趙慶云，孫 昂，黃 宏，程思銳，張 艷

（1.中國(guó)航空制造技術(shù)研究院，北京 100024；2.航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110035）

飛機(jī)性能的提高要求其具有更高的氣動(dòng)性和整體性，結(jié)構(gòu)整體成形雖具有減少零件和緊固數(shù)量、減輕結(jié)構(gòu)重量、降低制造成本的優(yōu)點(diǎn)，但整體成形對(duì)制造工藝要求高，如果整體結(jié)構(gòu)制造不當(dāng)造成報(bào)廢，必然極大地增加制造成本。目前而言，結(jié)構(gòu)間的連接問題無法避免。機(jī)械連接 （螺接、鉚接等）仍是現(xiàn)代飛機(jī)裝配的主要連接形式，相比于其他連接方式，機(jī)械連接具有安全、可靠、便于拆卸、可傳遞大載荷等突出優(yōu)點(diǎn)[1–3]。因此，新型材料如鈦合金、復(fù)合材料等結(jié)構(gòu)，尤其是主承力構(gòu)件仍主要采用機(jī)械連接[4]。另一方面，機(jī)械連接及其操作修復(fù)均要求在結(jié)構(gòu)中制孔，機(jī)械孔造成了結(jié)構(gòu)的不連續(xù)性，在外載作用下，孔邊局部的應(yīng)力集中對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命極為不利[5–7]。研究表明，飛機(jī)疲勞事故中，有70%以上的疲勞裂紋起始于連接部位，50% ～ 90%的飛機(jī)疲勞源于緊固孔的疲勞破壞。復(fù)合材料和鈦合金等新材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用比重不斷增加，其連接效率、結(jié)構(gòu)連接強(qiáng)度等問題也越來越突出[8–10]。因此，在疲勞性能薄弱的機(jī)械連接部位進(jìn)行強(qiáng)化處理，對(duì)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)長(zhǎng)壽命連接具有非常重要的現(xiàn)實(shí)意義。

干涉配合能減輕結(jié)構(gòu)重量并顯著增進(jìn)結(jié)構(gòu)壽命和密封性，已成為先進(jìn)飛機(jī)制造中最有效的強(qiáng)化工藝方法之一[11–15]。國(guó)內(nèi)外先進(jìn)飛機(jī)制造中大量采用干涉配合緊固件，如普通螺栓和高鎖螺栓的干涉配合連接。普通鈦干涉螺栓壓入安裝時(shí)容易引起復(fù)合材料層間分層而導(dǎo)致孔的承載能力降低，目前國(guó)際上通用做法是采用襯套緊固件來解決這一問題。國(guó)外于20 世紀(jì)80 年代開發(fā)了薄壁襯套的緊固件，如干涉單面螺紋抽釘、干涉環(huán)槽釘?shù)龋⒃陲w機(jī)上得到了應(yīng)用。我國(guó)“十一五”以來針對(duì)干涉單面螺紋抽釘、干涉環(huán)槽釘?shù)缺”谝r套緊固件開展了大量研究工作，但由于這兩種緊固件組件較多，制造工藝復(fù)雜，工程一致性難以突破。內(nèi)錐襯套高鎖螺栓可解決目前存在的復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)雷擊防護(hù)可靠性差、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和疲勞壽命低等問題，此結(jié)構(gòu)由一個(gè)光桿帶錐的高鎖螺栓和內(nèi)壁帶錐的襯套組成。與多組件的干涉單面螺紋抽釘和干涉環(huán)槽釘相比，其可靠性更高。與不帶襯套的錐形螺栓相比，不需要制錐形孔，安裝工具及工藝簡(jiǎn)單，解決了薄壁直桿襯套螺栓安裝容易被拉長(zhǎng)的問題。本文針對(duì)中國(guó)航空制造技術(shù)研究院自研內(nèi)錐襯套高鎖螺栓，進(jìn)行緊固件性能和接頭疲勞壽命及失效分析，以期為設(shè)計(jì)部門選用內(nèi)錐襯套高鎖螺栓提供依據(jù)。

