于坤鵬，王志海，吳文志

(中國電子科技集團公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

鉚接面對飛機關(guān)鍵接頭力學(xué)性能的影響研究

于坤鵬，王志海，吳文志

(中國電子科技集團公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

文中采用試驗測試結(jié)合有限元仿真分析的方法，針對某小飛機機身與機翼關(guān)鍵接頭，研究了加強筋鉚釘連接的接觸面與關(guān)鍵接頭附近應(yīng)力分布的關(guān)系，并進(jìn)一步分析了高強度膠處理接觸面對應(yīng)力分布的影響作用。研究表明：當(dāng)鉚釘連接的兩接觸面接觸不緊密時，接頭傳力性能較差，接頭處易出現(xiàn)較大的應(yīng)力集中，從而影響其結(jié)構(gòu)力學(xué)性能；高強度膠粘接接觸面可以大幅提高鉚釘連接的傳力性能，使接頭附近應(yīng)力集中大幅減小，從而改善其結(jié)構(gòu)力學(xué)性能。

鉚接；關(guān)鍵接頭；膠結(jié)；接觸面

引 言

由于具有連接可靠、質(zhì)量輕、成本低廉等特點，鉚接被廣泛應(yīng)用于飛機結(jié)構(gòu)的連接中[1-2]。在一些關(guān)鍵接頭連接的主承力部位，常采用鉚接加強筋或板的形式來加強結(jié)構(gòu)，以確保飛機在相應(yīng)載荷下的結(jié)構(gòu)強度。但由于鉚接時鉚釘附近的接觸較好，而稍遠(yuǎn)離鉚釘?shù)慕佑|面則可能出現(xiàn)接觸間隙，致使傳力路徑受損，在接頭某些位置產(chǎn)生較大應(yīng)力集中，甚至超過許用應(yīng)力，導(dǎo)致接頭斷裂，而應(yīng)力集中引起的疲勞斷裂也是關(guān)鍵接頭在使用過程中要著重考慮的問題[3-5]。因此，鉚釘連接接觸面的正確處理，對結(jié)構(gòu)設(shè)計及結(jié)構(gòu)安全使用都有著十分重要的意義[6]。

1 飛機關(guān)鍵接頭模型

某小飛機機身與機翼連接接頭的形式如圖1(a)所示。為了增強接頭處的連接強度，在機身側(cè)的接頭內(nèi)壁增加梯形加強筋，如圖1(b)所示，采用鉚釘連接的形式將加強筋板與接頭垂直面鉚接。本文通過實驗方法測試了接頭連接處的應(yīng)力分布；通過有限元仿真的方法分析了應(yīng)力集中產(chǎn)生的原因，并在此基礎(chǔ)上，對鉚釘連接的接觸面進(jìn)行了處理；采用高強度膠膠結(jié)，進(jìn)一步測試了接頭連接處的應(yīng)力分布，以探索膠結(jié)處理對鉚釘連接強度的影響。

圖1 飛機關(guān)鍵接頭模型

2 實驗設(shè)備及原理

2.1 實驗系統(tǒng)

DH3816靜態(tài)應(yīng)變測試系統(tǒng)由數(shù)據(jù)采集箱、微型計算機及支持軟件組成，可自動、準(zhǔn)確、可靠、快速測量大型結(jié)構(gòu)、模型及材料應(yīng)力試驗中多點的靜態(tài)應(yīng)變應(yīng)力值。它可同時采集60個通道的數(shù)據(jù)，其采樣速度為 60點/s，測量應(yīng)變(ε)范圍為±19999× 10-6，最高分辨率為 1 × 10-6，不確定度不大于(0.5%±3) × 10-6。傳感器為三向電阻式應(yīng)變花，電阻值為120 Ω，靈敏系數(shù)為2.2。

為了避免實驗過程中的溫度影響，在與被測材料相同的鋁合金板上布置應(yīng)變片對通道進(jìn)行溫度補償。采集系統(tǒng)原理圖如圖2所示。

圖2 實驗原理圖

2.2 測試點分布

根據(jù)接頭受力形式，在接頭關(guān)鍵部位布置三向應(yīng)變花，測試接頭的應(yīng)力分布。共布置8個測試點，其中測試點1位于左執(zhí)耳上部，測試點2位于右執(zhí)耳上部，測試點3、4位于右執(zhí)耳上下2個連接孔附近，測試點5位于鉚接加強結(jié)構(gòu)與側(cè)板的鉚接頭附近，測試點6、7位于左執(zhí)耳的上下2個連接孔附近，測試點8位于左執(zhí)耳的下部與測試點1相對應(yīng)的位置。具體測試點布置如圖3所示。

