大型飛機壁板無頭鉚釘干涉連接技術*

西北工業(yè)大學機電學院 王仲奇 常正平 郭飛燕 康永剛 李 暉

中航飛機西安飛機分公司 羅 群 劉博峰

大型飛機通常是指起飛總質(zhì)量超過100t的軍民用大型運輸機和150座級以上的大型客機，具有尺寸大、高可靠性及長壽命（大型客機飛行壽命為90000h）等特點[1]。隨著我國大型飛機設計與制造技術的發(fā)展，飛機的裝配質(zhì)量也有了新的提高。為保證飛機輕量化、長壽命、高可靠性和氣密、油密性的要求，無頭鉚釘、高鎖螺栓和冠頭鉚釘?shù)刃滦瓦B接方式在大型飛機裝配中得到了廣泛的應用[2]。

由于干涉配合鉚接的鉚釘能緊密地充滿釘窩及釘孔，并使釘孔均勻而適量地脹大，形成釘桿對釘孔的“支撐效應”，所以干涉配合鉚接在疲勞壽命和密封性方面優(yōu)于普通鉚接[3]，大型客機C919和支線客機ARJ21在機翼壁板鉚接裝配中大量使用無頭鉚釘干涉連接，以滿足連接質(zhì)量要求。隨著對飛機制造效率及精度需求的不斷提高，以自動鉆鉚系統(tǒng)為代表的自動化連接設備在壁板裝配中得到了大量應用，尤其在無頭鉚釘干涉連接過程中必須盡可能使用自動化設備。本文主要從無頭鉚釘干涉連接技術和設備應用兩方面展開討論。

無頭鉚釘連接工藝流程

無頭鉚釘是一種沒有鉚釘頭的實心圓桿干涉鉚釘，具有以下優(yōu)點：（1）鉚接后沿鉚釘桿全長可形成較均勻的干涉配合，成倍地提高連接結構的疲勞壽命。（2）采用無頭鉚釘干涉配合的鉚接，能夠可靠地保證鉚釘自身的密封性[4]。無頭鉚釘安裝過程必須依靠自動化安裝設備，才能符合設計技術要求，實現(xiàn)壁板穩(wěn)定的、高質(zhì)量的連接。對單個鉚釘連接過程而言，其主要工藝流程包括定位、夾緊、制孔、锪窩、放釘、鉚接和銑平，如圖1所示。

圖1 無頭鉚釘自動鉆鉚安裝工藝流程

無頭鉚釘干涉連接技術

無頭鉚釘連接過程中不僅鉚釘鐓粗變形，被連接件也因釘桿膨脹和鐓頭擠壓產(chǎn)生不同程度的變形，同時，被連接件多為薄壁件，剛度小、易變形，大量的鉚釘連接使薄壁件產(chǎn)生更加復雜的裝配變形和殘余應力，增加了連接結構的脆性，降低了飛機的疲勞壽命。因此，開展無頭鉚釘干涉連接方面的技術研究，對大型飛機壁板的精準裝配和使用壽命的提高有重要作用，其中應力應變分析是研究的基礎。

1 應力應變分析

連接結構主要分為鉚釘和被連接件兩部分（壁板、長桁等），因此應力應變的分析對象包括鉚釘和被連接件。目前對于連接結構的應力應變分析主要圍繞被連接件展開，而針對鉚釘?shù)难芯縿t較少。研究方法主要包括理論分析、數(shù)值模擬和試驗研究，并取得了不少有價值的研究成果。

1.1 鉚釘應力應變分析

由于鉚接過程屬于復雜的非線性過程，很難定量地描述其成形過程。美國威奇塔州立大學Li[5]結合塑性成形體積不變原理，將無頭鉚釘安裝的過程簡化為圓柱體等體積成形過程A0h0=A1h1=A2h2= …=Amhm，如圖2所示，利用主應力法建立了鉚釘?shù)妮S向應力σz和徑向應力σr理論公式：

其中,σy為屈服強度，μ為摩擦系數(shù)，并得出了壓鉚力計算公式：

但該過程中沒有考慮干涉量，鐓頭形狀并非為標準圓柱體的實際情形。

俄國學者Malinin通過小彈塑性變形理論建立了被連接件殘余應力數(shù)學模型，Shishkin[6]在該基礎上研究了鉚釘與被連接件間的接觸載荷，將鉚接過程中的接觸載荷分為加載和卸載兩類，分別為q0和q1，并在體積不變假設條件下，得到了鉚釘?shù)妮S向應力σr（2）（a）和切向應力σt（2）（a）表達式，具體參數(shù)參考文獻[6]。

