高鎖螺栓孔進R 區的對接結構疲勞試驗研究

黃志榮，張學友，殷姿，刁春濤，聞捷

（上海飛機設計研究院制造支持工程部，上海201210）

0 引 言

民用飛機結構是經過零件到組件、組件到大組件、大組件到部段以及部段對接等過程進行逐級裝配的，因此對接結構以及R 區細節在民用飛機中隨處可見。在民用飛機生產過程中，種種難以預見的原因會使產品與設計構型不完全一致，例如，由于空間限制、視線遮擋、手工定位偏離等諸多原因，出現緊固件孔靠近或者進入對接結構R 區的情況，進而造成緊固件無法按設計要求安裝。在換新超差零件存在困難的情況下，對于高鎖螺栓連接的對接結構，可以考慮在R 區加弧形墊。牛春勻推薦了該修理方案，但是沒有給出定量的強度評估方法。高鎖螺栓孔進R 區加弧形墊修理后，高鎖螺栓的許用載荷及連接結構的承載面積沒有明顯變化，因此對靜強度的影響很小。在疲勞方面，R 區是結構過渡區域，承受載荷時在R 區可能有應力集中，緊固件孔在結構中也存在應力集中，緊固件孔靠近R 區后，兩者應力集中可能會相互疊加，因此可能會降低結構的疲勞壽命；此外，緊固件靠近R 區后，無法實現標準安裝，會對連接細節的疲勞性能產生影響。因此有必要對該問題開展疲勞影響研究。

R.H.Oskouei 等通過有限元法分析了螺栓連接結構在不同螺栓預緊力和載荷作用下的應力場，得到了螺栓預緊力增加時連接結構應力集中減小而疲勞壽命增加的結論；王旭等通過有限元分析機翼壁板螺栓連接的應力分布并結合Miner線性累積損傷準則計算連接件的疲勞壽命，計算結果與試驗結果吻合性較好。但是高鎖螺栓與連接件孔之間配合關系屬于過渡配合，上述研究沒有考慮配合關系對連接疲勞壽命的影響。

G. M. Vallieres 等通過有限元分析及試驗，研究了干涉配合連接作用下及干涉配合連接與冷擠壓共同作用下7075-T6 鋁合金孔板不同邊距下的疲勞壽命，分析了疲勞壽命提高的機理；周笛從理論上分析了高鎖螺栓干涉配合的強化機理，通過試驗驗證了合適的干涉可以提高疲勞壽命，并通過有限元法分析了干涉配合的疲勞強化機理。但是上述研究未能定量給出緊固件與孔的干涉量對連接結構疲勞壽命影響的規律。

張若夫對 Fe-Mn-Si 記憶合金螺栓/6061-T651 鋁合金的干涉連接進行疲勞試驗研究并使用Ansys workbench 中的“Fatigue Tool”工具對連接件進行疲勞分析，仿真結果和疲勞試驗結果差異在合理范圍內；鄭捷等分別采用試驗和理論分析的方法對飛機梁結構連接件疲勞壽命進行預測，建立了含有柔—柔接觸與預緊力的飛機三維梁結構連接件的有限元模型，將有限元分析結果導入Femfat 疲勞壽命計算軟件中，計算結果與試驗結果一致性較好。然而有限元及疲勞計算軟件輸出結果的準確性很大程度上取決于輸入定義的合理性，因此往往需要根據實際情況修正輸入才能得到準確的分析結果，目前對于緊固件孔進R 區這類非標準連接是缺乏試驗數據的。

除了有限元法外，有試驗數據支持的工程算法也是一種重要的強度分析方法。鄭曉玲等認為一般民用飛機結構的疲勞分析適合采用應力疲勞分析方法，給出了一種快速的應力疲勞分析方法——細節疲勞額定（Detail Fatigue Rating，簡稱DFR）值法，并根據典型飛機結構的試驗或外場數據總結了典型結構細節疲勞額定值的計算方法，但沒有考慮緊固件孔進R 區這類裝配超差的情況。

