鋁合金鉚接件疲勞損傷的影響因素分析

鮑敏，陳福玉

(南京航空航天大學 機電學院，江蘇 南京 210016)

鋁合金鉚接件疲勞損傷的影響因素分析

鮑敏，陳福玉

(南京航空航天大學 機電學院，江蘇 南京 210016)

鉚接在航空等結構中的應用非常廣泛，而疲勞損傷是影響其使用壽命的主要因素。在鉚接件疲勞試驗基礎上，以有限元軟件ANSYS Workbench為平臺，分析了鉚接件模型的應力狀態，研究了鉚釘排列位置、接觸面摩擦系數、過盈量對構件應力場分布的影響，預測了疲勞裂紋可能萌生的位置；其研究結果為鉚接件的抗疲勞設計提供參考。

鉚接件；有限元；疲勞損傷；應力狀態

0 引言

鉚接技術在航空等結構中的應用十分廣泛，而疲勞損傷是影響鉚接件安全性與可靠性的重要因素。疲勞會造成構件失效，引發裂紋萌生和擴展，導致材料在承受載荷遠小于其抗拉強度的條件下就發生破壞[1～3]。

鉚接構件的疲勞強度是否滿足要求，主要通過試驗來完成。雖然試驗結果可靠性高，但是過程相對復雜，不僅消耗大量時間和財力，還會受到各種不可預測環境因素的干擾。近年來，有限元軟件飛速發展，它們在縮短設計周期、提高產品設計質量、節約成本等方面發揮了越來越重要的作用。從連續介質力學和微觀力學觀點看，接觸應力對磨損和疲勞損傷有主要影響[4]。采用有限元法能較好地模擬鉚接件在承載時的結構與載荷特征，并得到較為精確的應力應變場。本文在疲勞試驗基礎上，通過有限元軟件ANSYS Workbench建立鉚接件模型，分析構件的應力狀態和鉚釘排列位置、接觸面摩擦系數、過盈量對其應力場分布的影響，預測疲勞裂紋可能萌生的位置，研究結果為鉚接件的抗疲勞設計提供依據。

1 鋁合金鉚接件的疲勞試驗

鋁合金鉚接疲勞試驗件(以下簡稱鉚接件)的物理模型結構如圖1所示。鉚接板材料為鋁合金2024，長220mm，寬70mm，厚度2.06mm，鉚釘孔徑4.1mm，彈性模量E=73GPa，泊松比μ=0.33；鉚釘材料為鋁合金2117，彈性模量E=71GPa，鉚釘桿直徑為4mm。鉚接區采用3排3列形式，鉚釘間距ΔL為20mm，沿板長方向邊距Ld為10mm，沿板寬方向邊距為W為15mm[5]。

圖1 鉚接件結構示意圖

為方便后續的研究，對鉚釘進行編號，第一個數字為行號，第二個為列號。如左上角第一行第一列鉚釘編號為“11”，下同。

鉚接試驗件的疲勞破壞試驗在PLG-100C疲勞試驗機上進行。圖2為試驗件的典型疲勞破壞形式。其宏觀上表現為：31號鉚釘孔處的鉚接板受拉破壞，鉚釘孔兩側的裂紋寬度在鉚釘孔中心達到最大，并朝垂直載荷方向擴展。因此，可初步判斷疲勞裂紋源位于鉚釘孔應力集中系數較大處。

圖2 疲勞破壞的鉚接試驗件圖

2 鉚接件疲勞損傷影響因素分析

在疲勞試驗基礎上，以發生破壞的鉚接件位置為研究對象，通過計算鉚釘與鉚接板接觸區周圍的應力分布變化，分析疲勞損傷的影響因素。

在ANSYS Workbench中建立鉚接件的有限元模型。經試算，取鉚接板、鉚釘的網格密度為4mm、1mm；同時，對接觸區網格進行細化，如圖3所示。

圖3 鉚接件的有限元網格圖

由于鉚接板之間采用膠接，因此設置其接觸類型為Bonded，即綁定接觸；鉚釘與孔之間采用庫倫摩擦，摩擦系數μ=0.1。約束鉚接件底部端面，選擇頂部端面作為加載面添加均布面力7000N。為模擬鉚接成型后殘余應力，施加0.0012過盈量，如圖4所示。

