高鎖螺栓連接件動態(tài)拉伸響應與失效機理*

楊 強，惠旭龍，白春玉，劉小川

（中國飛機強度研究所結構沖擊動力學航空科技重點實驗室，陜西 西安 710065）

高鎖螺栓因其高強度、抗疲勞、優(yōu)異的自鎖防松性能和便于裝配等優(yōu)點，廣泛應用于現(xiàn)代飛機結構設計中。據(jù)統(tǒng)計，一架B747 飛機采用了約4 萬個高鎖螺栓。隨著復合材料在航空中用量的增加，鉚接結構應用越來越少，而高鎖螺栓連接結構應用卻在增加[1]。高鎖螺栓不僅用在復材與復材、復材與金屬之間的連接，還大量用在主承載和主要傳載的金屬與金屬之間的連接。眾所周知，連接區(qū)域是飛機結構中最薄弱的部位之一，連接結構的強度和可靠性直接影響到整個飛機的安全性。因此研究者對高鎖螺栓連接結構的靜強度[2-4]、疲勞[5]和失效[6-7]等方面開展了深入研究。然而，飛機在運營過程中存在應急墜撞[8-11]情況，連接結構在墜撞過程中的載荷傳遞和失效形式對飛機下部結構的變形模式和吸能有很大影響，在設計飛機結構耐撞性時需要重點關注。因此，研究高鎖螺栓連接結構在應急墜撞載荷下的動態(tài)響應和失效模式具有重要意義。動態(tài)載荷下連接件的力學行為除了與靜載類似外，還需要考慮其特殊性：一方面由于連接結構邊界的復雜性，應力波在這種結構中傳播易形成復雜的應力狀態(tài)；另一方面由于材料在動態(tài)載荷下存在一定的應變率效應，影響結構載荷傳遞、最大載荷和破壞模式，這些特殊性引起了學者們的高度重視[12-25]。

為了研究連接結構在沖擊與靜載荷下力學行為的差異，在歐盟第四框架項目CRASURV 和第五框架項目CRAHVI 支持下，Langrand 等[12-15]對航空鉚釘元件和連接件進行了研究，發(fā)現(xiàn)沖擊載荷下鉚接連接件的破壞模式和失效載荷與準靜態(tài)明顯不同。Birch 等[16]對鉚接連接件在準靜態(tài)至0.45 m/s 范圍內進行了實驗，發(fā)現(xiàn)隨加載速度的增加，連接件的失效模式幾乎不變，而平均載荷、峰值載荷和吸收能量都增大，這是由母材的應變率效應導致的。汪存顯等[17]和解江等[18]分別研究了航空鉚釘元件在高應變率和中低應變率下的抗沖擊性能，發(fā)現(xiàn)加載應變率對鉚釘元件的失效載荷和失效模式影響顯著。高鎖螺栓連接結構與鉚接結構的連接工藝、受載形式和結構強度明顯不同，因此，Liu 等[19]和惠旭龍等[20]針對航空高鎖螺栓元件進行了0.01、0.10 和1.00 m/s 速度下的實驗研究，發(fā)現(xiàn)高鎖螺栓元件的失效模式和失效載荷與其受載形式有關，而與加載速度關系較小。Ger 等[21]對復合材料高鎖螺栓連接件進行了研究，發(fā)現(xiàn)剛度隨著速度增加而增加，但吸能能力隨速度的增加而降低；單搭接連接件的失效載荷隨著速度增加基本保持不變。Li 等[22]對不同復材連接件進行了準靜態(tài)、4 和8 m/s 速度下的加載實驗，發(fā)現(xiàn)吸能能力隨速度增加而提高，與Ger 等[21]的結論不一致。Heimbs 等[23]研究了以復合材料為母材的高鎖螺栓連接件在準靜態(tài)、2 和10 m/s 加載速度下的失效行為，發(fā)現(xiàn)雙釘單搭接連接件表現(xiàn)出一定的率敏感性，連接件的失效模式也隨加載速度的增加而變化，如準靜態(tài)時是拉伸破壞，2 m/s 時是擠壓破壞，10 m/s 時是連接件拉通破壞，這與Li 等[22]的觀測結果一致。Egan 等[24]研究了復合材料螺栓單搭接結構在準靜態(tài)、5 和10 m/s 加載速度下的力學行為。發(fā)現(xiàn)隨著加載速度的增加，連接件失效模式從擠壓失效變?yōu)槔ㄊЩ蚵菟ㄔ^部斷裂失效。當螺栓元件斷裂時，母材的擠壓損傷和能量吸收非常小，這不利于飛機結構的墜撞吸能。Srinivasa 等[25]研究了復合材料機械連接的力學行為，發(fā)現(xiàn)螺接預應力對提高連接結構的承載能力具有明顯的正相關性，幾何尺寸和構型對連接結構在動態(tài)加載下的失效模式有較大影響。

