陳 星，盧增威，胡成江

(1.北京航空材料研究院 中航工業(yè)失效分析中心，北京 100095；2.航空材料檢測與評價北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095；3.材料檢測與評價航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095；4.中航工業(yè)沈陽飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司，沈陽 110850；5.中航工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，成都 610091)

?

鉚釘疲勞斷裂原因分析及疲勞應(yīng)力估算

陳 星1,2,3，盧增威4，胡成江5

(1.北京航空材料研究院 中航工業(yè)失效分析中心，北京 100095；2.航空材料檢測與評價北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095；3.材料檢測與評價航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095；4.中航工業(yè)沈陽飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司，沈陽 110850；5.中航工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，成都 610091)

飛機(jī)服役90 h后檢查發(fā)現(xiàn)15a框與進(jìn)氣道蒙皮連接處第一個鉚釘頭發(fā)生斷裂。通過外觀觀察、斷口宏微觀觀察分析，金相、硬度、以及斷口定量反推疲勞應(yīng)力方法，結(jié)果表明鉚釘為疲勞斷裂。鉚釘連接的框和蒙皮之間安裝孔同軸度存在偏差，導(dǎo)致異常的轉(zhuǎn)配彎曲應(yīng)力與正常的工作時承受剪切應(yīng)力不符，再疊加氣流振動應(yīng)力，使得鉚釘?shù)钠鹗紤?yīng)力較大，是鉚釘斷裂的原因。通過斷口定量分析還給出了鉚釘為疲勞綜合起始應(yīng)力較大、擴(kuò)展應(yīng)力較小。

鉚釘；疲勞斷裂；斷口定量分析；應(yīng)力反推；異常裝配

0 引言

鉚接具有工藝設(shè)備簡單，抗振、耐沖擊、傳力均勻和牢固可靠等優(yōu)點(diǎn)，因此鉚接是使用較早的一種連接形式。鉚接把被連接件夾住定位后，使鉚釘孔位置相互對準(zhǔn)，然后將鉚釘插入到被連接件的鉚釘孔中，最后鉚出鉚釘頭同時將鉚釘桿鐓粗。鉚釘被連接件拉緊在一起，以便依靠被連接件接觸面上的摩擦力來傳遞載荷。鉚釘常見的受力及破壞形式包括：1)鉚釘被剪斷；2)連接板邊被剪壞；3)鉚釘孔接觸面被壓壞；4)連接板沿鉚釘孔被拉壞；5)連接板邊被撕裂。在設(shè)計(jì)中需考慮的兩種主要失效類型為鉚釘桿的剪切、鉚釘和被連接件相互壓緊處金屬的擠壓或壓潰[1-5]。

國內(nèi)外針對鉚釘失效主要是集中在生產(chǎn)過程中由于熱處理控制不當(dāng)(淬火保溫時間較長)導(dǎo)致晶粒粗大或過燒，或原材料存在脆性相，在后續(xù)的鐓粗過程中發(fā)現(xiàn)剪切強(qiáng)度過高或鉚接過程中鉚釘鐓頭出現(xiàn)開裂失效；當(dāng)外力存在異常時，鉚釘往往發(fā)生剪切破壞等。由于鉚接的連接方式、受力狀態(tài)等特點(diǎn)，鉚釘發(fā)生疲勞失效的情況較少。然而在工程實(shí)際應(yīng)用過程中，由于異常裝配及其他受力情況的影響，有可能導(dǎo)致鉚釘?shù)钠谑ВM(jìn)而使得鉚接件的緊固連接失效而張開位移增大，斷裂鉚釘附近的其他鉚釘受力異常繼而發(fā)生接連疲勞失效的可能，因此鉚釘疲勞的失效原因分析具有重要意義。

本研究通過外觀觀察、斷口宏微觀觀察、金相、硬度等檢測手段，確定鉚釘失效的原因，結(jié)合斷口定量分析估算結(jié)果，對工程鉚接構(gòu)件的裂紋擴(kuò)展特性和承受的起始當(dāng)量綜合應(yīng)力進(jìn)行反推，為構(gòu)件的受力特點(diǎn)和應(yīng)力大小提供數(shù)據(jù)支持，有利于分析故障的真正原因，解決工程實(shí)際問題。

1 試驗(yàn)過程與結(jié)果

飛機(jī)服役90 h(130個起落)后檢查發(fā)現(xiàn)15a框與進(jìn)氣道蒙皮連接處的第一個鉚釘頭脫落(圖1)。鉚釘材料為LY10鋁合金，LY10為中強(qiáng)度硬鋁合金(抗拉強(qiáng)度390 MPa)，具有較高的剪切強(qiáng)度(235 MPa)，在退火、淬火、時效和熱態(tài)下均具有足夠的鉚接所需的可塑性，常用來制作中等強(qiáng)度的鉚釘和結(jié)構(gòu)件。

