壓合襯套強(qiáng)化耳片的疲勞壽命評(píng)估

張志賢 張立新 王凡

摘要：壓合襯套是一種通過(guò)冷擠壓安裝的高干涉量襯套，主要用于提高連接孔的疲勞及損傷容限性能。試驗(yàn)證明安裝壓合襯套可以有效提高耳片的疲勞壽命，但目前沒(méi)有合理有效的分析方法能夠評(píng)估其疲勞壽命增益。為了填補(bǔ)這一空白，研究了一種壓合襯套強(qiáng)化耳片的疲勞壽命評(píng)估方法，該方法充分考慮殘余應(yīng)力及襯套過(guò)盈配合對(duì)耳片孔的支持作用。首先，對(duì)壓合襯套安裝過(guò)程進(jìn)行仿真分析，并通過(guò)工藝試驗(yàn)校驗(yàn)仿真方法，證明通過(guò)仿真分析能夠獲取準(zhǔn)確的結(jié)構(gòu)三維殘余應(yīng)力分布。然后，對(duì)安裝壓合襯套后耳片進(jìn)行受載分析，獲取其載荷—應(yīng)力關(guān)系，并在此基礎(chǔ)上開(kāi)展壓合襯套耳片的疲勞壽命評(píng)估方法研究。通過(guò)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證發(fā)現(xiàn)，分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，分析方法合理可行。該方法能夠在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)階段進(jìn)行壓合襯套強(qiáng)化耳片的疲勞壽命評(píng)估，減少了對(duì)疲勞試驗(yàn)的依賴，有效提高了此類結(jié)構(gòu)疲勞壽命的評(píng)估效率。

關(guān)鍵詞：殘余應(yīng)力；疲勞壽命；冷擠壓；襯套；仿真分析

中圖分類號(hào)：V215.5文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.013

20世紀(jì)80年代初，美國(guó)疲勞工程技術(shù)公司（FTI）根據(jù)冷擠壓的原理推出一種干涉配合襯套——ForceMate？[1]，即壓合襯套。壓合襯套是一種通過(guò)冷擠壓安裝的高干涉量襯套[2]，其安裝過(guò)程與開(kāi)縫襯套冷擠壓強(qiáng)化相似，但是以具有一定厚度壓合襯套代替開(kāi)縫襯套，在強(qiáng)化過(guò)程中，通過(guò)芯棒的擠壓作用使壓合襯套與緊固孔之間形成干涉配合，并且強(qiáng)化后襯套保留在緊固孔中成為結(jié)構(gòu)的一部分。與其他強(qiáng)化工藝相比，壓合襯套強(qiáng)化的優(yōu)點(diǎn)主要體現(xiàn)在：（1）在孔壁引入高幅值殘余壓應(yīng)力，降低外載作用下的孔邊應(yīng)力，提高疲勞壽命；（2）通過(guò)保留襯套結(jié)構(gòu)，提高孔的支撐剛度，降低孔的應(yīng)力集中系數(shù)；（3）通過(guò)襯套和孔之間的大干涉配合，襯套與耳片之間的接觸壓力遠(yuǎn)大于冷縮襯套，能夠大幅減輕襯套與耳片之間的微動(dòng)磨損，有效減少裂紋源的產(chǎn)生?，F(xiàn)有實(shí)際經(jīng)驗(yàn)表明，通過(guò)采用壓合襯套強(qiáng)化能夠顯著提高孔的疲勞及損傷容限性能。

