民機襯套修理技術(shù)的數(shù)值模擬與試驗研究

陶思危 鄒建勝

摘? ?要：為研究民機襯套修理技術(shù)對金屬結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的影響，基于疲勞分析理論定性得出主要影響參數(shù)，采用ABAQUES建立典型連接結(jié)構(gòu)三維有限元模型并計算襯套修理前后及不同影響參數(shù)條件下連接結(jié)構(gòu)襯套孔邊的最大徑向壓應(yīng)力變化趨勢，開展試片級疲勞試驗分析，得出定量疲勞影響結(jié)論。研究表明，在一定參數(shù)條件下襯套修理不會降低金屬結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)，襯套孔徑與襯套干涉量對金屬結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的影響不同。研究工作可為民機襯套修理技術(shù)的實際應(yīng)用提供指導。

關(guān)鍵詞：襯套修理技術(shù)? 疲勞品質(zhì)? 數(shù)值模擬

中圖分類號：V215.5;V267? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-098X（2019）06（a）-0004-03

針對民機制造中緊固件孔徑超差、奇異孔、裝配孔錯位等典型偏離，襯套修理成為其主要處置方法，而如何定量評估襯套修理技術(shù)對結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的影響尤為關(guān)鍵。目前，襯套修理技術(shù)在國外民機行業(yè)已成熟運用，但相關(guān)技術(shù)資料極少[1]，國內(nèi)也僅開展少量技術(shù)研究[2-3]，主要在于襯套與孔的干涉配合工藝、飛機機械連接疲勞強化技術(shù)機理及數(shù)值模擬方法等方面。

本文結(jié)合工程理論分析，采取數(shù)值模擬和試驗分析方法，開展不同修理參數(shù)下襯套修理技術(shù)對結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的定量影響研究。

1? 工程理論分析

根據(jù)傳統(tǒng)疲勞分析理論，疲勞部位產(chǎn)生于緊固件孔邊，其疲勞品質(zhì)受旁路載荷Fa與釘傳載荷P引起的應(yīng)力集中、零件表面質(zhì)量、緊固件孔裝配情況共同影響。襯套修理前后結(jié)構(gòu)的疲勞危險部位位于相同的最小截面位置，由緊固件孔邊A點轉(zhuǎn)移至襯套孔邊B點，如圖1所示。

襯套修理技術(shù)對結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的影響主要包括兩方面：一是襯套孔邊的應(yīng)力集中，主要由襯套孔徑及邊距共同影響;二是襯套孔裝配情況，即其初始應(yīng)力狀態(tài)，主要由襯套干涉量及緊固件的配合關(guān)系共同影響。對上述參數(shù)作定性分析可知，襯套修理有利于和不利于結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的方面包括[4]：

1）襯套孔徑增大可降低襯套孔邊的擠壓應(yīng)力和緊固件局部彎曲引起的孔邊附加應(yīng)力，即降低釘傳載荷引起的應(yīng)力集中;

2）襯套安裝普遍采用冷凍安裝方式，可避免襯套孔壁損傷，提高孔表面質(zhì)量。

3）襯套孔徑增大會減小襯套孔邊距，將提高旁路載荷引起的應(yīng)力集中;

4）襯套孔徑增大，若襯套初始干涉量較小，緊固件安裝后，將使襯套孔干涉量較緊固件孔干涉量減小，從而降低緊固件孔的初始配合效果。

2? 數(shù)值模擬分析

2.1 建模與參數(shù)設(shè)置

基于工程理論分析，在保證襯套孔邊距滿足要求的前提下，襯套孔徑與干涉量是影響結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的主要參數(shù)。采用ABAQUS建立典型連接結(jié)構(gòu)三維有限元模型，分析緊固件孔和襯套孔的最大徑向壓應(yīng)力?？紤]襯套修理模型對稱性，為降低計算成本，選取四分之一模型進行分析。建模采用線性減縮積分3D應(yīng)力單元（C3D8R單元），襯套、緊固件和連接板之間接觸方式采用小滑移。

模型中連接板材料為2524-T3，厚度為1.6mm，襯套材料為7075-T6，厚度為1.6mm，緊固件為鈦高鎖HST10AG6。為研究襯套孔徑與襯套干涉量對結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的影響，設(shè)置組合參數(shù)，襯套孔徑6.5mm-10mm，干涉量2‰-10‰。

2.2 數(shù)值模擬結(jié)果分析

襯套修理前的數(shù)值模擬結(jié)果如圖2所示，襯套修理后的數(shù)值模擬結(jié)果如圖3所示，不同襯套孔徑與襯套干涉量組合參數(shù)下的數(shù)值模擬結(jié)果如圖4所示。

