用于應(yīng)力腐蝕試驗(yàn)的飛機(jī)鋁合金裝配模擬件 內(nèi)部應(yīng)力無損測定

鄭林，竇世濤,，李偉，張津，徐偉生，陳新

（1.西南技術(shù)工程研究所，重慶 400039；2.國防科技工業(yè)自然環(huán)境試驗(yàn)研究中心，重慶 400039； 3.沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110035；4.北京科技大學(xué) 新材料技術(shù)研究院，北京 100083）

高強(qiáng)鋁合金螺栓連接廣泛應(yīng)用于飛機(jī)的裝配制造，一架飛機(jī)機(jī)身平均約由5萬個(gè)連接結(jié)構(gòu)組成。連接件存在加工公差、加工變形，導(dǎo)致大量的連接結(jié)構(gòu)中存在裝配累進(jìn)公差，形成裝配間隙。各連接件緊固后產(chǎn)生裝配應(yīng)力，增大連接處及其附近的應(yīng)力[1]。裝配應(yīng)力再與連接件原有的殘余應(yīng)力疊加，使鋁合金裝配件的海洋大氣應(yīng)力腐蝕和腐蝕疲勞傾向大大增強(qiáng)，易發(fā)生應(yīng)力腐蝕開裂（SCC）、腐蝕疲勞開裂（CFC）和裂紋擴(kuò)展，嚴(yán)重影響連接件的服役性能和安全服役壽命。在我國現(xiàn)役飛機(jī)中，由于裝配應(yīng)力不當(dāng)而導(dǎo)致主承力框出現(xiàn)裂紋的問題突出，如圖1所示。雖然裂紋方向平行于主承力方向，不直接影響主承力方向承受載荷的能力，但裂紋的存在嚴(yán)重影響了機(jī)體結(jié)構(gòu)的安全穩(wěn)定性，所以急需控制和避免這種非典型裂紋的產(chǎn)生。目前采用結(jié)構(gòu)修理法解決主承力框的非典型裂紋問題，但這種方法對被修理構(gòu)件的強(qiáng)度、剛度以及飛機(jī)的正常飛行和使用壽命有一定影響。飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的安全性在很大程度上取決于連接件的抗應(yīng)力腐蝕性能和抗疲勞性能[2]。據(jù)統(tǒng)計(jì)，70%的飛機(jī)機(jī)體疲勞失效事故是由結(jié)構(gòu)連接件引起的[3-4]，因此，檢測和控制裝配連接件的應(yīng)力狀態(tài)不僅是基礎(chǔ)研究面對的重要課題，也是保障飛機(jī)結(jié)構(gòu)的服役性能和安全服役壽命的必要支撐。

圖1 裝配件應(yīng)力腐蝕開裂 Fig.1 Stress corrosion cracking of assembly parts: a) crack between two holes; b) root’s crackle

目前，應(yīng)力的測量方法主要有X射線衍射法、中子衍射法、短波長特征X射線衍射法[5]、應(yīng)變片法、光彈法、超聲波法等，其中，衍射法為主流的應(yīng)力測量方法。國內(nèi)外利用中子衍射法、高能同步輻射法開展了大量內(nèi)部殘余應(yīng)力的無損檢測分析研究[6-10]。由于裝配應(yīng)力測試難度較大，目前關(guān)于裝配應(yīng)力的檢測分析報(bào)道較少，且大多采用理論分析、模擬計(jì)算等方式。謝方琳[11]建立了裝配應(yīng)力的工程估算方法和相關(guān)計(jì)算公式。張宏偉等[12]利用有限元分析來研究螺栓連接多釘載荷的分布，端頭螺栓承載比例最大，其他依 次減小。王興遠(yuǎn)等[13]利用超聲波法檢測了三種過盈量的過盈配合的應(yīng)力分布，實(shí)現(xiàn)了連接力的可靠預(yù)測。短波長特征X射線衍射技術(shù)具有穿透能力強(qiáng)、單色化無強(qiáng)度衰減的優(yōu)點(diǎn)，能夠?qū)崿F(xiàn)內(nèi)部應(yīng)力的無損檢測分析，最大能夠無損檢測40 mm鋁當(dāng)量的樣品。鄭林、張津等[14-18]利用短波長特征X射線衍射技術(shù)對鋁合金板材、鋁合金攪拌摩擦焊接件、孔擠壓強(qiáng)化件、鎂合金板材等材料的內(nèi)部應(yīng)力、織構(gòu)、物相等進(jìn)行了無損檢測分析研究，為相關(guān)工藝的優(yōu)化和基礎(chǔ)研究提供了支撐。