目前，壓合襯套已經(jīng)大規(guī)模應(yīng)用于國(guó)內(nèi)外多個(gè)飛機(jī)型號(hào)重要接頭的疲勞強(qiáng)化。在F-22全機(jī)疲勞試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)翼身連接耳片出現(xiàn)裂紋[3]，分析結(jié)果顯示壓合襯套干涉量設(shè)計(jì)不合理導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)過(guò)早萌生裂紋。通過(guò)疲勞試驗(yàn)?zāi)軌蛴行гu(píng)估壓合襯套的疲勞強(qiáng)化增益[4]，但是試驗(yàn)周期較長(zhǎng)，不適用于設(shè)計(jì)階段。為了在設(shè)計(jì)階段對(duì)此類結(jié)構(gòu)進(jìn)行壽命評(píng)估，需要開(kāi)展壓合襯套耳片的疲勞壽命評(píng)估技術(shù)研究。國(guó)內(nèi)外在壓合襯套強(qiáng)化耳片的疲勞壽命評(píng)估上開(kāi)展了相應(yīng)的研究。曹增強(qiáng)等[5]采用應(yīng)力疲勞方法對(duì)壓合襯套強(qiáng)化后耳片進(jìn)行疲勞壽命分析，該方法能夠分析等幅譜下的疲勞壽命，但不能考慮隨機(jī)譜加載序列對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響。Bombardier等[2]采用加拿大國(guó)家研究委員會(huì)（NRCC）開(kāi)發(fā)的疲勞裂紋萌生分析工具進(jìn)行疲勞壽命分析。

本文通過(guò)對(duì)襯套安裝物理過(guò)程的建模仿真，準(zhǔn)確獲取安裝后結(jié)構(gòu)的殘余應(yīng)力分布，并采用應(yīng)變疲勞方法進(jìn)行考慮殘余應(yīng)力影響的疲勞壽命評(píng)估，能夠較為準(zhǔn)確地評(píng)估隨機(jī)譜下的結(jié)構(gòu)疲勞壽命。

1殘余應(yīng)力分析

通過(guò)數(shù)值仿真分析某型飛機(jī)耳片工藝試驗(yàn)件的壓合襯套安裝過(guò)程，獲取安裝過(guò)程中的三維應(yīng)力/應(yīng)變場(chǎng)及芯棒拉拔力，并將分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，驗(yàn)證仿真分析方法的準(zhǔn)確性。

1.1耳片工藝試驗(yàn)

為了獲得壓合襯套安裝過(guò)程的芯棒拉拔力以及安裝后的耳片變形，開(kāi)展了襯套安裝的耳片工藝試驗(yàn)，耳片工藝試驗(yàn)件尺寸如圖1所示。在工藝試驗(yàn)過(guò)程中采集了應(yīng)變、芯棒拉拔力、耳片端面變形等數(shù)據(jù)，通過(guò)比較試驗(yàn)數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果，驗(yàn)證仿真分析方法的準(zhǔn)確性。

1.2壓合襯套強(qiáng)化過(guò)程仿真分析

為了評(píng)估壓合襯套安裝后耳片的疲勞壽命，首先需要獲取其殘余應(yīng)力分布。壓合襯套強(qiáng)化涉及到芯棒、襯套、耳片、前鍔等多個(gè)零件的相互作用，通過(guò)有限元仿真可以準(zhǔn)確模擬襯套安裝的真實(shí)物理過(guò)程，獲取強(qiáng)化后的殘余應(yīng)力分布。

ABAQUS是一套功能強(qiáng)大的有限元軟件，其解決問(wèn)題的范圍從相對(duì)簡(jiǎn)單的線性分析到復(fù)雜的非線性問(wèn)題，尤其具有較強(qiáng)的非線性問(wèn)題處理能力。襯套強(qiáng)化過(guò)程涉及材料、幾何非線性，因此本文選擇該軟件開(kāi)展建模仿真，軟件版本為ABAQUS6.13。

1.2.1有限元模型

壓合襯套耳片數(shù)值仿真模型中包括襯套安裝過(guò)程中參與相互作用的耳片、襯套、芯棒、前鍔4個(gè)零件，如圖2所示。為了準(zhǔn)確模擬工藝試驗(yàn)過(guò)程，模型中的幾何參數(shù)均取自工藝試驗(yàn)的實(shí)測(cè)值。