圖2 無頭鉚釘安裝過程

式中，E為材料彈性模量，C為塑性區(qū)半徑，ω為徑向擴張比例，

為變形曲線系數(shù)，σ(B)、σ(S)分別為材料最終強度和ε屈ε(B(B)服E)E強--σ度σ(，S(1S))代表被連接件參數(shù)，2表示鉚釘參數(shù)。兩種表示方式：（1）絕對干涉量a；（2） 相對干涉量100%，其中a為配合前孔的半徑，a1為干涉配合后孔的半徑。

法國學者Blanchot等[7]利用15°扇形切片模型、二維軸對稱模型和三維對稱模型分別模擬鉚接過程，發(fā)現(xiàn)3種模型模擬得出的應力應變場分布一致，從而可應用費時最少的模型來進行鉚接過程模擬。

夏平等[8]將鉚釘成形過程看成圓盤類零件的模鍛過程，定性分析了鉚接過程中鉚釘?shù)膽儬顟B(tài)變化；劉平[9]將鐓頭成形過程看作圓柱體鐓粗過程，基于基元板列平衡微分方程，通過與屈服準則聯(lián)立求解鉚接力，并根據(jù)塑性應變將鐓頭成形區(qū)分為難變形區(qū)、大變形區(qū)和小變形區(qū)。

1.2 壁板應力應變分析

對壁板應力應變理論分析，Li[5]將鉚接后壁板受力簡化為厚壁筒內(nèi)外受均勻的壓力、鐓頭覆蓋區(qū)受軸向的壓力，單元受力分析如圖3所示，得出了其徑向和周向應力表達式，以及軸向力均布作用下的表達式，但該理論沒有考慮無頭鉚釘連接干涉量和徑向應力沿軸向分布不均的情形，對于此問題，目前還沒有較好的解決方法。

無頭鉚釘在大型飛機壁板使用中需滿足一定的干涉量要求，干涉量

式中，pr為鉚釘與孔的接觸壓力，pz為鐓頭與被連接件之間的接觸壓力，Re為鐓頭直徑，r0為鉚釘初始直徑。

吳森[10-11]同樣根據(jù)厚壁筒理論，以平面應變、有限邊界情況和理想彈塑性材料的假設進行了干涉配合緊固件孔的彈塑性分析，給出了便于分析計算彈性極限干涉量，塑性區(qū)半徑，彈、塑性區(qū)內(nèi)的徑向和軸向應力分布的參數(shù)方程。當干涉配合處于彈性階段時，其應力分布模型為：

彈性極限干涉量為：

當處于塑性配合時，孔邊應力分布模型在彈性區(qū)內(nèi)為：

圖3 厚壁筒受力分析圖

在塑性區(qū)內(nèi)為：

式中，E、υ為材料的彈性模量和泊松比，σs為材料屈服強度，ρ為干涉配合的塑性半徑。

加拿大學者Li等[12-15]應用中子衍射技術、微應變測量方法研究了鉚接過程及其搭接結構在受力作用下的殘余應力應變場分布，然后與數(shù)值模擬結果相比較得出，有限元分析得到的應力應變結果和試驗得到的基本一致，應力應變在板料厚向和徑向為非線性不均勻分布；同時研究了配合間隙和摩擦系數(shù)對單排三釘搭接結構應力應變分布的影響，結果表明，配合間隙減小，殘余應力增大，孔邊應力最大位置也隨之改變，如圖4所示。

圖4 無頭鉚釘鉚接應力場分析

波蘭學者Wronicz等[16]利用X射線衍射儀和微應變片測量了鉚接過程中被連接件的應力應變，并與FEM計算結果進行了比較。結果顯示，較高的壓鉚力和帶鉚接補償?shù)你T釘具有更高的應力和應變，故認為在鉚接孔附近存在高的應力和應變梯度。

