中航工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所 趙 勇 甘學(xué)東 倪孟龍

隨著飛機機體結(jié)構(gòu)疲勞壽命、日歷壽命要求的不斷提高，飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計除了采用優(yōu)化結(jié)構(gòu)布置、新材料、整體化結(jié)構(gòu)、細節(jié)優(yōu)化設(shè)計、結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平控制等手段外，還將抗疲勞強化技術(shù)作為提高機體結(jié)構(gòu)疲勞/日歷壽命的一項重要措施。

“飛機結(jié)構(gòu)強化技術(shù)”包括強化設(shè)計以及強化制造，其特點是：在不改變飛機結(jié)構(gòu)形式和結(jié)構(gòu)材料的前提下，經(jīng)過局部強化處理，改變結(jié)構(gòu)細節(jié)表面的組織結(jié)構(gòu)和應(yīng)力分布，以提高飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命，它不增加結(jié)構(gòu)重量，是實現(xiàn)現(xiàn)代飛機長壽命、高技術(shù)可靠性、低維修成本的重要手段之一[1]。

國外20世紀(jì)50年代開始開展飛機結(jié)構(gòu)強化技術(shù)的研究，我國在20世紀(jì)70年代涉足這項技術(shù)，隨著研究的深入以及相關(guān)技術(shù)的發(fā)展，已在結(jié)構(gòu)不同部位的疲勞薄弱區(qū)應(yīng)用了不同的強化技術(shù)，這些技術(shù)主要以針對結(jié)構(gòu)緊固孔和結(jié)構(gòu)表面的強化為主。

飛機受力結(jié)構(gòu)件上的緊固件孔為應(yīng)力集中部位，是疲勞強度比較薄弱的地方。緊固孔采用的機械連接形式，是實現(xiàn)結(jié)構(gòu)零件裝配成為部件乃至全機結(jié)構(gòu)不可或缺的組成，連接結(jié)構(gòu)的破壞往往又是造成機體破壞的主要因素，所以開展針對緊固孔的強化技術(shù)研究及應(yīng)用，是結(jié)構(gòu)工程師急需解決的首要問題。同時，為滿足飛機結(jié)構(gòu)零部件的功能及承載需求，部分零件作為全機結(jié)構(gòu)的骨架，具有承載大、重要性強的特點，這些零件的部分區(qū)域應(yīng)力水平高，局部難以避免地出現(xiàn)應(yīng)力集中，對于這些部位，多采用對表面進行不同形式?jīng)_擊的方法，以實現(xiàn)表面強化。

主要的強化方式及應(yīng)用

縱觀機體結(jié)構(gòu)的破壞形式及部位，大量集中在緊固孔邊（承載緊固孔、系統(tǒng)開孔、周邊法蘭盤固定孔等），同樣剛度變化區(qū)也是疲勞薄弱區(qū)之一，為此針對不同部位及不同破壞形式，發(fā)展出多種抗疲勞強化并應(yīng)用到實際結(jié)構(gòu)，主要的強化技術(shù)如下。

1 冷擠壓強化技術(shù)

冷擠壓強化，是針對緊固孔發(fā)展的一項強化技術(shù)，是目前結(jié)構(gòu)上應(yīng)用最多的強化技術(shù)，其機理是在外力作用下，使待強化區(qū)域發(fā)生一定量的塑性變形，形成具有較大殘余壓應(yīng)力場的強化層，發(fā)揮抑制疲勞裂紋萌生和早期擴展的作用。從芯棒直接冷擠壓發(fā)展到目前應(yīng)用更安全、更有效的開縫襯套冷擠壓，開縫襯套冷擠壓強化規(guī)避了芯棒直接冷擠壓對孔壁造成的損傷，已成為主要的冷擠壓強化手段，其具有以下特點：強化效果穩(wěn)定；操作簡單易行；可實現(xiàn)重復(fù)操作；已形成系列產(chǎn)品及配套工具及系統(tǒng)的操作、檢測規(guī)范。

2 干涉連接技術(shù)

干涉連接分為干涉鉚接和干涉螺接，其強化機理是通過大的過盈量，在孔壁與緊固件間形成拉應(yīng)力，通過“支撐”效應(yīng)，提高中低應(yīng)力水平下的抗疲勞性能，目前大量使用的鉚釘干涉連接和高鎖干涉連接，對中低應(yīng)力水平下的連接緊固孔結(jié)構(gòu)壽命增益效果良好。

