查艷妮

【摘 要】目前飛機(jī)結(jié)構(gòu)件采用的主要連接方法仍是機(jī)械連接，一架大型飛機(jī)上大約有150～200萬個(gè)連接件。為了滿足現(xiàn)代飛機(jī)高壽命的要求，國外許多著名飛機(jī)制造商花費(fèi)大量的人力和物力，進(jìn)行了旨在提高飛機(jī)連接接頭壽命的研究工作，基于此，本文主要對飛機(jī)結(jié)構(gòu)件連接孔制造技術(shù)進(jìn)行分析探討。

【關(guān)鍵詞】飛機(jī)結(jié)構(gòu)件；連接孔；制造技術(shù)

中圖分類號(hào)： J905 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 2095-2457（2017）35-0092-002

Research on Manufacturing Technology of Connection Structure of Aircraft Structure

ZHA Yan-ni

（Aviation Industry Xi'an Aircraft Industry （Group） Co.，Ltd.，Xi'an 710089，China）

【Abstract】At present，the main connection method used in aircraft structural parts is still mechanical connection. There are about 150～2 million connectors on a large aircraft. In order to meet the requirements of modern aircraft with high life expectancy，many well-known foreign aircraft manufacturers spend a lot of manpower and material resources to carry out research aimed at improving the life of aircraft connection joints.Based on this，this paper mainly analyzes the manufacturing technology of the connection holes in aircraft structural parts Discussion.

【Key words】Aircraft structure；Connection hole；Manufacturing technology

0 前言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)件連接孔是飛機(jī)結(jié)構(gòu)中重要的組成部分，并直接關(guān)系到飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，從而在一定程度上直接影響著飛機(jī)整體的飛行質(zhì)量。因此，優(yōu)化飛機(jī)結(jié)構(gòu)件連接孔制造技術(shù)具有非常重要的價(jià)值和意義。

1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)件連接孔制造技術(shù)

1.1 連接孔的制造精度

連接孔的垂直度和表面粗糙度是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)件件疲勞壽命的重要因素，在控制連接孔垂直度的過程中，可以利用單剪搭接的方法對連接孔的鈦合金螺栓測試，在緊固件相對于水平面的外力傾斜程度大于兩度時(shí)，其連接孔的疲勞壽命會(huì)下降47%。但是在緊固件的外力相對于水平面傾斜大于5毅時(shí)，連接孔的疲勞壽命會(huì)下降95%。目前，在飛機(jī)制造的技術(shù)條件及工藝規(guī)范中明確提出對連接孔垂直度的要求，同時(shí)緊固件整體的垂直度不能超過2毅。通常，連接孔的表面粗糙度大于6.4滋m時(shí)，孔壁表面的微觀凸起更容易被磨損，降低了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。因此，連接孔及連接件表面粗糙度應(yīng)小于3.2滋m。此時(shí)，連接孔制造可采用成型刀與精鉸相接合，以提高孔質(zhì)量。

1.2 連接件和飛機(jī)結(jié)構(gòu)的干涉量

若在連接件連接處反復(fù)加載，該處就會(huì)產(chǎn)生不同方向的應(yīng)力，并且很快就產(chǎn)生疲勞破壞。如果連接孔中存在一定的干涉量，就會(huì)在孔壁上產(chǎn)生較大的殘余壓應(yīng)力，給連接處加載時(shí)，由于孔周圍同時(shí)受著一個(gè)徑向壓應(yīng)力和圓周的切向拉應(yīng)力，其連接接頭處的受力方向相反，使得連接件上應(yīng)力水平大幅度減小，從而提高了連接處的抗疲勞強(qiáng)度。另外，當(dāng)連接件與孔之間有一定的間隙時(shí)，傳遞載荷時(shí)連接孔周圍接觸表面的局部塑性變形或磨損就會(huì)誘發(fā)裂紋并導(dǎo)致轉(zhuǎn)角裂紋擴(kuò)展，加速疲勞破壞。法宇航ATR42機(jī)翼翼盒下壁板全部采用干涉配合連接，其干涉量為0.05～0.15mm，收到了較好的技術(shù)效果。

1.3 襯套冷擠壓強(qiáng)化的相對干涉量

冷擠壓孔強(qiáng)化的工作原理是在室溫的條件下，采用相對干涉量約2%耀3%對鋁合金、鈦合金飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接孔的內(nèi)壁、倒角以及埋頭窩等處進(jìn)行冷擠壓，使其被擠壓部位表面產(chǎn)生塑性變形，從而在其表面處產(chǎn)生有益的殘余壓應(yīng)力層，實(shí)現(xiàn)連接孔的高疲勞壽命。因此，冷擠壓強(qiáng)化工藝能增強(qiáng)帶有大量連接孔的飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。首先，連接孔內(nèi)壁的殘余壓應(yīng)力能抵消孔壁四周受到的大部分有害拉應(yīng)力，從而大大減小飛機(jī)結(jié)構(gòu)孔處的有害拉應(yīng)力。冷擠壓孔和飛機(jī)連接件的配合程度也關(guān)系到飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗疲勞能力。其次，冷擠壓孔和飛機(jī)連接件的配合關(guān)系會(huì)直接關(guān)系到飛機(jī)的機(jī)構(gòu)件的疲勞壽命，如圖1所示。

