高鎖螺栓孔進(jìn)R 區(qū)的對(duì)接結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)研究

黃志榮，張學(xué)友，殷姿，刁春濤，聞捷

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院制造支持工程部，上海201210）

0 引 言

民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)是經(jīng)過零件到組件、組件到大組件、大組件到部段以及部段對(duì)接等過程進(jìn)行逐級(jí)裝配的，因此對(duì)接結(jié)構(gòu)以及R 區(qū)細(xì)節(jié)在民用飛機(jī)中隨處可見。在民用飛機(jī)生產(chǎn)過程中，種種難以預(yù)見的原因會(huì)使產(chǎn)品與設(shè)計(jì)構(gòu)型不完全一致，例如，由于空間限制、視線遮擋、手工定位偏離等諸多原因，出現(xiàn)緊固件孔靠近或者進(jìn)入對(duì)接結(jié)構(gòu)R 區(qū)的情況，進(jìn)而造成緊固件無法按設(shè)計(jì)要求安裝。在換新超差零件存在困難的情況下，對(duì)于高鎖螺栓連接的對(duì)接結(jié)構(gòu)，可以考慮在R 區(qū)加弧形墊。牛春勻推薦了該修理方案，但是沒有給出定量的強(qiáng)度評(píng)估方法。高鎖螺栓孔進(jìn)R 區(qū)加弧形墊修理后，高鎖螺栓的許用載荷及連接結(jié)構(gòu)的承載面積沒有明顯變化，因此對(duì)靜強(qiáng)度的影響很小。在疲勞方面，R 區(qū)是結(jié)構(gòu)過渡區(qū)域，承受載荷時(shí)在R 區(qū)可能有應(yīng)力集中，緊固件孔在結(jié)構(gòu)中也存在應(yīng)力集中，緊固件孔靠近R 區(qū)后，兩者應(yīng)力集中可能會(huì)相互疊加，因此可能會(huì)降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命；此外，緊固件靠近R 區(qū)后，無法實(shí)現(xiàn)標(biāo)準(zhǔn)安裝，會(huì)對(duì)連接細(xì)節(jié)的疲勞性能產(chǎn)生影響。因此有必要對(duì)該問題開展疲勞影響研究。

R.H.Oskouei 等通過有限元法分析了螺栓連接結(jié)構(gòu)在不同螺栓預(yù)緊力和載荷作用下的應(yīng)力場(chǎng)，得到了螺栓預(yù)緊力增加時(shí)連接結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中減小而疲勞壽命增加的結(jié)論；王旭等通過有限元分析機(jī)翼壁板螺栓連接的應(yīng)力分布并結(jié)合Miner線性累積損傷準(zhǔn)則計(jì)算連接件的疲勞壽命，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合性較好。但是高鎖螺栓與連接件孔之間配合關(guān)系屬于過渡配合，上述研究沒有考慮配合關(guān)系對(duì)連接疲勞壽命的影響。

G. M. Vallieres 等通過有限元分析及試驗(yàn)，研究了干涉配合連接作用下及干涉配合連接與冷擠壓共同作用下7075-T6 鋁合金孔板不同邊距下的疲勞壽命，分析了疲勞壽命提高的機(jī)理；周笛從理論上分析了高鎖螺栓干涉配合的強(qiáng)化機(jī)理，通過試驗(yàn)驗(yàn)證了合適的干涉可以提高疲勞壽命，并通過有限元法分析了干涉配合的疲勞強(qiáng)化機(jī)理。但是上述研究未能定量給出緊固件與孔的干涉量對(duì)連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命影響的規(guī)律。

張若夫?qū)?Fe-Mn-Si 記憶合金螺栓/6061-T651 鋁合金的干涉連接進(jìn)行疲勞試驗(yàn)研究并使用Ansys workbench 中的“Fatigue Tool”工具對(duì)連接件進(jìn)行疲勞分析，仿真結(jié)果和疲勞試驗(yàn)結(jié)果差異在合理范圍內(nèi)；鄭捷等分別采用試驗(yàn)和理論分析的方法對(duì)飛機(jī)梁結(jié)構(gòu)連接件疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)，建立了含有柔—柔接觸與預(yù)緊力的飛機(jī)三維梁結(jié)構(gòu)連接件的有限元模型，將有限元分析結(jié)果導(dǎo)入Femfat 疲勞壽命計(jì)算軟件中，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果一致性較好。然而有限元及疲勞計(jì)算軟件輸出結(jié)果的準(zhǔn)確性很大程度上取決于輸入定義的合理性，因此往往需要根據(jù)實(shí)際情況修正輸入才能得到準(zhǔn)確的分析結(jié)果，目前對(duì)于緊固件孔進(jìn)R 區(qū)這類非標(biāo)準(zhǔn)連接是缺乏試驗(yàn)數(shù)據(jù)的。