綜上可見，學者們針對航空復合材料連接件的準靜態(tài)和動態(tài)力學特性開展了大量研究，而對航空中常用的鋁合金連接件的研究主要集中在鉚接結構，對高鎖螺栓連接結構研究較少。而航空鋁合金材料的動態(tài)力學性能與復合材料存在很大差別，不同的連接件材料和機械連接方式對其失效模式、失效載荷和能量吸收影響很大。因此，為了獲得飛機墜撞環(huán)境下沖擊速度對連接結構動態(tài)失效特性的影響，針對典型航空高鎖螺栓連接結構，選擇兩種航空鋁合金材料和高鎖螺栓緊固件，設計單釘單搭接結構，采用Instron VHS 160-100/20 高速液壓伺服材料試驗機進行4 種速度（0.01、0.10、1.00 和3.00 m/s）下的動態(tài)拉伸實驗，獲得航空鋁合金高鎖螺栓連接件的動態(tài)響應和失效行為，結合高速攝像結果，分析連接件動態(tài)響應、能量吸收和失效模式隨加載速度的變化規(guī)律。

1 連接件

連接件由高鎖螺栓、高鎖螺母、上連接板、上補償板、下連接板和下補償板組成。其中高鎖螺栓/螺母選用符合中國商用飛機有限責任公司緊固件工藝標準的CFBL1001-6-6/CFNT1003CY6 抗剪型平頭高鎖螺栓和螺母，材質分別為TC4 鈦合金和7075-T73 鋁合金，螺桿直徑4.763 mm，桿長（不含螺紋）9.525 mm。上下連接板連接孔直徑4.8 mm，與螺桿之間的裝配間隙為18.5 μm，按照HB/Z 223.6-1996《飛機裝配工藝 高鎖螺栓安裝》中規(guī)定的方法，利用專用工具將高鎖螺栓裝配到上下連接板上，再將補償板粘貼到連接板對應位置上得到連接件，同一連接件的上下連接板和補償板的材料均相同。連接板選用2024-T3 和7050-T7451 兩種航空鋁合金材料，得到的連接件分別記為A 類和B 類連接件。實驗中螺帽的擰斷扭矩為0.3 N·m。連接件各部分材料性能見表1，外形尺寸如圖1 所示。兩類連接件各12 件，進行4 種速度下的加載測試，每種工況測試3 件連接件。

表1 材料性能參數(shù)[26-27]Table 1 Property parameters of materials[26-27]

圖1 典型高鎖螺栓連接件Fig. 1 Hi-lock bolt joint

2 動態(tài)實驗方法

圖2 連接件動態(tài)實驗系統(tǒng)Fig. 2 Dynamic test system of joint

3 實驗結果與分析

圖3 動態(tài)加載下典型動態(tài)加載速率曲線Fig. 3 Typical loading rate curves under dynamic loading conditions