冷擠壓孔的主要方法為無襯套、開縫襯套和非開縫襯套三種方法。無襯套可采用錐形芯棒進(jìn)行冷擠壓孔；開縫襯套在進(jìn)行冷擠壓孔后，襯套應(yīng)除去丟棄，防止留在連接孔中，并根據(jù)要求確定是否對強(qiáng)化后的孔進(jìn)行精鉸；不開縫襯套在進(jìn)行冷擠壓處理后，襯套要留在連接孔中，并成為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的一部分。在進(jìn)行冷擠壓強(qiáng)化工藝中，套襯冷擠壓強(qiáng)化的相（下轉(zhuǎn)第33頁）（上接第92頁）對干涉量對冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)的實(shí)施具有很大的影響，約為2%耀3%，從而提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。

1.4 圓角及埋頭窩壓印工藝

通常，飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接孔處倒角或倒圓及埋頭窩，受到交變載荷時(shí)，易成為萌生裂紋源，從而導(dǎo)致疲勞斷裂。在加工飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接孔時(shí)，為了避免連接位置孔的應(yīng)力集中，對飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接孔的埋頭窩、倒角或倒圓處通過冷擠壓技術(shù)來改善連接孔在受力狀態(tài)時(shí)的應(yīng)力狀態(tài)。極大地降低扇形裂紋的萌生，從而提高結(jié)構(gòu)件孔的抗疲勞能力和壽命。endprint

在加工飛機(jī)結(jié)構(gòu)件連接孔時(shí)，緊固件孔的處理直接決定著連接孔的抗疲勞能力，并對飛機(jī)連接件的質(zhì)量具有非常重要的作用和意義。通常，對緊固件孔倒角或倒圓及埋頭窩強(qiáng)化時(shí)，采用圓角壓印方式，通過專用模具或?qū)Ｓ霉ぞ邔o固件孔處倒角或倒圓、及埋頭窩進(jìn)行強(qiáng)化擠壓，從而形成符合標(biāo)準(zhǔn)和要求的圓角。連接件的使用環(huán)境對緊固件孔的處理和加工產(chǎn)生一定的影響，其主要影響因素是外載荷表面氣流所產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)應(yīng)力，或者是結(jié)構(gòu)件中的發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生載荷外力。這種由于空氣作用力而轉(zhuǎn)化成的熱應(yīng)力，其承載的熱載荷會(huì)大大降低連接件以及緊固件的疲勞強(qiáng)度，從而嚴(yán)重影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)件連接孔的疲勞壽命。

1.5 緊固件孔的制造技術(shù)

目前，我國飛機(jī)結(jié)構(gòu)孔加工的主要工藝方法是鉆孔、擴(kuò)孔、鉸孔、制倒角。而圓角壓印強(qiáng)化擠工藝的鉆孔、擴(kuò)孔、鉸孔、孔冷擠壓、圓角壓印相比較，當(dāng)飛機(jī)構(gòu)件承受的壓力超過180MPa時(shí)冷擠壓強(qiáng)化工藝是常規(guī)工藝方法疲勞壽命的3耀5倍。當(dāng)承受的壓力為200MPa時(shí)，冷擠壓強(qiáng)化工藝是常規(guī)工藝疲勞壽命的1耀3倍。干涉配合與非干涉配合工藝的比較，當(dāng)在飛機(jī)構(gòu)件中采用厚度為4mm的LY12CZ板料干涉配比鉚接非干涉配合鉚接和干涉配合鉚接進(jìn)行工藝試驗(yàn)，根據(jù)疲勞可靠性理論就能得出以下公式：

■■=■+k■

其中p為疲勞可靠度，y為置信度，x為對數(shù)疲勞壽命平均值，K為單側(cè)容限系數(shù)。通過這個(gè)公式就能很好的反應(yīng)出疲勞可靠性理論。圓角壓印強(qiáng)化技術(shù)與傳統(tǒng)機(jī)械方法制倒角工藝的比較，通常情況下，圓角壓印強(qiáng)化技術(shù)通常是在孔角的位置進(jìn)行倒角處理，這一過程中不需要通過機(jī)械的方式去除材料，而是通過變材料表面的晶粒方向和晶粒致密度來提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的效果，通過不完全統(tǒng)計(jì)，圓角壓印強(qiáng)化技術(shù)能比傳統(tǒng)機(jī)械制倒角的疲勞強(qiáng)度提升至少3倍以上。

2 結(jié)語

為了實(shí)現(xiàn)現(xiàn)代化發(fā)展進(jìn)程對飛機(jī)疲勞壽命的高要求，文章主要從提高連接孔的制造精度、增加連接件和飛機(jī)結(jié)構(gòu)的干涉量、引用冷擠壓強(qiáng)化工藝和圓角壓印工藝等方式，從而整體提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接孔的抗疲勞能力，進(jìn)一步增加整個(gè)飛機(jī)的飛行質(zhì)量和疲勞壽命。

【參考文獻(xiàn)】

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