1 試驗(yàn)及方法

1.1 材料及方法

如圖1 所示，內(nèi)錐襯套高鎖螺栓由錐形高鎖螺栓和襯套兩個(gè)零件構(gòu)成，其中高鎖螺栓材料為Ti–6Al–4V 鈦合金，光桿帶有錐度，尾部驅(qū)動(dòng)槽為五瓣花形；襯套材料為1Cr18Ni9Ti 不銹鋼，內(nèi)壁帶有錐度，外壁為直壁。沉頭錐形高鎖螺栓和襯套的錐度為2°，二者精確配合，實(shí)現(xiàn)安裝。高鎖螺栓光桿與螺紋采用圓弧過渡，螺紋收尾為1.5 P。錐形高鎖螺栓表面涂覆鋁涂層及十六醇潤(rùn)滑，頭下部分區(qū)域不涂覆涂層。

國(guó)產(chǎn)CCF300/QY9511 預(yù)浸料制造層壓板，采用自動(dòng)鋪帶工藝鋪疊，鋪層順序[45/– 45/0/90/0/45/0/–45/45/0/– 45/90/– 45/45/90/– 45/90/0/45/0]s，共40 層，鋪層比例30/50/20，固化后單層厚度 （0.125±0.010） mm，試驗(yàn)件總厚度5 mm±5%δ（其中δ為試驗(yàn)件理論厚度）。

試驗(yàn)件采用雙搭接結(jié)構(gòu)，孔邊距 （e/D）和端距（W/2D）均為1.925。通過6 個(gè)內(nèi)錐襯套高鎖螺栓將4個(gè)試驗(yàn)板連接在一起組成對(duì)稱布局的雙塔接剪切接頭，試驗(yàn)件尺寸如圖2 所示。

圖2 內(nèi)錐襯套高鎖螺栓干涉連接試驗(yàn)件示意圖（mm）Fig.2 Size schematic diagram of sleeve taper-hi-bolts interference fit joint (mm)

靜力試驗(yàn)按圖2 中貼應(yīng)變片捕捉釘孔附近應(yīng)變的變化趨勢(shì)，采取恒定帶率加載控制，加載速率1 mm/min。每根試樣在正式試驗(yàn)前需進(jìn)行3 次預(yù)拉伸試驗(yàn)，對(duì)應(yīng)變片穩(wěn)定性進(jìn)行測(cè)試，使每次測(cè)量的應(yīng)變片差值偏差小于5%，加載至預(yù)計(jì)破壞載荷的30%后卸載。試驗(yàn)過程中實(shí)時(shí)記錄試件的應(yīng)變、載荷和位移數(shù)據(jù)，每根試件拉伸過程中保證測(cè)試500 個(gè)以上的采樣點(diǎn)。

軸向加載疲勞試驗(yàn)在MTS 810 疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，室溫環(huán)境，應(yīng)力比R= 0.1、頻率f= 5 Hz。A 組首件以靜力試驗(yàn)破壞載荷平均值35%進(jìn)行加載，其余以靜力試驗(yàn)破壞載荷平均值47%進(jìn)行加載；B 組以靜力試驗(yàn)破壞載荷平均值47%加載；C 組首件以靜力試驗(yàn)破壞載荷平均值60%加載，其余以靜力試驗(yàn)破壞載荷平均值70%加載。

用線切割機(jī)對(duì)疲勞試驗(yàn)后的斷口試樣進(jìn)行切割 （保留斷口形貌）以方便在電鏡下觀察，然后將斷口放置在丙酮溶液中，放入超聲波清洗槽中進(jìn)行清洗，最后用掃描電子顯微鏡進(jìn)行觀察。