芯棒和前鍔的材料為工具鋼，具有很高的剛度和硬度，在襯套安裝過(guò)程中變形極小，為了減少計(jì)算量，將其設(shè)置為解析剛體[6]。耳片和襯套在強(qiáng)化過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生明顯的塑性變形，設(shè)置為彈塑性材料，分析采用應(yīng)變—應(yīng)力曲線來(lái)表示材料的彈塑性特征。耳片材料為7050-T7451，襯套材料為PH13-8Mo，其材料參數(shù)見(jiàn)表1[7]，應(yīng)變—應(yīng)力曲線如圖3所示。

為了保證計(jì)算精度并提高求解效率和接觸收斂速度，將耳片及襯套的單元類型設(shè)置為C3D8R，此單元能夠有效解決彈塑性分析中的收斂問(wèn)題。通過(guò)網(wǎng)格的收斂性驗(yàn)證，靠近孔壁區(qū)域網(wǎng)格尺寸設(shè)置為0.5mm，能夠滿足計(jì)算精度要求，遠(yuǎn)離孔壁區(qū)域網(wǎng)格尺寸逐漸過(guò)渡到8mm。

壓合襯套強(qiáng)化過(guò)程中存在多個(gè)接觸行為，主要包括芯棒與襯套內(nèi)壁接觸、襯套外壁與耳片孔內(nèi)壁、前鍔與耳片/襯套端面的接觸。其中，芯棒與襯套內(nèi)壁的接觸對(duì)芯棒拉拔力的影響顯著，襯套內(nèi)壁涂覆有固體潤(rùn)滑劑，根據(jù)實(shí)際測(cè)量，芯棒與襯套內(nèi)壁之間的摩擦系數(shù)為0.05。壓合襯套強(qiáng)化三組接觸均為面面接觸，主從面的定義見(jiàn)表2。

1.2.2分析步定義

為了準(zhǔn)確地模擬襯套的安裝過(guò)程，分析設(shè)置了芯棒拉拔及襯套內(nèi)壁絞削兩個(gè)分析步。在芯棒拉拔分析步，通過(guò)定義芯棒強(qiáng)迫位移模擬拉拔過(guò)程，如圖4所示。

在襯套內(nèi)壁絞削分析步中，襯套內(nèi)壁鉸削過(guò)程主要是去除芯棒擠壓后的襯套孔壁余量，達(dá)到最終尺寸要求。如果模擬銑削過(guò)程，每一步的模擬計(jì)算量都將十分巨大?？紤]到銑削過(guò)程主要是與去除材料發(fā)生作用，對(duì)于內(nèi)壁擠壓產(chǎn)生的影響較為有限（一般在100μm范圍），建模中忽略銑削過(guò)程切削力熱作用對(duì)于襯套的影響，僅僅考慮材料去除導(dǎo)致襯套耳片結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的應(yīng)力釋放作用。ABAQUS生死單元技術(shù)為考慮材料的增加或者減少帶來(lái)的力學(xué)效應(yīng)提供了一個(gè)有效的途徑，通過(guò)定義襯套內(nèi)壁絞削層為生死單元來(lái)計(jì)算絞削后的應(yīng)力分布[6-8]，如圖5所示。為了保證鉸孔后的襯套內(nèi)徑與實(shí)際孔徑更加接近，采用參考文獻(xiàn)[9]中的插值計(jì)算原理來(lái)確定襯套內(nèi)壁絞削量，通過(guò)多次迭代確定孔壁絞削厚度為0.58mm。

1.2.3仿真分析結(jié)果

壓合襯套強(qiáng)化過(guò)程中為準(zhǔn)靜態(tài)過(guò)程，因此采用隱式求解器ABAQUS/Standard進(jìn)行計(jì)算，從結(jié)果中可以獲取襯套安裝過(guò)程中各個(gè)階段的三維應(yīng)力/應(yīng)變分布。襯套安裝及絞削后的應(yīng)力分布如圖6所示，為了更直觀地觀察殘余壓應(yīng)力的分布，圖中將應(yīng)力大于0的區(qū)域設(shè)置為灰色。

