航空鉚釘動態(tài)加載失效實驗*

解 江,白春玉,舒 挽,惠旭龍,劉小川,牟浩蕾

(1.中國民航大學天津市民用航空器適航與維修重點實驗室，天津 300300; 2.中國飛機強度研究所結(jié)構(gòu)沖擊動力學航空科技重點實驗室，陜西 西安 710065)

航空鉚釘動態(tài)加載失效實驗*

解 江1,白春玉2,舒 挽2,惠旭龍2,劉小川2,牟浩蕾1

(1.中國民航大學天津市民用航空器適航與維修重點實驗室，天津 300300; 2.中國飛機強度研究所結(jié)構(gòu)沖擊動力學航空科技重點實驗室，陜西 西安 710065)

為研究航空鉚釘連接元件在動態(tài)加載下的失效模式，依托高速液壓伺服材料試驗機，通過特殊設(shè)計的實驗夾具，進行了6類航空鉚釘在不同加載速度和不同加載模式下的動態(tài)失效實驗，獲得了鉚釘元件在純拉伸加載、純剪切加載、30°拉-剪耦合加載和60°拉-剪耦合加載狀態(tài)下的失效實驗數(shù)據(jù)。實驗結(jié)果表明，鉚釘元件的失效模式和失效載荷與加載速度、載荷的作用形式密切相關(guān)，并基于實驗結(jié)果擬合得到鉚釘元件的失效本構(gòu)參數(shù)，獲得了可表征鉚釘在一般情形下失效的本構(gòu)方程。

動態(tài)失效；高速液壓伺服試驗機；鉚釘；本構(gòu)方程

在飛行器研制中，由于結(jié)構(gòu)設(shè)計、工藝實現(xiàn)及維修的需要，不可避免要采用機械連接元件和連接結(jié)構(gòu)件，相對于焊接、螺栓連接，鉚接連接由于成本低、工藝簡單及質(zhì)量輕的特點，被廣泛應(yīng)用于航空結(jié)構(gòu)的制造中。特別是蒙皮與結(jié)構(gòu)框架、桁條的連接，基本采用鉚接結(jié)構(gòu)，據(jù)統(tǒng)計，在一架裝有中型發(fā)動機的飛機上，使用的鉚釘元件至少有100萬個[1]。

飛機結(jié)構(gòu)在墜撞或離散源撞擊等沖擊載荷作用下，連接結(jié)構(gòu)的失效是飛機結(jié)構(gòu)失效的主要形式。受動態(tài)加載應(yīng)力波效應(yīng)和材料應(yīng)變率效應(yīng)的影響，連接結(jié)構(gòu)的動態(tài)加載失效模式與準靜態(tài)加載比較又有特殊性，且在沖擊載荷作用下，連接結(jié)構(gòu)會表現(xiàn)出多種失效模式，如動態(tài)純拉伸失效、動態(tài)純剪切失效及拉-剪耦合失效。隨著計算機及有限元模擬技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值模擬方法成為飛機結(jié)構(gòu)的抗鳥撞、墜撞等研究的重要手段，鉚釘元件的動態(tài)失效參數(shù)作為必需的分析輸入數(shù)據(jù)，較大程度地影響數(shù)值模擬結(jié)果的準確性和精度。對于鉚釘元件力學性能的研究，主要集中于壓鉚工藝對其承載能力的影響、鉚釘在準靜態(tài)加載下的力學行為和鉚釘連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命預(yù)計等方面[2-5]，而對于沖擊載荷作用下鉚釘?shù)氖C理、失效模式的研究，則相對較少。

