基于襯套冷擠壓技術的結構連接孔超差修復

劉儒軍，吳曉儒

（國營蕪湖機械廠，安徽 蕪湖241007）

0 引言

飛機結構連接孔常見故障有孔壁劃傷、磨損超差、裝配孔錯位等，結構耐久性是在規定的使用和維修條件下結構壽命的一種度量[1],在飛機維修過程中，維修工程師往往根據結構連接件的結構形式、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、結構貼補加強，或借鑒飛機在設計時在連接孔中增加襯套方式，在孔內壓入襯套進行修理確保恢復孔配合尺寸，實現快速有效修理作業[2-3]。

但常規的修復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雜、周期長、通用性不強，且需要對緊固件連接的其他結構部位同步擴孔處理，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，增加了質量、影響蒙皮外表氣動外形等；在孔內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構件孔內劃傷，存在抗滑移、抗振動能力不強，小邊距耳片孔結構強度減弱、造成應力集中等問題[3-4]。

1 襯套先進冷擠壓技術

馬赫勞赫[5]提出局部疲勞強度概念，如果有效應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力產生的，而殘余應力是自平衡系統，中心孔受擠壓或預拉伸后產生自平衡殘余壓應力，孔邊最大殘余壓應力為σr，當外加循環載荷作用時，孔邊疲勞破壞區的合成應力水平下降，若冷作變形量過大，可能會使表層產生微裂紋，反而降低零件的疲勞強度，如圖1所示。殘余壓應力能延緩裂紋的擴展,影響裂紋擴展的門檻值，當應力強度因子ΔK 小 于 門檻值ΔKth時,疲勞裂紋不擴展[6-8]。

失效的基本判據公式為

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

連接孔襯套修復作為一種修理方式，陶思危等[9-10]基于疲勞分析理論，從數值模擬等角度分析得出了連接孔采取襯套修復的可行性、有效性。美國疲勞技術有限公司（FTI）在常規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,使用專用工具，把間隙配合的襯套在結構連接件孔內擠壓膨脹產生塑性變形，擠壓完畢后結構回彈，孔與襯套外壁均被強化，并實現在孔內的安裝。孔芯棒冷擠壓時，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生塑性變形，與該層緊鄰的更深層材料發生彈性變形，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產生殘余壓應力。

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，及反復應力引起孔徑超差。國內劉曉龍[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。面向飛機結構連接孔超差修復，區別于常規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，提出適用于小邊距耳片通孔及埋頭孔修復方法，建立典型連接結構的有限元模型，分析冷擠壓壓合襯套安裝后結構件強度及抗疲勞性能，實現連接孔的修復。

2 小邊距通孔耳片襯套冷擠壓修復

2.1 通孔修復前預處理

飛機結構件連接孔因使用程度的不同，超差大小差異性較大，采用襯套修復時，通常采用對原機超差孔鉸孔加大，預制加大規格襯套方式處理。在鉸孔加大時，應確保原孔的同心度。飛機結構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，鉸刀一般會向孔內超差方向偏移，導致孔越鉸越偏，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鉸孔。飛機結構連接件為多耳孔結構時，當單個耳片孔徑超差，鉸刀可從原機未超差的配合孔一側進入，可以起到引導作用，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構連接件配合孔未超差的狀態。

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，可設計輔助凸臺工件，起到定位引孔的作用。其操作方法為：根據飛機結構特點，制作輔助凸臺工件，如圖3所示，工件凸臺部分直徑可根據飛機孔徑超差前公稱尺寸設計，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，當無法借助其他結構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、結構強度高的膠實施。

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

根據結構連接孔擴孔后尺寸選配對應規格的壓合襯套，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構件連接耳片孔，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，其內徑尺寸需按孔軸壓配合要求對壓合襯套內徑孔進行鉸孔。

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

3.1 修復前預處理

埋頭孔連接件通常位于飛機機體結構外表面，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時，有兩類修復方法：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構孔統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外雙襯套完成安裝，具體操作根據結構連接孔擴孔后尺寸選配對應規格的帶翻邊的內襯套和外襯套，帶錐形的芯棒及止動環。從芯棒兩端分別裝配外襯套、內襯套及止動環，裝配狀態如圖6所示。將裝配好內外襯套及止動環的芯棒由芯棒夾持端插入待修復孔，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，并推動內襯套嵌入外襯套內，內襯套完全進入外襯套內部，取下芯棒上止動環，繼續推出芯棒，外襯套膨脹后的彈性回彈將內襯套固定，完成襯套安裝。

圖5 埋頭孔超差修復示意圖

圖6 襯套安裝狀態示意圖

4 冷擠壓后結構件強度模擬分析

4.1 有限元模型建立

7050-T7451鋁合金屬于輕質、高強材料，大量用于飛機機體主要承力結構件上，本文以飛機結構件大量使用的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來模擬模型的擠壓，耳片與襯套采用C3D10（十結點四面體二次完全積分單元），對應力的計算結果很精確，適用于模擬應力問題，且一般情況下沒有剪切自鎖問題。

材料力學性能如表1所示。

表1 各類材料力學性能

4.2 模擬結果分析

圖7 不同尺寸的參與應力分布

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力分布圖。從圖中可以看出，不同直徑擠壓后耳片承受的應力不同，直徑越大，耳片承受的應力越大。擠壓后在襯套周圍形成殘余應力，殘余壓應力沿厚度方向變化較大。

5 結論

1）冷擠壓壓合襯套作為一種飛機結構連接件孔徑超差的修復方法，安裝工藝方法便捷、快速，是孔維修和恢復應有尺寸的有效方法。相對普通襯套，抗滑移、抗旋轉、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）根據殘余應力分析及有限元模擬，采用冷擠壓壓合襯套技術可在易造成應力集中的基材孔周圍形成殘余壓應力，有效提升基材結構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構質量的潛能，提高損傷容限。