1.2 緊固件研制

襯套頭部毛坯在溫鐓機(jī)上鐓鍛成形，初步機(jī)加工去除飛邊后，數(shù)控磨削外部型面。在雙程式復(fù)合加工中心上采用鉆、鉸或鏜等方法，完成內(nèi)錐孔和頭部?jī)?nèi)型面成形。圖3 為加工完成的帶內(nèi)錐的襯套。

圖3 帶內(nèi)錐的襯套Fig.3 Sleeve with internal cone

錐形高鎖螺栓與普通螺栓的不同之處在于光桿帶有錐度，尾部驅(qū)動(dòng)槽為五瓣花形，局部涂覆涂層。光桿的錐度在數(shù)控磨床上采用全型面磨削方法成形。尾部驅(qū)動(dòng)槽在專用沖床上沖制，利用專用工裝將螺栓固定在沖床上，五瓣花形槽尺寸由沖頭保證，調(diào)整工裝保證沖槽深度滿足設(shè)計(jì)要求。圖4 為沖制的五瓣花形槽。

圖4 沖制的五瓣花形槽Fig.4 Punched five-petal flower groove

為了實(shí)現(xiàn)導(dǎo)電，錐形高鎖螺栓的頭部及部分光桿表面不涂覆涂層，其他部位涂覆涂層，如圖5 所示。由于光桿部分有明顯的不涂區(qū)域長(zhǎng)度區(qū)間，因此需要選用合適的方式遮蓋，一方面使需涂覆區(qū)域達(dá)到涂覆要求；另一方面保證涂層外觀合格，涂層厚度滿足5 ～ 13 μm 要求。圖6 為研制的內(nèi)錐襯套高鎖螺栓。

圖5 局部涂覆示意圖Fig.5 Schematic diagram of local coating

圖6 研制的內(nèi)錐襯套高鎖螺栓Fig.6 Developed sleeve taper-hi-bolt

1.3 接頭試驗(yàn)件

模擬某型機(jī)中央翼下翼面和外翼根部等連接區(qū)，采用復(fù)合材料蒙皮+金屬骨架 （7050 鋁合金或TA15 鈦合金）結(jié)構(gòu)，一般采用100°沉頭螺栓進(jìn)行連接。試驗(yàn)件規(guī)劃如表1 所示。

表1 試驗(yàn)件規(guī)劃Table 1 Test specimen plan

參考國(guó)內(nèi)外復(fù)合材料干涉連接研究經(jīng)驗(yàn)，設(shè)計(jì)相對(duì)干涉量在0.5% ～1.5%之間時(shí)疲勞壽命增益效果較好。A1 和B1 組試驗(yàn)件緊固件與釘孔之間為間隙配合H7f 9，經(jīng)檢測(cè)單個(gè)釘孔實(shí)際相對(duì)干涉量的范圍為1.0% ～ 1.1%。安裝的接頭試片如圖7 所示。

圖7 內(nèi)錐襯套高鎖螺栓接頭試件Fig.7 Sleeve taper-hi-bolt joints

2 結(jié)果與討論

2.1 內(nèi)錐襯套高鎖螺栓性能試驗(yàn)

依照標(biāo)準(zhǔn)GJB 715.23A—2008《緊固件試驗(yàn)方法 拉伸強(qiáng)度》、GJB 715.26A—2015《緊固件試驗(yàn)方法 雙剪》和GJB 715.30A—2002《緊固件試驗(yàn)方法 抗拉疲勞》對(duì)研制的內(nèi)錐襯套高鎖螺栓進(jìn)行機(jī)械性能檢測(cè)，抗拉性能、剪切性能結(jié)果如圖8 所示，– 6 規(guī)格剪切強(qiáng)度要求≥33.11 kN，實(shí)測(cè)均值> 40.34，富余量> 20%；–8 規(guī)格剪切強(qiáng)度要求≥56.37 kN，實(shí)測(cè)均值> 71.97 kN，富余量> 20.86%。–6 規(guī)格拉伸強(qiáng)度要求≥13.47 kN，實(shí)測(cè)均值> 16.28 kN，富余量> 20%；–8 規(guī)格拉伸強(qiáng)度要求≥24.52 kN，實(shí)測(cè)均值> 29.38 kN，富余量> 19.82%。疲勞加載載荷按照– 6 規(guī)格高載4.715 kN、低載0.4715 kN；– 8 規(guī)格高載8.582 kN、低載0.8582 kN。疲勞試驗(yàn)結(jié)果顯示試件單件疲勞壽命高于60000 次，全部合格 （標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定：疲勞壽命的平均值不低于30000 次，單件疲勞壽命不能低于15000 次，單件疲勞壽命高于60000 次按60000 次計(jì)算）。錐形高鎖螺栓氫含量檢測(cè)結(jié)果顯示全部試件未超過0.0125%（質(zhì)量分?jǐn)?shù)），檢測(cè)合格。顯微組織檢測(cè)結(jié)果顯示內(nèi)錐襯套和錐形高鎖螺栓頭部金屬流線連續(xù)，未見裂紋、過熱、污染、空洞、偏析或晶內(nèi)碳化物沉淀。

