鉚接面對(duì)飛機(jī)關(guān)鍵接頭力學(xué)性能的影響研究

于坤鵬，王志海，吳文志

(中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

鉚接面對(duì)飛機(jī)關(guān)鍵接頭力學(xué)性能的影響研究

于坤鵬，王志海，吳文志

(中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

文中采用試驗(yàn)測(cè)試結(jié)合有限元仿真分析的方法，針對(duì)某小飛機(jī)機(jī)身與機(jī)翼關(guān)鍵接頭，研究了加強(qiáng)筋鉚釘連接的接觸面與關(guān)鍵接頭附近應(yīng)力分布的關(guān)系，并進(jìn)一步分析了高強(qiáng)度膠處理接觸面對(duì)應(yīng)力分布的影響作用。研究表明：當(dāng)鉚釘連接的兩接觸面接觸不緊密時(shí)，接頭傳力性能較差，接頭處易出現(xiàn)較大的應(yīng)力集中，從而影響其結(jié)構(gòu)力學(xué)性能；高強(qiáng)度膠粘接接觸面可以大幅提高鉚釘連接的傳力性能，使接頭附近應(yīng)力集中大幅減小，從而改善其結(jié)構(gòu)力學(xué)性能。

鉚接；關(guān)鍵接頭；膠結(jié)；接觸面

引 言

由于具有連接可靠、質(zhì)量輕、成本低廉等特點(diǎn)，鉚接被廣泛應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的連接中[1-2]。在一些關(guān)鍵接頭連接的主承力部位，常采用鉚接加強(qiáng)筋或板的形式來(lái)加強(qiáng)結(jié)構(gòu)，以確保飛機(jī)在相應(yīng)載荷下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。但由于鉚接時(shí)鉚釘附近的接觸較好，而稍遠(yuǎn)離鉚釘?shù)慕佑|面則可能出現(xiàn)接觸間隙，致使傳力路徑受損，在接頭某些位置產(chǎn)生較大應(yīng)力集中，甚至超過(guò)許用應(yīng)力，導(dǎo)致接頭斷裂，而應(yīng)力集中引起的疲勞斷裂也是關(guān)鍵接頭在使用過(guò)程中要著重考慮的問(wèn)題[3-5]。因此，鉚釘連接接觸面的正確處理，對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及結(jié)構(gòu)安全使用都有著十分重要的意義[6]。

1 飛機(jī)關(guān)鍵接頭模型

某小飛機(jī)機(jī)身與機(jī)翼連接接頭的形式如圖1(a)所示。為了增強(qiáng)接頭處的連接強(qiáng)度，在機(jī)身側(cè)的接頭內(nèi)壁增加梯形加強(qiáng)筋，如圖1(b)所示，采用鉚釘連接的形式將加強(qiáng)筋板與接頭垂直面鉚接。本文通過(guò)實(shí)驗(yàn)方法測(cè)試了接頭連接處的應(yīng)力分布；通過(guò)有限元仿真的方法分析了應(yīng)力集中產(chǎn)生的原因，并在此基礎(chǔ)上，對(duì)鉚釘連接的接觸面進(jìn)行了處理；采用高強(qiáng)度膠膠結(jié)，進(jìn)一步測(cè)試了接頭連接處的應(yīng)力分布，以探索膠結(jié)處理對(duì)鉚釘連接強(qiáng)度的影響。

圖1 飛機(jī)關(guān)鍵接頭模型

2 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及原理

2.1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

DH3816靜態(tài)應(yīng)變測(cè)試系統(tǒng)由數(shù)據(jù)采集箱、微型計(jì)算機(jī)及支持軟件組成，可自動(dòng)、準(zhǔn)確、可靠、快速測(cè)量大型結(jié)構(gòu)、模型及材料應(yīng)力試驗(yàn)中多點(diǎn)的靜態(tài)應(yīng)變應(yīng)力值。它可同時(shí)采集60個(gè)通道的數(shù)據(jù)，其采樣速度為 60點(diǎn)/s，測(cè)量應(yīng)變(ε)范圍為±19999× 10-6，最高分辨率為 1 × 10-6，不確定度不大于(0.5%±3) × 10-6。傳感器為三向電阻式應(yīng)變花，電阻值為120 Ω，靈敏系數(shù)為2.2。

為了避免實(shí)驗(yàn)過(guò)程中的溫度影響，在與被測(cè)材料相同的鋁合金板上布置應(yīng)變片對(duì)通道進(jìn)行溫度補(bǔ)償。采集系統(tǒng)原理圖如圖2所示。

