛行器結構疲勞與壽命設計[M].北京：北京航空航天大學出版社，2004.

[3]王煥定，祁皚.結構力學[M].北京：清華大學出版社，2006.