歐盟在第三到第五框架的民用飛機抗墜撞和抗離散源沖擊研究計劃中，都安排了機械連接結(jié)構(gòu)的動態(tài)加載失效行為研究，研究對象涉及機械連接元件和連接結(jié)構(gòu)件。主要借助常規(guī)材料試驗機和霍普金森桿裝置，開展機械連接結(jié)構(gòu)的準靜態(tài)加載和動態(tài)加載失效實驗。L.Bertrand[6]的研究結(jié)果表明，在純剪切失效模式下，鉚釘元件的動態(tài)失效載荷隨著加載速度的增加而增加。Q.M.Li[7]借助高速液壓伺服材料試驗機，研究了7種復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)件在不同加載速度下的失效實驗，結(jié)果表明：加載速度對連接結(jié)構(gòu)的失效載荷影響不大，但隨著加載速度的提高，鉚釘破壞過程吸收的能量逐漸增大，在不同加載速度下結(jié)構(gòu)的失效模式也不同。李玉龍[8]基于霍普金森拉桿裝置，開展了鉚釘?shù)膭討B(tài)純拉伸和純剪切實驗，并從鉚釘?shù)臄嗫谖⒂^組織形態(tài)分析了鉚釘?shù)氖н^程。

本文中，利用常規(guī)的萬能材料試驗機和高速液壓伺服材料試驗機，通過特殊設(shè)計的實驗夾具，開展6類典型航空鉚釘?shù)募兗羟?、純拉伸及?剪耦合準靜態(tài)和動態(tài)加載實驗，獲得鉚釘在不同加載速度下的失效載荷數(shù)據(jù)，并基于實驗結(jié)果構(gòu)建鉚釘?shù)膭討B(tài)加載失效本構(gòu)關(guān)系。

1 實 驗

1.1試驗件

以民用飛機機身使用的6類航空鉚釘為研究對象，鉚釘材料均為2117-T4，按照鉚釘頭形狀的不同可分為3類，分別為100°精密沉頭(A系列)、100°剪切沉頭(C、E、F系列)、平圓頭(B、D系列)，鉚釘?shù)念愋图皫缀纬叽缫姳?。鉚釘?shù)挠行чL度均約為7.94 mm，其中，A、B、C鉚釘?shù)闹睆郊s為3.97 mm，D、E鉚釘?shù)闹睆郊s為4.76 mm，F(xiàn)類鉚釘?shù)闹睆郊s為3.18 mm。

1.2試驗件支持狀態(tài)

為實現(xiàn)鉚釘元件的不同加載失效模式(純拉伸加載、純剪切加載、30°拉-剪耦合加載、60°拉-剪耦合加載)，基于安裝方便、可重復(fù)使用等綜合要求，設(shè)計了專用的實驗夾具，如圖1所示。

實驗前，需用鉚釘槍將鉚釘元件鉚接到2.5 mm厚的連接試件上，鉚接工藝參照航空制造工程手冊[9]。對于沉頭鉚釘，需按照鉚釘?shù)尼旑^規(guī)格在連接件預(yù)留釘孔處加工滑槽。為了保證鉚接后試驗件狀態(tài)的一致性，鉚接完成后用游標卡尺檢查鉚接后壓頭直徑及高度是否滿足要求，相同類型鉚釘鉚接后壓頭直徑及高度相差均在0.2d以內(nèi)(d為鉚釘直徑)。用塞尺檢查鉚接間隙是否滿足要求，鉚釘頭與連接件接觸面間隙小于0.05 mm，鉚接連接件夾層間隙小于0.15 mm，鉚接工藝一致性檢查工具如圖2所示。

1.3裝置和原理

1.3.1準靜態(tài)加載

鉚釘元件的準靜態(tài)加載實驗平臺為萬能材料試驗機(INSTRON 8801-4)，測量項目包括實驗過程中鉚釘?shù)募兗羟休d荷數(shù)據(jù)(剪切破壞時)、純拉伸載荷數(shù)據(jù)(拉伸破壞時)、拉-剪耦合載荷數(shù)據(jù)(復(fù)合加載破壞時)及鉚釘破壞過程中的隨動位移數(shù)據(jù)。通過試驗機自帶的載荷傳感器實現(xiàn)載荷數(shù)據(jù)的測量，通過接觸式引伸計實現(xiàn)隨動位移的測量。圖3為準靜態(tài)純剪切和純拉伸加載失效實驗的安裝狀態(tài)圖。

