鉚釘疲勞斷裂原因分析及疲勞應力估算

陳 星，盧增威，胡成江

(1.北京航空材料研究院 中航工業(yè)失效分析中心，北京 100095；2.航空材料檢測與評價北京市重點實驗室，北京 100095；3.材料檢測與評價航空科技重點實驗室，北京 100095；4.中航工業(yè)沈陽飛機工業(yè)(集團)有限公司，沈陽 110850；5.中航工業(yè)成都飛機工業(yè)(集團)有限責任公司，成都 610091)

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鉚釘疲勞斷裂原因分析及疲勞應力估算

陳 星1,2,3，盧增威4，胡成江5

(1.北京航空材料研究院 中航工業(yè)失效分析中心，北京 100095；2.航空材料檢測與評價北京市重點實驗室，北京 100095；3.材料檢測與評價航空科技重點實驗室，北京 100095；4.中航工業(yè)沈陽飛機工業(yè)(集團)有限公司，沈陽 110850；5.中航工業(yè)成都飛機工業(yè)(集團)有限責任公司，成都 610091)

飛機服役90 h后檢查發(fā)現(xiàn)15a框與進氣道蒙皮連接處第一個鉚釘頭發(fā)生斷裂。通過外觀觀察、斷口宏微觀觀察分析，金相、硬度、以及斷口定量反推疲勞應力方法，結果表明鉚釘為疲勞斷裂。鉚釘連接的框和蒙皮之間安裝孔同軸度存在偏差，導致異常的轉配彎曲應力與正常的工作時承受剪切應力不符，再疊加氣流振動應力，使得鉚釘?shù)钠鹗紤^大，是鉚釘斷裂的原因。通過斷口定量分析還給出了鉚釘為疲勞綜合起始應力較大、擴展應力較小。

鉚釘；疲勞斷裂；斷口定量分析；應力反推；異常裝配

0 引言

鉚接具有工藝設備簡單，抗振、耐沖擊、傳力均勻和牢固可靠等優(yōu)點，因此鉚接是使用較早的一種連接形式。鉚接把被連接件夾住定位后，使鉚釘孔位置相互對準，然后將鉚釘插入到被連接件的鉚釘孔中，最后鉚出鉚釘頭同時將鉚釘桿鐓粗。鉚釘被連接件拉緊在一起，以便依靠被連接件接觸面上的摩擦力來傳遞載荷。鉚釘常見的受力及破壞形式包括：1)鉚釘被剪斷；2)連接板邊被剪壞；3)鉚釘孔接觸面被壓壞；4)連接板沿鉚釘孔被拉壞；5)連接板邊被撕裂。在設計中需考慮的兩種主要失效類型為鉚釘桿的剪切、鉚釘和被連接件相互壓緊處金屬的擠壓或壓潰[1-5]。

國內外針對鉚釘失效主要是集中在生產過程中由于熱處理控制不當(淬火保溫時間較長)導致晶粒粗大或過燒，或原材料存在脆性相，在后續(xù)的鐓粗過程中發(fā)現(xiàn)剪切強度過高或鉚接過程中鉚釘鐓頭出現(xiàn)開裂失效；當外力存在異常時，鉚釘往往發(fā)生剪切破壞等。由于鉚接的連接方式、受力狀態(tài)等特點，鉚釘發(fā)生疲勞失效的情況較少。然而在工程實際應用過程中，由于異常裝配及其他受力情況的影響，有可能導致鉚釘?shù)钠谑ВM而使得鉚接件的緊固連接失效而張開位移增大，斷裂鉚釘附近的其他鉚釘受力異常繼而發(fā)生接連疲勞失效的可能，因此鉚釘疲勞的失效原因分析具有重要意義。

本研究通過外觀觀察、斷口宏微觀觀察、金相、硬度等檢測手段，確定鉚釘失效的原因，結合斷口定量分析估算結果，對工程鉚接構件的裂紋擴展特性和承受的起始當量綜合應力進行反推，為構件的受力特點和應力大小提供數(shù)據(jù)支持，有利于分析故障的真正原因，解決工程實際問題。