Atre等[17]應用有限元法研究了鉚接過程中密封劑和殘留切屑對干涉連接質(zhì)量和殘余應力的影響，得出密封劑增加了孔間的殘余圓周應力。

德國學者Baha II等[18]研究了平錐頭鉚釘?shù)陌惭b過程，分析鉚接力、釘孔配合間隙、摩擦系數(shù)和鉚釘長度對被連接件接觸面間殘余應力狀態(tài)和殘余接觸壓力的影響，認為鉚接力和鉚釘長度對徑向殘余應力影響較大，摩擦系數(shù)對鐓頭形狀影響顯著，但對殘余應力分布影響不大。

2 鉚接變形分析

2.1 鉚釘變形分析

鉚釘鐓頭尺寸被視為衡量連接質(zhì)量的重要標志，鉚釘變形分析一般主要圍繞如何形成合格鐓頭尺寸展開。其中鉚接力是最重要的影響因素，它不僅影響最終成形的鐓頭尺寸，也對連接件的應力應變場分布有重要作用。

荷蘭代爾夫特理工大學Rijck等[19]研究認為鐓頭尺寸可視為衡量飛機疲勞壽命的重要標志，其改變了被連接件受力時的應力應變場分布，并基于假設：（1）鉚釘與釘孔間隙為零，即沒有材料通過塑性流動進入釘孔；（2）鐓頭形狀為標準圓柱狀，即釘孔外面的材料形成鉚釘?shù)溺咁^，構建了鉚接力與鉚釘鐓頭直徑D和高度H的理論關系。

式中，D0、H0分別為釘孔外鉚釘部分初始直徑和高度，K、n分別為材料強度系數(shù)和硬化指數(shù)。

威奇塔州立大學 Cheraghi[20]利用數(shù)值方法和統(tǒng)計方法分析了鉚接力、鉚釘長度、鉚釘直徑和孔徑間的尺寸公差對鉚接質(zhì)量的影響。研究表明，在使用推薦的锪窩尺寸鉚接時，大部分鉚釘成形后因與被連接件之間存在間隙而不符合質(zhì)量要求；在一定鐓頭尺寸要求下，減小沉頭窩深度，能適當允許增加鉚釘孔和鉚釘?shù)某叽缙?，并增大鉚接力。

Kelly等[21]應用有限元軟件仿真了軸對稱模型下鉚釘?shù)陌惭b過程，準確地預測了鉚接成形力。Chen 等[22]研究發(fā)現(xiàn)鉚接過程中位移加載曲線的兩個拐點分別對應于鉚釘材料的屈服點和鉚釘與釘孔接觸位置，并開發(fā)了一種參數(shù)化三維有限元鉚接模型，可實現(xiàn)快速計算。

Zhang等[23]依據(jù)鉚釘?shù)淖冃螌T接過程劃分為彈性、塑性和回彈3個階段，建立了相應的力學模型，并利用有限元仿真進行驗證，但該過程沒考慮被連接件的變形情況。牟偉強[24]、宋丹龍等[25]分別利用冪指數(shù)硬化理論和主應力法建立了無頭鉚釘在金屬構件、CFRP/A1復合構件壓鉚過程中的壓鉚力計算公式，但沒涉及被連接件存在干涉量的情形。

2.2 壁板變形分析

鉚接過程中，由于釘桿在長度方向沿徑向變形不均勻，造成鉚釘孔沿軸向膨脹不均，同時受到鐓頭的擠壓作用，使釘孔周圍產(chǎn)生一定的變形，大量的鉚釘連接使壁板產(chǎn)生更加復雜的裝配變形。目前對于被連接件的變形研究主要集中于其在受力狀態(tài)下的變形情況，而對鉚接過程本身引起的變形研究較少。

Markiewicz[26]利用圓板和正方形板研究了鉚接過程的成形機理，并依據(jù)被連接件應變隨時間變化將鉚接過程分為7個階段。

Bedair[27]研究了薄壁拼接結構受載時因載荷分配不均而產(chǎn)生的復雜應力應變場分布，發(fā)現(xiàn)由于載荷分配不均引起的面內(nèi)彎曲應力會導致連接件產(chǎn)生波浪式起伏，如圖5所示。

