基于襯套冷擠壓技術(shù)的結(jié)構(gòu)連接孔超差修復(fù)

劉儒軍，吳曉儒

（國營蕪湖機械廠，安徽 蕪湖241007）

0 引言

飛機結(jié)構(gòu)連接孔常見故障有孔壁劃傷、磨損超差、裝配孔錯位等，結(jié)構(gòu)耐久性是在規(guī)定的使用和維修條件下結(jié)構(gòu)壽命的一種度量[1],在飛機維修過程中，維修工程師往往根據(jù)結(jié)構(gòu)連接件的結(jié)構(gòu)形式、連接作用等采取針對性修理，常采用的修理方法有緊固件加大一級、結(jié)構(gòu)貼補加強，或借鑒飛機在設(shè)計時在連接孔中增加襯套方式，在孔內(nèi)壓入襯套進行修理確?；謴?fù)孔配合尺寸，實現(xiàn)快速有效修理作業(yè)[2-3]。

但常規(guī)的修復(fù)方法存在一定的局限性，如使用加大一級的緊固件，需重新定制緊固件，其定制緊固件工藝流程復(fù)雜、周期長、通用性不強，且需要對緊固件連接的其他結(jié)構(gòu)部位同步擴孔處理，維修性不強；飛機蒙皮上一般埋頭連接孔，采用貼補加強方式在超差孔外部鉚接壓窩墊片、貼補加強片等，增加了質(zhì)量、影響蒙皮外表氣動外形等；在孔內(nèi)采用機械壓入襯套或冷縮裝配襯套作為孔徑補償方式易造成結(jié)構(gòu)件孔內(nèi)劃傷，存在抗滑移、抗振動能力不強，小邊距耳片孔結(jié)構(gòu)強度減弱、造成應(yīng)力集中等問題[3-4]。

1 襯套先進冷擠壓技術(shù)

馬赫勞赫[5]提出局部疲勞強度概念，如果有效應(yīng)力大于局部疲勞強度，將可能萌生疲勞裂紋。疲勞損傷主要是由拉應(yīng)力產(chǎn)生的，而殘余應(yīng)力是自平衡系統(tǒng)，中心孔受擠壓或預(yù)拉伸后產(chǎn)生自平衡殘余壓應(yīng)力，孔邊最大殘余壓應(yīng)力為σr，當(dāng)外加循環(huán)載荷作用時，孔邊疲勞破壞區(qū)的合成應(yīng)力水平下降，若冷作變形量過大，可能會使表層產(chǎn)生微裂紋，反而降低零件的疲勞強度，如圖1所示。殘余壓應(yīng)力能延緩裂紋的擴展,影響裂紋擴展的門檻值，當(dāng)應(yīng)力強度因子ΔK 小 于 門檻值ΔKth時,疲勞裂紋不擴展[6-8]。

失效的基本判據(jù)公式為

式中：Rmax為簡單加載時橫截面上最大負(fù)載點的應(yīng)力；Rv,max為復(fù)雜加載時橫截面上最大負(fù)載點的應(yīng)力；［R］為許用應(yīng)力；K為材料特性；n為安全系數(shù)。

連接孔襯套修復(fù)作為一種修理方式，陶思危等[9-10]基于疲勞分析理論，從數(shù)值模擬等角度分析得出了連接孔采取襯套修復(fù)的可行性、有效性。美國疲勞技術(shù)有限公司（FTI）在常規(guī)的襯套冷縮或壓力裝配之外提出了一種新的襯套安裝工藝，即壓合襯套冷擠壓安裝，壓合襯套采用冷擠壓技術(shù),使用專用工具，把間隙配合的襯套在結(jié)構(gòu)連接件孔內(nèi)擠壓膨脹產(chǎn)生塑性變形，擠壓完畢后結(jié)構(gòu)回彈，孔與襯套外壁均被強化，并實現(xiàn)在孔內(nèi)的安裝?？仔景衾鋽D壓時，擠壓芯棒使孔徑脹大，孔壁及緊靠孔壁一定深度的材料層發(fā)生塑性變形，與該層緊鄰的更深層材料發(fā)生彈性變形，芯棒擠出后時彈性變形層對塑性變形層反向加載，在孔壁一定深度范圍內(nèi)產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力。