本文聚焦于裝配連接件應(yīng)力狀態(tài)的檢測和控制，無損測定了高強(qiáng)鋁合金模擬裝配件的不同裝配間隙、間隙類型與應(yīng)力狀態(tài)，并力圖找出裝配應(yīng)力狀態(tài)與螺栓緊固前兩種間隙條件之間的關(guān)系。經(jīng)驗(yàn)證明，裝配間隙過大會導(dǎo)致裝配件根部產(chǎn)生較大拉應(yīng)力，容易造成SCC和CFC。

1 實(shí)驗(yàn)

飛機(jī)裝配件采用預(yù)拉伸鋁板制備，本研究設(shè)計(jì)加工的高強(qiáng)鋁合金模擬裝配件采用40 mm厚的7B04-T7451預(yù)拉伸鋁板制備。

1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)

文中RD、TD、ND分別表示預(yù)拉伸鋁板的軋制 方向、橫向和板面法線方向，也就是飛機(jī)零部件加工時(shí)所標(biāo)識的長向、長橫向和高向。力學(xué)性能最差的預(yù)拉伸鋁板在厚度方向受力最易產(chǎn)生裂紋，為此模擬服役中的裂紋產(chǎn)生于下緣條，裂紋走向與RD方向平行且與ND方向垂直，裂紋位于下緣條的ND-RD平面的場景，設(shè)計(jì)的裝配模擬件間隙及其類型如圖2、圖3所示。當(dāng)墻緣條和壁板間存在間隙時(shí)，用螺栓將二者緊固連接到一起時(shí)的夾緊力對緣條根部形成彎矩作用，使得緣條根部上表面ND方向產(chǎn)生較大的拉應(yīng)力，下表面產(chǎn)生較大的壓應(yīng)力。

圖2 矩形裝配間隙及產(chǎn)生的裝配拉應(yīng)力示意 Fig.2 Schematic diagram of rectangular assembly gap and resulted assembly tensile stress: a) the structure of simulation parts, b) the location of crackle

圖3 楔形裝配間隙及產(chǎn)生的裝配拉應(yīng)力示意 Fig.3 Schematic diagram of wedge-shaped assembly gap and resulted assembly tensile stress: a) the structure of simulation parts, b) the location of crackle

裝配模擬件的裝配間隙為0.3 mm和0.5 mm，裝配間隙類型為矩形間隙和楔形間隙，用以研究裝配間隙和裝配間隙類型對裝配應(yīng)力的影響。

1.2 裝配模擬件及其測試部位

用螺栓緊固前，裝配模擬件的間隙分別為0.5 mm矩形間隙、0.3 mm矩形間隙、0.5 mm楔形間隙。

裝配模擬件編號規(guī)則為：第一位數(shù)字為樣品編組，后兩位數(shù)字代表組內(nèi)樣品編號，橫線后第一位數(shù)字為測試點(diǎn)編號，第二位數(shù)字為距表面不同距離編號。測試點(diǎn)1為第3螺栓對應(yīng)靠近R角的位置，以下緣條上表面為基準(zhǔn)，距表面0.5 mm的編號為0，距表面1.5 mm的編號為1（中心層），距表面2.5 mm的編號為2。如測試點(diǎn)401#-10表示測試部位位于第4組01#試樣的1點(diǎn)距A面0.5 mm深度處。

裝配模擬件共5件，緊固螺栓為5排，試驗(yàn)件如圖4所示。101#、102#、201#裝配模擬件均為矩形間隙的裝配模擬件，其中，101#、102#裝配模擬件的裝配間隙ω為0.5 mm，201#裝配模擬件的裝配間隙ω為0.3 mm；401#和402#均為楔形間隙的裝配模擬件，裝配間隙最大處的ω為0.5 mm。測試點(diǎn)位置如圖4所示，被測部位中心點(diǎn)距根部圓弧段1.5 mm，分別布置在距上表面0.5、1.5、2.5 mm處。