圖5為鉚接件模型的應力分布云圖。由圖可見，應力最大值位于31號鉚釘孔兩側的應力集中處。

圖4 鉚接件的邊界條件設置圖

圖5 鉚接件的應力分布云圖

2.1 鉚釘排列位置的影響

為考察鉚釘排列位置對構件疲勞性能的影響，以鉚接件模型為研究對象，計算各鉚釘承受的最大載荷，其分布結果如圖6所示。由圖可見，鉚釘承受的最小載荷為113MPa，出現在22號鉚釘處，最大載荷為147.9MPa，出現在31號鉚釘處。每一行的載荷大致呈現中間低兩邊高的“V”字形分布。由此可以初步推斷，多排鉚釘的鉚接件結構中中間鉚釘承受載荷較小，外側鉚釘承受載荷較大，在循環外載作用下，該處容易出現疲勞裂紋，裂紋擴展到一定程度，就會導致鉚接件在低應力下發生破壞。有限元分析結果與試驗結論是一致的。

圖6 鉚接件各鉚釘載荷分布圖

2.2 摩擦系數的影響

為考察摩擦系數對構件疲勞性能的影響，施加載荷4000N，摩擦系數分別取0.1，0.3和0.5。由于模型是對稱的，因此取接觸圓周0°～180°范圍為路徑。圖7為鉚釘頭與鉚接板接觸孔內邊緣和外邊緣路徑示意圖，圖8為不同摩擦系數下鉚釘與鉚接板接觸孔內邊緣徑向應力分布曲線圖,圖9為鉚釘與鉚接板接觸外邊緣周向應力分布曲線圖。

圖7 鉚釘頭與鉚接板接觸孔內邊緣和外邊緣路徑示意圖

圖8 不同摩擦系數下徑向應力分布曲線圖

由圖8可以看出，徑向應力在孔中90°附近達到最大，與應力集中出現的位置一致，所以疲勞裂紋容易在此處萌生。隨著摩擦系數的增大，應力值隨之減小。因此，摩擦系數增大會降低該處的疲勞損傷作用，使疲勞裂紋在孔內邊緣萌生的速率放緩。

圖9 不同摩擦系數下周向應力分布曲線圖

由圖9可以看出，接觸外緣周向應力分別在45°和135°附近達到最大。在0°～90°范圍內周向應力隨摩擦系數增大而增大，在90°～180°范圍內隨摩擦系數增大而減小。因此，當疲勞載荷一定時，增加摩擦系數，上鉚接板接觸邊緣45°附近周向應力增加，這意味著裂紋形成和擴展的動力增加，加劇了疲勞損傷作用。用類似分析方法還可以得出下鉚接板接觸外緣周向應力在135°附近隨摩擦系數增加而增加。

在交變載荷作用下，鉚釘與鉚接板接觸外緣都會出現周期性接觸/分離的區域，接觸反力也會出現增大/減小的周期性改變，這些都給疲勞裂紋的萌生創造了條件。根據圖8和圖9的分析可知當摩擦系數增大時，鉚釘與鉚接板接觸內緣疲勞裂紋萌生速率放緩，接觸外緣疲勞裂紋萌生動力增加。

2.3 過盈量的影響

鉚接成型時，由于成型部位受到周圍材料的擠壓，殘余應力無法釋放，鉚釘和鉚釘孔邊會存在一個過盈量。過盈配合是一種連接強化技術，它可以在一定程度上提高鉚接件的壽命和強度，并獲得良好地密封性。目前，過盈配合鉚接技術已經廣泛應用在飛機結構中[6]。

取過盈量為0、0.003和0.005，分別計算鉚釘孔周邊應力分布情況。接觸孔內邊緣在不同過盈量下的等效應力分布如圖10所示。由圖可見，當過盈量為0時，孔中90°附近存在明顯的應力集中現象。隨著過盈量增大，等效應力隨之增加，但應力波動幅度減小，應力集中現象得到一定的緩解。但是當過盈量達到0.005時，應力分布會在某些部位出現不穩定現象。

