謝賽元

摘要：本文結(jié)合鉚接在城軌系統(tǒng)上的應(yīng)用，考慮鉚接厚度、開孔尺寸等幾何尺寸對(duì)鉚釘疲勞壽命的影響，通過(guò)采用應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)修正后名義應(yīng)力方法預(yù)估鋁合金抽芯鉚釘疲勞壽命，并與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行比對(duì)分析，驗(yàn)證預(yù)估模型的準(zhǔn)確可靠。

關(guān)鍵詞：鉚接;應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù);鉚釘疲勞壽命

0? 引言

鉚接應(yīng)用于牽引系統(tǒng)上會(huì)成為一種趨勢(shì)，而鉚接構(gòu)件長(zhǎng)期承受承受高頻交變疲勞載荷作用，導(dǎo)致構(gòu)件的疲勞壽命遠(yuǎn)低于材料本身的壽命，構(gòu)件的疲勞失效直接影響牽引系統(tǒng)的可靠性。因此研究牽引系統(tǒng)鉚接構(gòu)件的疲勞可靠性依然成為一種必要需求。對(duì)于金屬疲勞壽命計(jì)算方法可歸結(jié)為兩類，一類是基于S-N方法，用Miner[1]損傷積累規(guī)律處理，另一類是基于斷裂力學(xué)[2]。S-N方法，從最初O.H.Basquin提出利用S-N曲線來(lái)描述疲勞行為開始，后續(xù)很多研究者在此基礎(chǔ)上不斷優(yōu)化與改進(jìn)描述S-N曲線。如，Bairstow提出一種描述S-N曲線的經(jīng)驗(yàn)規(guī)律，指出應(yīng)力對(duì)疲勞循環(huán)數(shù)的雙對(duì)數(shù)圖在很大的應(yīng)力范圍內(nèi)表現(xiàn)為線性關(guān)系[3]。L.F.coffin和S.S.Manson提出了塑性應(yīng)變與疲勞壽面之間的經(jīng)驗(yàn)公式，即Manson-Conffin公式[4]。

疲勞損傷評(píng)估存在大量的不確定性，控制疲勞損傷的參數(shù)可以設(shè)定為隨機(jī)變量建模。眾所周知，用于疲勞評(píng)估的傳統(tǒng)確定性方法在大多數(shù)情況下導(dǎo)致保守估計(jì)。如果不考慮所涉及的不確定性，就不能保證結(jié)構(gòu)的安全。

應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)不僅僅反映了結(jié)構(gòu)連接件孔邊的應(yīng)力集中程度，而且還包含了兩個(gè)影響連接件疲勞壽命的關(guān)鍵參數(shù)：即空表面加工質(zhì)量和孔的裝配情況，所以它反映了結(jié)構(gòu)連接件孔的疲勞特征。應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)是一個(gè)反映結(jié)構(gòu)連接件的疲勞品質(zhì)的無(wú)量綱參數(shù)。在壽命估算中，將它作為當(dāng)量的應(yīng)力集中系數(shù)KT。為了對(duì)復(fù)雜結(jié)構(gòu)的疲勞壽命分析做出更準(zhǔn)確的估計(jì)，本文在應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)疲勞評(píng)定方法的基礎(chǔ)上，獲得鉚釘?shù)钠趬勖€。并通過(guò)鉚接疲勞試驗(yàn)，將試驗(yàn)結(jié)果與評(píng)估結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了該方法的有效性。

1? 鉚釘連接件疲勞壽命預(yù)估

1.1 應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)（SSF）計(jì)算

鉚接板所承載荷分為兩個(gè)部分：一部分由旁路通過(guò)，稱之為旁路載荷Ppl;另一部分通過(guò)緊固件傳走，稱之為釘傳載荷Pdc。

1.2 壽命預(yù)估

標(biāo)準(zhǔn)試樣的疲勞壽命取決于材料的性能和所施加的載荷。這種表示外加載荷和標(biāo)準(zhǔn)試樣疲勞壽命之間關(guān)系的曲線稱為材料的S-N曲線。S代表標(biāo)準(zhǔn)試樣所受的應(yīng)力水平，N代表相應(yīng)載荷條件下的疲勞壽命。

S-N曲線是材料處于彈性應(yīng)變時(shí)，內(nèi)應(yīng)力與循環(huán)次數(shù)之間的關(guān)系曲線。此時(shí)，疲勞壽命通S和N的關(guān)系近似地符Basqin經(jīng)驗(yàn)方程：

2? 疲勞試驗(yàn)

2.1 試件結(jié)構(gòu)

鉚接板和鉚釘材料分別是304不銹鋼和5052鋁合金。鉚釘選用AD65，如圖1所示，鉚釘釘體直徑D為4.8mm，釘芯直徑M為2.6mm。拉伸試驗(yàn)鉚接板如圖2所示，板寬為40mm，板厚為7mm，鉚接底孔4.9mm，孔居中。剪切試驗(yàn)鉚接板如圖3所示，板寬為40mm，板厚為7mm，鉚接底孔4.9mm，孔居中。

2.2 疲勞試驗(yàn)設(shè)計(jì)

為準(zhǔn)確獲得疲勞試驗(yàn)的載荷分級(jí)設(shè)計(jì)，疲勞試驗(yàn)前對(duì)鉚接連接件進(jìn)行靜載拉伸破壞試驗(yàn)和靜載剪切破壞試驗(yàn)，如圖4和圖5所示，確定其靜態(tài)拉伸破壞載荷值為3.916kN，靜態(tài)剪切破壞載荷值為3.572kN。

根據(jù)靜載試驗(yàn)值以及已有疲勞試驗(yàn)研究[5][6]，取試驗(yàn)件的第一級(jí)載荷的幅值Fmax。

2.3 試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比（圖4、圖5）

3? 總結(jié)

從理論計(jì)算結(jié)果與實(shí)際試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比情況來(lái)看，基本能在一個(gè)數(shù)量級(jí)別上。對(duì)理論計(jì)算結(jié)果擬合S-N曲線并與試驗(yàn)結(jié)果的S-N曲線對(duì)比。從對(duì)比結(jié)果可以看出，二者曲線走勢(shì)相同，同樣載荷下，試驗(yàn)值比理論值的壽命更小。

參考文獻(xiàn)：

[1]Ghiocel D，Wang L.飛機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性評(píng)估的計(jì)算進(jìn)展。參加：第46屆AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)與材料會(huì)議，奧斯汀，德克薩斯州，2005.

[2]施P，Mahadevan S.腐蝕疲勞及多部位損傷可靠性分析[J].國(guó)際疲勞，2003，25：457-69.

[3]姚衛(wèi)星.結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2003.

[4]Fatigue reliability assessment of riveted lap joint of aircraft structures.

[5]陳福玉.航空鉚接連接件疲勞壽命研究[D].南京航空航天大學(xué)，2011.