3 噴丸強化技術(shù)

噴丸強化也是針對零件表面的一種強化技術(shù)，其原理是通過高速運動的彈丸流不斷地撞擊零件表面，在零件表面引起一系列復(fù)雜的金相變化，形成殘余壓應(yīng)力和微小的晶粒位錯，從而達到提高零件疲勞強度和抗應(yīng)力腐蝕等目的[2-6]。傳統(tǒng)的鑄鋼丸、玻璃丸大量應(yīng)用于起落架高強鋼零件表面噴丸強化處理，隨著陶瓷丸的發(fā)展，克服了傳統(tǒng)鑄鋼丸、玻璃丸等在鋁鈦材料薄壁件上固有的不足，為框梁類零件的噴丸強化應(yīng)用提供更為廣泛的前景[7-9]。

4 孔壓印強化技術(shù)

孔壓印強化技術(shù)包含平口壓印及孔口壓印，其強化機理與冷擠壓強化類似，平口壓印擠壓方向與孔冷擠壓方向垂直，孔口壓印直接針對開孔孔邊施加擠壓，以改善孔角疲勞性能，提高開孔及周邊的疲勞壽命[10]?？讐河娀瑯涌蓱?yīng)用于結(jié)構(gòu)件關(guān)鍵區(qū)域的系統(tǒng)開孔。

5 滾壓強化技術(shù)

滾壓強化技術(shù)，多應(yīng)用于結(jié)構(gòu)中的螺紋、孔口、曲度變化劇烈等部位，通過對這些部位進行滾壓強化，獲得殘余壓應(yīng)力，減少表面微裂紋，提高強化部位的抗疲勞品質(zhì)，提高其薄弱部位的疲勞壽命，從而實現(xiàn)零部件疲勞壽命的增益[11-14]?？卓跐L壓強化，工藝簡單，強化效果較好，是主承力零件高應(yīng)力區(qū)系統(tǒng)開孔強化的有效手段之一。

結(jié)構(gòu)設(shè)計、制造新形勢下的強化技術(shù)發(fā)展

隨著結(jié)構(gòu)設(shè)計、制造中新材料的應(yīng)用、整體化技術(shù)的發(fā)展、裝配質(zhì)量要求的提高以及疲勞薄弱區(qū)的轉(zhuǎn)移，從修理技術(shù)發(fā)展起來的強化技術(shù)，在新機設(shè)計中面臨著更多的機遇和挑戰(zhàn)，現(xiàn)已針對性開展了相關(guān)新技術(shù)、新強化工藝的研究。

1 激光沖擊強化技術(shù)

激光沖擊強化技術(shù)是國際上近年來迅速發(fā)展起來的一種新型表面改性處理技術(shù)，也稱其為激光噴丸強化。其機理為：以高功率脈沖激光輻照金屬材料，使材料表面（表面涂層）迅速氣化產(chǎn)生等離子體，并膨脹爆炸，形成由激光脈沖支持的向內(nèi)部傳播的沖擊，在材料表面產(chǎn)生塑性變形，形成沖擊強化層，同時出現(xiàn)殘余壓應(yīng)力層[15-18]。與傳統(tǒng)噴丸強化相比，激光沖擊強化表面殘余壓應(yīng)力高，形成的殘余壓應(yīng)力層深，可以有效對傳統(tǒng)冷擠壓強化未能解決的φ2.6mm小孔進行強化，同時在零件應(yīng)力集中部位（如轉(zhuǎn)角、底角、曲度變化劇烈等區(qū)域）也比傳統(tǒng)噴丸強化具有更好的表面強化效應(yīng)。激光沖擊強化技術(shù)的特點為：非接觸性強化；無宏觀形變；不存在熱影響區(qū)；強化效果顯著；具有良好的止裂效果與修復(fù)性。

2 壓合襯套技術(shù)