除了有限元法外，有試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持的工程算法也是一種重要的強(qiáng)度分析方法。鄭曉玲等認(rèn)為一般民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞分析適合采用應(yīng)力疲勞分析方法，給出了一種快速的應(yīng)力疲勞分析方法——細(xì)節(jié)疲勞額定（Detail Fatigue Rating，簡(jiǎn)稱DFR）值法，并根據(jù)典型飛機(jī)結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)或外場(chǎng)數(shù)據(jù)總結(jié)了典型結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值的計(jì)算方法，但沒有考慮緊固件孔進(jìn)R 區(qū)這類裝配超差的情況。

本文通過疲勞試驗(yàn)研究對(duì)接結(jié)構(gòu)高鎖螺栓孔進(jìn)R 區(qū)（平行載荷方向）加弧形墊對(duì)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值的影響，首先借助有限元法進(jìn)行試驗(yàn)設(shè)計(jì)，然后參考相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)和文獻(xiàn)的方法進(jìn)行試驗(yàn)，最后通過與工程算法的對(duì)比驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果的合理性，以期為后續(xù)評(píng)估類似工程問題提供參考。

1 研究對(duì)象

對(duì)接結(jié)構(gòu)中R 區(qū)細(xì)節(jié)，有R 區(qū)與載荷方向平行和R 區(qū)與載荷方向垂直等情況，如圖1 所示。正常連接結(jié)構(gòu)要求緊固件孔與R 區(qū)下邊緣有足夠的距離以保證緊固件的標(biāo)準(zhǔn)連接，緊固件孔進(jìn)R 區(qū)是指緊固件孔邊緣已經(jīng)進(jìn)入了R 區(qū)下邊緣，如圖2所示。

圖1 R 區(qū)與載荷方向示意圖Fig.1 Load direction and bend radius

圖2 緊固件孔進(jìn)R 區(qū)示意圖Fig.2 The fastener hole interferes with bend radius

R 區(qū)與載荷方向平行、垂直兩種結(jié)構(gòu)形式，傳載方式差異較大，高鎖螺栓孔進(jìn)R 區(qū)對(duì)兩種結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的影響差異也可能較大，本文僅研究R 區(qū)與載荷方向平行的形式。

2 試驗(yàn)件設(shè)計(jì)

2.1 試驗(yàn)件形式

為了減小試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分散性和增加試驗(yàn)結(jié)論的適用性，在試驗(yàn)件設(shè)計(jì)中有必要對(duì)實(shí)際結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡(jiǎn)化。試驗(yàn)件采用雙剪連接的形式，試驗(yàn)板通過兩排6 個(gè)高鎖螺栓連接，如圖3 所示。

圖3 試驗(yàn)件形式Fig.3 Fatigue test specimen

為了確保試驗(yàn)件在包含R 區(qū)細(xì)節(jié)的帶板先破壞，采用兩個(gè)措施：一是保證中間基板工作應(yīng)力小于上、下帶板，因此基板橫截面積大于上、下帶板橫截面積之和；二是基板材料采用疲勞性能較好的2000 系列鋁合金，帶板材料采用疲勞性能較低的7000 系列鋁合金。

2.2 試驗(yàn)件參數(shù)

基于有限元法，分析R 區(qū)尺寸、緊固件孔直徑、帶板厚度對(duì)緊固件孔進(jìn)R 區(qū)（平行載荷方向）結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中系數(shù)的影響。為了科學(xué)合理地通過少量計(jì)算工作得到具有代表性的結(jié)論，使用正交表確定算例，需要分析的參數(shù)如表1 所示。

表1 需要分析的參數(shù)Table 1 Parameters needing analysis

根據(jù)表1 的分析參數(shù)，正交表L（3）可以滿足分析要求，經(jīng)計(jì)算得到各組算例（緊固件孔進(jìn)R 區(qū)的尺寸均為1.0 mm）的應(yīng)力集中系數(shù)，結(jié)果如表2所示，其中應(yīng)力集中系數(shù)為帶板危險(xiǎn)截面處孔邊軸向應(yīng)力與帶板端面軸向均勻分布面載荷的比值。

