壓合襯套強化耳片的疲勞壽命評估

張志賢 張立新 王凡

摘要：壓合襯套是一種通過冷擠壓安裝的高干涉量襯套，主要用于提高連接孔的疲勞及損傷容限性能。試驗證明安裝壓合襯套可以有效提高耳片的疲勞壽命，但目前沒有合理有效的分析方法能夠評估其疲勞壽命增益。為了填補這一空白，研究了一種壓合襯套強化耳片的疲勞壽命評估方法，該方法充分考慮殘余應力及襯套過盈配合對耳片孔的支持作用。首先，對壓合襯套安裝過程進行仿真分析，并通過工藝試驗校驗仿真方法，證明通過仿真分析能夠獲取準確的結構三維殘余應力分布。然后，對安裝壓合襯套后耳片進行受載分析，獲取其載荷—應力關系，并在此基礎上開展壓合襯套耳片的疲勞壽命評估方法研究。通過疲勞試驗驗證發現，分析結果與試驗結果基本一致，分析方法合理可行。該方法能夠在結構設計階段進行壓合襯套強化耳片的疲勞壽命評估，減少了對疲勞試驗的依賴，有效提高了此類結構疲勞壽命的評估效率。

關鍵詞：殘余應力；疲勞壽命；冷擠壓；襯套；仿真分析

中圖分類號：V215.5文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.013

20世紀80年代初，美國疲勞工程技術公司（FTI）根據冷擠壓的原理推出一種干涉配合襯套——ForceMate？[1]，即壓合襯套。壓合襯套是一種通過冷擠壓安裝的高干涉量襯套[2]，其安裝過程與開縫襯套冷擠壓強化相似，但是以具有一定厚度壓合襯套代替開縫襯套，在強化過程中，通過芯棒的擠壓作用使壓合襯套與緊固孔之間形成干涉配合，并且強化后襯套保留在緊固孔中成為結構的一部分。與其他強化工藝相比，壓合襯套強化的優點主要體現在：（1）在孔壁引入高幅值殘余壓應力，降低外載作用下的孔邊應力，提高疲勞壽命；（2）通過保留襯套結構，提高孔的支撐剛度，降低孔的應力集中系數；（3）通過襯套和孔之間的大干涉配合，襯套與耳片之間的接觸壓力遠大于冷縮襯套，能夠大幅減輕襯套與耳片之間的微動磨損，有效減少裂紋源的產生。現有實際經驗表明，通過采用壓合襯套強化能夠顯著提高孔的疲勞及損傷容限性能。

目前，壓合襯套已經大規模應用于國內外多個飛機型號重要接頭的疲勞強化。在F-22全機疲勞試驗中發現翼身連接耳片出現裂紋[3]，分析結果顯示壓合襯套干涉量設計不合理導致的結構過早萌生裂紋。通過疲勞試驗能夠有效評估壓合襯套的疲勞強化增益[4]，但是試驗周期較長，不適用于設計階段。為了在設計階段對此類結構進行壽命評估，需要開展壓合襯套耳片的疲勞壽命評估技術研究。國內外在壓合襯套強化耳片的疲勞壽命評估上開展了相應的研究。曹增強等[5]采用應力疲勞方法對壓合襯套強化后耳片進行疲勞壽命分析，該方法能夠分析等幅譜下的疲勞壽命，但不能考慮隨機譜加載序列對結構疲勞壽命的影響。Bombardier等[2]采用加拿大國家研究委員會（NRCC）開發的疲勞裂紋萌生分析工具進行疲勞壽命分析。

本文通過對襯套安裝物理過程的建模仿真，準確獲取安裝后結構的殘余應力分布，并采用應變疲勞方法進行考慮殘余應力影響的疲勞壽命評估，能夠較為準確地評估隨機譜下的結構疲勞壽命。

1殘余應力分析

通過數值仿真分析某型飛機耳片工藝試驗件的壓合襯套安裝過程，獲取安裝過程中的三維應力/應變場及芯棒拉拔力，并將分析結果與試驗結果進行比較，驗證仿真分析方法的準確性。