1.3.2動態(tài)加載

鉚釘元件的動態(tài)加載失效實驗平臺為高速液壓伺服材料試驗機(INSTRON VHS 160/100-20)，由液壓系統(tǒng)、水冷機組、機架和數(shù)字化控制系統(tǒng)4部分組成(見圖4)。通過液壓作動缸與氣體蓄能器組合提供加載能量，試驗機最大加載速度為20 m/s，可進行材料的恒應(yīng)變率拉伸、壓縮、穿透等動態(tài)力學性能測試以及典型結(jié)構(gòu)的動態(tài)加載失效測試[10]。

現(xiàn)在業(yè)內(nèi)使用的閃爍液主要是美國珀金埃爾默公司生產(chǎn)的PERMAFLUOR E+閃爍液（下文簡稱PE閃爍液）。PE閃爍液是專用于C-14樣品液體閃爍測量的，能夠有效減少樣品測量時的淬滅。根據(jù)廠商提供的PE閃爍液產(chǎn)品試劑安全數(shù)據(jù)，可以知道其主要成分為1,2,4-三甲苯，丙二醇甲醚，2,5-二苯基噁唑 （簡稱PPO）和 1,4-雙(2-甲基苯乙烯基)苯（簡稱 bis-MSB）。

動態(tài)加載實驗測量項目包括鉚釘?shù)膭討B(tài)失效載荷數(shù)據(jù)、動態(tài)失效過程鉚釘?shù)奈灰茢?shù)據(jù)等。其中，通過試驗機自帶的高頻壓電載荷傳感器進行鉚釘動態(tài)失效載荷數(shù)據(jù)的測量。通過基于高速攝像機的非接觸測試系統(tǒng)進行鉚釘動態(tài)失效位移的測量，主要方法為在試驗支持夾具上貼跟蹤標示(見圖5)，高速攝像機實時監(jiān)測鉚釘元件動態(tài)失效過程，并通過非接觸分析系統(tǒng)匹配計算鉚釘動態(tài)失效過程的位移信息。圖6為非接觸測試及分析系統(tǒng)，其中高速攝影機的分辨率為128×256，按作動缸加載速度選擇高速攝影機合適的拍攝幀頻，拍攝幀頻的選擇范圍為100 Hz～200 kHz。

2 結(jié)果及分析

2.1結(jié)果

考慮鉚接工藝和實驗過程的分散性，各系列鉚釘元件準靜態(tài)加載實驗及動態(tài)加載實驗的每種工況均進行3次重復(fù)性實驗。以C系列鉚釘為例：圖7(a)給出了該系列鉚釘30°拉-剪耦合準靜態(tài)加載的典型載荷曲線；對于該系列鉚釘?shù)?0°拉-剪耦合動態(tài)加載實驗，對加載起始時間進行歸一化處理，圖7(b)給出了不同加載速度的載荷曲線；圖8給出了用非接觸測試方法測量得到的鉚釘30°拉-剪耦合動態(tài)加載位移曲線，由圖可見，鉚釘在動態(tài)加載失效過程中基本保持恒速率破壞。

2.2結(jié)果分析

2.2.1加載速度的影響

在民用飛機應(yīng)急著陸/著水等結(jié)構(gòu)沖擊動力學研究中，機體結(jié)構(gòu)的初始墜撞沖擊速度一般在7 m/s左右。對于該類沖擊動力學問題，可基于現(xiàn)有的動態(tài)加載實驗結(jié)果，應(yīng)用內(nèi)插的方法獲得相應(yīng)連接結(jié)構(gòu)元件的沖擊失效載荷數(shù)據(jù)。研究發(fā)現(xiàn)，鉚釘元件的動態(tài)失效載荷數(shù)據(jù)和加載速度基本符合對數(shù)關(guān)系(見圖10)，表2給出了6類鉚釘?shù)膭討B(tài)失效載荷和加載速度的對數(shù)關(guān)系式。