從應(yīng)力云圖可以看出，襯套強(qiáng)化后，襯套與耳片之間相互擠壓，使得整個(gè)襯套的周向應(yīng)力均為壓應(yīng)力，同時(shí)耳片孔壁附近區(qū)域也都有殘余壓應(yīng)力，有利于提高耳片孔的疲勞壽命。襯套內(nèi)壁絞削后，襯套的剛度減弱，耳片向孔心方向擠壓變形，對(duì)應(yīng)力分布有一定影響，但由于絞削厚度較小，其影響并不顯著。

圖7、圖8給出了在耳片不同厚度位置沿孔徑方向的殘余應(yīng)力分布。從圖中可以看出，在芯棒入口端的殘余壓應(yīng)力較小，殘余壓應(yīng)力影響區(qū)域只有7mm左右；其余厚度位置殘余壓應(yīng)力較大，且殘余壓應(yīng)力影響區(qū)域有10mm左右。擠入端孔邊殘余壓應(yīng)力明顯小于其他位置，更易萌生裂紋。

1.3仿真結(jié)果校驗(yàn)

通過(guò)1.1節(jié)中的工藝試驗(yàn)，采集了襯套安裝過(guò)程中的應(yīng)變、芯棒最大拉力，并對(duì)襯套安裝后的耳片端面進(jìn)行變形測(cè)量。下面分別將測(cè)量的應(yīng)變、芯棒拉力及耳片端面變形與仿真分析結(jié)果進(jìn)行比較，校驗(yàn)分析方法的可靠性。

1.3.1應(yīng)變比較

在工藝試驗(yàn)件芯棒擠入端上布置了應(yīng)變片，如圖9所示。在芯棒拉拔過(guò)程中，實(shí)時(shí)采集應(yīng)變數(shù)據(jù)。

圖10給出了芯棒拉拔過(guò)程中1#、2#、4#、5#應(yīng)變片的分析值及測(cè)量值曲線，橫坐標(biāo)表示實(shí)際測(cè)量得到的芯棒拉拔時(shí)間，從圖中可以得到以下結(jié)論：（1）由于分析過(guò)程中芯棒是勻速運(yùn)動(dòng)的，而在實(shí)際安裝過(guò)程中，芯棒并非勻速運(yùn)動(dòng)，分析與測(cè)量變化趨勢(shì)基本一致，但最大值出現(xiàn)時(shí)間會(huì)有微小的差異（小于1s）；（2）從圖10可以看出，對(duì)稱位置應(yīng)變片的測(cè)量值之間有較大差異。因?yàn)樵谝r套安裝過(guò)程中，孔邊的應(yīng)變變化較為劇烈，應(yīng)變片實(shí)際粘貼位置誤差對(duì)測(cè)量結(jié)果影響較大；（3）分析值與測(cè)量值的變化趨勢(shì)基本一致，分析值最大值同測(cè)量最大值均值相當(dāng)，說(shuō)明通過(guò)仿真分析獲取的應(yīng)變變化曲線準(zhǔn)確可靠。

1.3.2芯棒拉拔力比較

在試驗(yàn)過(guò)程中，通過(guò)讀取拉槍連接的液壓泵壓力獲取芯棒拉力。圖11給出了安裝過(guò)程中芯棒拉力的分析值及測(cè)量最大值，分析最大值與測(cè)量最大值基本一致，分析結(jié)果準(zhǔn)確可靠。

1.3.3端面變形比較

襯套安裝后，對(duì)襯套端面變形進(jìn)行測(cè)量，測(cè)量了擠入端沿圖9中A-B路徑上的變形。測(cè)量值與分析值的比較如圖12所示，二者基本一致[10]。

通過(guò)仿真分析模擬壓合襯套安裝過(guò)程，獲取結(jié)構(gòu)的應(yīng)力/應(yīng)變分布。通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，本文仿真分析方法準(zhǔn)確可靠，可用于后續(xù)的疲勞壽命評(píng)估。