圖4 樣品及測試點(diǎn)位置示意 Fig.4 Schematic diagram of sample and test point location

1.3 衍射原理、測試儀器及測試參數(shù)

SWXRD-1000型短波長X射線衍射儀是利用WKα1（波長為0.208 992 ?）射線的強(qiáng)穿透性射入工件內(nèi)部，探測器通過限位狹縫系統(tǒng)定點(diǎn)接收被測試工件內(nèi)部的衍射線，在測試過程中，被測工件的被測試部位始終位于衍射儀圓的圓心（圖5中的衍射體積中心）。

圖5 短波長X射線衍射光路示意 Fig.5 Schematic diagram of short-wavelength X-ray diffraction light path

在樣品臺上進(jìn)行X、Y、Z三維平移運(yùn)動(dòng)，選擇不同的被測試部位，使其中心運(yùn)動(dòng)到衍射儀圓的圓心。不同測試方向的選取是通過轉(zhuǎn)動(dòng)樣品臺上的K角和θ角，從而定點(diǎn)無損測量工件內(nèi)部不同部位在不同方向的WKα1衍射強(qiáng)度。當(dāng)樣品內(nèi)部被測試部位存在應(yīng)力時(shí)，衍射峰會發(fā)生偏移，如圖6所示。內(nèi)部應(yīng)力可根據(jù)衍射峰的偏移量計(jì)算得到。

圖6 短波長特征X射線衍射測試內(nèi)部應(yīng)力原理示意 Fig.6 Schematic diagram of internal stress principle of short-wavelength characteristic X-ray diffraction test: a) diffraction geometry, b) change of diffraction peak

利用西南技術(shù)工程研究所自主研發(fā)的SWXRD- 1000型短波長X射線衍射儀對內(nèi)部應(yīng)力進(jìn)行無損測定，測試電壓為200 kV，測試電流8 mA，輻射的WKα1波長為0.020 899 2 nm，衍射晶面為Al（311）晶面。

1.4 裝配應(yīng)力測定方法及應(yīng)力計(jì)算

采用d0法對裝配應(yīng)力進(jìn)行無損測定。由于下緣條的厚度尺寸遠(yuǎn)小于其長度和寬度，可以假定為平面應(yīng)力狀態(tài)，應(yīng)變NDε、RDε與應(yīng)力 NDσ、RDσ的計(jì)算公式如下：

其中，d為試樣晶面間距；θ為衍射角的一半；λ為X射線的波長；d0為標(biāo)樣晶面間距；Ehkl為（hkl）晶面彈性模量；υhkl為（hkl）晶面泊松比；εND為ND方向應(yīng)變；εRD為RD方向應(yīng)變；σND為ND方向應(yīng)力；σRD為RD方向應(yīng)力。鋁合金Al（311）晶面彈性模量E311=70 200 MPa，泊松比υ311=0.35。圖7為正在無損測定ND、RD方向應(yīng)變的測試照片。

圖7 下緣條ND、RD方向應(yīng)變的測試照片 Fig.7 Test photos of the strain in the ND and RD directions of the root of lower edge of the strip parts: a) ND direction, b) RD direction

2 內(nèi)部應(yīng)力無損測定結(jié)果

間隙值為0.5 mm的101#、102#裝配模擬件各測試部位的內(nèi)部應(yīng)力測試結(jié)果見表1。間隙值為0.3 mm的201#裝配模擬件距表面0.5 mm處的內(nèi)部應(yīng)力測定結(jié)果見表2。間隙值為0.5 mm的401#、402#裝配模擬件距表面0.5 mm處的內(nèi)部應(yīng)力測定結(jié)果見表3。

表1 0.5 mm矩形間隙的裝配模擬件的內(nèi)部應(yīng)力測定結(jié)果 Tab.1 Internal stress measurement results of assembly simulation parts with 0.5 mm rectangular gap

表2 0.3 mm矩形間隙裝配模擬件距表面0.5 mm處的內(nèi)部應(yīng)力測定結(jié)果 Tab.2 Internal stress measurement results of the 0.3 mm rectangular gap assembly simulation part 0.5 mm away from the surface

表3 0.5 mm楔形間隙的裝配模擬件距表面0.5 mm處的內(nèi)部應(yīng)力測定結(jié)果 Tab.3 Internal stress measurement results of assembly simulation parts with 0.5 mm wedge gap 0.5 mm away from the surface