Aman等[28]研究了單排3釘?shù)你T接順序、鉚釘間距和被連接件之間的間隙對鉚接質(zhì)量的影響，得出隨著鉚釘間距增大，鉚接順序?qū)Ρ贿B接件的膨脹變形和殘余應力的影響可忽略不計，但鉚釘間距和鉚接前的間隙對被連接件變形影響很大；鉚接順序?qū)︺T釘中殘余應力和鉚接后的間隙影響很小，較小的被連接件間隙和較大的鉚釘間距能減小被連接件的變形。

浙江大學Bi等[29]利用有限元法對壁板定位布局進行優(yōu)化，以減小裝配變形，結合有限元正交模擬試驗和偏最小二乘回歸法建立了定位點誤差和測量點誤差的關系表達式，并進行迭代優(yōu)化。

Hong[30]以提高自動鉆鉚效率和裝配精度為優(yōu)化目標，基于蟻群算法建立了自動鉆鉚路徑多目標優(yōu)化模型，得到了較優(yōu)的鉚接路徑。

壁板鉚接變形是大量鉚接過程在時間和空間分布作用下的綜合效果，進行理論分析比較困難，且增量鉚接過程數(shù)值模擬計算量巨大，通過合理的等效達到計算效率提高且對精度影響有限十分必要。Wang[31]將單釘鉚接變形簡化為釘孔受內(nèi)壓作用引起的，基于主應力法和厚壁筒受壓理論構建了鉚接力學等效單元，并結合有限元模擬得出了水平安定面鉚接變形最小的鉚接順序。

圖5 多釘連接受力作用下的變形

3 連接壽命研究

據(jù)統(tǒng)計，70%的飛機機體疲勞失效事故起因于結構連接部位，其中80%的疲勞裂紋發(fā)生于連接孔處，可見連接質(zhì)量極大地影響著飛機的使用壽命。影響鉚接連接壽命的因素很多，如鉚接力、釘孔間隙、鉚釘尺寸和干涉量等，諸多學者從各方面進行了大量研究。

荷蘭學者Muller[32]利用試驗和理論方法研究了機身鉚接結構的疲勞性能，表明增加鉚接力能使2024-T3鋁合金機身鉚接結構疲勞性能提高10倍，被連接件在鉚接過程中產(chǎn)生的塑性變形在板料厚度方向十分不均，對連接結構的壽命產(chǎn)生不良影響。

Li等[12-15]通過試驗和數(shù)值模擬得出，鉚接力是影響鉚接質(zhì)量最重要的因素，應力應變在板料厚向和徑向處于非線性不均勻分布，靠近沉頭一側(cè)的連接弱于鐓頭側(cè)，因此，疲勞裂紋易在孔邊或接觸面萌生，然后擴展到沉頭側(cè)。

加拿大卡爾頓大學Rans等[33]研究了鉚接過程中殘余應力的形成，認為鉚接力的擠壓作用對板料中殘余應力的形成和分布具有重要影響，在較大的鉚接力作用下，沉頭鉚釘連接會形成類似于“楔形”的連接機制，適當增大沉頭鉚釘沉頭端凸出表面的高度，有助于增加疲勞壽命。

對于增大鉚接力能夠提高連接結構疲勞壽命的機理，可解釋為：（1）較大的鉚接力使釘孔填充更滿，鐓頭直徑更大，增加了被連接件間的夾緊力以及產(chǎn)生更好的接觸，使載荷傳遞和分布更合理；（2）較大鉚接力使釘孔膨脹更加充分，從而使釘孔周圍處于殘余壓縮圓周應力的范圍增大，在一定程度上能夠抵消裂紋的張開應力，延遲裂紋的擴展，有效改變了鉚接結構的連接壽命。

西北工業(yè)大學佘公藩等[34]研究了工藝參數(shù)對LY12材質(zhì)無頭鉚釘干涉量的影響，試驗證明必須選用凹形的上、下鉚模，才能獲得沿釘桿全長較均勻而又合理的干涉量；袁振等[35]認為干涉量顯著地影響了孔周的殘余應力場，在評估連接結構疲勞特性時必須考慮干涉量的影響；Mu等[36]通過冪指數(shù)硬化理論建立了無頭鉚釘連接中工藝參數(shù)與干涉量之間的理論關系，并通過數(shù)值模擬進行了驗證。