本文通過疲勞試驗研究對接結構高鎖螺栓孔進R 區（平行載荷方向）加弧形墊對結構細節疲勞額定值的影響，首先借助有限元法進行試驗設計，然后參考相關標準和文獻的方法進行試驗，最后通過與工程算法的對比驗證試驗結果的合理性，以期為后續評估類似工程問題提供參考。

1 研究對象

對接結構中R 區細節，有R 區與載荷方向平行和R 區與載荷方向垂直等情況，如圖1 所示。正常連接結構要求緊固件孔與R 區下邊緣有足夠的距離以保證緊固件的標準連接，緊固件孔進R 區是指緊固件孔邊緣已經進入了R 區下邊緣，如圖2所示。

圖1 R 區與載荷方向示意圖Fig.1 Load direction and bend radius

圖2 緊固件孔進R 區示意圖Fig.2 The fastener hole interferes with bend radius

R 區與載荷方向平行、垂直兩種結構形式，傳載方式差異較大，高鎖螺栓孔進R 區對兩種結構疲勞品質的影響差異也可能較大，本文僅研究R 區與載荷方向平行的形式。

2 試驗件設計

2.1 試驗件形式

為了減小試驗數據的分散性和增加試驗結論的適用性，在試驗件設計中有必要對實際結構進行簡化。試驗件采用雙剪連接的形式，試驗板通過兩排6 個高鎖螺栓連接，如圖3 所示。

圖3 試驗件形式Fig.3 Fatigue test specimen

為了確保試驗件在包含R 區細節的帶板先破壞，采用兩個措施：一是保證中間基板工作應力小于上、下帶板，因此基板橫截面積大于上、下帶板橫截面積之和；二是基板材料采用疲勞性能較好的2000 系列鋁合金，帶板材料采用疲勞性能較低的7000 系列鋁合金。

2.2 試驗件參數

基于有限元法，分析R 區尺寸、緊固件孔直徑、帶板厚度對緊固件孔進R 區（平行載荷方向）結構應力集中系數的影響。為了科學合理地通過少量計算工作得到具有代表性的結論，使用正交表確定算例，需要分析的參數如表1 所示。

表1 需要分析的參數Table 1 Parameters needing analysis

根據表1 的分析參數，正交表L（3）可以滿足分析要求，經計算得到各組算例（緊固件孔進R 區的尺寸均為1.0 mm）的應力集中系數，結果如表2所示，其中應力集中系數為帶板危險截面處孔邊軸向應力與帶板端面軸向均勻分布面載荷的比值。

表2 各組應力集中系數Table 2 Stress concentration factor of each group

計算應力集中系數的有限元模型及應力分布如圖4 所示，有限元模型的建模說明如下：根據試驗件的對稱性，建立試驗區1/4 模型并使用C3D8R 單元劃分網格；零件模型之間接觸面屬性定義為法向硬接觸、切向無摩擦；基板一側端面約束6 個自由度，帶板一側端面約束除軸向外的5 個自由度并施加軸向均勻分布面載荷。

圖4 用于應力集中系數計算的有限元模型Fig.4 Finite element model of stress concentration factor calculation

從表2 和圖4 可以看出：R 區尺寸、緊固件尺寸、板厚度對緊固件孔進R 區結構應力集中的影響不顯著，最大差異在3.61%以內。

基于有限元法，分析緊固件孔與R 區距離對結構應力集中的影響，有限元模型與圖4（a）類似，分析緊固件孔與R 區距離的3 種狀態，具體如表3 所示，其中R 區尺寸為5.0 mm，緊固件孔直徑為5.0 mm，帶板厚度為1.6 mm。

表3 緊固件孔與R 區距離Table 3 Distance between fastener hole and bend radius

通過計算得到三種狀態下應力集中系數分別是 3.13、3.11 和 3.26，因此緊固件與 R 區的距離對結構應力集中的影響也不顯著，最大差異3.72%，并且在緊固件孔遠離R 區的狀態下高應力區域較大。