壓合襯套強化技術(shù)，是針對緊固孔的一種疲勞強化技術(shù)，其兼具冷擠壓和高干涉量安裝的特點，并且需要采用專用工具安裝襯套，安裝前襯套與基體孔是間隙配合。安裝過程中，芯棒沿徑向擠壓襯套，使襯套沿徑向擴張（襯套將產(chǎn)生塑性變形），進而使基體材料發(fā)生變形。擠壓安裝后，基體材料會產(chǎn)生回彈，且其回彈趨勢超過襯套材料，從而將襯套“抱緊”，并在基體孔周產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力區(qū)。在交變載荷的作用下，基體孔周的應(yīng)力幅雖不發(fā)生變化，但是，由于殘余壓應(yīng)力的存在，使得平均應(yīng)力大幅度下降，從而延長了疲勞裂紋的生長時間。因其安裝、拆卸方便，質(zhì)量穩(wěn)定，幾乎可全面替代傳統(tǒng)的冷縮襯套，并且可應(yīng)用于小邊距部位，所以在集中承載交點孔以及結(jié)構(gòu)維修中具有顯著優(yōu)勢[19-20]。

3 電磁鉚接技術(shù)

電磁鉚接技術(shù)，是實現(xiàn)干涉連接的一種工藝方法，通過應(yīng)用應(yīng)力波安裝原理完成緊固件裝配，即應(yīng)力波在緊固件中傳播時的反射使緊固件的自由端產(chǎn)生拉伸波，讓緊固件桿部徑向瞬時收縮“變細”，從而減小安裝阻力。其對直徑大、夾層厚、干涉量大的緊固件的安裝優(yōu)勢顯著[21]。電磁鉚接特點包括：提高鉚釘鉚接的均勻性，改善鉚接成型質(zhì)量，提高鉚接承載能力，增強密封性能，可以實現(xiàn)大直徑、厚夾層、高干涉量高鎖螺栓的安裝。

4 超聲振動強化技術(shù)

超聲振動強化同樣是針對小孔、小圓角區(qū)等部位的一項新型強化工藝技術(shù)。其工作原理通過專用擠壓頭（芯棒）同時完成徑向高頻振動、旋轉(zhuǎn)、軸向進給用以替代傳統(tǒng)的軸向進給，以離散型擠壓形式實現(xiàn)孔壁、小圓角區(qū)的冷擠壓，其特點為：在小孔上獲得更大的相對擠壓量；有效降低芯棒與孔壁間的摩擦力；圓角、螺紋區(qū)表面更光整，變形更充分；壽命增益穩(wěn)定；但需要專用冷擠壓芯棒、擠壓頭及配套工具。

強化技術(shù)應(yīng)用發(fā)展及思考

隨著對機體結(jié)構(gòu)壽命和重量這2個矛盾因素的要求越來越高，以及數(shù)控能力的不斷提高，整體機加件在機體骨架上的應(yīng)用比例也越來越大，同時，因機體結(jié)構(gòu)零部件所在部位、承載、功能、裝配制造等因素，在使用環(huán)境及實際載荷譜條件相同的情況下，疲勞壽命不可能均衡，結(jié)構(gòu)中不可避免會出現(xiàn)疲勞薄弱部位，主要是由于結(jié)構(gòu)的削弱（如連接緊固孔、系統(tǒng)開孔等部位）、材料變化劇烈（如機加件底角、圓角等部位）、零件曲度變化等因素引起。通過局部增加結(jié)構(gòu)參數(shù)以提高其疲勞壽命，不僅帶來結(jié)構(gòu)重量的增加，也將因參數(shù)變化形成新的疲勞薄弱區(qū)，個別部位可能因參數(shù)的增加帶來連接、制造以及裝配的新難題。通過抗疲勞強化技術(shù)的應(yīng)用，在不改變結(jié)構(gòu)參數(shù)的基礎(chǔ)上，可以有效地改善薄弱區(qū)的抗疲勞品質(zhì)，提高零部件的疲勞壽命如圖1、2所示。

圖1 不同類型零部件疲勞壽命示意圖

圖2 零件不同部位疲勞壽命示意圖

1 強化技術(shù)的綜合應(yīng)用及復(fù)合強化思考

為實現(xiàn)零件整體抗疲勞品質(zhì)的均衡，同一零件根據(jù)其部位、應(yīng)力情況，采取不同的強化技術(shù)，以實現(xiàn)強化技術(shù)的綜合應(yīng)用。