式中，d為鉚釘直徑，D為釘孔直徑，l為鉚釘長度，t為板料厚度，H為鐓頭高度，F(xiàn)為鉚接力，B、n分別為材料的強度系數(shù)和硬化指數(shù)。

南京航空航天大學王宇波等[37]分析了自動鉆鉚和手工鉚接對連接件疲勞壽命的影響，并比較不同工藝參數(shù)組合下的連接件壽命，結果表明，采用自動鉆鉚較傳統(tǒng)鉚接疲勞壽命顯著提高，不同工藝參數(shù)組合對疲勞壽命的影響也很顯著；劉連喜等[2]研究了自動鉆鉚工藝參數(shù)對無頭鉚釘連接質(zhì)量的影響，得出壓鉚力是影響干涉量的最主要因素；李奕寰等[38]研究了在電磁鉚接中鉚模傾角對鉚接質(zhì)量的影響，結果表明：鉚模傾角對干涉量有較大影響，傾角越小，干涉量越大；采用66°鉚模傾角可以實現(xiàn)較理想的干涉配合，接頭疲勞壽命最長。

無頭鉚釘安裝設備應用現(xiàn)狀

大型飛機壁板因其尺寸大、開敞性好，易于實現(xiàn)自動化裝配，因此無頭鉚釘安裝過程主要通過自動鉆鉚設備實現(xiàn)。自動鉆鉚系統(tǒng)主要由自動鉆鉚機、托架、大型移動工作臺、導軌、工件定位夾緊裝置及控制系統(tǒng)等組成，可一次性地連續(xù)完成夾緊、鉆孔、锪窩、注膠、放鉚和銑平等工序。自動鉆鉚設備和配套托架在大型飛機壁板裝配中的廣泛應用，大大減少了人為因素造成的缺陷，實現(xiàn)了飛機大型壁板快速、高效、精確裝配，提高了裝配質(zhì)量和裝配效率。

C919機翼壁板無頭鉚釘干涉配合連接通過GEMCOR公司G86型自動鉆鉚機實現(xiàn)安裝，如圖6、圖7所示。自動鉆鉚設備的應用為大型飛機的研制提供了有力保障，但同時帶來了一些新的問題。

圖6 美國GEMCOR公司G86自動鉆鉚機的應用

圖7 無頭鉚釘安裝現(xiàn)場

自動鉆鉚過程涉及設備的多維度運動，運動機構復雜，數(shù)控加工過程中易發(fā)生機構與機構、機構與工件之間的干涉和碰撞。當前采用的主要方法是鉆鉚機先根據(jù)理論點位NC代碼空走一遍，工藝人員標出容易產(chǎn)生干涉的位置，然后修改NC代碼或卡板位置，直到符合要求，此方法費時費力?；贑ATIA中DMU模塊進行二次開發(fā)，能夠較為準確地模擬自動鉆鉚過程中各機構的運動，檢查出干涉、碰撞等問題[39]，但當前工藝仿真沒有考慮系統(tǒng)設備在運動過程中的物理特性和變形數(shù)據(jù)，仿真精度難以保證。

大型客機機翼壁板尺寸大，甚至超出了托架的范圍，因此鉚接過程必然存在壁板的多次裝夾，以實現(xiàn)最大程度的自動鉚接。多次裝夾過程中帶來的累積誤差將影響壁板的裝配精度，所以必須盡可能地減少裝夾次數(shù)并提高每一次的鉚接率，尤其是首次鉚接完成率。為此需要專門研制針對壁板產(chǎn)品特征的定位工裝，以提高裝配效率和精度。

受壁板結構外形的影響，某些加工區(qū)域可達性較差，自動鉆鉚設備的應用受到了限制，因此需要采用其他小型設備進行補鉚。電磁鉚接作為一種新型鉚接工藝，由于其鉚釘變形時間短，釘桿膨脹和鐓頭成形幾乎同步完成，在釘桿和釘孔間形成的干涉比較均勻，可應用于無頭鉚釘?shù)难a鉚安裝過程中。電磁鉚接技術在國外已得到廣泛應用，波音、空客、龐巴迪和巴西航空都為自動鉆鉚設備配備了電磁鉚槍作為補鉚設備（見圖8），但在國內(nèi)尚處于應用的初期，因此，需要進一步研究拓展。