圖1 孔邊擠壓對疲勞強度的影響

針對常拆卸孔，通過安裝冷擠壓干涉配合的壓合襯套，可以對孔起到保護作用，增大孔的承重面積，減少應(yīng)力集中，避免緊固件不間斷安裝與拆卸對孔造成的磨損，及反復(fù)應(yīng)力引起孔徑超差。國內(nèi)劉曉龍[11]、何志明[12]、張小輝[13]等開展了開縫襯套冷擠壓有限元分析，但對壓合襯套冷擠壓強化研究的較少。面向飛機結(jié)構(gòu)連接孔超差修復(fù)，區(qū)別于常規(guī)的機械壓入襯套及冷縮裝配襯套方法，引入冷擠壓壓合襯套技術(shù)，提出適用于小邊距耳片通孔及埋頭孔修復(fù)方法，建立典型連接結(jié)構(gòu)的有限元模型，分析冷擠壓壓合襯套安裝后結(jié)構(gòu)件強度及抗疲勞性能，實現(xiàn)連接孔的修復(fù)。

2 小邊距通孔耳片襯套冷擠壓修復(fù)

2.1 通孔修復(fù)前預(yù)處理

飛機結(jié)構(gòu)件連接孔因使用程度的不同，超差大小差異性較大，采用襯套修復(fù)時，通常采用對原機超差孔鉸孔加大，預(yù)制加大規(guī)格襯套方式處理。在鉸孔加大時，應(yīng)確保原孔的同心度。飛機結(jié)構(gòu)件連接孔通常無法從飛機上拆卸，需開展原位鉸孔，為確保擴孔后孔的中心點位置不變，在對橢圓孔進行擴孔時，鉸刀一般會向孔內(nèi)超差方向偏移，導(dǎo)致孔越鉸越偏，耳片孔超差示意如圖2所示，可采取以下措施處理：

1）從原機未超差的配合孔一側(cè)鉸孔。飛機結(jié)構(gòu)連接件為多耳孔結(jié)構(gòu)時，當(dāng)單個耳片孔徑超差，鉸刀可從原機未超差的配合孔一側(cè)進入，可以起到引導(dǎo)作用，在鉸刀進給過程中控制鉸刀不隨超差孔位置偏移，確保擴孔后孔的中心點位置不變。該方法適用于與超差孔裝配的飛機結(jié)構(gòu)連接件配合孔未超差的狀態(tài)。

2）在超差孔上安裝輔助凸臺工件。單耳孔超差時，采用上述方法無法實現(xiàn)，可設(shè)計輔助凸臺工件，起到定位引孔的作用。其操作方法為：根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)特點，制作輔助凸臺工件，如圖3所示，工件凸臺部分直徑可根據(jù)飛機孔徑超差前公稱尺寸設(shè)計，借助超差孔周邊連接孔作為輔助凸臺工件的固定點。具體操作步驟為：把輔助凸臺工件的凸臺部分放入原機耳片超差孔中，使用大力鉗等工具把輔助凸臺工件與原機耳片夾緊，利用引孔器等工具把耳片超差孔周邊2～3支孔引孔至輔助凸臺工件上，利用施工釘把輔助凸臺工件與原機耳片固定。在輔助凸臺工件上定位出原機耳片中心點，鉸刀從輔助凸臺工件一側(cè)開始逐級鉸孔，直至擴孔至要求尺寸。

3）原機孔填充，重新開孔定位。無論是單耳還是多耳，當(dāng)無法借助其他結(jié)構(gòu)作為鉸刀糾偏的輔助工裝時，可采用原機孔填充的方式解決。其方法是采用補焊、填充固體膠等方式把超差孔完成填充，然后重新開展，可控制鉸刀進給方向。固體膠可選用固化速度快、結(jié)構(gòu)強度高的膠實施。

圖2 耳片孔徑超差示意圖

圖3 在超差孔上安裝輔助凸臺工件

2.2 襯套安裝

根據(jù)結(jié)構(gòu)連接孔擴孔后尺寸選配對應(yīng)規(guī)格的壓合襯套，襯套外徑與擴孔后連接孔間隙配合，將壓合襯套從芯棒安裝端套在芯棒上，再把芯棒從安裝端插入拉槍，之后把帶有襯套的芯棒放置到待修復(fù)的連接孔中，拉槍牽引芯棒穿過襯套，芯棒錐形部位冷擠壓襯套的同時也擠壓結(jié)構(gòu)件連接耳片孔，襯套安裝到位。安裝壓合襯套后，無論是同心襯套還是偏心襯套，其內(nèi)徑尺寸需按孔軸壓配合要求對壓合襯套內(nèi)徑孔進行鉸孔。