表2 各組應(yīng)力集中系數(shù)Table 2 Stress concentration factor of each group

計(jì)算應(yīng)力集中系數(shù)的有限元模型及應(yīng)力分布如圖4 所示，有限元模型的建模說明如下：根據(jù)試驗(yàn)件的對(duì)稱性，建立試驗(yàn)區(qū)1/4 模型并使用C3D8R 單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格；零件模型之間接觸面屬性定義為法向硬接觸、切向無摩擦；基板一側(cè)端面約束6 個(gè)自由度，帶板一側(cè)端面約束除軸向外的5 個(gè)自由度并施加軸向均勻分布面載荷。

圖4 用于應(yīng)力集中系數(shù)計(jì)算的有限元模型Fig.4 Finite element model of stress concentration factor calculation

從表2 和圖4 可以看出：R 區(qū)尺寸、緊固件尺寸、板厚度對(duì)緊固件孔進(jìn)R 區(qū)結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中的影響不顯著，最大差異在3.61%以內(nèi)。

基于有限元法，分析緊固件孔與R 區(qū)距離對(duì)結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中的影響，有限元模型與圖4（a）類似，分析緊固件孔與R 區(qū)距離的3 種狀態(tài)，具體如表3 所示，其中R 區(qū)尺寸為5.0 mm，緊固件孔直徑為5.0 mm，帶板厚度為1.6 mm。

表3 緊固件孔與R 區(qū)距離Table 3 Distance between fastener hole and bend radius

通過計(jì)算得到三種狀態(tài)下應(yīng)力集中系數(shù)分別是 3.13、3.11 和 3.26，因此緊固件與 R 區(qū)的距離對(duì)結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中的影響也不顯著，最大差異3.72%，并且在緊固件孔遠(yuǎn)離R 區(qū)的狀態(tài)下高應(yīng)力區(qū)域較大。

通過以上分析可知，R 區(qū)與載荷平行的對(duì)接結(jié)構(gòu)中，緊固件進(jìn)R 區(qū)對(duì)結(jié)構(gòu)的應(yīng)力集中系數(shù)影響較小。但是緊固件的非標(biāo)準(zhǔn)連接可能會(huì)對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞品質(zhì)產(chǎn)生影響，因此該類超差還是有研究的必要。只需進(jìn)行嚴(yán)重超差情況（根據(jù)實(shí)際生產(chǎn)情況確定）和標(biāo)準(zhǔn)連接情況的對(duì)比試驗(yàn)，就可以用試驗(yàn)結(jié)論覆蓋具體的型號(hào)問題。根據(jù)某型號(hào)民用飛機(jī)實(shí)際情況，緊固件進(jìn)R 區(qū)超差中比較嚴(yán)重的情況是：類似圖1 的R 區(qū)與載荷平行的對(duì)接結(jié)構(gòu)中，R區(qū)尺寸為5.0 mm，緊固件為高鎖螺栓HST12AG6（緊固件孔名義直徑為4.76 mm），螺栓孔進(jìn)對(duì)接接頭R 區(qū) 1 mm。

因此，規(guī)劃三組試驗(yàn)研究該類超差對(duì)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值的影響。各組試驗(yàn)件尺寸與表3 類似，不同的是緊固件孔直徑為高鎖螺栓HST12AG 6 的孔直徑；另外，第 1、2、3 組的組名分別定為對(duì)照組、中間組、嚴(yán)重超差組。

3 試驗(yàn)實(shí)施

3.1 試驗(yàn)載荷

試驗(yàn)載荷形式借鑒 HB 7110-94，試驗(yàn)件破壞壽命控制在（1.5～3.5）×10次循環(huán)左右，試驗(yàn)載荷為軸向等幅載荷（正弦波形），應(yīng)力比為0.06，試驗(yàn)頻率為9～130 Hz。

關(guān)于對(duì)照組的初始試驗(yàn)載荷，首先根據(jù)文獻(xiàn)［10］第229～230 頁中的雙剪接頭（被插入件）計(jì)算試驗(yàn)件危險(xiǎn)細(xì)節(jié)的疲勞額定值，然后采用“單點(diǎn)法”結(jié)合理論細(xì)節(jié)疲勞額定值反推試驗(yàn)件的工作應(yīng)力，最后根據(jù)截面面積計(jì)算工作載荷。初始試驗(yàn)載荷只是參考，最終試驗(yàn)載荷需要根據(jù)預(yù)試結(jié)果進(jìn)行調(diào)整，保證試驗(yàn)件破壞壽命在合適的范圍內(nèi)。

