侯 杰， 韋 暢， 楊開(kāi)科，2

（1.西北工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院，西安 710072；2.中國(guó)工程物理研究院激光聚變研究中心，四川 綿陽(yáng) 621900）

0 引言

航天器中包含大量由緊固件連接的裝配體，實(shí)現(xiàn)裝備系統(tǒng)的完整性和功能性，如圖1 中由不同艙段對(duì)接而成的艙體結(jié)構(gòu)［1］。螺栓、鉚釘?shù)染o固件是航空航天飛行器裝配結(jié)構(gòu)連接中的重要承力構(gòu)件。鑒于飛行器的工作環(huán)境和結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，緊固件連接結(jié)構(gòu)常常工作于復(fù)雜的載荷狀態(tài)下［2］，是結(jié)構(gòu)傳力路徑中的薄弱環(huán)節(jié)。以運(yùn)載火箭助推器捆綁接頭為例［3］，單個(gè)助推器捆綁點(diǎn)需要承受千噸級(jí)軸向載荷，且載荷作用點(diǎn)與艙段殼體壁板相距較遠(yuǎn)，結(jié)構(gòu)局部緊固件受到極強(qiáng)的拉-彎耦合載荷作用。附加彎曲應(yīng)力會(huì)顯著削弱螺栓的極限強(qiáng)度，影響結(jié)構(gòu)的承載能力。在航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，螺栓力學(xué)行為受結(jié)構(gòu)整體剛度、螺栓變形、接觸行為等因素的影響，很難通過(guò)簡(jiǎn)單的理論推導(dǎo)得出準(zhǔn)確的螺栓強(qiáng)度［4］。為避免因局部強(qiáng)度不足而導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)失效，關(guān)鍵位置需選用數(shù)目更多、尺寸更大的緊固件，由此引入冗余重量。準(zhǔn)確預(yù)測(cè)耦合載荷下緊固件承載極限，對(duì)航空航天結(jié)構(gòu)高水平輕量化設(shè)計(jì)具有重要意義［5］。

圖1 導(dǎo)彈艙體結(jié)構(gòu)

隨著航天器結(jié)構(gòu)形式、服役工況和性能需求的日益復(fù)雜，尺寸大、強(qiáng)度高、塑性好的連接螺栓使用越來(lái)越普遍［6］。航天器連接螺栓在復(fù)雜受力環(huán)境中使用時(shí)存在由被連接結(jié)構(gòu)彈性變形引起的附加彎矩，影響其承載能力。在傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中采用工程算法能快速評(píng)估螺栓強(qiáng)度，但航天器結(jié)構(gòu)在耦合載荷下傳力路徑很復(fù)雜，工程算法很難作出合理假設(shè)并獲得準(zhǔn)確的強(qiáng)度分析結(jié)果［7］。有限元方法能獲得較真實(shí)的傳力路徑及各螺栓載荷分布，也可以準(zhǔn)確地模擬接觸非線(xiàn)性效應(yīng)，具有較高的分析精度。在采用有限元方法分析承受耦合載荷的螺栓連接結(jié)構(gòu)時(shí)，由于大尺寸螺栓截面存在復(fù)雜的塑性變形區(qū)域［8］，因此同時(shí)考慮材料非線(xiàn)性和接觸非線(xiàn)性效應(yīng)的影響。建模和分析的工作量極大，耗費(fèi)設(shè)計(jì)人員大量時(shí)間，影響研制進(jìn)程。目前，對(duì)于航空航天裝備，結(jié)構(gòu)剛度和強(qiáng)度符合設(shè)計(jì)要求的最佳、最直接的驗(yàn)證方法仍然是試驗(yàn)驗(yàn)證［9］。

針對(duì)航天器連接螺栓強(qiáng)度試驗(yàn)研究，提出一種利用偏心加載的方式實(shí)現(xiàn)耦合受力下連接螺栓強(qiáng)度試驗(yàn)的工裝，并以此為基礎(chǔ)結(jié)合試驗(yàn)和有限元方法，對(duì)耦合受力螺栓連接結(jié)構(gòu)失效破壞進(jìn)行研究。通過(guò)工裝結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、有限元校核、強(qiáng)度分析、試驗(yàn)設(shè)計(jì)等環(huán)節(jié)，將理論知識(shí)應(yīng)用到航空航天工程結(jié)構(gòu)試驗(yàn)驗(yàn)證中，開(kāi)發(fā)面向耦合受力的螺栓強(qiáng)度試驗(yàn)研究方法。

