高鎖螺栓干涉量對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接件的疲勞壽命增益研究.pdf

1、我國航空制造由于歷史原因，在初期發(fā)展階段得到了前蘇聯(lián)的大量幫助和指導(dǎo)，所以目前我國飛機(jī)高鎖螺栓裝配標(biāo)準(zhǔn)均是沿用前蘇聯(lián)裝配標(biāo)準(zhǔn)，由于缺乏相關(guān)理論和試驗(yàn)研究，該標(biāo)準(zhǔn)與我國軍用飛機(jī)裝配中已表現(xiàn)出了嚴(yán)重的不適應(yīng)性，在裝配中經(jīng)常出現(xiàn)干涉量過大而導(dǎo)致螺栓彎曲甚至斷裂的情況。
　　本文針對(duì)某型飛機(jī)鋁合金材料結(jié)構(gòu)，研究高鎖螺栓的干涉量在不同夾層厚度的基體上對(duì)結(jié)構(gòu)件的疲勞增益機(jī)理，針對(duì)某系列飛機(jī)以及后續(xù)機(jī)型鋁合金材料大約束厚夾層結(jié)構(gòu)特點(diǎn)制定最合理的

2、高鎖螺栓干涉連接安裝規(guī)范，從而保障某型飛機(jī)的裝配質(zhì)量。主要內(nèi)容如下：
　?。?）介紹了干涉配合的飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗疲勞強(qiáng)化機(jī)理，并且根據(jù)疲勞壽命及細(xì)節(jié)疲勞額定值法相關(guān)理論，確定了試驗(yàn)系統(tǒng)和疲勞試驗(yàn)方案，對(duì)不同干涉量的高鎖螺栓結(jié)構(gòu)件進(jìn)行疲勞試驗(yàn)。
　?。?）提出了一種預(yù)測萌生裂紋壽命的方法。根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果和裂紋擴(kuò)展機(jī)理假設(shè)模型推導(dǎo)出了一種裂紋擴(kuò)展規(guī)律的公式，并在試驗(yàn)中得到了很好的驗(yàn)證，仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)中應(yīng)力的變化值達(dá)到了很好的一致性。通過

3、該公式分別求得不同干涉量下的高鎖螺栓結(jié)構(gòu)件的0.8mm下的裂紋萌生壽命。結(jié)果表明：在厚度為10mm，孔徑為9.4mm，最大應(yīng)力170Mpa的相同情況下，干涉量1.19％的試驗(yàn)件的裂紋萌生壽命要遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于干涉量0.75%的試驗(yàn)件的裂紋萌生壽命。在可靠性壽命小于15萬次時(shí)，厚度6mm，孔徑7.8mm的試件的最佳干涉量應(yīng)該在0.87%附近，此時(shí)結(jié)構(gòu)件獲得的疲勞增益是最大的；而可靠性壽命大于15萬次時(shí)，厚度6mm，孔徑7.8mm的試件的最佳干涉量

4、應(yīng)該在0.65%附近。
　?。?）利用有限元軟件構(gòu)建不同高鎖螺栓干涉量下的結(jié)構(gòu)件三維模型，模擬疲勞試驗(yàn)過程，進(jìn)行數(shù)值模擬分析，結(jié)果表明：盡管干涉量的增大可以使結(jié)構(gòu)件更加降低Y向應(yīng)力水平，但超過一定范圍后干涉量的增大對(duì)應(yīng)力減小就不明顯了。并且，在實(shí)際工程應(yīng)用中，干涉量的增大會(huì)帶來整個(gè)裝配工藝上的困難，比如螺栓難以打入結(jié)構(gòu)件中、螺栓打入過程孔內(nèi)發(fā)生較大形變、使結(jié)構(gòu)件報(bào)廢、有時(shí)甚至打入過程發(fā)生螺栓的斷裂等。所以，根據(jù)有限元仿真結(jié)果結(jié)合實(shí)