1.1耳片工藝試驗

為了獲得壓合襯套安裝過程的芯棒拉拔力以及安裝后的耳片變形，開展了襯套安裝的耳片工藝試驗，耳片工藝試驗件尺寸如圖1所示。在工藝試驗過程中采集了應變、芯棒拉拔力、耳片端面變形等數據，通過比較試驗數據和仿真結果，驗證仿真分析方法的準確性。

1.2壓合襯套強化過程仿真分析

為了評估壓合襯套安裝后耳片的疲勞壽命，首先需要獲取其殘余應力分布。壓合襯套強化涉及到芯棒、襯套、耳片、前鍔等多個零件的相互作用，通過有限元仿真可以準確模擬襯套安裝的真實物理過程，獲取強化后的殘余應力分布。

ABAQUS是一套功能強大的有限元軟件，其解決問題的范圍從相對簡單的線性分析到復雜的非線性問題，尤其具有較強的非線性問題處理能力。襯套強化過程涉及材料、幾何非線性，因此本文選擇該軟件開展建模仿真，軟件版本為ABAQUS6.13。

1.2.1有限元模型

壓合襯套耳片數值仿真模型中包括襯套安裝過程中參與相互作用的耳片、襯套、芯棒、前鍔4個零件，如圖2所示。為了準確模擬工藝試驗過程，模型中的幾何參數均取自工藝試驗的實測值。

芯棒和前鍔的材料為工具鋼，具有很高的剛度和硬度，在襯套安裝過程中變形極小，為了減少計算量，將其設置為解析剛體[6]。耳片和襯套在強化過程中會產生明顯的塑性變形，設置為彈塑性材料，分析采用應變—應力曲線來表示材料的彈塑性特征。耳片材料為7050-T7451，襯套材料為PH13-8Mo，其材料參數見表1[7]，應變—應力曲線如圖3所示。

為了保證計算精度并提高求解效率和接觸收斂速度，將耳片及襯套的單元類型設置為C3D8R，此單元能夠有效解決彈塑性分析中的收斂問題。通過網格的收斂性驗證，靠近孔壁區域網格尺寸設置為0.5mm，能夠滿足計算精度要求，遠離孔壁區域網格尺寸逐漸過渡到8mm。

壓合襯套強化過程中存在多個接觸行為，主要包括芯棒與襯套內壁接觸、襯套外壁與耳片孔內壁、前鍔與耳片/襯套端面的接觸。其中，芯棒與襯套內壁的接觸對芯棒拉拔力的影響顯著，襯套內壁涂覆有固體潤滑劑，根據實際測量，芯棒與襯套內壁之間的摩擦系數為0.05。壓合襯套強化三組接觸均為面面接觸，主從面的定義見表2。

1.2.2分析步定義

為了準確地模擬襯套的安裝過程，分析設置了芯棒拉拔及襯套內壁絞削兩個分析步。在芯棒拉拔分析步，通過定義芯棒強迫位移模擬拉拔過程，如圖4所示。

在襯套內壁絞削分析步中，襯套內壁鉸削過程主要是去除芯棒擠壓后的襯套孔壁余量，達到最終尺寸要求。如果模擬銑削過程，每一步的模擬計算量都將十分巨大。考慮到銑削過程主要是與去除材料發生作用，對于內壁擠壓產生的影響較為有限（一般在100μm范圍），建模中忽略銑削過程切削力熱作用對于襯套的影響，僅僅考慮材料去除導致襯套耳片結構產生的應力釋放作用。ABAQUS生死單元技術為考慮材料的增加或者減少帶來的力學效應提供了一個有效的途徑，通過定義襯套內壁絞削層為生死單元來計算絞削后的應力分布[6-8]，如圖5所示。為了保證鉸孔后的襯套內徑與實際孔徑更加接近，采用參考文獻[9]中的插值計算原理來確定襯套內壁絞削量，通過多次迭代確定孔壁絞削厚度為0.58mm。

1.2.3仿真分析結果

壓合襯套強化過程中為準靜態過程，因此采用隱式求解器ABAQUS/Standard進行計算，從結果中可以獲取襯套安裝過程中各個階段的三維應力/應變分布。襯套安裝及絞削后的應力分布如圖6所示，為了更直觀地觀察殘余壓應力的分布，圖中將應力大于0的區域設置為灰色。