1 螺栓強(qiáng)度分析方法

1.1 工程估算法

基于經(jīng)驗(yàn)公式，根據(jù)應(yīng)力狀態(tài)進(jìn)行折算獲得螺栓的等效拉力。對(duì)于拉伸狀態(tài)下的構(gòu)件，可以近似地認(rèn)為軸向正應(yīng)力σn，t在截面上均勻分布，計(jì)算式如下所示［10］：

式中：A為構(gòu)件截面面積；FT為拉力。在純彎曲狀態(tài)下，橫截面上的最大正應(yīng)力σn，b出現(xiàn)在離中性軸最遠(yuǎn)處，計(jì)算式如下所示：

式中：M為彎矩；W為抗彎截面模量。圓截面的抗彎截面模量

式中，R為截面半徑。疊加后，應(yīng)力的極值σmax、σmin出現(xiàn)在構(gòu)件兩側(cè)的邊緣上，計(jì)算式為：

根據(jù)材料力學(xué)公式，由產(chǎn)生相同最大應(yīng)力的彎矩等效得到的載荷Fb，即

此時(shí)截面的受力可近似認(rèn)為是FT與Fb的疊加，隨后根據(jù)設(shè)計(jì)手冊(cè)中的單向受力極限載荷確定拉彎耦合作用下螺栓的極限強(qiáng)度。

工程估算法是基于最大應(yīng)力破壞準(zhǔn)則進(jìn)行強(qiáng)度校核，校核結(jié)果對(duì)于脆性材料螺栓較為準(zhǔn)確。由于忽略了材料的塑性變形，因此對(duì)于塑性材料偏于保守。此外，該方法基于彎曲變形的平面假設(shè)，限定截面中性軸與幾何對(duì)稱(chēng)軸重合，而忽略了結(jié)構(gòu)局部變形、摩擦力和連接間隙的影響，僅能定性描述結(jié)構(gòu)的受力狀態(tài)。實(shí)際上，受拉-彎耦合載荷的螺栓截面應(yīng)變分布是不均勻的（見(jiàn)圖2）。工程估算法忽略了大尺寸螺栓截面上最大應(yīng)變?chǔ)舖ax和最小應(yīng)變?chǔ)舖in之間的差異，存在顯著的誤差。

圖2 螺栓橫截面應(yīng)變分布

1.2 有限元方法

有限元方法分析螺栓連接結(jié)構(gòu)時(shí)，可以采用三維實(shí)體網(wǎng)格建模，或依據(jù)結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為選用簡(jiǎn)化建模方法。忽略連接結(jié)構(gòu)及緊固件預(yù)緊、摩擦、連接間隙等因素的影響，不考慮緊固件變形及其周?chē)鷳?yīng)力應(yīng)變狀態(tài)，使用如圖3 所示的梁?jiǎn)卧?、彈簧單元可以降低建模的?fù)雜度，提升計(jì)算效率［11-13］。

圖3 梁?jiǎn)卧椈蓡卧Ｊ疽鈭D

耦合載荷下緊固件連接結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為本質(zhì)上是三維問(wèn)題。受初始裝配間隙的影響，耦合載荷下緊固件發(fā)生彎曲和傾斜。緊固件和釘孔連接部位之間存在接觸擠壓作用，應(yīng)力在被連接件厚度方向上呈現(xiàn)不均勻分布。因此，本研究中主要采用三維有限元建模方法，按照實(shí)際尺寸建立緊固件模型，采用實(shí)體單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格，施加接觸關(guān)系和預(yù)緊力。