圖3 測試點分布示意圖

2.3 加載方式

根據(jù)需要，在機翼重心處加載。采用兩側(cè)對稱的加載形式，在電子秤上放置一螺桿，通過螺桿的旋轉(zhuǎn)舉升機翼，對連接接頭進(jìn)行逐步加載。加載方式如圖4所示。

圖4 加載方式實物圖

3 測試結(jié)果及分析

3.1 無膠結(jié)測試結(jié)果

采用以上測試系統(tǒng)，對接頭進(jìn)行應(yīng)力測試。首先對系統(tǒng)進(jìn)行平衡清零，然后在機翼兩側(cè)逐步加載，載荷分別為400N、500N、600N、800N、1000N、1200N、1 400 N、 1 600 N、1 800 N，每次待系統(tǒng)穩(wěn)定5 min后，采集測試點的應(yīng)變值。測得的各測試點的應(yīng)變值分布見表1。

表1 不同載荷下的測試點應(yīng)變(ε)值 × 10-6

測試點載荷400N500N600N800N1000N1200N1400N1600N1800N1594782916105411841322145015681682248849252656861666069673678334206087629161074122413601516166244452728610111813715817155722345060616468620132415261628343108342836743832401273765546607648589541042112412478189022862569142431203402366038724002

從表1可以看出，應(yīng)力主要分布在測試點6和測試點8附近，在加載達(dá)到1 800 N時，測試點6附近的應(yīng)變(ε)值達(dá)到4 012 × 10-6，測試點8附近的應(yīng)變(ε)值達(dá)到4002× 10-6，接頭處采用7075鋁材，其彈性模量E=7.1 × 10-6，計算可得該處應(yīng)力水平為285 MPa。

該飛機的機身自重約為480 kg，飛機在飛行時接頭部位必須承受至少2倍的過載，即單邊3 600 N。而目前測試結(jié)果表明，該接頭部位在承受3/4倍過載時，其應(yīng)力水平已經(jīng)超過許用應(yīng)力的1/2，無法滿足使用要求，需要對接頭作進(jìn)一步的處理。

3.2 接頭結(jié)構(gòu)有限元分析

為了對比實驗測試結(jié)果，建立飛機接頭的有限元模型，模型中起落架與機身固定連接。未建立機翼結(jié)構(gòu)模型，機翼與機身在接頭連接孔處采用剛性單元連接。按照實驗測試工況，將機身底部固定支撐，在機翼重心位置施加載荷，對結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜力學(xué)分析，計算模型如圖5所示。需要說明的是，此處加強筋與接頭的接觸面僅有鉚釘連接，采用剛性單元模型處理，其余部分未接觸。

圖5 飛機結(jié)構(gòu)有限元模型

采用ABAQUS軟件進(jìn)行靜力學(xué)分析，計算結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布。計算中在兩機翼重心處各加載1 800 N的集中力，約束整個起落架結(jié)構(gòu)，僅關(guān)注機身變形與應(yīng)力分布。計算結(jié)果如圖6所示。

圖6 未膠結(jié)時接頭的應(yīng)力分布

從有限元仿真結(jié)果可以看出，接頭應(yīng)力分布主要集中在上下執(zhí)耳與機身連接處，即測試點8附近，在加載1 800 N的集中力時最大應(yīng)力為295 MPa，這一結(jié)果與試驗測試結(jié)果基本一致。

為了對比，對模型進(jìn)行修改。假設(shè)鉚接加強筋與接頭的接觸面完全結(jié)合，在有限元模型中對接觸面進(jìn)行共節(jié)點處理，再次計算接頭處的應(yīng)力分布，計算結(jié)果如圖7所示。從圖7可以看出，進(jìn)行共節(jié)點處理后，接頭處整體應(yīng)力水平下降，最大值仍出現(xiàn)在測試點8附近，但應(yīng)力值僅為118 MPa，遠(yuǎn)小于采用剛性單元處理的模型。與未膠結(jié)時相比，接頭與上方蒙皮的應(yīng)力水平較為接近，而未膠結(jié)時接頭處的應(yīng)力遠(yuǎn)高于與其相連的蒙皮處的應(yīng)力，說明膠結(jié)后的加強筋具有更好的傳力性能，從而避免了應(yīng)力集中。