系列關(guān)系式AF=0.53lnv+4.38BF=0.61lnv+4.63CF=0.69lnv+4.41DF=1.16lnv+6.30EF=1.05lnv+6.20FF=0.71lnv+3.30

注：F的單位為kN,v的單位為m/s。

2.2.2加載模式的影響

鉚釘連接元件失效實驗基于控制鉚釘?shù)氖茌d形式實現(xiàn)鉚釘?shù)膹?fù)合加載失效及純拉、純剪失效，如圖11所示，表3給出了6類鉚釘在各加載形式下的失效模式和失效位置。

對于純拉伸加載失效，比較3.97 mm桿徑的半圓頭鉚釘(B系列)和沉頭鉚釘(A、C系列)的失效模式，其中，沉頭鉚釘為沉頭拉脫，這在結(jié)構(gòu)設(shè)計中是需要盡量避免的，半圓頭鉚釘為墩頭拉脫，因此，對于只承受純拉伸載荷的連接結(jié)構(gòu)設(shè)計選型B鉚釘更適宜。對于30°復(fù)合加載失效，6類鉚釘呈現(xiàn)墩頭拉脫和沉頭拉脫兩類失效模式，事實上都是墩頭或沉頭沿桿徑的剪切失效，其中，受鉚接工藝分散性的影響，在30°復(fù)合加載失效模式下，E鉚釘出現(xiàn)墩頭拉脫和沉頭拉脫兩類失效形式。對于60°復(fù)合加載失效，均呈現(xiàn)出釘桿的拉-剪耦合失效。對于純剪切失效，A、B、C、F鉚釘均呈現(xiàn)釘桿的剪斷失效，D、E鉚釘則呈現(xiàn)出墩頭處剪斷，且墩頭和釘桿過渡區(qū)有明顯的擠壓彎曲。這可能是 D、E鉚釘桿徑較大，釘桿抗剪能力相對較強，剪切實驗過程中連接試件的釘孔孔邊局部變形較大，導致鉚釘?shù)倪B接試件不平行誘發(fā)釘桿一定程度的擠壓彎曲，墩頭和釘桿過渡區(qū)為元件的最薄弱位置，因此出現(xiàn)墩頭處剪斷。

系列類型失效模式和位置純拉30°拉-剪60°拉-剪純剪A沉頭沉頭拉脫墩頭拉脫釘桿拉-剪釘桿剪斷B半圓頭墩頭拉脫墩頭拉脫釘桿拉-剪釘桿剪斷C沉頭沉頭拉脫沉頭拉脫釘桿拉-剪釘桿剪斷D半圓頭墩頭拉脫墩頭拉脫釘桿拉-剪墩頭處剪斷E沉頭墩頭拉脫沉頭拉脫/墩頭拉脫釘桿拉-剪墩頭處剪斷F沉頭沉頭拉脫沉頭拉脫釘桿拉-剪釘桿剪斷

需要說明的是，由于鉚釘?shù)氖Ｊ匠耸芗虞d方向的影響，還和連接試件的厚度、鉚接工藝的一致性等相關(guān)，以上實驗結(jié)果適用于特定的實驗狀態(tài)，對于不同的連接試件厚度的試驗件，相同的工況下可能出現(xiàn)和本實驗不一樣的實驗結(jié)果。

3 鉚釘失效模型構(gòu)建

為表征鉚釘在一般破壞情形下的失效載荷數(shù)據(jù)，可基于在不同加載模式和不同加載速度下的鉚釘失效載荷實驗數(shù)據(jù)，分別構(gòu)建鉚釘?shù)氖П緲?gòu)關(guān)系。具有普遍適用性的鉚釘失效本構(gòu)可表達為：

(1)

式中：N(a)為當前的拉伸載荷，Nu為極限拉伸載荷，T(a)為當前的剪切載荷，Tu為極限剪切載荷，a、b為失效參數(shù)。

表4 鉚釘?shù)氖П緲?gòu)參數(shù)Table 4 Failure constitutive parameters of six styles of rivets