1.3 試驗(yàn)方法

試驗(yàn)方法是驗(yàn)證緊固件連接結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度和振動(dòng)疲勞強(qiáng)度是否符合設(shè)計(jì)要求的最直接方法。針對(duì)緊固件連接結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)中常用的測(cè)試手段有應(yīng)變計(jì)電測(cè)法［14］和螺栓載荷傳感器測(cè)量法［15］。對(duì)于承受軸向拉伸的螺栓有相應(yīng)的測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)，而對(duì)于承受純彎曲載荷和耦合載荷的螺栓，國(guó)內(nèi)外并沒(méi)有形成統(tǒng)一的測(cè)試方法。

2 試驗(yàn)設(shè)計(jì)與拓展

航天器連接螺栓強(qiáng)度試驗(yàn)的目的是通過(guò)試驗(yàn)來(lái)提升復(fù)雜受力環(huán)境下航空航天類(lèi)專(zhuān)業(yè)技術(shù)人員的連接螺栓強(qiáng)度設(shè)計(jì)水平［16］。在試驗(yàn)前，需要梳理連接螺栓強(qiáng)度的理論分析方法和有限元分析技術(shù)，并結(jié)合典型航天器結(jié)構(gòu)特點(diǎn)分析連接螺栓常見(jiàn)受力狀態(tài)，依據(jù)相應(yīng)的行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)編寫(xiě)試驗(yàn)大綱。確定試驗(yàn)大綱后，基于試驗(yàn)儀器設(shè)備和測(cè)試方法，開(kāi)展加載工裝的設(shè)計(jì)。在設(shè)計(jì)中利用軟件對(duì)工裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，根據(jù)結(jié)構(gòu)受力云圖分析螺栓強(qiáng)度，以驗(yàn)證試驗(yàn)設(shè)計(jì)的合理性。試驗(yàn)中，熟悉儀器設(shè)備的操作方法，并按照試驗(yàn)流程裝配工裝、夾持傳載桿。根據(jù)分組情況，調(diào)整工裝至指定偏心位置，進(jìn)行試驗(yàn)并記錄數(shù)據(jù)。試驗(yàn)后撰寫(xiě)測(cè)試報(bào)告，詳細(xì)分析航天器連接螺栓強(qiáng)度及加載狀態(tài)對(duì)螺栓強(qiáng)度的影響規(guī)律，同時(shí)進(jìn)一步挖掘試驗(yàn)和仿真環(huán)節(jié)的改進(jìn)方法。基于本試驗(yàn)方案開(kāi)展設(shè)計(jì)，探索不同耦合承載狀態(tài)下螺栓連接結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)方法。若試驗(yàn)方案具有可行性，則可參照本工裝加工制造并進(jìn)行實(shí)踐應(yīng)用。

3 耦合受力螺栓承載試驗(yàn)設(shè)計(jì)

3.1 加載工裝

鑒于目前尚未形成耦合承載螺栓統(tǒng)一的測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)，因此試驗(yàn)方案仿照航天器結(jié)構(gòu)中箭體-助推器對(duì)接連接形式（見(jiàn)圖4），利用偏心加載的方式實(shí)現(xiàn)靜力試驗(yàn)機(jī)，同時(shí)施加彎矩和軸力。

圖4 箭體-助推器連接形式

工裝包括工裝主體、夾持桿和限位墊塊等，如圖5所示。2 個(gè)工裝主體相對(duì)放置，并通過(guò)試驗(yàn)螺栓進(jìn)行連接。2 個(gè)工裝主體接觸區(qū)域形成一對(duì)搭接板，厚度共計(jì)75 mm。搭接板位置預(yù)留了引線(xiàn)槽，引出螺栓應(yīng)變測(cè)試線(xiàn)路。考慮到結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和加工性，工裝主體材料選用Cr12MoV 冷作模具鋼。夾持桿穿過(guò)長(zhǎng)圓孔與工裝主體連接，夾持端與試驗(yàn)機(jī)連接，適用于夾持半徑為28 ～40 mm的試驗(yàn)機(jī)，夾持桿材料為30Cr合金鋼。限位墊塊通過(guò)M5 的固定螺栓與工裝主體連接，限制夾持桿在長(zhǎng)圓孔中的位置。通過(guò)調(diào)節(jié)限位墊塊的位置控制螺栓軸線(xiàn)與夾持桿軸線(xiàn)之間的距離，從而改變拉伸和彎曲加載的耦合狀態(tài)。在本設(shè)計(jì)方案中，進(jìn)行3種偏心距下的加載試驗(yàn)，分別為0、55、100 mm。當(dāng)偏心距為0 mm時(shí)，近似等同于螺栓軸拉強(qiáng)度試驗(yàn)。