圖2 實(shí)驗(yàn)原理圖

2.2 測(cè)試點(diǎn)分布

根據(jù)接頭受力形式，在接頭關(guān)鍵部位布置三向應(yīng)變花，測(cè)試接頭的應(yīng)力分布。共布置8個(gè)測(cè)試點(diǎn)，其中測(cè)試點(diǎn)1位于左執(zhí)耳上部，測(cè)試點(diǎn)2位于右執(zhí)耳上部，測(cè)試點(diǎn)3、4位于右執(zhí)耳上下2個(gè)連接孔附近，測(cè)試點(diǎn)5位于鉚接加強(qiáng)結(jié)構(gòu)與側(cè)板的鉚接頭附近，測(cè)試點(diǎn)6、7位于左執(zhí)耳的上下2個(gè)連接孔附近，測(cè)試點(diǎn)8位于左執(zhí)耳的下部與測(cè)試點(diǎn)1相對(duì)應(yīng)的位置。具體測(cè)試點(diǎn)布置如圖3所示。

圖3 測(cè)試點(diǎn)分布示意圖

2.3 加載方式

根據(jù)需要，在機(jī)翼重心處加載。采用兩側(cè)對(duì)稱的加載形式，在電子秤上放置一螺桿，通過(guò)螺桿的旋轉(zhuǎn)舉升機(jī)翼，對(duì)連接接頭進(jìn)行逐步加載。加載方式如圖4所示。

圖4 加載方式實(shí)物圖

3 測(cè)試結(jié)果及分析

3.1 無(wú)膠結(jié)測(cè)試結(jié)果

采用以上測(cè)試系統(tǒng)，對(duì)接頭進(jìn)行應(yīng)力測(cè)試。首先對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行平衡清零，然后在機(jī)翼兩側(cè)逐步加載，載荷分別為400N、500N、600N、800N、1000N、1200N、1 400 N、 1 600 N、1 800 N，每次待系統(tǒng)穩(wěn)定5 min后，采集測(cè)試點(diǎn)的應(yīng)變值。測(cè)得的各測(cè)試點(diǎn)的應(yīng)變值分布見(jiàn)表1。

表1 不同載荷下的測(cè)試點(diǎn)應(yīng)變(ε)值 × 10-6

測(cè)試點(diǎn)載荷400N500N600N800N1000N1200N1400N1600N1800N1594782916105411841322145015681682248849252656861666069673678334206087629161074122413601516166244452728610111813715817155722345060616468620132415261628343108342836743832401273765546607648589541042112412478189022862569142431203402366038724002

從表1可以看出，應(yīng)力主要分布在測(cè)試點(diǎn)6和測(cè)試點(diǎn)8附近，在加載達(dá)到1 800 N時(shí)，測(cè)試點(diǎn)6附近的應(yīng)變(ε)值達(dá)到4 012 × 10-6，測(cè)試點(diǎn)8附近的應(yīng)變(ε)值達(dá)到4002× 10-6，接頭處采用7075鋁材，其彈性模量E=7.1 × 10-6，計(jì)算可得該處應(yīng)力水平為285 MPa。

該飛機(jī)的機(jī)身自重約為480 kg，飛機(jī)在飛行時(shí)接頭部位必須承受至少2倍的過(guò)載，即單邊3 600 N。而目前測(cè)試結(jié)果表明，該接頭部位在承受3/4倍過(guò)載時(shí)，其應(yīng)力水平已經(jīng)超過(guò)許用應(yīng)力的1/2，無(wú)法滿足使用要求，需要對(duì)接頭作進(jìn)一步的處理。

3.2 接頭結(jié)構(gòu)有限元分析

為了對(duì)比實(shí)驗(yàn)測(cè)試結(jié)果，建立飛機(jī)接頭的有限元模型，模型中起落架與機(jī)身固定連接。未建立機(jī)翼結(jié)構(gòu)模型，機(jī)翼與機(jī)身在接頭連接孔處采用剛性單元連接。按照實(shí)驗(yàn)測(cè)試工況，將機(jī)身底部固定支撐，在機(jī)翼重心位置施加載荷，對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜力學(xué)分析，計(jì)算模型如圖5所示。需要說(shuō)明的是，此處加強(qiáng)筋與接頭的接觸面僅有鉚釘連接，采用剛性單元模型處理，其余部分未接觸。

圖5 飛機(jī)結(jié)構(gòu)有限元模型

采用ABAQUS軟件進(jìn)行靜力學(xué)分析，計(jì)算結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布。計(jì)算中在兩機(jī)翼重心處各加載1 800 N的集中力，約束整個(gè)起落架結(jié)構(gòu)，僅關(guān)注機(jī)身變形與應(yīng)力分布。計(jì)算結(jié)果如圖6所示。

圖6 未膠結(jié)時(shí)接頭的應(yīng)力分布

從有限元仿真結(jié)果可以看出，接頭應(yīng)力分布主要集中在上下執(zhí)耳與機(jī)身連接處，即測(cè)試點(diǎn)8附近，在加載1 800 N的集中力時(shí)最大應(yīng)力為295 MPa，這一結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果基本一致。

