航天器連接螺栓強度試驗研究

侯 杰， 韋 暢， 楊開科，2

（1.西北工業大學機電學院，西安 710072；2.中國工程物理研究院激光聚變研究中心，四川 綿陽 621900）

0 引言

航天器中包含大量由緊固件連接的裝配體，實現裝備系統的完整性和功能性，如圖1 中由不同艙段對接而成的艙體結構［1］。螺栓、鉚釘等緊固件是航空航天飛行器裝配結構連接中的重要承力構件。鑒于飛行器的工作環境和結構特點，緊固件連接結構常常工作于復雜的載荷狀態下［2］，是結構傳力路徑中的薄弱環節。以運載火箭助推器捆綁接頭為例［3］，單個助推器捆綁點需要承受千噸級軸向載荷，且載荷作用點與艙段殼體壁板相距較遠，結構局部緊固件受到極強的拉-彎耦合載荷作用。附加彎曲應力會顯著削弱螺栓的極限強度，影響結構的承載能力。在航天器結構設計中，螺栓力學行為受結構整體剛度、螺栓變形、接觸行為等因素的影響，很難通過簡單的理論推導得出準確的螺栓強度［4］。為避免因局部強度不足而導致的結構失效，關鍵位置需選用數目更多、尺寸更大的緊固件，由此引入冗余重量。準確預測耦合載荷下緊固件承載極限，對航空航天結構高水平輕量化設計具有重要意義［5］。

圖1 導彈艙體結構

隨著航天器結構形式、服役工況和性能需求的日益復雜，尺寸大、強度高、塑性好的連接螺栓使用越來越普遍［6］。航天器連接螺栓在復雜受力環境中使用時存在由被連接結構彈性變形引起的附加彎矩，影響其承載能力。在傳統結構設計中采用工程算法能快速評估螺栓強度，但航天器結構在耦合載荷下傳力路徑很復雜，工程算法很難作出合理假設并獲得準確的強度分析結果［7］。有限元方法能獲得較真實的傳力路徑及各螺栓載荷分布，也可以準確地模擬接觸非線性效應，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構時，由于大尺寸螺栓截面存在復雜的塑性變形區域［8］，因此同時考慮材料非線性和接觸非線性效應的影響。建模和分析的工作量極大，耗費設計人員大量時間，影響研制進程。目前，對于航空航天裝備，結構剛度和強度符合設計要求的最佳、最直接的驗證方法仍然是試驗驗證［9］。

針對航天器連接螺栓強度試驗研究，提出一種利用偏心加載的方式實現耦合受力下連接螺栓強度試驗的工裝，并以此為基礎結合試驗和有限元方法，對耦合受力螺栓連接結構失效破壞進行研究。通過工裝結構設計、有限元校核、強度分析、試驗設計等環節，將理論知識應用到航空航天工程結構試驗驗證中，開發面向耦合受力的螺栓強度試驗研究方法。

1 螺栓強度分析方法

1.1 工程估算法

基于經驗公式，根據應力狀態進行折算獲得螺栓的等效拉力。對于拉伸狀態下的構件，可以近似地認為軸向正應力σn，t在截面上均勻分布，計算式如下所示［10］：

式中：A為構件截面面積；FT為拉力。在純彎曲狀態下，橫截面上的最大正應力σn，b出現在離中性軸最遠處，計算式如下所示：

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，應力的極值σmax、σmin出現在構件兩側的邊緣上，計算式為：

根據材料力學公式，由產生相同最大應力的彎矩等效得到的載荷Fb，即

此時截面的受力可近似認為是FT與Fb的疊加，隨后根據設計手冊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度。

工程估算法是基于最大應力破壞準則進行強度校核，校核結果對于脆性材料螺栓較為準確。由于忽略了材料的塑性變形，因此對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，限定截面中性軸與幾何對稱軸重合，而忽略了結構局部變形、摩擦力和連接間隙的影響，僅能定性描述結構的受力狀態。實際上，受拉-彎耦合載荷的螺栓截面應變分布是不均勻的（見圖2）。工程估算法忽略了大尺寸螺栓截面上最大應變εmax和最小應變εmin之間的差異，存在顯著的誤差。