3 分析與討論

3.1 無損測定的內(nèi)部應(yīng)力與設(shè)計(jì)的裝配應(yīng)力

本實(shí)驗(yàn)裝配模擬件設(shè)計(jì)了裝配間隙的大小和類型，以控制加載裝配應(yīng)力及其分布。加載的實(shí)際裝配應(yīng)力還受到各部件的加工誤差、加工變形、預(yù)設(shè)的螺釘擰緊力矩差異、緊固到位的螺母實(shí)際位置、鋁合金材料的彈塑性等因素的影響，以及短波長X射線衍射儀無損測定的裝配應(yīng)力是實(shí)際加載應(yīng)力與下緣條自身殘余應(yīng)力的疊加效應(yīng)。因此，實(shí)際測得的內(nèi)部應(yīng)力與設(shè)計(jì)的裝配應(yīng)力間存在一定的差異。而且，短波長X射線衍射儀無損測定的內(nèi)部應(yīng)力存在±25 MPa的測試誤差，加之采用平面應(yīng)力狀態(tài)模型計(jì)算裝配應(yīng)力會引入計(jì)算誤差。所以，本實(shí)驗(yàn)無損測定的內(nèi)部應(yīng)力與設(shè)計(jì)裝配應(yīng)力的差異源自于裝配的實(shí)際加載誤差、儀器測試誤差、計(jì)算模型以及下緣條自身的殘余應(yīng)力。

因此，即使對于設(shè)計(jì)的裝配間隙大小和類型相同的不同裝配模擬件，無損測定的內(nèi)部應(yīng)力亦存在一定的差異。

3.2 矩形間隙裝配模擬件近根部ND方向的內(nèi)部應(yīng)力及其沿下緣條的厚度分布

測得的101#和102#裝配模擬件近根部ND方向的內(nèi)部應(yīng)力及其沿下緣條厚度的分布如圖8所示。拉應(yīng)力由距上表面0.5 mm處的133.8 MPa和113.7 MPa變化到中間厚度處的60.7 MPa和20.97 MPa，距上表面1.5 mm處，70.0 MPa和61.3 MPa的壓應(yīng)力近似線性分布，考慮到儀器的應(yīng)力測試誤差為±25 MPa，可以認(rèn)為是線性分布。同樣，測得的201#裝配模擬件近根部ND方向的內(nèi)部應(yīng)力及其沿下緣條厚度的分布如圖9所示，也可以認(rèn)為是線性分布。與裝配應(yīng)力的仿 真計(jì)算結(jié)果對比，無損測定近根部ND方向的內(nèi)部應(yīng)力及其沿下緣條的厚度分布與仿真計(jì)算結(jié)果一致。可以認(rèn)為，短波長特征X射線衍射技術(shù)能夠?qū)︿X合金裝配件內(nèi)部應(yīng)力及其分布進(jìn)行無損測定和表征。

圖8 101#和102#試樣1點(diǎn)ND方向內(nèi)部應(yīng)力及其沿下緣條厚度的分布 Fig.8 Internal stress of samples 101# and 102# in the ND direction at 1 point and their distribution along the thickness of the root of lower edge of the strip parts

圖9 101#和102#試樣1點(diǎn)ND方向內(nèi)部應(yīng)力平均值與201#試樣ND方向內(nèi)部應(yīng)力對比 Fig.9 Comparison of the internal stress in the ND direction at 1 point of samples 101# and 102# and the internal stress in the ND direction of sample 201#

3.3 三種不同裝配模擬件拉應(yīng)力ND的大小排序及分析討論

由三種不同裝配模擬件的拉應(yīng)力σND的無損測定結(jié)果可知，裝配模擬件近根部處下緣條距其上表面0.5 mm處的拉應(yīng)力σND大小排序?yàn)椋?.5 mm矩形間隙裝配模擬件>0.3 mm矩形間隙裝配模擬件>0.5 mm楔形間隙裝配模擬件。

設(shè)計(jì)的裝配模擬件近根部ND方向的裝配應(yīng)力σND與裝配間隙ω之間的關(guān)系如下所示：

式中，對于設(shè)計(jì)的裝配模擬件而言，k是常數(shù)，t是加載螺母靠根部處到壁板的距離。（5）式表明，裝配模擬件近根部處ND方向的裝配拉應(yīng)力σND正比于加載時(shí)的間隙ω同加載螺母根部處到壁板距離t的平方之比。

