航空金屬結(jié)構(gòu)螺栓連接件疲勞及壽命試驗(yàn)分析

郝柏森

沈陽飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限公司 遼寧 沈陽 110034

自飛機(jī)發(fā)明后發(fā)生事故帶來災(zāi)難后果，航空飛行器安全性是研究人員關(guān)注的問題。航空結(jié)構(gòu)中連接件包括機(jī)械連接等類型，膠結(jié)連接通過膠粘劑將零件連接，機(jī)械連接通過緊固件將零件連接。機(jī)械連接法使用廣泛，包括螺栓與鉚釘連接。螺栓連接在自身性能等方面更具優(yōu)勢。航空結(jié)構(gòu)中連接部位通常為材料結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度薄弱環(huán)節(jié)，螺栓連接將零件打孔后連接，產(chǎn)生殘余應(yīng)力時，由于幾何性質(zhì)突變產(chǎn)生應(yīng)力集中，導(dǎo)致連接處結(jié)構(gòu)失效。計算分析控制連接處應(yīng)力非常必要。需要考慮重量及提高靜強(qiáng)度，使材料用于結(jié)構(gòu)后發(fā)揮自身性能。

1 航空金屬結(jié)構(gòu)典型連接件疲勞實(shí)驗(yàn)

試驗(yàn)法是確定結(jié)構(gòu)壽命的主要方法，連接件對應(yīng)的應(yīng)力集中現(xiàn)象嚴(yán)重，研究航空金屬結(jié)構(gòu)典型連接件疲勞壽命，需要通過實(shí)驗(yàn)研究測定疲勞性曲線。航空金屬結(jié)構(gòu)典型連接件疲勞壽命實(shí)驗(yàn)測定其靜強(qiáng)度，驗(yàn)證復(fù)雜連接疲勞壽命估算結(jié)果。運(yùn)用有限元分析應(yīng)力分布情況，進(jìn)行應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法壽命估算工作[1]。實(shí)驗(yàn)內(nèi)容包括靜強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)，譜載作用下疲勞壽命測定。對實(shí)驗(yàn)中破壞試樣典型斷口進(jìn)行金相分析，分析其破壞機(jī)理。

試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)按ASTM標(biāo)準(zhǔn)法，試驗(yàn)應(yīng)力比R=0.1，試驗(yàn)環(huán)境為大氣室溫，根據(jù)試驗(yàn)件有效面積估算試驗(yàn)荷載，觀測疲勞裂紋萌生時間。實(shí)驗(yàn)前對連接件試樣檢查，確定表面狀態(tài)等滿足實(shí)驗(yàn)計劃要求。靜力試驗(yàn)中連接件取4個試樣，1件用以測定破壞荷載，測定荷載-應(yīng)變曲線試驗(yàn)中，測定指定位置在荷載下的應(yīng)變值，為估算連接件疲勞壽命做好準(zhǔn)備。疲勞實(shí)驗(yàn)對不同連接件采用恒定荷載加載方法進(jìn)行。八鉚單搭連接件采用兩種方法進(jìn)行疲勞實(shí)驗(yàn)，在1種荷載水平低-高-低疲勞塊譜下進(jìn)行疲勞實(shí)驗(yàn)。連接件疲勞試驗(yàn)試件破壞模式為鉚釘孔邊開裂。對單螺雙塔連接件試樣采用成組法實(shí)驗(yàn)，試樣主要破壞模式為薄板孔邊拉斷。進(jìn)行疲勞實(shí)驗(yàn)包括測定部分連接件疲勞S-N曲線，測定部分連接件在譜載下的疲勞壽命。

2 航空金屬結(jié)構(gòu)連接件疲勞壽命計算

疲勞壽命分析方法包括局部應(yīng)力應(yīng)變法等，名義應(yīng)力法及應(yīng)力功恒等方法工程中應(yīng)用廣泛。以簡單連接件S-N曲線估算復(fù)雜連接件疲勞壽命相似細(xì)節(jié)法，驗(yàn)證方法的精度。用相似細(xì)節(jié)估算法具有相似細(xì)節(jié)的復(fù)雜連接件疲勞壽命，建立校核有限元模型，計算孔邊細(xì)節(jié)應(yīng)力，用DFR方法進(jìn)行壽命估算，將分析方法估算結(jié)果與相似細(xì)節(jié)法對比驗(yàn)證有效性。相似細(xì)節(jié)法是利用簡單連接件測定實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合疲勞S-N曲線，以復(fù)雜連接件加載形式估算疲勞壽命。