注：N(a)、T(a)的單位為kN。

鉚釘?shù)膶嶋H載荷可簡化為拉伸載荷和剪切載荷的分量形式：N(α)=Fcosα和T(α)=Fsinα，以A、B、C、D鉚釘為例，表4給出了基于實驗結(jié)果獲得的4類鉚釘在準靜態(tài)加載下的本構(gòu)關(guān)系參數(shù)，圖12給出了D鉚釘擬合本構(gòu)方程和實驗數(shù)據(jù)的對比圖，可發(fā)現(xiàn)擬合獲得的本構(gòu)關(guān)系可較好地表征鉚釘?shù)氖顟B(tài)。

4 結(jié) 論

通過鉚釘?shù)臏熟o態(tài)加載實驗和動態(tài)加載實驗獲得了不同加載速度、不同加載模式下的鉚釘元件失效實驗數(shù)據(jù)，并通過內(nèi)插的方法獲得一般加載速度下的鉚釘失效本構(gòu)關(guān)系。獲得的實驗數(shù)據(jù)和本構(gòu)關(guān)系可為民用飛機應(yīng)急著落/著水等結(jié)構(gòu)沖擊動力學問題提供基礎(chǔ)的連接元件失效輸入數(shù)據(jù)。本文的結(jié)論如下：

(1)設(shè)計了專用的實驗夾具，可有效實現(xiàn)鉚釘?shù)募兝焓А⒓兗羟惺Ъ袄?剪耦合失效，利用常規(guī)的萬能材料試驗機和高速液壓伺服材料試驗機開展了準靜態(tài)加載失效實驗和動態(tài)加載失效實驗，獲得了各失效模式下的鉚釘元件失效載荷數(shù)據(jù)和變形信息。

(2)鉚釘元件的失效模式和失效載荷與試驗機的加載速度、加載模式相關(guān)性十分明顯，本文中獲得的實驗結(jié)果適用于特定的實驗狀態(tài)，鉚釘元件的加載失效實驗結(jié)果受連接試件的厚度、鉚接工藝等綜合因素的影響。

(3)構(gòu)建了一種鉚釘?shù)氖П緲?gòu)關(guān)系，并基于實驗數(shù)據(jù)獲得了本構(gòu)參數(shù)，可較好地表征鉚釘一般情形下的失效狀態(tài)。

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Abstract: To obtain the failure modes of aeronautical rivets under dynamic loading, dynamic failure experiments were carried out for six aeronautical rivets at different speeds and in different loading conditions on a high-speed servo hydraulic test machine using clamps specially designed, and the experiment data were achieved concerning the failure modes of the rivets working under pure tension, pure-shear, 30° combined tension-shear and 60° combined tension-shear. The results showed that the failure modes and the failure load of the rivets were closely related with the loading speed and the loading conditions. The failure constitutive parameters were obtained by fitting the experiment results, the failure constitutive equations of the rivets in the general case were also derived.

Keywords: dynamic failure; high-speed servo hydraulic test machine; rivet; constitutive equation

(責任編輯 丁 峰)

Dynamicloadingfailureexperimentofaeronauticrivet

Xie Jiang1, Bai Chunyu2, Shu Wan2, Xi Xulong2, Liu Xiaochuan2, Mu Haolei1

(1.TianjinKeyLaboratoryofCivilAircraftAirworthinessandMaintenance,CivilAviationUniversityofChina,Tianjin300300,China; 2.AviationKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonStructuresImpactDynamics,AircraftStrengthResearchInstituteofChina,Xi’an710065,Shaanxi,China)

O347.3國標學科代碼1301545

A

10.11883/1001-1455(2017)05-0879-08

2016-02-27；

2016-08-11

中國民航局科技項目(MHRD20140207);中航工業(yè)集團創(chuàng)新基金項目(2012A62321R);

解 江(1982— )，男，助理研究員;

白春玉,baichunyu2006@163.com。

中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費中國民航大學專項項目(3122015D022)