螺栓擰緊裝配模擬件加載裝配應(yīng)力的簡圖見圖10。其中，ω螺母是實(shí)際加載時(shí)的間隙，t為螺栓緊固處與固定支撐點(diǎn)之間的距離，α角為螺釘旋轉(zhuǎn)角度，逆時(shí)針為正。

圖10 裝配模擬件螺栓加載示意 Fig.10 Schematic diagram of bolt loading of assembly simulation part, (a) wedge-shaped gap; (b) enlarged view of the wedge-shaped gap; (c) rectangular-shaped gap; (d) enlarged view of near nut for the rectangular-shaped gap

由于裝配模擬件近根部處ND方向的裝配拉應(yīng)力σND正比于實(shí)際裝配間隙ω螺母與加載螺母靠根部處到壁板距離t的平方之比。因此，三種不同裝配模擬件的裝配應(yīng)力亦正比于實(shí)際裝配間隙ω螺母與加載螺母靠根部處到壁板距離t的平方之比。根據(jù)應(yīng)力加載幾何和公式（5），以及表1—表3，得出三種不同裝配模擬件測試點(diǎn)裝配應(yīng)力的理論計(jì)算結(jié)果的相對比值與實(shí)際無損測定σND的相對比值，結(jié)果見表4。

表4 不同裝配模擬件測試點(diǎn)裝配應(yīng)力的理論計(jì)算與實(shí)際無損測定的σND比值 Tab.4 The relative ratio of calculated σND and measured σND for measuring points of assembly simulation parts

對于矩形間隙的101#、102#和201#裝配模擬件，101#和102#件的實(shí)際間隙ω螺母均為0.5 mm，螺栓緊固處與固定支撐點(diǎn)之間的距離t分別為12.04、12.20 mm。101#和102#下緣條距上表面距離0.5 mm近根部處ND方向的拉應(yīng)力σND分別是133.8、113.7 MPa，其平均拉應(yīng)力為123.8 MPa。201#的實(shí)際間隙ω螺母為0.3 mm，螺栓緊固處與固定支撐點(diǎn)之間的距離t為12.00 mm，測得下緣條距上表面距離0.5 mm近根部處ND方向的σND是80.8 MPa的拉應(yīng)力。在下緣條距上表面距離0.5 mm近根部處ND方向，無損測得101#和102#件的平均拉應(yīng)力與201#件的拉應(yīng)力的比值為0.653，按照式（5）計(jì)算得出的裝配拉應(yīng)力比值為0.612，兩者比值相差4.1%。

對于楔形間隙的401#和402#裝配模擬件，實(shí)際間隙ω螺母分別為0.1686、0.1671 mm，螺栓緊固處與固定支撐點(diǎn)之間的距離t分別為11.80、11.70 mm，測得下緣條距上表面距離0.5 mm近根部處ND方向的拉應(yīng)力σND分別是68.8、39.5 MPa，其平均拉應(yīng)力為54.2 MPa。在下緣條距上表面距離0.5 mm近根部處ND方向，無損測得401#和402#件的平均拉應(yīng)力與101#和102#件的平均拉應(yīng)力的比值為0.44，按照式（5）計(jì)算得出的裝配拉應(yīng)力比值為0.36，兩者比值相差8%。

由以上分析可知：三種不同裝配模擬件的裝配拉應(yīng)力大小排序與無損測定的拉應(yīng)力σND大小排序一致。而且，從上述計(jì)算結(jié)果還可以看出，實(shí)際裝配間隙ω螺母越小，不同裝配間隙件測定裝配應(yīng)力的比值與理論比值相差越大。究其原因在于作為試驗(yàn)件的下緣條存在殘余應(yīng)力，測得的是疊加了下緣條殘余應(yīng)力的總應(yīng)力，而式（5）中計(jì)算得出的應(yīng)力不包括下緣條的殘余應(yīng)力，螺栓緊固處產(chǎn)生的裝配應(yīng)力越小，受到下緣條自身存在殘余應(yīng)力的影響越小。參見3.1小節(jié)可知，考慮到裝配模擬件實(shí)際裝配應(yīng)力與設(shè)計(jì)的理想加載應(yīng)力存在一定的差異，以及儀器的應(yīng)力測試誤差為±25 MPa，可以認(rèn)為，無損測定的裝配模擬件近根部ND方向內(nèi)部應(yīng)力反映了客觀實(shí)際，再次佐證了利用短波長特征X射線衍射技術(shù)能夠無損測定和表征鋁合金裝配件的內(nèi)部應(yīng)力。