通過以上分析可知，R 區與載荷平行的對接結構中，緊固件進R 區對結構的應力集中系數影響較小。但是緊固件的非標準連接可能會對結構的疲勞品質產生影響，因此該類超差還是有研究的必要。只需進行嚴重超差情況（根據實際生產情況確定）和標準連接情況的對比試驗，就可以用試驗結論覆蓋具體的型號問題。根據某型號民用飛機實際情況，緊固件進R 區超差中比較嚴重的情況是：類似圖1 的R 區與載荷平行的對接結構中，R區尺寸為5.0 mm，緊固件為高鎖螺栓HST12AG6（緊固件孔名義直徑為4.76 mm），螺栓孔進對接接頭R 區 1 mm。

因此，規劃三組試驗研究該類超差對結構細節疲勞額定值的影響。各組試驗件尺寸與表3 類似，不同的是緊固件孔直徑為高鎖螺栓HST12AG 6 的孔直徑；另外，第 1、2、3 組的組名分別定為對照組、中間組、嚴重超差組。

3 試驗實施

3.1 試驗載荷

試驗載荷形式借鑒 HB 7110-94，試驗件破壞壽命控制在（1.5～3.5）×10次循環左右，試驗載荷為軸向等幅載荷（正弦波形），應力比為0.06，試驗頻率為9～130 Hz。

關于對照組的初始試驗載荷，首先根據文獻［10］第229～230 頁中的雙剪接頭（被插入件）計算試驗件危險細節的疲勞額定值，然后采用“單點法”結合理論細節疲勞額定值反推試驗件的工作應力，最后根據截面面積計算工作載荷。初始試驗載荷只是參考，最終試驗載荷需要根據預試結果進行調整，保證試驗件破壞壽命在合適的范圍內。

另外兩組試驗，借鑒對照組載荷，通過預試進行調整。根據估算的初始試驗載荷，本文選擇試驗機INSTRON8872 進行試驗。

3.2 試驗數據處理方法

對初始試驗數據，采用兩種方式剔除異常結果：一是疲勞壽命特別大或者特別小的數據直接剔除；二是采用肖維納（Chauvenet）準則剔除不在同一樣本的數據，使試驗結果更合理。

3.3 試驗結果及分析

試驗件均在帶板危險截面處破壞。通過斷口判讀的方式分析裂紋擴展過程，裂紋在緊固件的孔邊萌生，裂紋萌生壽命占總壽命的70%以上，裂紋長度為0.5 mm 時的壽命占總壽命的80%以上，試驗件在裂紋長度達到5.0 mm 后很快發生失穩性破壞。根據文獻［10］第209 頁的細節疲勞額定定義及疲勞理論，以出現裂紋作為疲勞壽命的終點，因此本文以裂紋萌生壽命，即總壽命的70%作為試驗件壽命用于計算細節疲勞額定試驗值。計算方法是結合試驗件壽命有效數據、試驗件上實測遠場工作應力，采用文獻［10］第六、七章的“單點法”計算得到試驗件的細節疲勞額定值。其中，經過數據處理得到對照組的細節疲勞額定值為102.27 MPa。

將緊固件與R 區干涉組的細節疲勞額定值與對照組的細節疲勞額定值的比值定義為緊固件與R 區干涉系數，符號用R′表示，對照組、中間組、嚴重超差組的R′分別為1.00、1.01、0.90。中間組相比對照組，細節疲勞額定值沒有下降；嚴重超差組相比對照組，細節疲勞額定值下降9.82%。結合本文2.2 節的應力集中分析可知，緊固件孔進R 區后，立邊的加強作用減小了高應力區域，結構細節疲勞額定值增加，但緊固件的非標準連接使細節疲勞額定值下降，兩個因素對細節疲勞額定值影響一增一減，哪個因素起主導作用由緊固件孔與R區的距離決定。