圖2 螺栓橫截面應變分布

1.2 有限元方法

有限元方法分析螺栓連接結構時，可以采用三維實體網格建模，或依據結構的力學行為選用簡化建模方法。忽略連接結構及緊固件預緊、摩擦、連接間隙等因素的影響，不考慮緊固件變形及其周圍應力應變狀態，使用如圖3 所示的梁單元、彈簧單元可以降低建模的復雜度，提升計算效率［11-13］。

圖3 梁單元、彈簧單元建模示意圖

耦合載荷下緊固件連接結構的力學行為本質上是三維問題。受初始裝配間隙的影響，耦合載荷下緊固件發生彎曲和傾斜。緊固件和釘孔連接部位之間存在接觸擠壓作用，應力在被連接件厚度方向上呈現不均勻分布。因此，本研究中主要采用三維有限元建模方法，按照實際尺寸建立緊固件模型，采用實體單元劃分網格，施加接觸關系和預緊力。

1.3 試驗方法

試驗方法是驗證緊固件連接結構靜強度和振動疲勞強度是否符合設計要求的最直接方法。針對緊固件連接結構，試驗中常用的測試手段有應變計電測法［14］和螺栓載荷傳感器測量法［15］。對于承受軸向拉伸的螺栓有相應的測試標準，而對于承受純彎曲載荷和耦合載荷的螺栓，國內外并沒有形成統一的測試方法。

2 試驗設計與拓展

航天器連接螺栓強度試驗的目的是通過試驗來提升復雜受力環境下航空航天類專業技術人員的連接螺栓強度設計水平［16］。在試驗前，需要梳理連接螺栓強度的理論分析方法和有限元分析技術，并結合典型航天器結構特點分析連接螺栓常見受力狀態，依據相應的行業標準編寫試驗大綱。確定試驗大綱后，基于試驗儀器設備和測試方法，開展加載工裝的設計。在設計中利用軟件對工裝結構進行數值計算，根據結構受力云圖分析螺栓強度，以驗證試驗設計的合理性。試驗中，熟悉儀器設備的操作方法，并按照試驗流程裝配工裝、夾持傳載桿。根據分組情況，調整工裝至指定偏心位置，進行試驗并記錄數據。試驗后撰寫測試報告，詳細分析航天器連接螺栓強度及加載狀態對螺栓強度的影響規律，同時進一步挖掘試驗和仿真環節的改進方法。基于本試驗方案開展設計，探索不同耦合承載狀態下螺栓連接結構的試驗方法。若試驗方案具有可行性，則可參照本工裝加工制造并進行實踐應用。

3 耦合受力螺栓承載試驗設計

3.1 加載工裝

鑒于目前尚未形成耦合承載螺栓統一的測試標準，因此試驗方案仿照航天器結構中箭體-助推器對接連接形式（見圖4），利用偏心加載的方式實現靜力試驗機，同時施加彎矩和軸力。

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 個工裝主體相對放置，并通過試驗螺栓進行連接。2 個工裝主體接觸區域形成一對搭接板，厚度共計75 mm。搭接板位置預留了引線槽，引出螺栓應變測試線路。考慮到結構強度和加工性，工裝主體材料選用Cr12MoV 冷作模具鋼。夾持桿穿過長圓孔與工裝主體連接，夾持端與試驗機連接，適用于夾持半徑為28 ～40 mm的試驗機，夾持桿材料為30Cr合金鋼。限位墊塊通過M5 的固定螺栓與工裝主體連接，限制夾持桿在長圓孔中的位置。通過調節限位墊塊的位置控制螺栓軸線與夾持桿軸線之間的距離，從而改變拉伸和彎曲加載的耦合狀態。在本設計方案中，進行3種偏心距下的加載試驗，分別為0、55、100 mm。當偏心距為0 mm時，近似等同于螺栓軸拉強度試驗。

圖5 工裝結構示意圖

工裝包含多個裝配體，裝配體之間的裝配關系會嚴重影響試驗結果。本試驗中，工裝安裝應遵循以下步驟：①將工裝主體與試驗機夾持桿進行裝配，夾持固定夾持桿；②調整工裝位置，放置試驗螺栓，在保證工裝對正的情況下擰緊螺栓，此后通過扭矩扳手施加給定預緊力；③在長圓槽內調整工裝偏心至指定位置，固定限位墊片。