3.4 高強(qiáng)鋁合金裝配件SCC&CFC的裝配應(yīng)力影響

敏感材料、敏感介質(zhì)和一定應(yīng)力這三個(gè)要素同時(shí)存在會發(fā)生環(huán)境敏感開裂（ESC）[19]。高強(qiáng)鋁合金在腐蝕介質(zhì)Cl?和拉應(yīng)力同時(shí)作用下易發(fā)生SCC[20-22]及CFC。在飛機(jī)服役中，發(fā)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)身高強(qiáng)鋁合金機(jī)加連接件的緣條根部處有較多非典型裂紋。之所以稱其為非典型裂紋，是因?yàn)樵擃惲鸭y方向與主受力方向平行，正常使用時(shí)，垂直裂紋方向的拉應(yīng)力很小，不應(yīng)該發(fā)生應(yīng)力腐蝕開裂和腐蝕疲勞開裂，不應(yīng)該出現(xiàn)較多的該類裂紋。

研究發(fā)現(xiàn)，高強(qiáng)鋁合金機(jī)加連接件的加工變形較大，存在較大裝配間隙，在隨后的機(jī)身裝配過程中，在螺栓擰緊力矩的作用下，會產(chǎn)生較大的裝配應(yīng)力，促進(jìn)了服役中的該連接件發(fā)生SCC&CFC。裂紋斷口分析表明，該斷口呈沿晶斷裂特征，斷口面吸附了SCC&CFC的敏感介質(zhì)Cl?。可以認(rèn)為，這種出現(xiàn)非典型裂紋的高強(qiáng)鋁合金裝配件發(fā)生了SCC&CFC。

本實(shí)驗(yàn)的裝配應(yīng)力無損測定結(jié)果表明，裝配間隙的存在將產(chǎn)生較大的拉應(yīng)力，0.5 mm矩形裝配間隙使得下緣條根部上表層產(chǎn)生高達(dá)110 MPa及以上的拉應(yīng)力，這與服役飛機(jī)機(jī)身螺接件出現(xiàn)較多非典型裂紋的部位吻合。此外，產(chǎn)生拉應(yīng)力的大小與裝配間隙的大小成正比。為了避免緣條根部發(fā)生SCC&CFC而導(dǎo)致非典型裂紋的產(chǎn)生，減小裝配間隙是關(guān)鍵。無論螺接件是矩形間隙還是楔形間隙，在擰緊螺栓到位后，產(chǎn)生的拉應(yīng)力大小主要取決于加載前螺母靠根部處的裝配間隙與螺母靠根部處到壁板的距離之比，比值越小，產(chǎn)生的拉應(yīng)力越小。

綜上所述，減小螺母靠根部處的裝配間隙ω螺與螺母靠根部處到壁板距離t的比值，將減小拉應(yīng)力，減少或避免SCC&CFC的發(fā)生和非典型裂紋的產(chǎn)生。

4 結(jié)論

1）短波長特征X射線衍射技術(shù)能夠無損測定和表征鋁合金裝配件內(nèi)部應(yīng)力及其分布。

2）裝配間隙使下緣條根部上表層產(chǎn)生較大拉應(yīng)力，與服役飛機(jī)機(jī)身螺接件出現(xiàn)較多非典型裂紋的部位吻合。

3）0.5 mm矩形裝配間隙使得下緣條根部上表層產(chǎn)生高達(dá)110 MPa及以上的拉應(yīng)力。

4）矩形間隙裝配件下緣條根部上表層的拉應(yīng)力大于相同間隙值的楔形間隙裝配件下緣條根部上表層的拉應(yīng)力，而且，裝配間隙越小，產(chǎn)生的拉應(yīng)力越小。

5）減小螺母靠根部處的裝配間隙與螺母靠根部處到壁板距離的比值，將減小裝配件的拉應(yīng)力，減少或避免SCC&CFC的發(fā)生和非典型裂紋的產(chǎn)生。