3.1 動態(tài)拉伸響應曲線

兩類連接件在0.01、0.10、1.00 和3.00 m/s速度拉伸下的載荷位移曲線如圖4 所示。從兩組曲線可以看出，連接件的動態(tài)拉伸可分為彈性變形、屈服和斷裂失效3 個階段，與Langrand 等[12]獲得連接件載荷曲線的3 個階段類似。在彈性變形階段，兩類連接件的動態(tài)載荷隨位移呈線性變化，且?guī)缀醪浑S加載速度增加而變化；在屈服階段，隨著加載速度增加，兩類連接件的屈服載荷均有一定的增加；在斷裂失效階段，B 類連接件瞬間失效，而A 類連接件則是漸進失效。從兩組曲線還可以看出，B 類連接件的剛度、屈服載荷、極限載荷均大于A 類連接件，而A 類連接件的最終失效位移均大于B 類連接件。

圖4 不同加載速度下兩類連接件載荷位移曲線Fig. 4 Load-displacement curves of joints under different loading velocities

連接件動態(tài)加載過程中的極限載荷和初始失效位移統(tǒng)計結果如表2 所示。由表2 可知，兩類連接件的極限載荷和初始失效位移都隨著加載速度的增加而增加。隨著速度從0.01 m/s 增加到3.00 m/s，A 類連接件的極限載荷和初始失效位移分別增加了2.17%和23.19%（以0.01 m/s 測試結果為參照，下同）；B 類連接件的極限載荷和初始失效位移分別增加5.53%和2.14%。除了A 類連接件在3 m/s 載荷工況下初始失效位移增加較大外，其余工況的極限載荷增加和初始失效位移增加均在6%以內，表明連接件在0.01～3.00 m/s 中低速度動態(tài)拉伸下的性能隨加載速度變化不大，與Heimbs 等[23]的結論一致。出現(xiàn)這種情況的原因，一方面是因為母材（2024-T3[29]和7050-T7451[30]）和緊固件（TC4[31]和7 075-T73[32]）在中低速度下的應變率強化效應較弱；另一方面是因為應力波在復雜的連接結構中傳遞、反射與疊加耗散了應力波的能量。

表2 不同速度下連接件極限載荷和初始失效位移統(tǒng)計Table 2 Statistics of ultimate load and initial failure displacement of joints under different loading velocities

3.2 能量吸收

能量吸收在飛機墜撞中具有重要意義，好的吸能設計可以提高民機乘員的可生存率[8-11]，而連接結構的吸能能力尤為重要[10-11]，因此研究連接件在動態(tài)拉伸過程中的能量吸收問題有重要意義。連接件吸收的能量是根據(jù)載荷位移曲線與橫坐標所包絡的面積計算得到的[24]。經計算，兩類連接件在不同加載速度下吸收的能量如圖5 所示。從圖5 可以看出，動態(tài)載荷作用下，兩類連接件吸收的能量隨著加載速度的增加而增加，A 類連接件吸收的能量隨速度增加較明顯，最高增加了34.43%，B 類連接件吸收的能量隨速度增加不明顯，最高只增加了6.58%；而相同工況下，A 類連接件吸收能量明顯大于B 類連接件的，這與二者的失效模式有關。雖然B 類連接件的剛度和極限載荷都大于A 類，其載荷位移曲線都高于后者，但由于B 類連接件的載荷突然卸載，加載位移比較短，其吸能能力有限；而A 類連接件是逐漸失效，其最終失效位移更大，因此吸能能力大于B 類連接件。

3.3 失效模式

為便于表述與理解，將文中幾個名詞定義如下。

拉脫失效（Fastener pull through failure）：螺栓頭部從連接孔中穿過而導致的失效，用FP 表示；

拉伸失效（tension failure）：母材在拉伸過程中沿橫向斷裂而導致的失效，用TF 表示；

拔出失效（Fastener collar/bush strip out failure）：螺母內部螺紋受剪切破壞導致螺栓脫落而產生的失效，用SOF 表示；

連接件彎角：在動態(tài)拉伸過程中連接件面外彎曲變形與加載方向的夾角，用α 表示；

①臨床治愈率 急性、亞急性肝衰竭以臨床治愈率作為判斷標準：（a）乏力、納差、腹脹、尿少、出血傾向和肝性腦病等臨床癥狀消失；（b）黃疸消退（TBil≤2×ULN），肝臟大小恢復正常；（c）肝功能指標基本恢復；（4）PTA（INR）恢復正常。