采用單螺雙塔連接件測出S-N曲線估算壽命，第1組測定試樣結(jié)果不具有特征性，后3組估算壽命結(jié)果接近，說明單螺雙塔連接件S-N曲線估算連接壽命具有較好精度。說明簡單連接件疲勞性能數(shù)據(jù)估算方法具有有效性。DFR法以結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)固有疲勞性能品質(zhì)DFR指為疲勞性能參數(shù)估算疲勞壽命，是目前民機(jī)疲勞壽命估算常用方法。采用DFR法計算連接件疲勞壽命與實(shí)驗(yàn)測試接近，采用DFR法估算連接件譜載疲勞壽命結(jié)果接近，DFR法需查詢較多細(xì)節(jié)參數(shù)。

根據(jù)理論分析需要對連接件進(jìn)行有限元建模分析，與靜強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比。通過與試驗(yàn)荷載-應(yīng)力曲線對比，對連接件孔邊進(jìn)行單元網(wǎng)格細(xì)化，考慮螺栓對孔的擠壓效應(yīng)滿足數(shù)值模擬結(jié)果的精確度。連接件有限元模型計算結(jié)果能吻合實(shí)驗(yàn)測定結(jié)果，螺接鋼連接件測點(diǎn)有限元模擬荷載-應(yīng)變曲線位于實(shí)驗(yàn)曲線簇內(nèi)。連接件有限元模型能模擬靜強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)荷載，數(shù)值模擬結(jié)果精確吻合實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

3 應(yīng)力集中系數(shù)曲線擬合

應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法主要用于估算飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接件疲勞壽命，核心問題是求得連接件應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)。運(yùn)用有限元分析法，模擬單螺連接件不同尺寸系數(shù)下應(yīng)力集中系數(shù)變化曲線。通過對模型尺寸調(diào)整，得到有限元模型進(jìn)行模擬計算，為探討應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法部分參數(shù)值的關(guān)系，為實(shí)驗(yàn)研究進(jìn)行準(zhǔn)備。單螺雙塔鋁合金連接件孔邊尺寸進(jìn)行調(diào)整，得到不通尺寸系數(shù)建立有限元模型。連接件材料采用7050-T7451。

建立有限元模型使用SOLIDWORKS建立三維模型，對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，連接件采用六面體單元類型，螺栓孔周圍對網(wǎng)格進(jìn)行細(xì)化劃分。有限元模型中對連接件長軸方向施加靜載，有限元模型設(shè)置荷載條件，單螺雙塔離連接件需施加預(yù)緊力。根據(jù)有限元模型得到螺栓傳遞荷載，純滌荷載等于荷載R，連接件應(yīng)力集中系數(shù)計算公式為Ktg=σmax/σn，σmax為主應(yīng)力最大值，σn為名義應(yīng)力。計算應(yīng)力集中系數(shù)最大應(yīng)力為連接件最大主應(yīng)力。得到連接件在靜載下最大主應(yīng)力數(shù)值結(jié)果。對比緊固件連接對稱帶孔板應(yīng)力集中系數(shù)曲線，判斷螺栓夾緊力對孔邊應(yīng)力影響造成趨勢相反。普通緊固件對連接件作用力小，螺栓連接件板件寬，夾緊力影響明顯。根據(jù)連接件模型最大主應(yīng)力數(shù)值結(jié)果，得出擠壓應(yīng)力集中系數(shù)Ktb與尺寸系數(shù)d/W對應(yīng)關(guān)系，與連接件加油應(yīng)力集中系數(shù)曲線具有相同變化趨勢。

4 結(jié)束語

本文對航空金屬螺栓連接件疲勞壽命問題探討相似細(xì)節(jié)分析法，使用其他常用疲勞分析法對鋁合金連接件疲勞壽命估算，測定雙螺連接件疲勞壽命，驗(yàn)證相似細(xì)節(jié)法估算精度。相似細(xì)節(jié)法以簡單連接件疲勞S-N曲線為相似細(xì)節(jié)S-N曲線，估算復(fù)雜連接件譜載疲勞壽命，與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比具有較好的估算精度；相似細(xì)節(jié)法不需眾多材料，估算過程簡便；相似細(xì)節(jié)法僅需測定簡單連接件疲勞壽命可估算，成本較低。本文研究可為航空螺栓連接件疲勞壽命分析提供參考。