圖8 內(nèi)錐襯套高鎖螺栓抗拉和雙剪強(qiáng)度檢測(cè)結(jié)果Fig.8 Detection results of sleeve taper-hi-bolt resistance tensile and double shear strength

2.2 錐形高鎖螺栓失效分析

錐形高鎖螺栓的原材料為Ti–6Al–4V，熱處理工藝為940 ℃下保溫10 min，水淬，560 ℃下保溫4 h，空冷。微觀形貌為初生α 相和β 相雙態(tài)組織，其特點(diǎn)為在β 轉(zhuǎn)變基體上分布著一定數(shù)量的等軸α 相，雙態(tài)組織包含了α 相的兩種形態(tài)，即少量位于β 再結(jié)晶晶粒三角晶界上的等軸α 和被β 相中間層隔開的片狀α，即β 轉(zhuǎn)變組織，如圖9 所示。

圖9 錐形高鎖螺栓顯微組織Fig.9 Microstructure of taper-hi-bolt

圖10 為錐形高鎖螺栓拉伸斷口宏觀形貌，拉伸斷裂部位為螺紋。裂紋從螺紋根部多處起源，起裂后向四周擴(kuò)展。擴(kuò)展區(qū)比較平整，斷裂面與主應(yīng)力線垂直。裂紋源暴露于空氣中擴(kuò)展速度較慢，經(jīng)過反復(fù)張開與閉合的擠壓磨損，當(dāng)裂紋擴(kuò)展至臨界尺寸后發(fā)生失穩(wěn)快速斷裂于瞬斷區(qū)。由于螺紋的旋合特征，擴(kuò)展區(qū)與瞬斷區(qū)形成了上下兩個(gè)臺(tái)階面。

圖11 所示斷口微觀形貌顯示，在單向拉伸應(yīng)力作用下，顯微空洞周邊均勻增長(zhǎng)，斷裂之后形成近似圓形的等軸韌窩，存在于擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)。這是因?yàn)殄F形高鎖螺栓原材料Ti–6Al–4V 經(jīng)固溶時(shí)效處理后成為等軸雙態(tài)組織，晶粒細(xì)小，裂紋一般沿α/β 或α/β 轉(zhuǎn)相界面擴(kuò)展，因此，斷口呈現(xiàn)類似“韌窩”的特征。

圖11 斷口微觀形貌Fig.11 Fracture microstructure

2.3 靜力試驗(yàn)