（1）強化技術(shù)的綜合應(yīng)用。

同一零件，結(jié)合承載效應(yīng)、應(yīng)力水平、制造能力限制等因素，考慮強化效果、強化難易、經(jīng)濟成本、強化時間等，對不同部位可采用不同強化技術(shù)，以最小的代價，提高零件各部位的疲勞壽命，最終的目標(biāo)是使整個零件的疲勞壽命趨于一致，換言之，強化前疲勞壽命較低部位采用更有效的強化技術(shù)，疲勞壽命較高的部位采用強化效果較低、效率高、成本低的強化技術(shù)或者不采用強化技術(shù)，如圖2所示。

綜合應(yīng)用主要指將對零件表面以及緊固孔采取的強化措施綜合使用：對零件表面采取的強化措施，以表面噴丸強化為代表；對緊固孔采取的強化措施，包括冷擠壓、干涉連接等。

（2）復(fù)合強化思考。

隨著強化技術(shù)的發(fā)展以及飛機機體結(jié)構(gòu)輕重量和長壽命的要求越來越高，同一零件或同一部位，采用2種或2種以上的強化技術(shù)，即復(fù)合強化，是解決機體輕重量長壽命的有效措施之一。

干涉配合與冷擠壓的復(fù)合強化，是使緊固孔獲得超過單項強化更高的疲勞壽命措施之一，其關(guān)鍵在于獲得合適的復(fù)合強化參數(shù)，復(fù)合強化參數(shù)包括：擠壓量、干涉量及其二者的配比。針對滿足邊距要求的金屬連接件緊固孔，復(fù)合強化參數(shù)主要受連接件的材料決定，試驗及數(shù)值分析表明，合理的復(fù)合強化參數(shù)可以使緊固孔獲得更優(yōu)抗疲勞品質(zhì)；隨著復(fù)合材料的用量增加及應(yīng)用部位增多，復(fù)合材料與金屬混合連接不可避免。復(fù)合材料的小干涉量連接問題，更加凸顯出與之連接的金屬構(gòu)件緊固孔采用小干涉量與冷擠壓復(fù)合強化的課題的重要性[22]；機體結(jié)構(gòu)中集中載荷交點，如機身機翼連接交點、起落架連接交點、機翼副翼連接交點等，其結(jié)構(gòu)特征為：交點孔直徑大、連接件厚度厚、交點孔邊距小、緊固孔帶有襯套，對于此類連接結(jié)構(gòu)，壓合襯套替代普通冷縮裝配襯套具有以下優(yōu)勢：

a.安裝質(zhì)量可控，避免冷縮裝配安裝過程中因軸向相對運動對機體孔壁帶來的損傷；

b.借助專用工具，更換維修方便，減小對緊固孔的損傷；

c.有效提高連接緊固孔的抗疲勞品質(zhì)；

d.單側(cè)邊距接近0.9D的小邊距可實施安裝，并可確保連接結(jié)構(gòu)靜強度不降低，疲勞壽命相對于1.5D的未強化連接結(jié)構(gòu)有明顯提高；

e.單側(cè)邊距大于1.2D的連接結(jié)構(gòu)，開縫襯套冷擠壓與壓合襯套復(fù)合強化是進一步提高其抗疲勞品質(zhì)的途徑之一。

（3）機械噴丸與激光表面沖擊強化的復(fù)合。

機械噴丸與激光表面沖擊強化都是對零件表面實施沖擊，形成殘余壓應(yīng)力層，實現(xiàn)表面強化的技術(shù)。機械噴丸技術(shù)成熟、強化效率高，形成的殘余壓應(yīng)力層以μm為單位，約為100μm～300μm；激光表面沖擊技術(shù)與機械噴丸相比，具有殘余壓應(yīng)力大、殘余壓應(yīng)力層深、強化效率低、強化成本高、強化設(shè)備要求高等特點。借助機械噴丸、激光表面強化的各自優(yōu)勢，結(jié)合零件設(shè)計、制造的固有特點，在整個區(qū)域采用機械噴丸，快速、低成本地完成表面強化，在應(yīng)力集中部位，包括圓角、底角、曲率變化劇烈等區(qū)域，采用激光表面沖擊強化，更大力度改善這些區(qū)域的抗疲勞品質(zhì)，如圖3所示。通過機械噴丸與激光表面沖擊的復(fù)合強化，適當(dāng)提高零件整體區(qū)域的疲勞性能，大幅提高疲勞薄弱區(qū)的疲勞性能，使整體構(gòu)件的疲勞性能趨于一致。