從應力云圖可以看出，襯套強化后，襯套與耳片之間相互擠壓，使得整個襯套的周向應力均為壓應力，同時耳片孔壁附近區域也都有殘余壓應力，有利于提高耳片孔的疲勞壽命。襯套內壁絞削后，襯套的剛度減弱，耳片向孔心方向擠壓變形，對應力分布有一定影響，但由于絞削厚度較小，其影響并不顯著。

圖7、圖8給出了在耳片不同厚度位置沿孔徑方向的殘余應力分布。從圖中可以看出，在芯棒入口端的殘余壓應力較小，殘余壓應力影響區域只有7mm左右；其余厚度位置殘余壓應力較大，且殘余壓應力影響區域有10mm左右。擠入端孔邊殘余壓應力明顯小于其他位置，更易萌生裂紋。

1.3仿真結果校驗

通過1.1節中的工藝試驗，采集了襯套安裝過程中的應變、芯棒最大拉力，并對襯套安裝后的耳片端面進行變形測量。下面分別將測量的應變、芯棒拉力及耳片端面變形與仿真分析結果進行比較，校驗分析方法的可靠性。

1.3.1應變比較

在工藝試驗件芯棒擠入端上布置了應變片，如圖9所示。在芯棒拉拔過程中，實時采集應變數據。

圖10給出了芯棒拉拔過程中1#、2#、4#、5#應變片的分析值及測量值曲線，橫坐標表示實際測量得到的芯棒拉拔時間，從圖中可以得到以下結論：（1）由于分析過程中芯棒是勻速運動的，而在實際安裝過程中，芯棒并非勻速運動，分析與測量變化趨勢基本一致，但最大值出現時間會有微小的差異（小于1s）；（2）從圖10可以看出，對稱位置應變片的測量值之間有較大差異。因為在襯套安裝過程中，孔邊的應變變化較為劇烈，應變片實際粘貼位置誤差對測量結果影響較大；（3）分析值與測量值的變化趨勢基本一致，分析值最大值同測量最大值均值相當，說明通過仿真分析獲取的應變變化曲線準確可靠。

1.3.2芯棒拉拔力比較

在試驗過程中，通過讀取拉槍連接的液壓泵壓力獲取芯棒拉力。圖11給出了安裝過程中芯棒拉力的分析值及測量最大值，分析最大值與測量最大值基本一致，分析結果準確可靠。

1.3.3端面變形比較

襯套安裝后，對襯套端面變形進行測量，測量了擠入端沿圖9中A-B路徑上的變形。測量值與分析值的比較如圖12所示，二者基本一致[10]。

通過仿真分析模擬壓合襯套安裝過程，獲取結構的應力/應變分布。通過試驗驗證，本文仿真分析方法準確可靠，可用于后續的疲勞壽命評估。

2疲勞壽命評估

通過仿真分析獲取某型飛機耳片疲勞模擬件受載狀態下的應力分布，采用局部應力—應變法對結構進行疲勞壽命分析。然后將分析結果與疲勞試驗斷口反推結果進行比較，優選疲勞壽命計算模型。最后，采用另一組疲勞試驗數據對疲勞壽命計算模型進行校驗，評估其適用性。

2.1疲勞分析方法

本文采用局部應力—應變法進行疲勞壽命計算。其基本原理是將譜載荷作用下結構的名義載荷（或應力）譜，通過彈塑性分析及材料的循環應力—應變響應轉換為危險部位的局部應力—應變譜，然后，將危險點的局部應力—應變進行修正，同時根據等應變等損傷的假設，用光滑試件的應變—壽命曲線估算危險部位的損傷。局部應力—應變以其理論比較合理、計算結果更接近試驗數據而受到重視，成為一種較可靠的工程分析方法。局部應力—應變疲勞分析方法的合理性主要表現在它考慮了金屬的塑性應變和由此引起的殘余應力對疲勞性能的影響。采用局部應力—應變法能夠合理評估壓合襯套強化后殘余壓應力對疲勞壽命的影響。

給定名義應力歷程，應變疲勞壽命計算流程如圖13所示。

2.2模擬件疲勞試驗

為了研究耳片的疲勞性能，開展了耳片疲勞模擬件試驗。模擬件的考核端局部結構特征與飛機結構上完全一致，安裝壓合襯套，如圖14所示。采用交點載荷隨機譜進行疲勞試驗，初始裂紋萌生位置在芯棒入口端的耳片孔邊（見圖15），根據斷口反推結果（見圖16），裂紋萌生壽命約7個譜塊。

