民機襯套修理技術對金屬結構疲勞性能的影響研究

鄒建勝 朱 杰 /

(上海飛機設計研究院，上海201210)

0 引言

隨著國內航空制造業的不斷發展和深入，機體結構制造過程中會出現各種各樣的制造偏離情況，其中孔徑偏離最為典型，呈現出數量多、范圍廣、頻次高的特點，針對此類制造偏離，采用襯套修理技術將不可避免，因此非常有必要開展此類分析研究工作。

目前，襯套修理技術雖早已在國外民機行業成熟運用[1]，但相關技術資料極少，國內也僅開展了少量技術研究。1997年，陳昌榮等人研究了襯套與孔的干涉配合工藝[2]。2016年，曹增強等人研究了飛機機械連接疲勞強化技術機理及數值模擬方法[3]。本文主要對襯套修理技術進行了理論、數值分析及疲勞試驗，研究當前國內工藝水平下修理襯套對金屬結構疲勞性能的定量影響。

1 理論與數值分析

民用飛機金屬結構典型襯套修理方案如圖1所示，左側為典型單剪連接結構，右側為連接結構在緊固件處的剖面示意圖。根據疲勞理論分析，疲勞部位應力嚴重程度主要由旁路載荷和釘傳載荷引起的應力集中、表面質量及孔裝配情況共同影響。

通過分析判斷，修理襯套的不同參數對連接結構疲勞強度的影響不同，包括襯套孔徑D，襯套干涉量F等。

有利于結構疲勞強度的方面包括：

1)襯套孔徑D增大會降低襯套孔邊的擠壓應力，即降低釘傳載荷引起的應力集中。

2)襯套安裝普遍采用冷凍安裝方式，可以避免襯套孔壁損傷，即提高了孔表面質量。

3)襯套孔徑D增大會降低結構板厚T與襯套孔徑D的比值，從而降低緊固件局部彎曲引起的孔邊附加應力，即降低了釘傳載荷引起的應力集中。

不利于結構疲勞強度的方面包括：

1)襯套孔徑D增大會降低襯套孔邊距，即提高了旁路載荷的應力集中。

2)隨著襯套孔徑D增大，若襯套孔初始干涉量較小，緊固件安裝后，將使襯套孔干涉量較緊固件孔干涉量顯著降低，即降低了緊固件孔的初始配合效果。

a) 典型單剪連接結構 b) 連接結構在緊固件處的剖面示意圖圖1 典型襯套修理示意圖

本節將采用數值模擬方法計算緊固件孔和襯套孔邊的徑向最大應力，分析位置即圖1所示的疲勞危險點，仿真計算采用商用有限分析計算軟件ABAQUS求解。計算模型采用軸對稱高階單元CAX8R，同時為降低計算成本，取1/4模型進行分析，對稱面施加對稱約束，襯套與連接結構和緊固件之間采用接觸設置，分析時假設襯套孔邊距滿足設計要求。有限元模型參數詳見表1，關于襯套修理的有限元模型如圖2所示。

a) 無襯套模型

b) 帶襯套模型圖2 襯套修理有限元模型

表1 有限元模型參數

根據前述關于襯套修理結構疲勞強度影響分析，在保證襯套孔足夠邊距的前提下，只需分析襯套孔徑D和襯套初始干涉量F的參數組合能否滿足修理前原緊固件孔配合干涉效果即可。

分析模型1：現假設襯套初始干涉量為零，不同襯套孔徑D與襯套孔邊徑向壓應力的變化關系如圖3所示，從圖中可知，隨著襯套孔徑D不斷增大，襯套孔邊的徑向壓應力逐漸減小。當襯套孔徑為7.14 mm，即1.5倍原緊固件孔徑時，襯套孔邊的徑向壓應力為-243.8 MPa，而修理前緊固件孔邊徑向壓應力為-450 MPa，前者僅為后者的54.1%左右，說明襯套修理后孔配合效果已經遠遠低于修理前原緊固件孔配合效果，因此需要適當增加襯套初始干涉量。

分析模型2：由前述分析可知，襯套初始干涉量F需滿足一定要求，才能保證修理前后孔配合效果不降低，但干涉量應避免過大引起結構應力腐蝕。現襯套外徑分別取7.14 mm，8.34 mm，9.52 mm，襯套初始干涉量取4‰，不同襯套孔徑下，襯套孔邊徑向壓應力的變化關系如圖3所示，從圖中可知，同樣的襯套孔徑下襯套初始干涉量大大提高了襯套孔邊的徑向壓應力，雖尚未達到修理前緊固件孔配合效果，但疲勞效果明顯增強，說明襯套孔徑D越小，襯套初始干涉量越大，襯套孔的配合效果越接近修理前的水平。

圖3 不同襯套孔徑下的襯套孔邊徑向壓應力分布

2 試驗件和試驗方法

關于襯套修理方法對金屬結構疲勞強度的理論和數值影響分析已在上文描述，本節將設計若干組試片級試驗，用于獲取當前工藝水平下，襯套修理方法對于典型金屬連接結構的定量影響結論。

試驗件設計為典型單搭接連接結構，采用單排NAS1097AD6緊固件，試驗件材料7075-T6，厚度1.6 mm，在頭釘位置安裝修理襯套，MTS疲勞試驗機如圖4所示，試驗件形式如圖5所示。試驗件種類和數量如表2所示。

圖4 試驗設備

圖5 試驗件

表2 試驗件種類和數量

本試驗參照《金屬材料細節疲勞額定強度截止值(DFRcutoff)試驗方法》進行，試驗頻率為15 HZ左右，試驗載荷譜為應力比為0.06的等幅正弦波。試驗數據采用單點法處理，根據試驗數據求得特征壽命，然后再根據試件系數、置信度系數和可靠性系數求得雙95%的試驗壽命，最終根據標準S-N曲線計算出疲勞品質值。

3 試驗結果

根據2節介紹的試驗件和試驗方法，得出試驗結果，如表3所示。從表中可知，襯套修理前，該典型連接結構的細節疲勞額定值(DFR)為74.8 MPa。當襯套初始干涉量在0.001 in以內時，襯套修理前后，DFR值降低10%，當襯套干涉量提高至0.002 in，DFR值已經接近修理前的疲勞水平，該趨勢對實際結構修理具有指導意義。

表3 試驗結果

4 結論

1)通過理論分析得出襯套修理時影響結構疲勞強度的主要參數，為襯套孔徑D和襯套初始干涉量F。

2)建立了襯套仿真分析模型，得出不同襯套孔徑D和襯套初始干涉量F條件下，襯套孔邊徑向壓應力的變化趨勢，側面反映出兩參數對結構疲勞強度的影響程度。

3)通過襯套修理結構疲勞試驗研究，對比了襯套修理前后的結構疲勞品質差異，在典型結構設計構型，襯套初始干涉量在0.001 in內時，DFR值降低10%，襯套初始干涉量提高至0.002 in時，可基本保證原結構的疲勞強度水平。

參考文獻：

[1] 陳昌榮，黃維揚．用冷擠壓法實現襯套與孔的干涉配合[J].制造工藝技術，1997 (01): 43-44．

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

[3] 曹增強，張岐良.飛機結構干涉配合強化理論及應用[M]. 北京:國防工業出版社，2016.