1 試驗過程與結果

飛機服役90 h(130個起落)后檢查發(fā)現(xiàn)15a框與進氣道蒙皮連接處的第一個鉚釘頭脫落(圖1)。鉚釘材料為LY10鋁合金，LY10為中強度硬鋁合金(抗拉強度390 MPa)，具有較高的剪切強度(235 MPa)，在退火、淬火、時效和熱態(tài)下均具有足夠的鉚接所需的可塑性，常用來制作中等強度的鉚釘和結構件。

1.1 外觀觀察

鉚釘斷裂于鉚釘頭圓弧過渡處，從鉚釘側面損傷情況來看，鉚釘直段處兩連接板交界位置變形劇烈，反映了框和蒙皮之間的安裝孔同軸度存在偏差(圖2)。

圖1 斷裂鉚釘位置

1.2 斷口宏微觀觀察

將鉚釘斷口放入掃描電鏡進行微觀觀察。鉚釘斷口源區(qū)位于外表面(圖3a)；源區(qū)可見臺階和擴展棱線，呈大線源，約占圓周的1/6，源區(qū)未見明顯的冶金缺陷和加工痕跡(圖3b～圖3c)；在裂紋擴展期可見大量的疲勞小弧線和疲勞條帶形貌(圖3d)，裂紋疲勞擴展特別充分，占整個斷面面積大于95%；對鉚釘斷口源區(qū)和擴展區(qū)進行能譜分析，未見其他外來元素；對斷口源區(qū)側面進行觀察，其表面陽極化保護膜完整(圖3e)。

圖2 鉚釘損傷及斷裂外觀

1.3 材質檢查

對鉚釘進行金相和硬度等材質檢查，可知鉚釘金相未見異常，硬度值較均勻。

2 分析與討論

2.1 鉚釘斷裂性質分析

鉚釘斷裂于鉚釘頭圓弧過渡處，斷口可見大量的疲勞小弧線和疲勞條帶特征，可知鉚釘斷裂性質為疲勞斷裂。鉚釘斷裂于連接結構(15a框與進氣道蒙皮連接處)的第1個鉚接位置，當鉚接存在異常時，一般第1個鉚釘容易出現(xiàn)失效，符合鉚接緊固件故障發(fā)生的規(guī)律。

2.2 鉚釘斷裂原因分析及定量估算

一般來說，鉚釘作為緊固件，最常見發(fā)生的失效模式為剪切斷裂。當鉚釘在鉚釘頭圓弧處出現(xiàn)了疲勞斷裂，在一定程度上表明其鉚接功能發(fā)生了改變。正常裝配時，鉚釘與連接件的鉚釘孔之間為過盈配合，鉚釘頭圓弧過渡處受力很小或基本不受力。以上觀察結果可知，鉚釘直線段兩連接板交界處變形劇烈，在一定程度反映了框和蒙皮之間的安裝孔同軸度存在偏差，進而導致鉚釘存在異常裝配應力，在異常裝配應力疊加氣流振動應力作用下，鉚釘發(fā)生了疲勞開裂[6-10]。

圖3 鉚釘斷口形貌

鉚釘斷口呈大線源，源區(qū)的大小在一定程度上表明起始應力的大小，可初步判斷鉚釘斷裂起始應力較大；鉚釘裂紋擴展充分，疲勞面積超過了整個斷口面積的95%，表明鉚釘?shù)钠鹗紤^大，但擴展應力相對較小。由于本次鉚釘斷裂位置處于鉚釘頭圓弧過渡處應力集中處，當承受的交變應力較小時，其疲勞開裂也可能表現(xiàn)出線源特征，因此有必要對鉚釘承受的起始綜合應力進行斷口定量反推。

鉚釘正常工作時為過盈配合，圓弧斷裂位置承受應力較小或者不受力，而鉚釘發(fā)生疲勞斷裂，其主要是承受了連接板上下位移使得鉚釘圓弧處承受彎曲交變應力，形成了半橢圓表面裂紋。參照文獻中“半橢圓表面裂紋，受均勻拉伸和彎曲”應力強度因子模型[11-12]，即直徑為D的圓桿形試樣含半橢圓表面裂紋，裂紋長軸為2a，裂紋深度半短軸為b，受均勻拉伸彎曲應力σ情況下裂紋前緣的應力強度因子(圖4)，因此采用該應力強度因子模型中心的彎曲情況進行計算，則裂紋前緣各點的應力強度因子為：