圖5 工裝結(jié)構(gòu)示意圖

工裝包含多個(gè)裝配體，裝配體之間的裝配關(guān)系會(huì)嚴(yán)重影響試驗(yàn)結(jié)果。本試驗(yàn)中，工裝安裝應(yīng)遵循以下步驟：①將工裝主體與試驗(yàn)機(jī)夾持桿進(jìn)行裝配，夾持固定夾持桿；②調(diào)整工裝位置，放置試驗(yàn)螺栓，在保證工裝對(duì)正的情況下擰緊螺栓，此后通過(guò)扭矩扳手施加給定預(yù)緊力；③在長(zhǎng)圓槽內(nèi)調(diào)整工裝偏心至指定位置，固定限位墊片。

3.2 試驗(yàn)螺栓

選用高強(qiáng)普通螺紋六角頭M30 螺栓和普通六角螺母M30 ×2 作為試驗(yàn)螺栓，表面經(jīng)過(guò)鈍化處理。按照標(biāo)定的材料性能，螺栓的抗拉強(qiáng)度為1.30 ～1.55 GPa。根據(jù)GB／T16823.1—1997 給出的螺紋螺栓應(yīng)力截面積和承載面積，M30 ×2 螺栓應(yīng)力截面積為621 mm2、屈服載荷約為807.3 kN。試驗(yàn)中需根據(jù)螺栓的抗拉極限來(lái)選擇適合的設(shè)備，避免設(shè)備量程選擇不當(dāng)而造成的偏差。所用試驗(yàn)機(jī)加載范圍應(yīng)大于1 MN。試驗(yàn)共分3 組（見(jiàn)表1），每組包含3 個(gè)子樣。

表1 試驗(yàn)分組方案

3.3 仿真分析

工裝的有限元模型如圖6 所示。為了與試驗(yàn)相驗(yàn)證，模型的尺寸和材料參數(shù)均按照試驗(yàn)情況確定，參數(shù)如表2 所示。在模型中上下工裝對(duì)接處、螺栓和工裝連接位置以及螺紋連接處添加接觸。按照真實(shí)邊界條件約束工裝下方夾持桿夾持段的自由度，夾持桿上端面施加位移載荷。

表2 有限元模型材料參數(shù)

圖6 有限元模型

不同偏心距下螺栓截面應(yīng)力達(dá)到抗拉強(qiáng)度時(shí)螺栓截面拉力、試驗(yàn)機(jī)位移以及工裝應(yīng)力狀態(tài)如表3、圖7 所示。當(dāng)偏心距離為0 mm 時(shí)，可近似認(rèn)為螺栓處于軸拉狀態(tài)，故未對(duì)等效彎矩進(jìn)行分析。由于杠桿效應(yīng)，因此螺栓發(fā)生塑性變形時(shí)試驗(yàn)機(jī)載荷具有較大差異。偏心距離為100 mm時(shí)，僅需323.72 kN的外載荷，而相應(yīng)產(chǎn)生的螺栓截面拉力和彎矩與其他加載情況相近，說(shuō)明偏心距對(duì)螺栓承載強(qiáng)度存在顯著影響。

表3 不同偏心距下試驗(yàn)機(jī)位移、拉力和螺栓截面等效載荷

圖7 工裝應(yīng)力分布

4 試驗(yàn)結(jié)果

按照試驗(yàn)流程將工裝安裝于電子液壓萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)系統(tǒng)上，如圖8 所示。通過(guò)加載系統(tǒng)記錄工裝的相對(duì)位移和載荷，形成載荷-位移曲線(xiàn)以反映螺栓的破壞極限載荷。加載速率設(shè)置為初始階段2 mm／min，克服試驗(yàn)機(jī)和工裝裝配間隙后降為1 mm／min。