每組取3 件試件，采取恒定速率加載控制，加載速率為1 mm/min。試驗(yàn)過程中實(shí)時(shí)記錄試件的應(yīng)變、載荷與位移數(shù)據(jù)，每根試件拉伸過程中保證500 個(gè)以上的采樣點(diǎn)，如圖12 所示。靜力拉伸試驗(yàn)結(jié)果如圖13所示，間隙配合CCF300/7050 混合連接試驗(yàn)件的破壞載荷均值為79.24 kN，離散系數(shù)為0.0487；干涉配合CCF300/7050 混合連接試驗(yàn)件的破壞載荷均值為81.47 kN，離散系數(shù)為0.0646。間隙配合CCF300/TA15 混合連接試驗(yàn)件的破壞載荷均值為80.47 kN，離散系數(shù)為0.0527；干涉配合CCF300/TA15 混合連接試驗(yàn)件的破壞載荷均值為81.03 kN，離散系數(shù)為0.096。經(jīng)對(duì)比可以得出，間隙配合和干涉配合對(duì)典型結(jié)構(gòu)連接件整體的靜承載能力影響不大。

圖12 靜力試驗(yàn)件Fig.12 Static test piece

圖13 靜力拉伸試驗(yàn)結(jié)果Fig.13 Results of static tensile test

圖14 為應(yīng)變片測(cè)量獲得的釘載分配比例，A1 為CCF300/7050 間隙配合 （H7f 9）試樣組；A2 為CCF300/7050干涉配合 （1%）試樣組；B1 為CCF300/TA15 間隙配合（H7f 9）試樣組；B2 為CCF300/TA15 干涉配合 （1%）試樣組。可以看出，載荷比例從第1 排釘?shù)降? 排釘逐排遞減。CCF300/7050 接頭間隙配合時(shí)釘載分配比例差為41%，干涉配合時(shí)釘載分配比例差為34.7%；CCF300/TA15 接頭間隙配合時(shí)釘載分配比例差為43.3%，干涉配合時(shí)釘載分配比例差為37.7%。無論CCF300/7050 接頭，還是CCF300/TA15 接頭，干涉配合時(shí)釘載分配比例差均小于間隙配合。對(duì)于多排釘連接結(jié)構(gòu)，干涉配合有助于提高釘載分配的均勻性。

圖14 釘載分配比例Fig.14 Distribution proportion of pin load

2.4 疲勞試驗(yàn)

針對(duì)圖2、表1 的多排釘連接接頭，疲勞試驗(yàn)結(jié)果如圖15 所示，在1.0%左右的相對(duì)干涉量下，CCF300/7050混合連接接頭的平均疲勞壽命約為間隙配合的1.7 倍，CCF300/TA15 混合連接接頭的平均疲勞壽命約為間隙配合的3.4 倍。內(nèi)錐襯套高鎖螺栓多排釘干涉配合接頭疲勞壽命較間隙配合有所提高。

圖15 接頭疲勞壽命Fig.15 Joint fatigue life

2.5 斷口分析

圖16 和17 分別為7050 鋁合金間隙配合和干涉配合疲勞試樣斷口形貌，均為多源斷口。間隙配合試件的主裂紋萌生于孔內(nèi)壁加工刀痕的不連續(xù)處，裂紋呈現(xiàn)明顯的放射狀且非常密集，隨后裂紋逐漸稀疏，擴(kuò)展速度也明顯增快，顯示出快速斷裂的形貌特征。這是因?yàn)殡S著裂紋的擴(kuò)展，裂紋張口逐漸變大，裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子ΔK增大，從而導(dǎo)致裂紋擴(kuò)展速率加快。隨著裂紋進(jìn)一步擴(kuò)展，斷裂面上會(huì)有很多微小的峭壁，這些峭壁沿平行裂紋方向排列，說明在裂紋擴(kuò)展過程中，疲勞裂紋尖端有側(cè)向的滑移[16–17]。隨著裂紋擴(kuò)展速率加快，裂紋由斷口表面向內(nèi)部擴(kuò)展，在斷口上會(huì)出現(xiàn)一些二次裂紋。進(jìn)入瞬斷區(qū)，斷裂類似于靜載斷裂，而且呈現(xiàn)解理和韌窩的混合特征。

圖16 7050 鋁合金間隙連接接頭疲勞試樣微觀斷口形貌Fig.16 Micro-fracture surface morphology of 7050 aluminium alloy specimen with clearance fit jointing