圖10 不同過盈量下接觸孔內緣的等效應力曲線圖

圖11為鉚釘與鉚接板接觸外緣的周向應力分布曲線。由圖可見，隨著過盈量的增加，應力值隨之變大。應力值的提高意味著疲勞裂紋萌生的動力增加。同時當過盈量很大時，孔壁附近過大的拉應力和應力腐蝕易產生裂紋。因此，為緩解應力集中的同時提高構件疲勞強度，選取合適的過盈量就顯得尤為關鍵。一般來說，對于不同的結構情況，其相對過盈量可以在0.6%～3.2%之間變動[6]。

圖11 不同過盈量下接觸外緣周向應力分布曲線圖

以上計算結果表明鉚接件中外側鉚釘、鉚釘與鉚接板接觸區內邊緣90°方向和外邊緣45°及135°方向為疲勞損傷薄弱區。在設計時，應加強這些接觸區域附近的材料強度，改善鉚接質量，在日常維護中注意定期監測，否則易發生危險。

3 結語

采用有限元軟件ANSYS Workbench，獲得了鋁合金鉚接件的應力狀態，分析了鉚釘排列位置、接觸面摩擦系數、過盈量對構件疲勞損傷的影響，預測了疲勞裂紋容易萌生的區域。結論如下：

1) 鉚接件中中間鉚釘承受載荷較小，外側鉚釘承受載荷較大，相應位置在循環外載下發生疲勞損傷的概率也越大。

2) 鉚釘與鉚接板接觸區內邊緣90°方向和外邊緣45°及135°方向容易發生疲勞損傷。增大摩擦系數會使鉚釘與鉚接板接觸內緣疲勞裂紋萌生速率放緩，但是會使該處接觸外緣疲勞裂紋萌生動力增加。

3) 選取合適的干涉量，接觸孔中央的應力集中現象得到一定的緩解，可以在一定程度上提高鉚接件的壽命和強度。

4) 有限元分析可以直觀地反映鉚接件接觸區域的應力場分布和各鉚釘的受載情況，為鉚接工藝方案的優化設計提供理論依據。在設計中，應注意加強鉚接件疲勞損傷薄弱區的材料強度，改善鉚接質量。

[1] 吳建國, 王奇志, 張行,等. 鉚釘連接件細節應力分析及疲勞裂紋形成壽命預估[J]. 航空學報, 2007, 28(2): 336-339.

[2] 李舜銘. 機械疲勞與可靠性設計[M]. 北京:科學出版社, 2006.

[3] 李風, 陳海燕, 張毅. 鉚釘搭接頭疲勞強度曲線的研究[J]. 機械強度, 2002, 24(3): 453-454.

[4] 趙華, 金雪巖, 朱旻昊,等. 微動接觸應力的數值分析[J]. 四川大學學報, 2003, 35(5):32-36. .

[5] 陳福玉. 航空鉚接連接件疲勞壽命研究[D]. 南京:南京航空航天大學碩士學位論文. 2011.

[6] 曹增強. 鉚接技術發展狀況[J]. 航空工程與維修, 2000(6):41-42.

[7] 謝衛東, 吳富民, 肖壽庭. 干涉配合連接件應力應變分析及疲勞壽命估算[J]. 航空學報, 1988, 9(增刊): 58-64.

Factor Analysis of Fatigue Damage of Aluminium Alloy Riveted Joint

BAO Min, CHEN Fu-yu

(College of Mechanical and Electrical Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China)

Riveting is extensively used in aviation structures. But fatigue damage induces a dramatic reduction of service life. Based on the fatigue test and the finite element software ANSYS Workbench, the stress state of the riveted model is calculated, the influence factors of stress distribution of the components, such as array location, friction coefficient, interference fit are analyzed and the probable position of the initation of fatigue crack is predicted in this paper. The results provide the theoretical basis for the design against the fatigue damage of the riveted joint.

riveted joint; finite element; fatigue damage; stress state

鮑敏(1984-)，男，浙江舟山人，碩士研究生，研究方向為航空機械設計、微動磨損等研究。

TH131.1

B

1671-5276(2014)02-0043-03

2013-01-22