民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理中加大緊固件問題強(qiáng)度分析研究

林明杰

摘 要：加大緊固件是民用飛機(jī)制造過程中常見的結(jié)構(gòu)修理方法之一。本文梳理了結(jié)構(gòu)修理中加大緊固件修理方法，分析了該問題的強(qiáng)度評(píng)估方法，提出了民用飛機(jī)加大緊固件問題強(qiáng)度評(píng)估流程。一系列關(guān)于加大緊固件問題的分析研究，對(duì)后續(xù)對(duì)該問題進(jìn)行強(qiáng)度校核分析具有一定的指導(dǎo)意義。

關(guān)鍵詞：結(jié)構(gòu)修理 加大緊固件 強(qiáng)度分析

中圖分類號(hào)：F562 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2017）07（b）-0021-02

民用飛機(jī)在制造過程中經(jīng)常會(huì)用到加大緊固件的結(jié)構(gòu)修理方法，用于處理孔徑超差、局部連接強(qiáng)度不足等問題。加大緊固件是指在原有緊固件類型不變的情況，選用直徑更大的緊固件。根據(jù)加大緊固件的不同使用情況，會(huì)產(chǎn)生不同的強(qiáng)度結(jié)果。因此，有必要針對(duì)加大緊固件進(jìn)行相應(yīng)的強(qiáng)度分析，以保證處置方法能夠有效地解決工程問題。

本文針對(duì)民用飛機(jī)中常出現(xiàn)的加大緊固件問題進(jìn)行了分析研究，提出了民用飛機(jī)加大緊固件問題的強(qiáng)度分析流程。

1 加大緊固件修理方法

加大緊固件是指在原有緊固件類型不變的情況，選用直徑更大的緊固件，以解決制造過程中出現(xiàn)的孔徑超差、局部連接強(qiáng)度不足等結(jié)構(gòu)制造問題。

典型的緊固件孔示意如圖1所示。對(duì)于埋頭類緊固件而言，需要進(jìn)行锪窩，因此緊固件孔包括锪窩和孔徑兩部分。對(duì)于非埋頭緊固件，則沒有窩徑，只有孔徑。

在結(jié)構(gòu)修理過程中，如果該孔需要安裝加大緊固件，則需要進(jìn)行擴(kuò)孔。如果該孔有锪窩，還需要按照加大緊固件的方法要求，制出相應(yīng)的锪窩。

使用加大緊固件修理方法時(shí)，經(jīng)常會(huì)出現(xiàn)端距、邊距、間距等問題。因此在制定結(jié)構(gòu)修理方案時(shí)，可以考慮進(jìn)行借孔。一般情況下，對(duì)于有锪窩的緊固件孔而言，由于锪窩的限制，借孔之后的锪窩的孔可能會(huì)出現(xiàn)偏心，難以進(jìn)行借孔。對(duì)于沒有锪窩的緊固件孔而言，可以根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)行借孔，盡量減小可能出現(xiàn)的端距、邊距、間距等問題。

2 加大緊固件強(qiáng)度評(píng)估方法

緊固件都有邊距/端距和間隙要求。對(duì)于民用飛機(jī)中常見的金屬零件而言，邊距/端距要求通常為2倍的緊固件直徑；間距要求通常為4～6倍的緊固件直徑。

如圖2所示，該圖中的端距指的是與受力方向在一個(gè)方向的端頭緊固件到零件邊緣的距離，邊距指的是與受力放在垂直的緊固件到零件邊緣的距離，間距指的緊固件之間的距離。如果對(duì)孔1安裝加大緊固件，則有可能會(huì)出現(xiàn)端距問題、和孔2之間的間距問題、邊距問題；如果對(duì)孔2安裝加大緊固件，則有可能會(huì)出現(xiàn)和孔1的間距問題、和孔3的間距問題、邊距問題；孔3的情況和孔2類似。

按剛度分配計(jì)算加大緊固件所傳遞的載荷，首先計(jì)算加大緊固件后的緊固件載荷。

對(duì)于端距影響分析，承載按進(jìn)行評(píng)估。

對(duì)于間距影響分析，承載按進(jìn)行評(píng)估。

對(duì)于邊距影響分析，承載按進(jìn)行評(píng)估。

其中，F(xiàn)SU為極限剪切強(qiáng)度；T為材料厚度；W為邊距；D為孔徑；S為間距；FTU為極限拉伸強(qiáng)度；FB為旁路載荷；B為凈邊距。