另外兩組試驗(yàn)，借鑒對(duì)照組載荷，通過預(yù)試進(jìn)行調(diào)整。根據(jù)估算的初始試驗(yàn)載荷，本文選擇試驗(yàn)機(jī)INSTRON8872 進(jìn)行試驗(yàn)。

3.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

對(duì)初始試驗(yàn)數(shù)據(jù)，采用兩種方式剔除異常結(jié)果：一是疲勞壽命特別大或者特別小的數(shù)據(jù)直接剔除；二是采用肖維納（Chauvenet）準(zhǔn)則剔除不在同一樣本的數(shù)據(jù)，使試驗(yàn)結(jié)果更合理。

3.3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

試驗(yàn)件均在帶板危險(xiǎn)截面處破壞。通過斷口判讀的方式分析裂紋擴(kuò)展過程，裂紋在緊固件的孔邊萌生，裂紋萌生壽命占總壽命的70%以上，裂紋長(zhǎng)度為0.5 mm 時(shí)的壽命占總壽命的80%以上，試驗(yàn)件在裂紋長(zhǎng)度達(dá)到5.0 mm 后很快發(fā)生失穩(wěn)性破壞。根據(jù)文獻(xiàn)［10］第209 頁的細(xì)節(jié)疲勞額定定義及疲勞理論，以出現(xiàn)裂紋作為疲勞壽命的終點(diǎn)，因此本文以裂紋萌生壽命，即總壽命的70%作為試驗(yàn)件壽命用于計(jì)算細(xì)節(jié)疲勞額定試驗(yàn)值。計(jì)算方法是結(jié)合試驗(yàn)件壽命有效數(shù)據(jù)、試驗(yàn)件上實(shí)測(cè)遠(yuǎn)場(chǎng)工作應(yīng)力，采用文獻(xiàn)［10］第六、七章的“單點(diǎn)法”計(jì)算得到試驗(yàn)件的細(xì)節(jié)疲勞額定值。其中，經(jīng)過數(shù)據(jù)處理得到對(duì)照組的細(xì)節(jié)疲勞額定值為102.27 MPa。

將緊固件與R 區(qū)干涉組的細(xì)節(jié)疲勞額定值與對(duì)照組的細(xì)節(jié)疲勞額定值的比值定義為緊固件與R 區(qū)干涉系數(shù)，符號(hào)用R′表示，對(duì)照組、中間組、嚴(yán)重超差組的R′分別為1.00、1.01、0.90。中間組相比對(duì)照組，細(xì)節(jié)疲勞額定值沒有下降；嚴(yán)重超差組相比對(duì)照組，細(xì)節(jié)疲勞額定值下降9.82%。結(jié)合本文2.2 節(jié)的應(yīng)力集中分析可知，緊固件孔進(jìn)R 區(qū)后，立邊的加強(qiáng)作用減小了高應(yīng)力區(qū)域，結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值增加，但緊固件的非標(biāo)準(zhǔn)連接使細(xì)節(jié)疲勞額定值下降，兩個(gè)因素對(duì)細(xì)節(jié)疲勞額定值影響一增一減，哪個(gè)因素起主導(dǎo)作用由緊固件孔與R區(qū)的距離決定。

4 試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

4.1 驗(yàn)證方法的選擇

通過有限元方法，建立三維實(shí)體模型分析試驗(yàn)件的應(yīng)力場(chǎng)并結(jié)合疲勞累積損傷理論分析疲勞擴(kuò)展壽命，但是遇到以下困難（包括但不限于）：一是連接板之間以及連接板與高鎖螺栓之間的面面接觸參數(shù)和高鎖螺栓的預(yù)緊力與試驗(yàn)件真實(shí)情況難以一致，而這些參數(shù)對(duì)分析結(jié)果有一定影響；二是難以模擬高鎖螺栓真實(shí)的干涉量，但是這對(duì)試驗(yàn)件疲勞壽命也有著重要的影響；三是試驗(yàn)件的裝配質(zhì)量和工藝體系相關(guān)，產(chǎn)品的裝配質(zhì)量對(duì)疲勞壽命也會(huì)有影響，有限元分析對(duì)象一般是經(jīng)過簡(jiǎn)化的理想情況，難以和某個(gè)型號(hào)的工藝體系保持一致。因此，對(duì)于按特定工藝規(guī)范制造的試驗(yàn)件，通過有限元等方法準(zhǔn)確地計(jì)算出連接結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的難度是比較大的。

