鄒建勝 朱 杰 /

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

0 引言

隨著國(guó)內(nèi)航空制造業(yè)的不斷發(fā)展和深入，機(jī)體結(jié)構(gòu)制造過(guò)程中會(huì)出現(xiàn)各種各樣的制造偏離情況，其中孔徑偏離最為典型，呈現(xiàn)出數(shù)量多、范圍廣、頻次高的特點(diǎn)，針對(duì)此類(lèi)制造偏離，采用襯套修理技術(shù)將不可避免，因此非常有必要開(kāi)展此類(lèi)分析研究工作。

目前，襯套修理技術(shù)雖早已在國(guó)外民機(jī)行業(yè)成熟運(yùn)用[1]，但相關(guān)技術(shù)資料極少，國(guó)內(nèi)也僅開(kāi)展了少量技術(shù)研究。1997年，陳昌榮等人研究了襯套與孔的干涉配合工藝[2]。2016年，曹增強(qiáng)等人研究了飛機(jī)機(jī)械連接疲勞強(qiáng)化技術(shù)機(jī)理及數(shù)值模擬方法[3]。本文主要對(duì)襯套修理技術(shù)進(jìn)行了理論、數(shù)值分析及疲勞試驗(yàn)，研究當(dāng)前國(guó)內(nèi)工藝水平下修理襯套對(duì)金屬結(jié)構(gòu)疲勞性能的定量影響。

1 理論與數(shù)值分析

民用飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)典型襯套修理方案如圖1所示，左側(cè)為典型單剪連接結(jié)構(gòu)，右側(cè)為連接結(jié)構(gòu)在緊固件處的剖面示意圖。根據(jù)疲勞理論分析，疲勞部位應(yīng)力嚴(yán)重程度主要由旁路載荷和釘傳載荷引起的應(yīng)力集中、表面質(zhì)量及孔裝配情況共同影響。

通過(guò)分析判斷，修理襯套的不同參數(shù)對(duì)連接結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的影響不同，包括襯套孔徑D，襯套干涉量F等。

有利于結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的方面包括：

1)襯套孔徑D增大會(huì)降低襯套孔邊的擠壓應(yīng)力，即降低釘傳載荷引起的應(yīng)力集中。

2)襯套安裝普遍采用冷凍安裝方式，可以避免襯套孔壁損傷，即提高了孔表面質(zhì)量。

3)襯套孔徑D增大會(huì)降低結(jié)構(gòu)板厚T與襯套孔徑D的比值，從而降低緊固件局部彎曲引起的孔邊附加應(yīng)力，即降低了釘傳載荷引起的應(yīng)力集中。

不利于結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的方面包括：

1)襯套孔徑D增大會(huì)降低襯套孔邊距，即提高了旁路載荷的應(yīng)力集中。

2)隨著襯套孔徑D增大，若襯套孔初始干涉量較小，緊固件安裝后，將使襯套孔干涉量較緊固件孔干涉量顯著降低，即降低了緊固件孔的初始配合效果。

a) 典型單剪連接結(jié)構(gòu) b) 連接結(jié)構(gòu)在緊固件處的剖面示意圖圖1 典型襯套修理示意圖

本節(jié)將采用數(shù)值模擬方法計(jì)算緊固件孔和襯套孔邊的徑向最大應(yīng)力，分析位置即圖1所示的疲勞危險(xiǎn)點(diǎn)，仿真計(jì)算采用商用有限分析計(jì)算軟件ABAQUS求解。計(jì)算模型采用軸對(duì)稱高階單元CAX8R，同時(shí)為降低計(jì)算成本，取1/4模型進(jìn)行分析，對(duì)稱面施加對(duì)稱約束，襯套與連接結(jié)構(gòu)和緊固件之間采用接觸設(shè)置，分析時(shí)假設(shè)襯套孔邊距滿足設(shè)計(jì)要求。有限元模型參數(shù)詳見(jiàn)表1，關(guān)于襯套修理的有限元模型如圖2所示。

a) 無(wú)襯套模型

b) 帶襯套模型圖2 襯套修理有限元模型

表1 有限元模型參數(shù)

根據(jù)前述關(guān)于襯套修理結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度影響分析，在保證襯套孔足夠邊距的前提下，只需分析襯套孔徑D和襯套初始干涉量F的參數(shù)組合能否滿足修理前原緊固件孔配合干涉效果即可。

分析模型1：現(xiàn)假設(shè)襯套初始干涉量為零，不同襯套孔徑D與襯套孔邊徑向壓應(yīng)力的變化關(guān)系如圖3所示，從圖中可知，隨著襯套孔徑D不斷增大，襯套孔邊的徑向壓應(yīng)力逐漸減小。當(dāng)襯套孔徑為7.14 mm，即1.5倍原緊固件孔徑時(shí)，襯套孔邊的徑向壓應(yīng)力為-243.8 MPa，而修理前緊固件孔邊徑向壓應(yīng)力為-450 MPa，前者僅為后者的54.1%左右，說(shuō)明襯套修理后孔配合效果已經(jīng)遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于修理前原緊固件孔配合效果，因此需要適當(dāng)增加襯套初始干涉量。