通過上述評(píng)估，判斷加大緊固件后的靜強(qiáng)度是否滿足要求，靜強(qiáng)度裕度要求大于零。若裕度大于零，則說明加大緊固件的修理方法滿足強(qiáng)度要求。若裕度小于零，則說明該修理方法無法保證靜強(qiáng)度要求。

計(jì)算完靜強(qiáng)度后，需要針對(duì)加大緊固件修理方法進(jìn)行疲勞強(qiáng)度評(píng)估。疲勞強(qiáng)度的評(píng)估方法有很多種，通常分為應(yīng)力疲勞分析方法和應(yīng)變疲勞分析方法。應(yīng)變疲勞分析方法適用于應(yīng)力水平較高，所受載荷譜中高載對(duì)應(yīng)的局部應(yīng)力達(dá)到材料屈服應(yīng)力的關(guān)鍵部位。民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平較低，一般采用應(yīng)力疲勞分析方法，目前民機(jī)中應(yīng)用的較多的是其中的細(xì)節(jié)疲勞額定值（DFR）法。

其中，為規(guī)定的典型結(jié)構(gòu)對(duì)應(yīng)的基本DFR值；A為孔充填系數(shù)；B為合金和表面處理系數(shù)；C為埋頭深度系數(shù)；D為材料疊層系數(shù)；E為螺栓夾緊系數(shù)；U為凸臺(tái)有效系數(shù)；RC為特殊疲勞系數(shù)。

在計(jì)算過程中，首先將緊固件簡化為梁結(jié)構(gòu)單元，并對(duì)梁結(jié)構(gòu)單元的彈性模量進(jìn)行修正，建立有限元模型，計(jì)算載荷傳遞系數(shù)，計(jì)算得到加大緊固件后的基本值。然后通過工程估算，選取對(duì)應(yīng)的各系數(shù)參數(shù)值。

根據(jù)邊距系數(shù)、端距系數(shù)和間距系數(shù)的最小值，對(duì)DFR值進(jìn)行修正。最后判斷加大緊固件后的疲勞強(qiáng)度是否滿足要求，疲勞裕度要求大于零。

接下來需要進(jìn)行損傷容限分析，獲取出現(xiàn)制造偏離問題前該部位是否是損傷容限分析部位。如果對(duì)損傷容限有影響，則獲取該分析部位及檢查要求。

針對(duì)加大緊固件問題，分析時(shí)通過增大孔徑分析參數(shù)來考慮孔徑的影響，將分析模型中的初始孔徑參數(shù)D改為加大緊固件孔徑。損傷容限分析時(shí)考慮應(yīng)力集中影響，可以增大應(yīng)力放大因子，修改分析載荷譜的應(yīng)力放大因子。根據(jù)損傷容限分析結(jié)果，判斷加大緊固件后，該修理方案能否解決該制造偏離問題，對(duì)該區(qū)域結(jié)構(gòu)的檢查方案是否產(chǎn)生影響。

3 強(qiáng)度分析流程

在分析加大緊固件問題結(jié)構(gòu)修理方案的基礎(chǔ)上，本文對(duì)民用飛機(jī)中該問題的強(qiáng)度校核進(jìn)行分析和研究，總結(jié)歸納了該類問題強(qiáng)度評(píng)估分析的一般流程，見圖3。

該分析流程對(duì)前文的強(qiáng)度分析方法進(jìn)行了歸納和梳理，在確定結(jié)構(gòu)修理方案后，按照靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度、損傷容限三大塊進(jìn)行分析。由于民用飛機(jī)中有大量緊固件，加大緊固件的修理方案也會(huì)有多種變化，當(dāng)強(qiáng)度校核存在問題時(shí)，可以考慮對(duì)加大緊固件的直徑、個(gè)數(shù)、排布進(jìn)行調(diào)整。當(dāng)靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度、損傷容限都滿足要求時(shí)，則說明結(jié)構(gòu)修理方案是滿足強(qiáng)度要求的合理方案。

4 結(jié)語

加大緊固件方法在民用飛機(jī)中應(yīng)用廣泛，在結(jié)構(gòu)優(yōu)化、制造偏離處理等環(huán)節(jié)都經(jīng)常會(huì)用到。針對(duì)加大緊固件的強(qiáng)度評(píng)估方法也就顯得愈加重要。本文針對(duì)加大緊固件強(qiáng)度分析方法進(jìn)行了歸納總結(jié)，梳理出了加大緊固件問題的強(qiáng)度評(píng)估方法，并歸納了加大緊固件問題的強(qiáng)度評(píng)估流程，對(duì)該問題的強(qiáng)度分析校核具有一定的指導(dǎo)意義。

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