民機襯套修理技術的數值模擬與試驗研究

陶思危 鄒建勝

摘? ?要：為研究民機襯套修理技術對金屬結構疲勞品質的影響，基于疲勞分析理論定性得出主要影響參數，采用ABAQUES建立典型連接結構三維有限元模型并計算襯套修理前后及不同影響參數條件下連接結構襯套孔邊的最大徑向壓應力變化趨勢，開展試片級疲勞試驗分析，得出定量疲勞影響結論。研究表明，在一定參數條件下襯套修理不會降低金屬結構疲勞品質，襯套孔徑與襯套干涉量對金屬結構疲勞品質的影響不同。研究工作可為民機襯套修理技術的實際應用提供指導。

關鍵詞：襯套修理技術? 疲勞品質? 數值模擬

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對結構疲勞品質的影響尤為關鍵。目前，襯套修理技術在國外民機行業已成熟運用，但相關技術資料極少[1]，國內也僅開展少量技術研究[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機理及數值模擬方法等方面。

本文結合工程理論分析，采取數值模擬和試驗分析方法，開展不同修理參數下襯套修理技術對結構疲勞品質的定量影響研究。

1? 工程理論分析

根據傳統疲勞分析理論，疲勞部位產生于緊固件孔邊，其疲勞品質受旁路載荷Fa與釘傳載荷P引起的應力集中、零件表面質量、緊固件孔裝配情況共同影響。襯套修理前后結構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點轉移至襯套孔邊B點，如圖1所示。

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

1）襯套孔徑增大可降低襯套孔邊的擠壓應力和緊固件局部彎曲引起的孔邊附加應力，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，可避免襯套孔壁損傷，提高孔表面質量。

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? 數值模擬分析

2.1 建模與參數設置

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構疲勞品質的主要參數。采用ABAQUS建立典型連接結構三維有限元模型，分析緊固件孔和襯套孔的最大徑向壓應力。考慮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構疲勞品質的影響，設置組合參數，襯套孔徑6.5mm-10mm，干涉量2‰-10‰。

2.2 數值模擬結果分析

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

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

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

由圖4可知，不同襯套孔徑和襯套干涉量組合產生的襯套孔邊徑向壓應力不同。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力要求，實際情況需結合試驗結果綜合考慮襯套修正系數。

3? 試驗分析

3.1 試驗方法

數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構疲勞品質的差異。試驗如圖5所示。

3.2 試驗參數設置

試驗中結構基體材料為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，采用雙剪單排結構形式。試驗主要考慮襯套孔徑和襯套干涉量兩個獨立參數，具體參數如表1所示。

3.3 試驗結果分析

試驗數據采用標準S-N曲線法處理，根據試驗數據求得特征壽命，然后根據試件系數、置信度系數和可靠度系數，求得雙95%的試驗壽命N95/95，再根據標準S-N曲線方程計算出結構的疲勞品質。通過試驗數據分析，襯套修理前后，結構細節疲勞額定值（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，結構疲勞品質出現明顯降低，分析其主要原因在于襯套與結構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，結構疲勞品質明顯提高，當干涉量增大到一定程度時，結構疲勞品質不再提高，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，可能會降低孔質量;二是干涉量和結構疲勞品質非正比關系，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

以上研究得出結論如下：1）在一定參數條件下，襯套修理不會降低結構疲勞品質;2）不同襯套孔徑和襯套干涉量組合產生的襯套孔邊徑向壓應力不同，即孔配合狀態不同;3）在一定的襯套干涉量下，襯套孔徑增大，結構疲勞品質出現明顯降低，在一定的襯套孔徑下，襯套干涉量增大，結構疲勞品質明顯提高，但當干涉量增大到一定程度時，結構疲勞品質不再提高;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的應用與研究提供參考。

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

[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.

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