2疲勞壽命評(píng)估

通過(guò)仿真分析獲取某型飛機(jī)耳片疲勞模擬件受載狀態(tài)下的應(yīng)力分布，采用局部應(yīng)力—應(yīng)變法對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞壽命分析。然后將分析結(jié)果與疲勞試驗(yàn)斷口反推結(jié)果進(jìn)行比較，優(yōu)選疲勞壽命計(jì)算模型。最后，采用另一組疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)疲勞壽命計(jì)算模型進(jìn)行校驗(yàn)，評(píng)估其適用性。

2.1疲勞分析方法

本文采用局部應(yīng)力—應(yīng)變法進(jìn)行疲勞壽命計(jì)算。其基本原理是將譜載荷作用下結(jié)構(gòu)的名義載荷（或應(yīng)力）譜，通過(guò)彈塑性分析及材料的循環(huán)應(yīng)力—應(yīng)變響應(yīng)轉(zhuǎn)換為危險(xiǎn)部位的局部應(yīng)力—應(yīng)變譜，然后，將危險(xiǎn)點(diǎn)的局部應(yīng)力—應(yīng)變進(jìn)行修正，同時(shí)根據(jù)等應(yīng)變等損傷的假設(shè)，用光滑試件的應(yīng)變—壽命曲線估算危險(xiǎn)部位的損傷。局部應(yīng)力—應(yīng)變以其理論比較合理、計(jì)算結(jié)果更接近試驗(yàn)數(shù)據(jù)而受到重視，成為一種較可靠的工程分析方法。局部應(yīng)力—應(yīng)變疲勞分析方法的合理性主要表現(xiàn)在它考慮了金屬的塑性應(yīng)變和由此引起的殘余應(yīng)力對(duì)疲勞性能的影響。采用局部應(yīng)力—應(yīng)變法能夠合理評(píng)估壓合襯套強(qiáng)化后殘余壓應(yīng)力對(duì)疲勞壽命的影響。

給定名義應(yīng)力歷程，應(yīng)變疲勞壽命計(jì)算流程如圖13所示。

2.2模擬件疲勞試驗(yàn)

為了研究耳片的疲勞性能，開(kāi)展了耳片疲勞模擬件試驗(yàn)。模擬件的考核端局部結(jié)構(gòu)特征與飛機(jī)結(jié)構(gòu)上完全一致，安裝壓合襯套，如圖14所示。采用交點(diǎn)載荷隨機(jī)譜進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，初始裂紋萌生位置在芯棒入口端的耳片孔邊（見(jiàn)圖15），根據(jù)斷口反推結(jié)果（見(jiàn)圖16），裂紋萌生壽命約7個(gè)譜塊。

2.3名義應(yīng)力歷程計(jì)算

采用局部應(yīng)力—應(yīng)變法進(jìn)行疲勞分析，首先需要獲取結(jié)構(gòu)真實(shí)的應(yīng)力歷程，因此需要將施加的載荷譜通過(guò)載荷—應(yīng)力關(guān)系轉(zhuǎn)換為應(yīng)力譜[12]。本節(jié)通過(guò)有限元仿真計(jì)算，模擬壓合襯套強(qiáng)化過(guò)程，并在強(qiáng)化后在耳片軸銷處施加載荷，獲取載荷—應(yīng)力關(guān)系。

仿真模型的幾何尺寸取自疲勞模擬件的實(shí)際測(cè)量值，仿真分析包括襯套安裝及軸銷加載兩個(gè)過(guò)程，模型如圖17所示。采用第1節(jié)的仿真方法進(jìn)行強(qiáng)化過(guò)程的殘余應(yīng)力計(jì)算。完成強(qiáng)化分析后，在軸銷上、下端面上施加載荷，如圖17（b）所示，分析受載后的應(yīng)力分布。

強(qiáng)化及加載后的耳片應(yīng)力分布如圖18、圖19所示，加載后耳片周向應(yīng)力最大處位于芯棒擠入端的孔邊。為了分析擠壓強(qiáng)化對(duì)受載后孔壁應(yīng)力分布的影響，圖20給出了擠入端孔邊高應(yīng)力區(qū)的載荷—應(yīng)力關(guān)系。根據(jù)載荷—應(yīng)力關(guān)系將結(jié)構(gòu)的載荷歷程轉(zhuǎn)換為名義應(yīng)力歷程，如圖21所示。