圖17 7050 鋁合金干涉連接接頭疲勞試樣微觀斷口形貌Fig.17 Micro-fracture surface morphology of 7050 aluminium alloy specimen with interference fit jointing

TA15 鈦合金間隙配合接頭的斷口形貌如圖18 所示，可以看出，裂紋主要萌生于孔內(nèi)壁和孔角處，一側(cè)斷口的擴(kuò)展區(qū)很小，說明應(yīng)力集中程度大。高倍照片顯示源區(qū)的微觀特征主要為準(zhǔn)解理。裂紋擴(kuò)展路徑曲折。瞬斷區(qū)為韌窩形貌。TA15 鈦合金干涉配合接頭的斷口形貌如圖19 所示，可以看出，裂紋主要萌生于試樣孔角，高倍照片顯示源區(qū)的微觀特征主要為準(zhǔn)解理，在擴(kuò)展區(qū)可以觀測(cè)到二次裂紋，瞬斷區(qū)為韌窩形貌。

圖18 TA15 鈦合金間隙配合接頭疲勞試樣微觀斷口形貌Fig.18 Micro-fracture surface morphology of TA15 titanium alloy specimen with clearance fit

圖19 TA15 鈦合金干涉配合接頭疲勞試樣微觀斷口形貌Fig.19 Micro-fracture surface morphology of TA15 titanium alloy specimen with interference fit

干涉配合安裝后的軸徑大于初始孔徑，是增強(qiáng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞斷裂性能的重要手段。盡管干涉配合形式多樣，如干涉螺接、干涉鉚接等，但疲勞強(qiáng)化原理是相同的。從微觀上，緊固件干涉配合安裝后的孔徑大于初始孔徑，使材料的組織細(xì)化、晶格拉長(zhǎng)，增加了滑移阻力，有助于抑制裂紋萌生，阻礙裂紋進(jìn)一步擴(kuò)展，使結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度得到提高[16]。宏觀上，在交變載荷下干涉配合孔周實(shí)際承受應(yīng)力的幅值遠(yuǎn)比間隙配合的小，即干涉配合降低了孔邊應(yīng)力幅值，這是干涉配合的“支撐效應(yīng)”[17]。干涉配合的應(yīng)力幅值比間隙配合的應(yīng)力幅值明顯降低，從而延緩了裂紋的萌生，并降低了裂紋擴(kuò)展速率，大大地提高了交變載荷下的疲勞壽命。另外，徑向應(yīng)力的存在，減小了緊固件與孔壁的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，從而減小了微動(dòng)磨蝕，也是改善疲勞性能的原因。

3 結(jié)論

（1）內(nèi)錐襯套高鎖螺栓抗拉和雙剪性能均滿足標(biāo)準(zhǔn)要求，且有約20%的富余量。疲勞試驗(yàn)結(jié)果顯示試件單件疲勞壽命高于60000 次，全部合格。拉伸斷裂部位為螺紋，呈現(xiàn)為多源斷口，微觀顯示為韌窩特征。

（2）對(duì)于多排釘連接結(jié)構(gòu)，干涉配合對(duì)靜承載能力的影響不大，但可以提高釘載分配的均勻性。干涉配合可以提高復(fù)合材料/金屬混合連接接頭的疲勞壽命。在1.0%左右的相對(duì)干涉量下，復(fù)合材料/鋁合金混合連接接頭的平均疲勞壽命約為間隙配合的1.7 倍，復(fù)合材料/鈦合金混合連接接頭的平均疲勞壽命約為間隙配合的3.4 倍。

（3）斷口形貌顯示為多源斷口，間隙配合試件的主裂紋萌生于孔內(nèi)壁。干涉連接對(duì)孔壁有強(qiáng)化作用，抵制了裂紋萌生，主裂紋萌生于試件表面孔角。7050 鋁合金呈現(xiàn)解理和韌窩的混合特征，TA15 鈦合金呈現(xiàn)準(zhǔn)解理斷裂，存在少量等軸韌窩和河流花樣。