2.3名義應力歷程計算

采用局部應力—應變法進行疲勞分析，首先需要獲取結構真實的應力歷程，因此需要將施加的載荷譜通過載荷—應力關系轉換為應力譜[12]。本節通過有限元仿真計算，模擬壓合襯套強化過程，并在強化后在耳片軸銷處施加載荷，獲取載荷—應力關系。

仿真模型的幾何尺寸取自疲勞模擬件的實際測量值，仿真分析包括襯套安裝及軸銷加載兩個過程，模型如圖17所示。采用第1節的仿真方法進行強化過程的殘余應力計算。完成強化分析后，在軸銷上、下端面上施加載荷，如圖17（b）所示，分析受載后的應力分布。

強化及加載后的耳片應力分布如圖18、圖19所示，加載后耳片周向應力最大處位于芯棒擠入端的孔邊。為了分析擠壓強化對受載后孔壁應力分布的影響，圖20給出了擠入端孔邊高應力區的載荷—應力關系。根據載荷—應力關系將結構的載荷歷程轉換為名義應力歷程，如圖21所示。

2.4疲勞壽命計算模型優選

獲取名義應力歷程后，采用局部應力—應變法進行疲勞壽命計算。分析采用成都飛機設計研究所自編的疲勞分析軟件“結構細節疲勞壽命分析”完成，分析所用的材料參數見表3。分別采用多種局部應力應變估算方法和平均應力修正方法進行壽命計算，計算結果見表4。結果顯示，采用修正Stowell和Morrow修正的計算結果與試驗結果最接近，為當前最優計算模型。

2.5疲勞壽命計算模型校驗

為了驗證疲勞壽命計算模型的適用性，開展了另一組不同干涉量的耳片疲勞試驗（見圖22），試驗萌生壽命均值為24個譜塊。

采用本文方法獲取其應力分布并進行疲勞壽命評估，計算壽命為19.5個譜塊。計算壽命小于試驗壽命，但在合理的誤差范圍內，說明本文方法準確可靠。通過試驗驗證，本文研究方法能夠較準確地分析壓合襯套耳片的疲勞壽命，可在型號研制初期開展此類結構的壽命評估[13]。

3結論

通過研究，可以得到以下結論：

（1）通過壓合襯套安裝過程的數值仿真，能夠準確地獲取強化后結構的應力和應變分布、芯棒拉拔力等數據。

（2）本文方法能夠準確地評估壓合襯套強化耳片的疲勞壽命，能夠在型號研制初期開展此類結構的壽命評估，減少了對疲勞試驗的依賴，有效提高結構壽命評估效率。

（3）本文方法能夠準確地獲取壓合襯套耳片的殘余應力場，可用于壓合襯套耳片的損傷容限分析，研究殘余應力對裂紋擴展的影響。

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Evaluation of Fatigue Life of Lug with Cold Expanded Bushing

Zhang Zhixian，Zhang Lixin，Wang Fan

AVIC Chengdu Aircraft Design & Research Institute，Chengdu 610041，China

Abstract： Cold expanded bushing is installed by cold expansion with high interference， which is mainly applied to improve fatigue property and damage tolerance property. Although it has been proved by tests that the fitting of pressfit bushings can effectively improve the fatigue life of lugs， there is still no reasonable and effective analysis method to evaluate the fatigue life improvement. To address this gap， a methodology is developed to analytically determine the fatigue life improvement resulting from the installation of cold expanded bushings by explicitly taking into account the residual stresses and the effect of high interferencefit bushings. Firstly， the installation process of cold expanded bushing is simulated and analyzed， and the simulation method is verified by process test， which proves that the accurate three-dimensional residual stress distribution can be obtained by simulation analysis. Then， the load-stress relationship is obtained through the stress analysis， and the methodology of fatigue life evaluation is studied. The analysis results are basically consistent with the test results through fatigue test， and the analysis method is reasonable and feasible. This method can be used in the structural design stage to evaluate the fatigue life of lug with cold expanded bushing， which reduces the dependence on fatigue test and improves the efficiency of fatigue life evaluation.

Key Words： residual stress； fatigue life； cold expansion； bushing； simulated analysis