為了對(duì)比，對(duì)模型進(jìn)行修改。假設(shè)鉚接加強(qiáng)筋與接頭的接觸面完全結(jié)合，在有限元模型中對(duì)接觸面進(jìn)行共節(jié)點(diǎn)處理，再次計(jì)算接頭處的應(yīng)力分布，計(jì)算結(jié)果如圖7所示。從圖7可以看出，進(jìn)行共節(jié)點(diǎn)處理后，接頭處整體應(yīng)力水平下降，最大值仍出現(xiàn)在測(cè)試點(diǎn)8附近，但應(yīng)力值僅為118 MPa，遠(yuǎn)小于采用剛性單元處理的模型。與未膠結(jié)時(shí)相比，接頭與上方蒙皮的應(yīng)力水平較為接近，而未膠結(jié)時(shí)接頭處的應(yīng)力遠(yuǎn)高于與其相連的蒙皮處的應(yīng)力，說(shuō)明膠結(jié)后的加強(qiáng)筋具有更好的傳力性能，從而避免了應(yīng)力集中。

圖7 膠結(jié)時(shí)接頭附近的應(yīng)力分布

對(duì)比2種情況下的有限元模型，可以看出，兩者的區(qū)別主要在于加強(qiáng)筋鉚釘連接方式的處理方面：一種僅采用鉚釘連接；另一種則在鉚釘連接的同時(shí)采用高強(qiáng)度膠對(duì)接觸面進(jìn)行膠結(jié)。在實(shí)際中鉚釘連接的接觸面并非完全接觸，其傳力性能弱于完全接觸的連接形式，因而在測(cè)試點(diǎn)6附近產(chǎn)生較大的應(yīng)力集中，而膠結(jié)后的結(jié)構(gòu)則具有更加優(yōu)良的傳力特性。

3.3 有膠結(jié)測(cè)試結(jié)果

為了證明以上分析結(jié)果，采用高強(qiáng)度膠處理原鉚接接觸面，使加強(qiáng)筋與接頭完全結(jié)合，采用上述方法重新進(jìn)行應(yīng)力測(cè)試。

首先對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行平衡清零，然后在機(jī)翼兩側(cè)逐步加載，載荷分別為500 N、800 N、1 000 N、1 200 N、1 400 N、1 600 N、1 800 N，每次待系統(tǒng)穩(wěn)定5 min后，采集測(cè)試點(diǎn)的應(yīng)變值。測(cè)得的各測(cè)試點(diǎn)的應(yīng)變值分布見(jiàn)表2。

表2 膠結(jié)后不同載荷下的測(cè)試點(diǎn)應(yīng)變(ε)值 × 10-6

測(cè)試點(diǎn)載荷500N800N1000N1200N1400N1600N1800N1341489573642709776834241526172329313581220313948437111925324151223488312293134665986199711041221137414747-19-19-74122023845683610731287150317071905

從表2可以看出，應(yīng)變的最大值出現(xiàn)在測(cè)試點(diǎn)8附近，在1 800 N的載荷下最大值為1 905 × 10-6。計(jì)算可得此處應(yīng)力為133 MPa，與仿真結(jié)果基本吻合。說(shuō)明高強(qiáng)度膠的存在使鉚接的加強(qiáng)筋接觸面與接頭完全結(jié)合，從而使傳力性能增強(qiáng)，應(yīng)力集中大幅降低，膠結(jié)后的接頭結(jié)構(gòu)達(dá)到了使用要求。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文通過(guò)對(duì)某飛機(jī)機(jī)身與機(jī)翼連接部位的靜態(tài)應(yīng)力測(cè)試，結(jié)合有限元靜態(tài)仿真分析，研究了接觸面膠結(jié)處理對(duì)鉚釘連接關(guān)鍵接頭應(yīng)力分布的影響。研究結(jié)果表明：在無(wú)膠結(jié)時(shí)，由于加強(qiáng)筋與接頭間接觸間隙的存在，接頭在承載時(shí)傳力路徑不佳，出現(xiàn)了較大的應(yīng)力集中；在增加膠結(jié)后，加強(qiáng)筋與接頭接觸面完全固結(jié)，使得傳力性能大幅改善，接頭的承載性能得到大幅提高。這一結(jié)論對(duì)實(shí)際工程應(yīng)用具有很好的指導(dǎo)意義。

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于坤鵬(1987-)，男，博士，工程師，主要從事結(jié)構(gòu)力學(xué)性能有限元仿真和試驗(yàn)測(cè)試、結(jié)構(gòu)減振降噪、輕量化設(shè)計(jì)工作。

Effect of Rivet Connection Interface on Mechanics Performance of Airplane Key Joint Structure

YU Kun-peng，WANG Zhi-hai，WU Wen-zhi

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

In this paper the effect of rivet interface on the mechanics performance of the airplane key joint structure is researched by both the finite element method and the experiment. The relationship between the rivet interface and the stress distribution of the tie-in structure and the effect of the high strength adhesive on the stress distribution are studied. The results show that when the contact of the two interfaces connected with the rivet is poor, large stress concentration appears near the key joint. And the stress concentration will make the mechanics performance of the structure worse. The mechanics performance of the rivet connection can be greatly improved with the high strength adhesive joint interface for the stress level near the joint is greatly reduced.

rivet connection; key joint; cementation; contact interface

2015-10-22

TP391.9

A

1008-5300(2015)06-0054-04