李國琛 王強 鐘貴勇 肖馮

摘要：針對工程制造中的緊固孔超差問題，根據(jù)飛機典型部位的結(jié)構(gòu)連接形式，設(shè)計三組不同緊固孔直徑的疲勞對比試驗，得到了這三組試驗件的對數(shù)均值壽命和標(biāo)準(zhǔn)差。通過疲勞分散系數(shù)和結(jié)構(gòu)對數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差的推導(dǎo)，研究了裝配公差增大對連接件疲勞可靠性壽命的影響，得到了裝配公差允許的額外增大量與給定載荷條件下結(jié)構(gòu)對數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差σs的關(guān)系，并在疲勞分散系數(shù)取4和6的條件下，為保證結(jié)構(gòu)壽命可靠度99.9%要求，孔徑裝配公差分別允許額外增大0.043mm和0.13mm，為飛機制造過程中緊固孔超差對結(jié)構(gòu)疲勞可靠性壽命影響提供了評估方法。

關(guān)鍵詞：超差；裝配公差；疲勞可靠性壽命；疲勞分散系數(shù)

中圖分類號：V262.文獻標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.014

飛機的制造過程主要包含毛坯制造、零件生產(chǎn)、零件組裝、組件裝配等環(huán)節(jié)，其中飛機裝配環(huán)節(jié)涉及配合關(guān)系多、精度要求高，導(dǎo)致其占整個飛機制造工作量的40%～50%[1]。同時，緊固件在飛機上的用量達到105量級，大量的緊固孔制作給工人帶來了不小的挑戰(zhàn)，生產(chǎn)過程中的超差也時有發(fā)生。對于超差造成零件間的裝配關(guān)系改變，設(shè)計師們往往借助工程經(jīng)驗與結(jié)構(gòu)的安全裕度進行評價分析，但對于緊固孔的疲勞可靠性壽命并沒有一個明確的評價標(biāo)準(zhǔn)。學(xué)者們對公差增大之后，間隙配合連接對結(jié)構(gòu)壽命影響的研究較少，對結(jié)構(gòu)之間的干涉連接研究較多。一方面干涉連接可以有效提高結(jié)構(gòu)的抗疲勞品質(zhì)，另一方面工程設(shè)計需要盡量消除結(jié)構(gòu)間的裝配間隙。侯志泉等[2]研究了電機加工誤差和裝配誤差對軸承壽命的影響，得到徑向游隙為0時，電機形位公差引起的軸承傾斜角3′以內(nèi)，深溝球軸承壽命縮減不超過10%的結(jié)論；周夢倩[3]通過數(shù)值仿真與試驗，研究了緊固件孔制造偏差對結(jié)構(gòu)連接力學(xué)性能的影響，表明沉頭孔深度偏差比沉頭孔錐角偏差對連接結(jié)構(gòu)性能影響大；葛恩德等[4]通過研究裝配間隙的改變對復(fù)合材料構(gòu)件三點彎曲疲勞的壽命影響，得出裝配間隙的改變直接影響復(fù)合材料構(gòu)件的失效過程，進而對其疲勞壽命有很大的影響。

曹增強等[5]研究了各種鉚接干涉量對結(jié)構(gòu)壽命增益的影響，指出目前采用普通鉚接0.8%～5%干涉量范圍不合理，為了形成理想的干涉配合鉚接，建議采用3%～5%干涉量范圍的電磁鉚接；張岐良等[6]研究了干涉配合對7075鋁合金材料在極小邊距條件下力學(xué)響應(yīng)的影響；吳森[7]通過彈塑性力學(xué)理論對給出干涉配合的緊固件孔邊的解析解，并通過局部應(yīng)力合成，準(zhǔn)確地預(yù)測了結(jié)構(gòu)件的疲勞壽命。

結(jié)合工程實際需求，本文研究增大裝配公差對結(jié)構(gòu)件疲勞可靠性壽命的影響，對工程生產(chǎn)有一定的指導(dǎo)意義。

1試驗

1.1試驗件

根據(jù)飛機典型結(jié)構(gòu)連接形式，設(shè)計三種不同參數(shù)的雙釘單剪試驗件，試驗件的基本形式如圖1所示，根據(jù)緊固孔直徑的不同，將試驗件分為組1、組2和組3，試驗件緊固孔直徑參數(shù)見表1，組1試驗件的孔徑裝配公差為標(biāo)準(zhǔn)的間隙裝配公差；組2和組3試驗件在組1試驗件裝配公差的基礎(chǔ)上，制孔公差分別加大了0.05mm和0.1mm，試驗件采用手動鉆孔的方式制孔，金屬板制孔完成后對孔邊進行去毛刺處理。

復(fù)合材料板采用ZT7H/5429預(yù)浸料，單層厚度為0.125mm，鋪層順序為：[45/0/-45/90/0/45/45/0/90/-45/0/45]s共24層，板厚3mm；金屬板材料為7050-T7451板材，厚度為3mm，試驗件取樣方向為材料L-T向，緊固件采用直徑為4.1275～4.1529mm，緊固件材料為PH13-8Mo。