圖8 YDL2000型電子液壓伺服萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)

圖9是試驗(yàn)載荷-位移曲線(xiàn)。3 組試驗(yàn)開(kāi)始階段用以克服試驗(yàn)機(jī)和工裝之間的裝配間隙，位移增加的同時(shí)載荷并未隨之變化，加載曲線(xiàn)呈現(xiàn)出非線(xiàn)性變化趨勢(shì)。繼續(xù)加載，工裝組件間建立穩(wěn)定的接觸關(guān)系，此時(shí)曲線(xiàn)的斜率體現(xiàn)工裝和試驗(yàn)螺栓的剛度。在隨后的加載過(guò)程中，結(jié)構(gòu)進(jìn)入塑性階段。由有限元分析結(jié)果可知，塑性變形主要發(fā)生在試驗(yàn)螺栓和工裝對(duì)接的局部區(qū)域。屈服后持續(xù)加載，直至螺栓斷裂，試驗(yàn)結(jié)束。

圖9 載荷-位移曲線(xiàn)

不同加載工況下結(jié)構(gòu)破壞載荷顯著不同。選取5個(gè)螺栓按照標(biāo)準(zhǔn)螺栓抗拉強(qiáng)度試驗(yàn)獲得強(qiáng)度性能標(biāo)定值并將其作為對(duì)照基準(zhǔn)，如表4 所示。M30 螺栓標(biāo)定的純軸拉破壞載荷為875.10 ～900.10 kN。從圖9 可以發(fā)現(xiàn)，同一組3 次獨(dú)立試驗(yàn)中，結(jié)構(gòu)剛度和破壞載荷較為接近。M30 螺栓斷裂位置出現(xiàn)于螺紋連接處前三牙位置，與螺栓標(biāo)定性能測(cè)試結(jié)果一致。當(dāng)不存在偏心加載時(shí)，試驗(yàn)測(cè)量的破壞載荷Fmax為843.8 kN，是標(biāo)定最大破壞載荷的93.7%；當(dāng)存在55 mm的偏心距時(shí)，螺栓的破壞載荷為524.7 kN，是標(biāo)定最大破壞載荷的58.3%；當(dāng)存在100 mm的偏心距時(shí)，螺栓的破壞載荷為394.3 kN，是標(biāo)定最大破壞載荷的44.0%。可見(jiàn)，偏心加載導(dǎo)致的附加彎矩會(huì)顯著影響工裝整體的力學(xué)行為，大幅降低螺栓的承載能力。表5 為結(jié)構(gòu)破壞載荷與仿真結(jié)果對(duì)比。受有限元建模技術(shù)的影響，仿真結(jié)果均小于試驗(yàn)結(jié)果，而強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果較為接近，說(shuō)明通過(guò)仿真得到的連接螺栓強(qiáng)度較為保守。

表4 螺栓標(biāo)定性能參數(shù)

表5 強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對(duì)比

5 結(jié)語(yǔ)

開(kāi)展了耦合載荷下的航天器連接螺栓強(qiáng)度試驗(yàn)研究。結(jié)合工程結(jié)構(gòu)中螺栓的受力情況設(shè)計(jì)了試驗(yàn)工裝。利用偏心加載的方式在通用試驗(yàn)機(jī)平臺(tái)基礎(chǔ)上，通過(guò)調(diào)整裝配位置達(dá)到拉力、彎矩耦合加載的目的。以試驗(yàn)工裝為例，模擬真實(shí)的載荷和邊界條件建立有限元模型，研究了螺栓在不同拉彎耦合載荷下的力學(xué)行為以及螺栓軸力、彎矩在加載過(guò)程中的變化規(guī)律。通過(guò)螺栓強(qiáng)度的試驗(yàn)研究測(cè)試螺栓在耦合載荷下的破壞載荷。試驗(yàn)方法對(duì)于復(fù)雜航空航天結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中連接螺栓強(qiáng)度研究具有參考意義和應(yīng)用價(jià)值。