（4）機械噴丸與冷擠壓、干涉配合連接的復(fù)合。

圖3 機械噴丸、激光表面沖擊應(yīng)用示意圖

在機體鋁合金、鈦合金骨架零件上應(yīng)用陶瓷丸噴丸強化，不可避免將出現(xiàn)噴丸后鉆制緊固孔的問題，噴完后的制孔，將改變/消除機械噴丸在鉆孔周邊形成的殘余壓應(yīng)力分布，局部強化效益減弱甚至消失，為此，應(yīng)繼續(xù)在緊固孔上實施干涉配合連接、冷擠壓強化，但其干涉量、冷擠壓量的確定需考慮機械噴丸的影響，以期獲得滿意的壽命增益。

（5）焊縫區(qū)強化技術(shù)應(yīng)用展望。

作為現(xiàn)代機體結(jié)構(gòu)骨架的重要材料鈦合金，真空電子束焊接技術(shù)可以有效地滿足機體鈦合金零件的整體化以及低成本的要求。為改善焊縫區(qū)表面的殘余拉應(yīng)力，提高其抗疲勞性能，對焊縫區(qū)采用激光沖擊、機械噴丸，消除或減小表面拉應(yīng)力，并形成一定大小、深度的殘余壓應(yīng)力層，提高零件表面抗開裂的能力，從而增強其抗疲勞性能。

2 強化技術(shù)與裝配要求的思考

強化技術(shù)的目的是在不改變機體材料、不增加結(jié)構(gòu)重量的基礎(chǔ)上，改善疲勞性能，提高疲勞壽命。這同時也包含了另一層意思，即在不降低抗疲勞品質(zhì)的條件下，采用強化技術(shù)，可適當(dāng)降低部分結(jié)構(gòu)的裝配要求，這對減小裝配難度、縮短裝配周期、實現(xiàn)互換性有特殊意義。

在大部件的對合連接（如機身機翼連接，機翼副翼連接等）中，為保證交點結(jié)構(gòu)的傳載功效、疲勞壽命以及多交點的協(xié)調(diào)，隨著制造加工能力的增強，裝配設(shè)計中不斷提高零件精度、裝配精度的要求，以獲得更高的連接傳載可靠性?？蛊趶娀夹g(shù)針對此類關(guān)鍵連接結(jié)構(gòu)，應(yīng)用初衷是提高連接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，但從其應(yīng)用功效，也具備滿足設(shè)計條件下，適當(dāng)降低連接配合精度的可行性。以此為據(jù)，結(jié)合制造精度控制水平的提高，通過強化技術(shù)的應(yīng)用，如壓合襯套/孔開縫襯套冷擠壓的應(yīng)用，控制合適的間隙，以減小裝配難度，并利于互換。下面以具體實例對此問題進行簡述。

對合螺栓孔的孔徑為D，襯套為傳統(tǒng)冷縮裝配襯套，連接結(jié)構(gòu)配合精度取為：

采用壓合襯套替代傳統(tǒng)冷縮裝配，并結(jié)合制造精度的高水平，結(jié)構(gòu)孔徑及精度控制為：DH8；對合螺栓直徑精度控制為：（D-α）u6。

α取值以靜承載能力滿足設(shè)計強度要求為基礎(chǔ)，以部分強化技術(shù)的壽命增益換取裝配精度的降低，α取值根據(jù)D的大小，考慮的極限情況與的極限情況相當(dāng)為基準(zhǔn)，確定α，以獲得最小間隙量增加，最大間隙量基本不增加或少量增加的裝配配合，對改善大部件的互換性，具有重要意義。

上述內(nèi)容僅是抗疲強化技術(shù)與制造能力綜合應(yīng)用，以期改善裝配、互換的一些思考和想法，實際結(jié)構(gòu)的連接參數(shù)的確定，應(yīng)在試驗數(shù)據(jù)支持的基礎(chǔ)上，輔以精細分析，以保證結(jié)構(gòu)的安全。

[1]中國航空科學(xué)技術(shù)研究院編.飛機結(jié)構(gòu)抗疲勞斷裂強化工藝手冊.北京：航空工業(yè)出版社, 1993.

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