由圖2可知，緊固件孔邊最大壓應(yīng)力為304.5MPa，表示了襯套修理前緊固件與連接板的配合松緊狀態(tài)，若需保持襯套修理前后的疲勞品質(zhì)，襯套修理后襯套孔邊的壓應(yīng)力水平需至少達到304.5MPa。

由圖3可知，修理后在襯套孔徑6.5mm、襯套干涉量6‰時，襯套孔邊的壓應(yīng)力為311.3MPa，達到襯套修理前緊固件與連接板的壓應(yīng)力水平，即達到襯套修理前的配合狀態(tài)，故襯套修理后疲勞品質(zhì)理論上不會降低。

由圖4可知，不同襯套孔徑和襯套干涉量組合產(chǎn)生的襯套孔邊徑向壓應(yīng)力不同。出于保守考慮，理論上所有組合都需滿足襯套修理前的徑向壓應(yīng)力要求，實際情況需結(jié)合試驗結(jié)果綜合考慮襯套修正系數(shù)。

3? 試驗分析

3.1 試驗方法

數(shù)值模擬考慮較為保守，僅分析襯套孔充填效果的影響，忽略了襯套修理所帶來的有利因素，且工藝影響也無法納入，故進行襯套修理疲勞試驗。試驗采用雙剪單排緊固件模型，以獲取襯套修理前后結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)的差異。試驗如圖5所示。

3.2 試驗參數(shù)設(shè)置

試驗中結(jié)構(gòu)基體材料為2524-T3，厚度為1.6mm，襯套材料為7075-T6，厚度為1.6mm，緊固件為鈦高鎖HST10AG6，直徑為4.76mm，采用雙剪單排結(jié)構(gòu)形式。試驗主要考慮襯套孔徑和襯套干涉量兩個獨立參數(shù)，具體參數(shù)如表1所示。

3.3 試驗結(jié)果分析

試驗數(shù)據(jù)采用標準S-N曲線法處理，根據(jù)試驗數(shù)據(jù)求得特征壽命，然后根據(jù)試件系數(shù)、置信度系數(shù)和可靠度系數(shù)，求得雙95%的試驗壽命N95/95，再根據(jù)標準S-N曲線方程計算出結(jié)構(gòu)的疲勞品質(zhì)。通過試驗數(shù)據(jù)分析，襯套修理前后，結(jié)構(gòu)細節(jié)疲勞額定值（DFR）變化趨勢如圖6和7所示。

由圖6可知，在一定的襯套干涉量情況下，隨襯套孔徑增大，結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)出現(xiàn)明顯降低，分析其主要原因在于襯套與結(jié)構(gòu)基體間的干涉量不足。由圖7可知，在一定的襯套孔徑情況下，隨襯套干涉量增大，結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)明顯提高，當干涉量增大到一定程度時，結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)不再提高，分析其原因主要有兩方面：一是鋁襯套在液氮冷卻下大約能收縮4‰左右，干涉量較大時需要敲擊安裝，可能會降低孔質(zhì)量;二是干涉量和結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)非正比關(guān)系，在高載情況下，大干涉量會導致疲勞降低。此外，由圖6和圖7可知，工程基準值計算偏保守，試驗基準值要較其高20%左右。

4? 總結(jié)

以上研究得出結(jié)論如下：1）在一定參數(shù)條件下，襯套修理不會降低結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì);2）不同襯套孔徑和襯套干涉量組合產(chǎn)生的襯套孔邊徑向壓應(yīng)力不同，即孔配合狀態(tài)不同;3）在一定的襯套干涉量下，襯套孔徑增大，結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)出現(xiàn)明顯降低，在一定的襯套孔徑下，襯套干涉量增大，結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)明顯提高，但當干涉量增大到一定程度時，結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)不再提高;4）工程基準值計算偏保守，試驗基準值較其高20%左右。研究工作可為民機襯套修理技術(shù)的應(yīng)用與研究提供參考。

參考文獻

[1] CHAMPOUX R L， LANDY M A. Fatigue Life Enhancement and High Interference Bushing Installation Using the Force Mate Bushing Installation Technique： ASTM STP 927[M].1986，39-52.

[2] 陳昌榮，黃維揚.用冷擠壓法實現(xiàn)襯套與孔的干涉配合[J].制造工藝技術(shù)，1997（1）：43-44.

[3] 曹增強，張岐良.飛機結(jié)構(gòu)干涉配合強化理論及應(yīng)用[M].北京：國防工業(yè)出版社，2016.

[4] 鄒建勝，朱杰.民機襯套修理技術(shù)對金屬結(jié)構(gòu)疲勞性能的影響研究[J].民用飛機設(shè)計與研究，2018（1）：67-70.