螺栓轉角：在動態(tài)拉伸過程中高鎖螺栓偏離原軸線的角度，用β 表示。

兩類連接件在四種拉伸速度下的失效模式如表3 所示，從表3 中可以看出，A 類連接件主要是拉脫失效，母材板被破壞；B 類連接件主要是拔出失效，緊固件被破壞。產生兩種失效模式的原因兩種連接件母材和緊固件的材料強度相對不同。由表1 材料性能可知，A 類連接件中母材2024-T3 材料強度最弱，因此，在動態(tài)拉伸的過程中母材板出現(xiàn)破壞，導致拉脫失效；B 類連接件中螺母7075-T73 的強度最弱，因此，B 類連接件的失效是螺母的螺紋拔出失效。從失效模式統(tǒng)計結果可以看出，兩類連接件的失效模式在加載速率從0.01 m/s 增加到3.00 m/s 時基本保持不變，表明在該加載條件下加載速度對這兩種連接件的失效模式幾乎沒有影響。

圖5 不同加載速度下連接件的吸能Fig. 5 Energy absorption of joints under different impact velocities

表3 連接件失效模式Table 3 Failure modes of joints

表3 中還給出了兩類連接件在四種拉伸速度下典型失效模式的局部細節(jié)。從表3 中可以看出，A 類連接件的螺栓和螺母連接完好，螺栓頭部都從連接孔中拉脫，并剪掉母材板孔邊部分材料，使連接孔變成了水滴狀，被剪掉部分尺寸分別為6.00、5.91、3.98 和3.51 mm，隨著加載速度增大而減??；A 類連接件的上連接板都產生了較大彎曲變形，上連接板孔壁周圍都產生了目視可見裂紋。B 類連接件的螺栓均被拔出，螺紋白亮或帶有螺紋絲，表明螺栓拔出是螺母螺紋受剪切失效導致的；下連接板孔壁因螺栓擠壓而成長橢圓形，經測量，被擠壓部分變形分別為3.11、2.82、2.53 和2.42 mm，也是隨著加載速度的增加而減小，而上連接板的孔變化不是很明顯，但上連接板孔周邊被螺母擠壓部分出現(xiàn)明顯凹痕；被拔出的螺母都呈橢圓形，且與連接板擠壓部分存在一定變形。

圖6 中給出了兩類連接件在1 m/s 速度下典型的動態(tài)失效過程。從圖6 中可以看出，A 類連接件上連接板的彎角α 和高鎖螺栓轉角β 都明顯大于B 類連接件；A 類連接件的螺栓頭部最終從連接母材孔中拉出產生拉脫失效，而B 類連接件最終因螺栓偏轉導致高鎖螺母與高鎖螺栓拔出分離而飛出，產生拔出失效。B 類連接件的失效模式與Liu 等[19]研究的高鎖螺栓元件的動態(tài)復合加載的相同，且其極限失效載荷也是介于30°與45°復合加載之間，與觀測結果吻合。

3.4 失效機理分析

連接件動態(tài)拉伸受力分析見圖7。當連接件受到拉伸力F時，載荷通過螺栓在上下連接板中傳遞，在這個過程中連接板孔壁受到螺桿的擠壓產生彈性變形，同時因螺桿受到上下連接板的反作用力，使高鎖螺栓產生逆時針偏轉力偶M（M=F×δ，δ 為板厚），但因螺栓存在一定預緊力，螺母和螺栓頭部與上下連接板間的摩擦力抵制初始時刻螺栓的偏轉。隨著載荷增大，螺桿受到的偏轉力矩也越來越大，直至超過摩擦力提供的力矩，導致螺栓開始逆時針偏轉角度β；因而螺母和螺栓頭部開始擠壓上下連接板，導致上下連接板的自由端翹起彎角α。隨著載荷進一步增大，對于A 類連接件，結合圖6 高速攝像結果，因連接板材料2024-T3 的抗拉強度最低，孔壁被螺栓擠壓塑性變形增大，螺栓偏角β 接近90°，連接板最大彎角α 也超過60°，使剪切型螺栓變?yōu)槭芾燧d荷，導致螺栓頭部從連接板孔中拉出而產生拉脫失效；對于B 類連接件，因螺母材料7075-T73 的強度最低，螺栓的偏轉使拉伸載荷逐漸變?yōu)槁菟ǖ睦赳詈陷d荷，直至拉伸載荷大于螺紋剪切極限載荷導致螺母被拔出而產生拔出失效，這與Liu 等[19]研究該緊固件拉剪失效結論相吻合。

