高鎖螺栓干涉量對飛機結構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，所以目前我國飛機高鎖螺栓裝配標準均是沿用前蘇聯(lián)裝配標準，由于缺乏相關理論和試驗研究，該標準與我國軍用飛機裝配中已表現(xiàn)出了嚴重的不適應性，在裝配中經(jīng)常出現(xiàn)干涉量過大而導致螺栓彎曲甚至斷裂的情況。
　　本文針對某型飛機鋁合金材料結構，研究高鎖螺栓的干涉量在不同夾層厚度的基體上對結構件的疲勞增益機理，針對某系列飛機以及后續(xù)機型鋁合金材料大約束厚夾層結構特點制定最合理的

2、高鎖螺栓干涉連接安裝規(guī)范，從而保障某型飛機的裝配質(zhì)量。主要內(nèi)容如下：
　?。?）介紹了干涉配合的飛機結構抗疲勞強化機理，并且根據(jù)疲勞壽命及細節(jié)疲勞額定值法相關理論，確定了試驗系統(tǒng)和疲勞試驗方案，對不同干涉量的高鎖螺栓結構件進行疲勞試驗。
　?。?）提出了一種預測萌生裂紋壽命的方法。根據(jù)試驗結果和裂紋擴展機理假設模型推導出了一種裂紋擴展規(guī)律的公式，并在試驗中得到了很好的驗證，仿真和試驗數(shù)據(jù)中應力的變化值達到了很好的一致性。通過

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

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