對未來發(fā)展的思考

圖8 手持式電磁鉚槍HH503

首先，隨著復合材料在飛機結構上所占比重的不斷提高，其應用范圍也從次承力構件擴展到主承力構件，但復合材料在結構裝配連接方面的問題也逐漸突出。復合材料結構的裝配涉及復合材料-復合材料、復合材料-金屬材料之間的連接，與金屬材料相比，復合材料層間強度低，抗沖擊能力差，因此，其裝配連接難度大，技術要求高。在復合材料結構裝配過程中，鉚接仍是其采用的主要機械連接方式之一，但由于普通鉚接中釘桿膨脹不均，易造成結構損傷和孔壁接觸受力不均，導致應力集中而加速疲勞破壞，所以實際生產(chǎn)中多采用間隙配合并限制干涉配合。有研究表明，適量的干涉能有效提高復合材料結構的連接強度和使用壽命[40-41]，國內(nèi)外在這方面開展研究已有多年，但由于連接工藝不成熟，國內(nèi)飛機在制造過程中一般仍采用間隙配合，因此，探索研究復合材料干涉配合連接機理、理想干涉量和干涉均勻性的控制方法以及疲勞損傷特性，對提高復合材料結構的裝配質(zhì)量至關重要。

第二，飛機裝配中遇到的主要問題是薄壁件的易變形以及產(chǎn)品在裝配過程中的尺寸變化，在多階段裝配工藝過程中，連接外力引起的裝配變形易導致產(chǎn)品的幾何尺寸超差[42]。以壁板自動鉆鉚過程為例，其裝配過程屬于增量式自動鉚接過程，最終的裝配變形是壁板在一定的約束條件下，由大量單點鉚接引起的變形傳遞、耦合和累積的結果，目前對單個鉚釘?shù)你T接變形研究較多，而對多釘連接作用下的變形涉及較少。影響增量式鉚接變形的因素眾多，耦合作用明顯，但其應力應變場分析仍是關鍵，從單釘連接到增量式鉚接下的應力應變場耦合規(guī)律研究和殘余應力場作用下的變形分析將是難點。對于薄壁件裝配變形的控制方法，目前研究主要集中于定位布局優(yōu)化、工裝結構設計、裝夾力大小及順序優(yōu)化、工藝參數(shù)優(yōu)化和裝配順序優(yōu)化等方面，其中工裝結構設計、定位布局一般依賴于經(jīng)驗，工藝參數(shù)優(yōu)化和裝配順序優(yōu)化可作為未來研究的重要方面。

第三，先進連接方式和新材料在飛機制造中的應用，極大地促進了飛機使用性能的提高，但也會導致原有的連接設備和工藝不再適用，因此，必須采用更為先進的自動化連接設備和工藝才能保證裝配質(zhì)量和裝配效率，如電磁鉚接技術。電磁鉚接作為一種新的連接工藝，對保證干涉配合連接中干涉量的均勻性具有很大的技術優(yōu)勢，能夠極大提高連接壽命。國外各航空公司已廣泛應用美國Electroimpact公司的電磁鉚接設備，包括手持式和自動化的電磁鉚接設備。電磁鉚接技術已在波音、空客系列的飛機制造中得到了應用，最新研制的A380飛機也采用了電磁鉚接技術[43]，但電磁鉚接技術在國內(nèi)飛機型號中應用仍然有限。目前國內(nèi)的自動化裝配水平與國外相比仍有很大差距，必須加強設備的研制和技術創(chuàng)新才能適應競爭日益激烈航空產(chǎn)業(yè)。

結束語

本文首先分析了無頭鉚釘?shù)倪B接工藝流程，然后以鉚釘和壁板為研究對象，從應力應變、鉚接變形和連接壽命3個方面出發(fā)，總結了當前理論分析、數(shù)值模擬和試驗研究取得的成果，并指出其優(yōu)缺點，最后介紹了無頭鉚接安裝設備的應用現(xiàn)狀及存在的問題，并提出了未來亟待解決的問題。

開展大型飛機壁板無頭鉚釘干涉連接技術的研究，有助于解決無頭鉚釘連接變形控制、疲勞壽命提高等問題，從而實現(xiàn)壁板的高效精準裝配。無頭鉚釘干涉配合連接是為適應當代飛機對疲勞壽命、密封及防腐要求越來越高而發(fā)展的新型連接方式，具有很大的優(yōu)勢，應用前景廣闊。