圖6 連接件在1 m/s 速度下典型失效過程Fig. 6 Typical failure process of joints under 1 m/s impact velocity

圖7 高鎖螺栓連接結構動態(tài)拉伸受力分析Fig. 7 Dynamic tensile force analysis of hi-lock bolt joint

圖8 中給出了B 類連接板孔壁受擠壓永久塑性變形的整體和局部圖，從圖中可以看出，連接孔被拉長，孔壁被擠壓部分在螺母或螺栓頭部部分都有塑性凸起，被擠壓孔壁變形與螺栓轉角β 保持一致；被拉脫的螺母一側因被擠壓而出現(xiàn)永久變形。

通過上述對單搭接連接件動態(tài)拉伸失效過程分析發(fā)現(xiàn)，其與單搭接連接件準靜態(tài)拉伸相類似，即在動態(tài)拉伸載荷作用下，由于偏心載荷的影響會在螺栓處產生彎矩，引起連接板的面外變形，即次彎曲現(xiàn)象[13-14]。這種現(xiàn)象會使螺栓與孔之間在接觸區(qū)域產生的應力在厚度方向上分布不均勻，如圖7 所示，從而降低連接結構的強度，甚至改變結構的失效模式。文獻[33]中研究發(fā)現(xiàn)在加載過程中動態(tài)偏心載荷會導致二次彎曲現(xiàn)象發(fā)生（圖9），通過三維模型分析發(fā)現(xiàn)，螺栓隨著載荷增加會發(fā)生偏轉，致使擠壓連接板孔壁的載荷在厚度方向分布不均勻，靠近兩個連接板貼合面載荷大，向兩邊載荷逐漸減小，載荷呈現(xiàn)梯形分布。從有限元分析角度說明了上述連接件失效機理分析。

圖8 B 類連接件孔壁受擠壓永久塑性變形圖Fig. 8 Plastic deformation diagram of joint hole under bearing load

圖9 連接件動態(tài)加載有限元分析圖Fig. 9 Finite element analysis of dynamic impact of the joints

4 結 論

通過對兩種航空鋁合金材料的高鎖螺栓單搭接連接件進行了4 種速度下的動態(tài)拉伸實驗，獲得了連接件的動態(tài)響應、吸能特性和失效模式，結果表明。

（1）在0.01～3.00 m/s 加載速度下,兩種連接件的失效模式均受加載速度影響較小，其中2024-T3 連接件的失效模式主要是拉脫失效，7050-T7451 連接件的失效模式主要是螺母螺紋的拔出失效。

（2）連接件的失效模式受連接母材、高鎖螺栓/螺母材料強度影響，當連接母材強度較弱時，拉伸過程中連接板彎角和螺栓轉角都會比較大，最終是連接母材產生失效破壞；當連接母材強度較強時，拉伸過程中連接板彎角和螺栓轉角均較小，最終是螺栓/螺母的連接螺紋受剪切而產生拔出失效。

（3）連接件在動態(tài)拉伸過程中的極限載荷和初始失效位移隨加載速度增加而增加，但增加較小，表明高鎖螺栓連接件的強度對0.01～3.00 m/s 拉伸速度的敏感性較低。

（4）連接件在動態(tài)拉伸過程中的吸收能力隨速度增加而提高，但2024-T3 連接件的吸能效果要優(yōu)于7050-T7451 連接件，這與連接件失效模式有關。