圖4 襯套冷擠壓安裝過程示意圖（FTI安裝）

3 埋頭孔連接件襯套冷擠壓修復(fù)

3.1 修復(fù)前預(yù)處理

埋頭孔連接件通常位于飛機機體結(jié)構(gòu)外表面，主要為整流蒙皮及整體壁板，表面氣動外形要求較高，常規(guī)貼補加強增重且易造成較大階差。采用冷擠壓壓合襯套修復(fù)時，有兩類修復(fù)方法：一是只對單層連接件孔擴孔并安裝壓合襯套；二是對多層連接件結(jié)構(gòu)孔統(tǒng)一擴孔并安裝壓合襯套，連接形式如圖5所示。襯套安裝前，可按照上文通孔擴孔方式對埋頭孔進行擴孔處理并锪窩處理。

3.2 襯套安裝

埋頭孔徑超差采用內(nèi)外雙襯套完成安裝，具體操作根據(jù)結(jié)構(gòu)連接孔擴孔后尺寸選配對應(yīng)規(guī)格的帶翻邊的內(nèi)襯套和外襯套，帶錐形的芯棒及止動環(huán)。從芯棒兩端分別裝配外襯套、內(nèi)襯套及止動環(huán)，裝配狀態(tài)如圖6所示。將裝配好內(nèi)外襯套及止動環(huán)的芯棒由芯棒夾持端插入待修復(fù)孔，然后芯棒夾持端安裝在拉槍上，外襯套直接進入超差孔，此時外襯套與超差孔屬于間隙配合。拉槍工作使芯棒收縮，外襯套受到芯棒工作部位錐度的冷擠壓膨脹，并推動內(nèi)襯套嵌入外襯套內(nèi)，內(nèi)襯套完全進入外襯套內(nèi)部，取下芯棒上止動環(huán)，繼續(xù)推出芯棒，外襯套膨脹后的彈性回彈將內(nèi)襯套固定，完成襯套安裝。

圖5 埋頭孔超差修復(fù)示意圖

圖6 襯套安裝狀態(tài)示意圖

4 冷擠壓后結(jié)構(gòu)件強度模擬分析

4.1 有限元模型建立

7050-T7451鋁合金屬于輕質(zhì)、高強材料，大量用于飛機機體主要承力結(jié)構(gòu)件上，本文以飛機結(jié)構(gòu)件大量使用的7050-T7451鋁合金耳片連接孔為研究對象，建立有限元模型，為了減小計算量，同時避免邊界效應(yīng)的影響，選用U形耳片。

采用ABAQUS三維有限元分析模型在材料屬性中加入斷裂判據(jù)來模擬模型的擠壓，耳片與襯套采用C3D10（十結(jié)點四面體二次完全積分單元），對應(yīng)力的計算結(jié)果很精確，適用于模擬應(yīng)力問題，且一般情況下沒有剪切自鎖問題。

材料力學(xué)性能如表1所示。

表1 各類材料力學(xué)性能

4.2 模擬結(jié)果分析

圖7 不同尺寸的參與應(yīng)力分布

圖7分別表示D=16.95 mm和D=22.6 mm時襯套與耳片擠壓強化后的切向殘余應(yīng)力分布圖。從圖中可以看出，不同直徑擠壓后耳片承受的應(yīng)力不同，直徑越大，耳片承受的應(yīng)力越大。擠壓后在襯套周圍形成殘余應(yīng)力，殘余壓應(yīng)力沿厚度方向變化較大。

5 結(jié)論

1）冷擠壓壓合襯套作為一種飛機結(jié)構(gòu)連接件孔徑超差的修復(fù)方法，安裝工藝方法便捷、快速，是孔維修和恢復(fù)應(yīng)有尺寸的有效方法。相對普通襯套，抗滑移、抗旋轉(zhuǎn)、抗振動能力大幅提升。同時提出各類超差孔保持同心度的擴孔方法，解決手工操作難題。

2）根據(jù)殘余應(yīng)力分析及有限元模擬，采用冷擠壓壓合襯套技術(shù)可在易造成應(yīng)力集中的基材孔周圍形成殘余壓應(yīng)力，有效提升基材結(jié)構(gòu)的疲勞壽命和疲勞強度，小邊距下使用，最大限度挖掘減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量的潛能，提高損傷容限。