3.2 試驗螺栓

選用高強普通螺紋六角頭M30 螺栓和普通六角螺母M30 ×2 作為試驗螺栓，表面經過鈍化處理。按照標定的材料性能，螺栓的抗拉強度為1.30 ～1.55 GPa。根據GB／T16823.1—1997 給出的螺紋螺栓應力截面積和承載面積，M30 ×2 螺栓應力截面積為621 mm2、屈服載荷約為807.3 kN。試驗中需根據螺栓的抗拉極限來選擇適合的設備，避免設備量程選擇不當而造成的偏差。所用試驗機加載范圍應大于1 MN。試驗共分3 組（見表1），每組包含3 個子樣。

表1 試驗分組方案

3.3 仿真分析

工裝的有限元模型如圖6 所示。為了與試驗相驗證，模型的尺寸和材料參數均按照試驗情況確定，參數如表2 所示。在模型中上下工裝對接處、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

圖6 有限元模型

不同偏心距下螺栓截面應力達到抗拉強度時螺栓截面拉力、試驗機位移以及工裝應力狀態如表3、圖7 所示。當偏心距離為0 mm 時，可近似認為螺栓處于軸拉狀態，故未對等效彎矩進行分析。由于杠桿效應，因此螺栓發生塑性變形時試驗機載荷具有較大差異。偏心距離為100 mm時，僅需323.72 kN的外載荷，而相應產生的螺栓截面拉力和彎矩與其他加載情況相近，說明偏心距對螺栓承載強度存在顯著影響。

表3 不同偏心距下試驗機位移、拉力和螺栓截面等效載荷

圖7 工裝應力分布

4 試驗結果

按照試驗流程將工裝安裝于電子液壓萬能試驗機系統上，如圖8 所示。通過加載系統記錄工裝的相對位移和載荷，形成載荷-位移曲線以反映螺栓的破壞極限載荷。加載速率設置為初始階段2 mm／min，克服試驗機和工裝裝配間隙后降為1 mm／min。

圖8 YDL2000型電子液壓伺服萬能試驗機

圖9是試驗載荷-位移曲線。3 組試驗開始階段用以克服試驗機和工裝之間的裝配間隙，位移增加的同時載荷并未隨之變化，加載曲線呈現出非線性變化趨勢。繼續加載，工裝組件間建立穩定的接觸關系，此時曲線的斜率體現工裝和試驗螺栓的剛度。在隨后的加載過程中，結構進入塑性階段。由有限元分析結果可知，塑性變形主要發生在試驗螺栓和工裝對接的局部區域。屈服后持續加載，直至螺栓斷裂，試驗結束。

圖9 載荷-位移曲線

不同加載工況下結構破壞載荷顯著不同。選取5個螺栓按照標準螺栓抗拉強度試驗獲得強度性能標定值并將其作為對照基準，如表4 所示。M30 螺栓標定的純軸拉破壞載荷為875.10 ～900.10 kN。從圖9 可以發現，同一組3 次獨立試驗中，結構剛度和破壞載荷較為接近。M30 螺栓斷裂位置出現于螺紋連接處前三牙位置，與螺栓標定性能測試結果一致。當不存在偏心加載時，試驗測量的破壞載荷Fmax為843.8 kN，是標定最大破壞載荷的93.7%；當存在55 mm的偏心距時，螺栓的破壞載荷為524.7 kN，是標定最大破壞載荷的58.3%；當存在100 mm的偏心距時，螺栓的破壞載荷為394.3 kN，是標定最大破壞載荷的44.0%。可見，偏心加載導致的附加彎矩會顯著影響工裝整體的力學行為，大幅降低螺栓的承載能力。表5 為結構破壞載荷與仿真結果對比。受有限元建模技術的影響，仿真結果均小于試驗結果，而強度試驗結果較為接近，說明通過仿真得到的連接螺栓強度較為保守。

表4 螺栓標定性能參數

表5 強度試驗結果與仿真結果對比

5 結語

開展了耦合載荷下的航天器連接螺栓強度試驗研究。結合工程結構中螺栓的受力情況設計了試驗工裝。利用偏心加載的方式在通用試驗機平臺基礎上，通過調整裝配位置達到拉力、彎矩耦合加載的目的。以試驗工裝為例，模擬真實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行為以及螺栓軸力、彎矩在加載過程中的變化規律。通過螺栓強度的試驗研究測試螺栓在耦合載荷下的破壞載荷。試驗方法對于復雜航空航天結構設計中連接螺栓強度研究具有參考意義和應用價值。