郝柏森

沈陽飛機工業(yè)（集團）有限公司 遼寧 沈陽 110034

自飛機發(fā)明后發(fā)生事故帶來災難后果，航空飛行器安全性是研究人員關注的問題。航空結構中連接件包括機械連接等類型，膠結連接通過膠粘劑將零件連接，機械連接通過緊固件將零件連接。機械連接法使用廣泛，包括螺栓與鉚釘連接。螺栓連接在自身性能等方面更具優(yōu)勢。航空結構中連接部位通常為材料結構靜強度薄弱環(huán)節(jié)，螺栓連接將零件打孔后連接，產(chǎn)生殘余應力時，由于幾何性質突變產(chǎn)生應力集中，導致連接處結構失效。計算分析控制連接處應力非常必要。需要考慮重量及提高靜強度，使材料用于結構后發(fā)揮自身性能。

1 航空金屬結構典型連接件疲勞實驗

試驗法是確定結構壽命的主要方法，連接件對應的應力集中現(xiàn)象嚴重，研究航空金屬結構典型連接件疲勞壽命，需要通過實驗研究測定疲勞性曲線。航空金屬結構典型連接件疲勞壽命實驗測定其靜強度，驗證復雜連接疲勞壽命估算結果。運用有限元分析應力分布情況，進行應力嚴重系數(shù)法壽命估算工作[1]。實驗內(nèi)容包括靜強度實驗，譜載作用下疲勞壽命測定。對實驗中破壞試樣典型斷口進行金相分析，分析其破壞機理。

試驗標準按ASTM標準法，試驗應力比R=0.1，試驗環(huán)境為大氣室溫，根據(jù)試驗件有效面積估算試驗荷載，觀測疲勞裂紋萌生時間。實驗前對連接件試樣檢查，確定表面狀態(tài)等滿足實驗計劃要求。靜力試驗中連接件取4個試樣，1件用以測定破壞荷載，測定荷載-應變曲線試驗中，測定指定位置在荷載下的應變值，為估算連接件疲勞壽命做好準備。疲勞實驗對不同連接件采用恒定荷載加載方法進行。八鉚單搭連接件采用兩種方法進行疲勞實驗，在1種荷載水平低-高-低疲勞塊譜下進行疲勞實驗。連接件疲勞試驗試件破壞模式為鉚釘孔邊開裂。對單螺雙塔連接件試樣采用成組法實驗，試樣主要破壞模式為薄板孔邊拉斷。進行疲勞實驗包括測定部分連接件疲勞S-N曲線，測定部分連接件在譜載下的疲勞壽命。

2 航空金屬結構連接件疲勞壽命計算

疲勞壽命分析方法包括局部應力應變法等，名義應力法及應力功恒等方法工程中應用廣泛。以簡單連接件S-N曲線估算復雜連接件疲勞壽命相似細節(jié)法，驗證方法的精度。用相似細節(jié)估算法具有相似細節(jié)的復雜連接件疲勞壽命，建立校核有限元模型，計算孔邊細節(jié)應力，用DFR方法進行壽命估算，將分析方法估算結果與相似細節(jié)法對比驗證有效性。相似細節(jié)法是利用簡單連接件測定實驗數(shù)據(jù)擬合疲勞S-N曲線，以復雜連接件加載形式估算疲勞壽命。

采用單螺雙塔連接件測出S-N曲線估算壽命，第1組測定試樣結果不具有特征性，后3組估算壽命結果接近，說明單螺雙塔連接件S-N曲線估算連接壽命具有較好精度。說明簡單連接件疲勞性能數(shù)據(jù)估算方法具有有效性。DFR法以結構細節(jié)固有疲勞性能品質DFR指為疲勞性能參數(shù)估算疲勞壽命，是目前民機疲勞壽命估算常用方法。采用DFR法計算連接件疲勞壽命與實驗測試接近，采用DFR法估算連接件譜載疲勞壽命結果接近，DFR法需查詢較多細節(jié)參數(shù)。

根據(jù)理論分析需要對連接件進行有限元建模分析，與靜強度實驗結果對比。通過與試驗荷載-應力曲線對比，對連接件孔邊進行單元網(wǎng)格細化，考慮螺栓對孔的擠壓效應滿足數(shù)值模擬結果的精確度。連接件有限元模型計算結果能吻合實驗測定結果，螺接鋼連接件測點有限元模擬荷載-應變曲線位于實驗曲線簇內(nèi)。連接件有限元模型能模擬靜強度實驗荷載，數(shù)值模擬結果精確吻合實驗結果。

3 應力集中系數(shù)曲線擬合

應力嚴重系數(shù)法主要用于估算飛機結構連接件疲勞壽命，核心問題是求得連接件應力嚴重系數(shù)。運用有限元分析法，模擬單螺連接件不同尺寸系數(shù)下應力集中系數(shù)變化曲線。通過對模型尺寸調整，得到有限元模型進行模擬計算，為探討應力嚴重系數(shù)法部分參數(shù)值的關系，為實驗研究進行準備。單螺雙塔鋁合金連接件孔邊尺寸進行調整，得到不通尺寸系數(shù)建立有限元模型。連接件材料采用7050-T7451。

建立有限元模型使用SOLIDWORKS建立三維模型，對模型進行網(wǎng)格劃分，連接件采用六面體單元類型，螺栓孔周圍對網(wǎng)格進行細化劃分。有限元模型中對連接件長軸方向施加靜載，有限元模型設置荷載條件，單螺雙塔離連接件需施加預緊力。根據(jù)有限元模型得到螺栓傳遞荷載，純滌荷載等于荷載R，連接件應力集中系數(shù)計算公式為Ktg=σmax/σn，σmax為主應力最大值，σn為名義應力。計算應力集中系數(shù)最大應力為連接件最大主應力。得到連接件在靜載下最大主應力數(shù)值結果。對比緊固件連接對稱帶孔板應力集中系數(shù)曲線，判斷螺栓夾緊力對孔邊應力影響造成趨勢相反。普通緊固件對連接件作用力小，螺栓連接件板件寬，夾緊力影響明顯。根據(jù)連接件模型最大主應力數(shù)值結果，得出擠壓應力集中系數(shù)Ktb與尺寸系數(shù)d/W對應關系，與連接件加油應力集中系數(shù)曲線具有相同變化趨勢。

4 結束語

本文對航空金屬螺栓連接件疲勞壽命問題探討相似細節(jié)分析法，使用其他常用疲勞分析法對鋁合金連接件疲勞壽命估算，測定雙螺連接件疲勞壽命，驗證相似細節(jié)法估算精度。相似細節(jié)法以簡單連接件疲勞S-N曲線為相似細節(jié)S-N曲線，估算復雜連接件譜載疲勞壽命，與實驗結果對比具有較好的估算精度；相似細節(jié)法不需眾多材料，估算過程簡便；相似細節(jié)法僅需測定簡單連接件疲勞壽命可估算，成本較低。本文研究可為航空螺栓連接件疲勞壽命分析提供參考。