(1)

因此，采用受彎曲模型估算不同裂紋長度處的應力強度因子范圍，并結合Paris公式，即da/dN=c(ΔK)n。并用S代表da/dN，則綜合疲勞應力范圍Δσ的表達式為[2,13-14]鉚釘定量分析綜合應力相關數(shù)據(jù)見表1、圖5。從圖5中可以看出，隨著裂紋長度的增加，最大綜合當量應力不斷減小，并且減小的幅度也在下降?？紤]到數(shù)據(jù)有限，但為了估算斷裂起始應力，這里利用相關裂紋長度與不同裂紋長度處的應力數(shù)據(jù)進行線性擬合來進行保守估計，即Y=273-10.5x。令x=0時，Y=273 MPa，也就是說鉚釘起始最大綜合當量應力為273 MPa，約占LY10CZ鋁合金抗拉強度(390 MPa)的70%。需要說明的是，鉚釘材料為LY10鋁合金，所承受的疲勞應力比為R=-1，未找到相對應的材料常數(shù)c、n值，在定量估算的過程中借鑒了LY12鋁合金的應力比(R=0.25)條件下的裂紋擴展常數(shù)進行反推，其起始最大綜合當量應力的數(shù)值可能會有誤差，本研究重點在介紹應力分析方法。

(2)

圖4 圓桿形試樣，半橢圓表面裂紋，受均勻拉伸彎曲模型

表1 鉚釘定量分析綜合應力相關數(shù)據(jù)

圖5 鉚釘裂紋長度與綜合應力線性擬合

隨著裂紋的擴展，上下接板振動位移不變的情況下，鉚釘承受的應力逐漸減小，其裂紋尖端應力逐漸減小，與鉚釘裂紋擴展充分疲勞面積達到了95%相對應。因此，本次鉚釘斷裂為起始應力較大，但其擴展應力相對較小的疲勞斷裂。

3 結論

1)鉚釘斷裂性質為疲勞斷裂。

2)鉚釘連接的框和蒙皮之間安裝孔同軸度存在偏差，其斷裂原因主要與異常裝配疊加氣流振動應力作用有關。

3)結合斷口定量分析估算，定量給出了鉚釘疲勞綜合起始應力較大、擴展應力較小。

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>Fatigue Fracture Cause Analysis and Fatigue Stress Calculation of Rivet

CHEN Xing1,2,3，LU Zeng-wei4,HU Cheng-jiang5

(1.AVICFailureAnalysisCenter,BeijingInstituteofAeronauticalMaterials,Beijing100095,China;2.BeijingKeyLaboratoryofAeronauticalMaterialsTestingandEvaluation,Beijing100095,China;3.AviationKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonMaterialsTestingandEvaluation,Beijing100095,China;4.AVICShenyangAircraftCorporation,Shenyang110850,China;5.AVICChengduAircraftIndustrial(Group)Co.,Ltd.,Chengdu610091,China)

The first rivet between the frame and the aircraft skin was found to have fractured after serving for 90 h. In the present work, macro and micro observation, microstructure examination, hardness testing, and quantitative analysis on fracture surface were carried out. The results show that the failure mode of the rivet is fatigue fracture. The poor axiality of the mounting holes of the frame and the skin resulted in abnormal assembly bending stress. The abnormal assembly bending stress combined with the vibration stress by air current led to greater initiation stress, which is the main cause for the fracture of the rivet. Last, based on quantitative analysis of fracture, it is found that the initiation stress of the rivet is greater and the propagation stress is smaller.

rivet; fatigue fracture; quantitative analysis of fracture; reverse calculation of fatigue stress; abnormal assembly

2016年4月25日

2016年7月3日

陳星(1984年-)，男，碩士，工程師，主要從事金屬失效分析、定量分析與安全評估等方面的研究。

TH131.1

A

10.3969/j.issn.1673-6214.2016.04.010

1673-6214(2016)04-0246-04