2.4疲勞壽命計(jì)算模型優(yōu)選

獲取名義應(yīng)力歷程后，采用局部應(yīng)力—應(yīng)變法進(jìn)行疲勞壽命計(jì)算。分析采用成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所自編的疲勞分析軟件“結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞壽命分析”完成，分析所用的材料參數(shù)見(jiàn)表3。分別采用多種局部應(yīng)力應(yīng)變估算方法和平均應(yīng)力修正方法進(jìn)行壽命計(jì)算，計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表4。結(jié)果顯示，采用修正Stowell和Morrow修正的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果最接近，為當(dāng)前最優(yōu)計(jì)算模型。

2.5疲勞壽命計(jì)算模型校驗(yàn)

為了驗(yàn)證疲勞壽命計(jì)算模型的適用性，開(kāi)展了另一組不同干涉量的耳片疲勞試驗(yàn)（見(jiàn)圖22），試驗(yàn)萌生壽命均值為24個(gè)譜塊。

采用本文方法獲取其應(yīng)力分布并進(jìn)行疲勞壽命評(píng)估，計(jì)算壽命為19.5個(gè)譜塊。計(jì)算壽命小于試驗(yàn)壽命，但在合理的誤差范圍內(nèi)，說(shuō)明本文方法準(zhǔn)確可靠。通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，本文研究方法能夠較準(zhǔn)確地分析壓合襯套耳片的疲勞壽命，可在型號(hào)研制初期開(kāi)展此類結(jié)構(gòu)的壽命評(píng)估[13]。

3結(jié)論

通過(guò)研究，可以得到以下結(jié)論：

（1）通過(guò)壓合襯套安裝過(guò)程的數(shù)值仿真，能夠準(zhǔn)確地獲取強(qiáng)化后結(jié)構(gòu)的應(yīng)力和應(yīng)變分布、芯棒拉拔力等數(shù)據(jù)。

（2）本文方法能夠準(zhǔn)確地評(píng)估壓合襯套強(qiáng)化耳片的疲勞壽命，能夠在型號(hào)研制初期開(kāi)展此類結(jié)構(gòu)的壽命評(píng)估，減少了對(duì)疲勞試驗(yàn)的依賴，有效提高結(jié)構(gòu)壽命評(píng)估效率。

（3）本文方法能夠準(zhǔn)確地獲取壓合襯套耳片的殘余應(yīng)力場(chǎng)，可用于壓合襯套耳片的損傷容限分析，研究殘余應(yīng)力對(duì)裂紋擴(kuò)展的影響。

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Evaluation of Fatigue Life of Lug with Cold Expanded Bushing

Zhang Zhixian，Zhang Lixin，Wang Fan

AVIC Chengdu Aircraft Design & Research Institute，Chengdu 610041，China

Abstract： Cold expanded bushing is installed by cold expansion with high interference， which is mainly applied to improve fatigue property and damage tolerance property. Although it has been proved by tests that the fitting of pressfit bushings can effectively improve the fatigue life of lugs， there is still no reasonable and effective analysis method to evaluate the fatigue life improvement. To address this gap， a methodology is developed to analytically determine the fatigue life improvement resulting from the installation of cold expanded bushings by explicitly taking into account the residual stresses and the effect of high interferencefit bushings. Firstly， the installation process of cold expanded bushing is simulated and analyzed， and the simulation method is verified by process test， which proves that the accurate three-dimensional residual stress distribution can be obtained by simulation analysis. Then， the load-stress relationship is obtained through the stress analysis， and the methodology of fatigue life evaluation is studied. The analysis results are basically consistent with the test results through fatigue test， and the analysis method is reasonable and feasible. This method can be used in the structural design stage to evaluate the fatigue life of lug with cold expanded bushing， which reduces the dependence on fatigue test and improves the efficiency of fatigue life evaluation.

Key Words： residual stress； fatigue life； cold expansion； bushing； simulated analysis