4 試驗結果對比

4.1 驗證方法的選擇

通過有限元方法，建立三維實體模型分析試驗件的應力場并結合疲勞累積損傷理論分析疲勞擴展壽命，但是遇到以下困難（包括但不限于）：一是連接板之間以及連接板與高鎖螺栓之間的面面接觸參數和高鎖螺栓的預緊力與試驗件真實情況難以一致，而這些參數對分析結果有一定影響；二是難以模擬高鎖螺栓真實的干涉量，但是這對試驗件疲勞壽命也有著重要的影響；三是試驗件的裝配質量和工藝體系相關，產品的裝配質量對疲勞壽命也會有影響，有限元分析對象一般是經過簡化的理想情況，難以和某個型號的工藝體系保持一致。因此，對于按特定工藝規范制造的試驗件，通過有限元等方法準確地計算出連接結構疲勞品質的難度是比較大的。

為了驗證試驗結果的合理性，采用文獻［10］的算法計算對照組的細節疲勞額定值，用于分析試驗結果和經過驗證的工程算法結果的一致性。

4.2 工程算法計算細節疲勞額定值

釘載分配是計算連接結構細節疲勞額定值的重要一步，通過有限元法計算釘載分配。對接結構中釘載分配主要由連接本體和緊固件的剛度決定，在保證剛度準確的情況下可以使用簡化的有限元模型。釘載計算的有限元模型及緊固件編號如圖5 所示，釘載分配計算結果如表4 所示。

圖5 釘載分配有限元模型Fig.5 Finite element model of bolt-load distribution

表4 釘載分配計算結果Table 4 Bolt-load distribution

該有限元模型的建模說明如下：將連接板簡化為殼單元并使用S4R 單元劃分網格；緊固件簡化為彈簧元，其中緊固件的柔度系數參考文獻［16］確定；在基板夾持端一側殼單元邊界上約束6個自由度，在帶板夾持端一側殼單元邊界上約束除軸向外的5 個自由度并施加軸向均勻分布線載荷。

根據釘載分配、結構形式、幾何尺寸、材料參數及連接細節特征，可以通過工程算法計算出該連接的細節疲勞額定值。首先，根據文獻［10］第229～232 頁的插入件雙剪接頭、被插入件雙剪接頭分別計算基板、帶板處危險細節載荷傳遞系數；其次，根據試驗件連接細節在文獻［10］第243～271 頁及第220 頁選擇各修正系數

A

、

B

、

C

、

D

、

E

、

U

和構件疲勞額定系數

R

；然后，根據帶板與基板總載荷進行參考剖面修正；最后，計算基板、帶板處危險細節疲勞額定值，計算結果如表5 所示。

表5 細節疲勞額定值計算結果Table 5 Results of detail fatigue rating values

4.3 試驗結果與型號經驗數據對比

根據表5，工程算法的結果顯示試驗件將在帶板第一個緊固件剖面處破壞，與試驗結果完全一致，如圖 6 所示。

圖6 試驗件破壞剖面Fig.6 Failure cross section of specimen

比較本文3.3 節對照組和4.2 節中相應標準連接的細節疲勞額定值（上/下側帶板），試驗值比工程算法計算值高8.38%，差異在合適的范圍內。

5 結 論

（1）高鎖螺栓孔進R 區（平行載荷方向）加弧形墊的對接結構中，緊固件孔進R 區對結構應力集中系數影響很小，但緊固件非標準連接對結構細節疲勞額定值有一定的影響。緊固件安裝的非標準程度沒有高鎖螺栓HST12AG6 進入R 區（R 區尺寸為5 mm）1 mm 的情況嚴重，結構細節疲勞額定值下降在10%以內。

（2）本文試驗對照組與工程算法結果的破壞形式一致，細節疲勞額定值差異在合理范圍內，試驗結果具有一定可信度。因此，本文的方法和結果在工程應用上具有一定的參考性。