1.2試驗條件

疲勞試驗在MTS 810疲勞試驗機上進行，將試驗件兩端標(biāo)注中線，與試驗機上楔形夾具中線對齊后直接夾持到試驗機上，試驗采用等幅譜，應(yīng)力比R取0.1，峰值載荷為7.511kN，加載頻率為10Hz，試驗環(huán)境為室溫干態(tài)（23℃±2℃，50%±10%RH）。拉-拉疲勞試驗加載示意如圖2所示。

2試驗結(jié)果及數(shù)據(jù)處理

試驗件的對數(shù)壽命見表2，表中的對數(shù)壽命通過試驗件的失效循環(huán)數(shù)N確定，即對數(shù)壽命=log（N）。

試驗件的破壞模式均為鋁板一側(cè)圖1中所示的2#緊固件孔位置斷裂，具體如圖3所示，這主要是由于：（1）在相同載荷和厚度條件下，復(fù)合材料板的抗疲勞特性遠高于金屬鋁板；（2）在釘載相同的條件下，試驗件加載形成的附加彎矩與2#緊固孔的應(yīng)力疊加，使其受載程度高于鋁板上1#緊固孔，導(dǎo)致所有試驗件都從2#緊固孔位置斷裂，試驗件斷口如圖4所示，所以可以認為試驗件為單細節(jié)結(jié)構(gòu)。

3疲勞壽命分散系數(shù)討論

為了確保裝配公差改變之后，所設(shè)計的結(jié)構(gòu)仍滿足結(jié)構(gòu)規(guī)定的可靠性指標(biāo)，在這里引入疲勞分散系數(shù)的概念進行分析，疲勞分散系數(shù)為結(jié)構(gòu)中值壽命與規(guī)定可靠度下安全壽命的比值

4試驗結(jié)果分析與討論

三組試驗件均使用等幅譜，所以可以認為試驗數(shù)據(jù)的分散性全部由結(jié)構(gòu)的分散性造成，當(dāng)采用同一批次材料和相同結(jié)構(gòu)特征時，試驗數(shù)據(jù)的分散性主要取決于試驗件的裝配公差。假設(shè)試驗件的對數(shù)疲勞壽命服從正態(tài)分布，則試驗件的均值和標(biāo)準(zhǔn)差見表4。

通過表3和表4可知，當(dāng)分散系數(shù)取6時，三組的試驗數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)差σS都在范圍內(nèi)，表示一定范圍內(nèi)增大裝配公差可以保證壽命可靠度為99.9%的要求。通過表4和圖5可以看出，隨著裝配公差的增大，結(jié)構(gòu)的標(biāo)準(zhǔn)差σS也在不斷的增大；當(dāng)分散系數(shù)取4時，裝配公差增大0.05mm和0.1mm的結(jié)構(gòu)將無法滿足壽命可靠度99.9%的要求。

當(dāng)分散系數(shù)取4時，通過表3可知允許的標(biāo)準(zhǔn)差σS最大值為0.145，通過式（6）求得孔徑裝配公差允許額外增大0.043mm；當(dāng)分散系數(shù)取6時，允許的標(biāo)準(zhǔn)差σS的最大值為0.216，孔徑裝配公差允許額外增大0.130mm。

5結(jié)論

通過研究，可以得出以下結(jié)論：

（1）給出了飛機制造過程中增大裝配公差對結(jié)構(gòu)疲勞可靠性壽命影響的評估方法。

（2）在考慮載荷譜分散的指定結(jié)構(gòu)對數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差取0.13，分散系數(shù)取6的條件下，緊固孔裝配公差額外增大0.1mm，可以滿足結(jié)構(gòu)壽命可靠度99.9%的要求。

（3）在考慮載荷譜分散的指定結(jié)構(gòu)對數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差取0.13，分散系數(shù)分別取4和6的條件下，為了保證結(jié)構(gòu)壽命可靠度99.9%要求，孔徑裝配公差分別允許額外增大0.043mm和0.13mm。

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Influence of Assembly Tolerance on Fatigue Reliability Life of Aircraft Structures

Li Guochen，Wang Qiang，Zhong Guiyong，Xiao Feng

AVIC Chengdu Aircraft Design & Research Institute，Chengdu 601191，China

Abstract： Aiming at the problem of out-of-tolerance of fastening holes in engineering manufacturing， three groups of fatigue tests with different diameter of fastening holes are designed according to the form of typical aircraft connection， the logarithmic mean life and standard deviation of these three groups of test parts are obtained. Through derivation of fatigue scatter factor and standard deviation of logarithmic life of structure， the influence of increasing assembly tolerance on fatigue reliability life of connectors is studied. The relationship between the allowable additional increase of assembly tolerance and standard deviation of the logarithmic life of structure under a given load condition is obtained. In order to ensure 99.9% reliability of the structure life， the allowable additional increase of assembly tolerance is 0.043mm and 0.13mm， when the fatigue scatter factor is 4 and 6. This paper provides an evaluation method for the influence of out-of-tolerance fasten hole on fatigue reliability life of structure in aircraft manufacturing process.

Key Words： out-of-tolerance； assembly tolerance； fatigue reliability life； fatigue scatter factor