圖7 膠結(jié)時接頭附近的應(yīng)力分布

對比2種情況下的有限元模型，可以看出，兩者的區(qū)別主要在于加強筋鉚釘連接方式的處理方面：一種僅采用鉚釘連接；另一種則在鉚釘連接的同時采用高強度膠對接觸面進(jìn)行膠結(jié)。在實際中鉚釘連接的接觸面并非完全接觸，其傳力性能弱于完全接觸的連接形式，因而在測試點6附近產(chǎn)生較大的應(yīng)力集中，而膠結(jié)后的結(jié)構(gòu)則具有更加優(yōu)良的傳力特性。

3.3 有膠結(jié)測試結(jié)果

為了證明以上分析結(jié)果，采用高強度膠處理原鉚接接觸面，使加強筋與接頭完全結(jié)合，采用上述方法重新進(jìn)行應(yīng)力測試。

首先對系統(tǒng)進(jìn)行平衡清零，然后在機翼兩側(cè)逐步加載，載荷分別為500 N、800 N、1 000 N、1 200 N、1 400 N、1 600 N、1 800 N，每次待系統(tǒng)穩(wěn)定5 min后，采集測試點的應(yīng)變值。測得的各測試點的應(yīng)變值分布見表2。

表2 膠結(jié)后不同載荷下的測試點應(yīng)變(ε)值 × 10-6

測試點載荷500N800N1000N1200N1400N1600N1800N1341489573642709776834241526172329313581220313948437111925324151223488312293134665986199711041221137414747-19-19-74122023845683610731287150317071905

從表2可以看出，應(yīng)變的最大值出現(xiàn)在測試點8附近，在1 800 N的載荷下最大值為1 905 × 10-6。計算可得此處應(yīng)力為133 MPa，與仿真結(jié)果基本吻合。說明高強度膠的存在使鉚接的加強筋接觸面與接頭完全結(jié)合，從而使傳力性能增強，應(yīng)力集中大幅降低，膠結(jié)后的接頭結(jié)構(gòu)達(dá)到了使用要求。

4 結(jié)束語

本文通過對某飛機機身與機翼連接部位的靜態(tài)應(yīng)力測試，結(jié)合有限元靜態(tài)仿真分析，研究了接觸面膠結(jié)處理對鉚釘連接關(guān)鍵接頭應(yīng)力分布的影響。研究結(jié)果表明：在無膠結(jié)時，由于加強筋與接頭間接觸間隙的存在，接頭在承載時傳力路徑不佳，出現(xiàn)了較大的應(yīng)力集中；在增加膠結(jié)后，加強筋與接頭接觸面完全固結(jié)，使得傳力性能大幅改善，接頭的承載性能得到大幅提高。這一結(jié)論對實際工程應(yīng)用具有很好的指導(dǎo)意義。

[1] 許國康. 大型飛機自動化裝配技術(shù)[J]. 航空學(xué)報, 2008, 29(3): 734-740.

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于坤鵬(1987-)，男，博士，工程師，主要從事結(jié)構(gòu)力學(xué)性能有限元仿真和試驗測試、結(jié)構(gòu)減振降噪、輕量化設(shè)計工作。

Effect of Rivet Connection Interface on Mechanics Performance of Airplane Key Joint Structure

YU Kun-peng，WANG Zhi-hai，WU Wen-zhi

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

In this paper the effect of rivet interface on the mechanics performance of the airplane key joint structure is researched by both the finite element method and the experiment. The relationship between the rivet interface and the stress distribution of the tie-in structure and the effect of the high strength adhesive on the stress distribution are studied. The results show that when the contact of the two interfaces connected with the rivet is poor, large stress concentration appears near the key joint. And the stress concentration will make the mechanics performance of the structure worse. The mechanics performance of the rivet connection can be greatly improved with the high strength adhesive joint interface for the stress level near the joint is greatly reduced.

rivet connection; key joint; cementation; contact interface

2015-10-22

TP391.9

A

1008-5300(2015)06-0054-04