分析模型2：由前述分析可知，襯套初始干涉量F需滿足一定要求，才能保證修理前后孔配合效果不降低，但干涉量應(yīng)避免過(guò)大引起結(jié)構(gòu)應(yīng)力腐蝕?，F(xiàn)襯套外徑分別取7.14 mm，8.34 mm，9.52 mm，襯套初始干涉量取4‰，不同襯套孔徑下，襯套孔邊徑向壓應(yīng)力的變化關(guān)系如圖3所示，從圖中可知，同樣的襯套孔徑下襯套初始干涉量大大提高了襯套孔邊的徑向壓應(yīng)力，雖尚未達(dá)到修理前緊固件孔配合效果，但疲勞效果明顯增強(qiáng)，說(shuō)明襯套孔徑D越小，襯套初始干涉量越大，襯套孔的配合效果越接近修理前的水平。

圖3 不同襯套孔徑下的襯套孔邊徑向壓應(yīng)力分布

2 試驗(yàn)件和試驗(yàn)方法

關(guān)于襯套修理方法對(duì)金屬結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的理論和數(shù)值影響分析已在上文描述，本節(jié)將設(shè)計(jì)若干組試片級(jí)試驗(yàn)，用于獲取當(dāng)前工藝水平下，襯套修理方法對(duì)于典型金屬連接結(jié)構(gòu)的定量影響結(jié)論。

試驗(yàn)件設(shè)計(jì)為典型單搭接連接結(jié)構(gòu)，采用單排NAS1097AD6緊固件，試驗(yàn)件材料7075-T6，厚度1.6 mm，在頭釘位置安裝修理襯套，MTS疲勞試驗(yàn)機(jī)如圖4所示，試驗(yàn)件形式如圖5所示。試驗(yàn)件種類(lèi)和數(shù)量如表2所示。

圖4 試驗(yàn)設(shè)備

圖5 試驗(yàn)件

表2 試驗(yàn)件種類(lèi)和數(shù)量

本試驗(yàn)參照《金屬材料細(xì)節(jié)疲勞額定強(qiáng)度截止值(DFRcutoff)試驗(yàn)方法》進(jìn)行，試驗(yàn)頻率為15 HZ左右，試驗(yàn)載荷譜為應(yīng)力比為0.06的等幅正弦波。試驗(yàn)數(shù)據(jù)采用單點(diǎn)法處理，根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)求得特征壽命，然后再根據(jù)試件系數(shù)、置信度系數(shù)和可靠性系數(shù)求得雙95%的試驗(yàn)壽命，最終根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)S-N曲線計(jì)算出疲勞品質(zhì)值。

3 試驗(yàn)結(jié)果

根據(jù)2節(jié)介紹的試驗(yàn)件和試驗(yàn)方法，得出試驗(yàn)結(jié)果，如表3所示。從表中可知，襯套修理前，該典型連接結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)疲勞額定值(DFR)為74.8 MPa。當(dāng)襯套初始干涉量在0.001 in以內(nèi)時(shí)，襯套修理前后，DFR值降低10%，當(dāng)襯套干涉量提高至0.002 in，DFR值已經(jīng)接近修理前的疲勞水平，該趨勢(shì)對(duì)實(shí)際結(jié)構(gòu)修理具有指導(dǎo)意義。

表3 試驗(yàn)結(jié)果

4 結(jié)論

1)通過(guò)理論分析得出襯套修理時(shí)影響結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的主要參數(shù)，為襯套孔徑D和襯套初始干涉量F。

2)建立了襯套仿真分析模型，得出不同襯套孔徑D和襯套初始干涉量F條件下，襯套孔邊徑向壓應(yīng)力的變化趨勢(shì)，側(cè)面反映出兩參數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的影響程度。

3)通過(guò)襯套修理結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)研究，對(duì)比了襯套修理前后的結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)差異，在典型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)構(gòu)型，襯套初始干涉量在0.001 in內(nèi)時(shí)，DFR值降低10%，襯套初始干涉量提高至0.002 in時(shí)，可基本保證原結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度水平。

參考文獻(xiàn)：

[1] 陳昌榮，黃維揚(yáng)．用冷擠壓法實(shí)現(xiàn)襯套與孔的干涉配合[J].制造工藝技術(shù)，1997 (01): 43-44．

[2] CHAMPOUX R L，LANDY M A. Fatigue Life Enhancement and High Interference Bushing Installation Using the ForceMate Bushing Installation Technique: ASTM STP 927[M]. 1986，39-52.

[3] 曹增強(qiáng)，張岐良.飛機(jī)結(jié)構(gòu)干涉配合強(qiáng)化理論及應(yīng)用[M]. 北京:國(guó)防工業(yè)出版社，2016.