為了驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果的合理性，采用文獻(xiàn)［10］的算法計(jì)算對(duì)照組的細(xì)節(jié)疲勞額定值，用于分析試驗(yàn)結(jié)果和經(jīng)過驗(yàn)證的工程算法結(jié)果的一致性。

4.2 工程算法計(jì)算細(xì)節(jié)疲勞額定值

釘載分配是計(jì)算連接結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值的重要一步，通過有限元法計(jì)算釘載分配。對(duì)接結(jié)構(gòu)中釘載分配主要由連接本體和緊固件的剛度決定，在保證剛度準(zhǔn)確的情況下可以使用簡(jiǎn)化的有限元模型。釘載計(jì)算的有限元模型及緊固件編號(hào)如圖5 所示，釘載分配計(jì)算結(jié)果如表4 所示。

圖5 釘載分配有限元模型Fig.5 Finite element model of bolt-load distribution

表4 釘載分配計(jì)算結(jié)果Table 4 Bolt-load distribution

該有限元模型的建模說明如下：將連接板簡(jiǎn)化為殼單元并使用S4R 單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格；緊固件簡(jiǎn)化為彈簧元，其中緊固件的柔度系數(shù)參考文獻(xiàn)［16］確定；在基板夾持端一側(cè)殼單元邊界上約束6個(gè)自由度，在帶板夾持端一側(cè)殼單元邊界上約束除軸向外的5 個(gè)自由度并施加軸向均勻分布線載荷。

根據(jù)釘載分配、結(jié)構(gòu)形式、幾何尺寸、材料參數(shù)及連接細(xì)節(jié)特征，可以通過工程算法計(jì)算出該連接的細(xì)節(jié)疲勞額定值。首先，根據(jù)文獻(xiàn)［10］第229～232 頁的插入件雙剪接頭、被插入件雙剪接頭分別計(jì)算基板、帶板處危險(xiǎn)細(xì)節(jié)載荷傳遞系數(shù)；其次，根據(jù)試驗(yàn)件連接細(xì)節(jié)在文獻(xiàn)［10］第243～271 頁及第220 頁選擇各修正系數(shù)

A

、

B

、

C

、

D

、

E

、

U

和構(gòu)件疲勞額定系數(shù)

R

；然后，根據(jù)帶板與基板總載荷進(jìn)行參考剖面修正；最后，計(jì)算基板、帶板處危險(xiǎn)細(xì)節(jié)疲勞額定值，計(jì)算結(jié)果如表5 所示。

表5 細(xì)節(jié)疲勞額定值計(jì)算結(jié)果Table 5 Results of detail fatigue rating values

4.3 試驗(yàn)結(jié)果與型號(hào)經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

根據(jù)表5，工程算法的結(jié)果顯示試驗(yàn)件將在帶板第一個(gè)緊固件剖面處破壞，與試驗(yàn)結(jié)果完全一致，如圖 6 所示。

圖6 試驗(yàn)件破壞剖面Fig.6 Failure cross section of specimen

比較本文3.3 節(jié)對(duì)照組和4.2 節(jié)中相應(yīng)標(biāo)準(zhǔn)連接的細(xì)節(jié)疲勞額定值（上/下側(cè)帶板），試驗(yàn)值比工程算法計(jì)算值高8.38%，差異在合適的范圍內(nèi)。

5 結(jié) 論

（1）高鎖螺栓孔進(jìn)R 區(qū)（平行載荷方向）加弧形墊的對(duì)接結(jié)構(gòu)中，緊固件孔進(jìn)R 區(qū)對(duì)結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中系數(shù)影響很小，但緊固件非標(biāo)準(zhǔn)連接對(duì)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值有一定的影響。緊固件安裝的非標(biāo)準(zhǔn)程度沒有高鎖螺栓HST12AG6 進(jìn)入R 區(qū)（R 區(qū)尺寸為5 mm）1 mm 的情況嚴(yán)重，結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值下降在10%以內(nèi)。

（2）本文試驗(yàn)對(duì)照組與工程算法結(jié)果的破壞形式一致，細(xì)節(jié)疲勞額定值差異在合理范圍內(nèi)，試驗(yàn)結(jié)果具有一定可信度。因此，本文的方法和結(jié)果在工程應(yīng)用上具有一定的參考性。