1.1 外觀觀察

鉚釘斷裂于鉚釘頭圓弧過渡處，從鉚釘側(cè)面損傷情況來看，鉚釘直段處兩連接板交界位置變形劇烈，反映了框和蒙皮之間的安裝孔同軸度存在偏差(圖2)。

圖1 斷裂鉚釘位置

1.2 斷口宏微觀觀察

將鉚釘斷口放入掃描電鏡進(jìn)行微觀觀察。鉚釘斷口源區(qū)位于外表面(圖3a)；源區(qū)可見臺階和擴(kuò)展棱線，呈大線源，約占圓周的1/6，源區(qū)未見明顯的冶金缺陷和加工痕跡(圖3b～圖3c)；在裂紋擴(kuò)展期可見大量的疲勞小弧線和疲勞條帶形貌(圖3d)，裂紋疲勞擴(kuò)展特別充分，占整個斷面面積大于95%；對鉚釘斷口源區(qū)和擴(kuò)展區(qū)進(jìn)行能譜分析，未見其他外來元素；對斷口源區(qū)側(cè)面進(jìn)行觀察，其表面陽極化保護(hù)膜完整(圖3e)。

圖2 鉚釘損傷及斷裂外觀

1.3 材質(zhì)檢查

對鉚釘進(jìn)行金相和硬度等材質(zhì)檢查，可知鉚釘金相未見異常，硬度值較均勻。

2 分析與討論

2.1 鉚釘斷裂性質(zhì)分析

鉚釘斷裂于鉚釘頭圓弧過渡處，斷口可見大量的疲勞小弧線和疲勞條帶特征，可知鉚釘斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂。鉚釘斷裂于連接結(jié)構(gòu)(15a框與進(jìn)氣道蒙皮連接處)的第1個鉚接位置，當(dāng)鉚接存在異常時，一般第1個鉚釘容易出現(xiàn)失效，符合鉚接緊固件故障發(fā)生的規(guī)律。

2.2 鉚釘斷裂原因分析及定量估算

一般來說，鉚釘作為緊固件，最常見發(fā)生的失效模式為剪切斷裂。當(dāng)鉚釘在鉚釘頭圓弧處出現(xiàn)了疲勞斷裂，在一定程度上表明其鉚接功能發(fā)生了改變。正常裝配時，鉚釘與連接件的鉚釘孔之間為過盈配合，鉚釘頭圓弧過渡處受力很小或基本不受力。以上觀察結(jié)果可知，鉚釘直線段兩連接板交界處變形劇烈，在一定程度反映了框和蒙皮之間的安裝孔同軸度存在偏差，進(jìn)而導(dǎo)致鉚釘存在異常裝配應(yīng)力，在異常裝配應(yīng)力疊加氣流振動應(yīng)力作用下，鉚釘發(fā)生了疲勞開裂[6-10]。

圖3 鉚釘斷口形貌

鉚釘斷口呈大線源，源區(qū)的大小在一定程度上表明起始應(yīng)力的大小，可初步判斷鉚釘斷裂起始應(yīng)力較大；鉚釘裂紋擴(kuò)展充分，疲勞面積超過了整個斷口面積的95%，表明鉚釘?shù)钠鹗紤?yīng)力較大，但擴(kuò)展應(yīng)力相對較小。由于本次鉚釘斷裂位置處于鉚釘頭圓弧過渡處應(yīng)力集中處，當(dāng)承受的交變應(yīng)力較小時，其疲勞開裂也可能表現(xiàn)出線源特征，因此有必要對鉚釘承受的起始綜合應(yīng)力進(jìn)行斷口定量反推。

鉚釘正常工作時為過盈配合，圓弧斷裂位置承受應(yīng)力較小或者不受力，而鉚釘發(fā)生疲勞斷裂，其主要是承受了連接板上下位移使得鉚釘圓弧處承受彎曲交變應(yīng)力，形成了半橢圓表面裂紋。參照文獻(xiàn)中“半橢圓表面裂紋，受均勻拉伸和彎曲”應(yīng)力強(qiáng)度因子模型[11-12]，即直徑為D的圓桿形試樣含半橢圓表面裂紋，裂紋長軸為2a，裂紋深度半短軸為b，受均勻拉伸彎曲應(yīng)力σ情況下裂紋前緣的應(yīng)力強(qiáng)度因子(圖4)，因此采用該應(yīng)力強(qiáng)度因子模型中心的彎曲情況進(jìn)行計(jì)算，則裂紋前緣各點(diǎn)的應(yīng)力強(qiáng)度因子為：

(1)

因此，采用受彎曲模型估算不同裂紋長度處的應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍，并結(jié)合Paris公式，即da/dN=c(ΔK)n。并用S代表da/dN，則綜合疲勞應(yīng)力范圍Δσ的表達(dá)式為[2,13-14]鉚釘定量分析綜合應(yīng)力相關(guān)數(shù)據(jù)見表1、圖5。從圖5中可以看出，隨著裂紋長度的增加，最大綜合當(dāng)量應(yīng)力不斷減小，并且減小的幅度也在下降。考慮到數(shù)據(jù)有限，但為了估算斷裂起始應(yīng)力，這里利用相關(guān)裂紋長度與不同裂紋長度處的應(yīng)力數(shù)據(jù)進(jìn)行線性擬合來進(jìn)行保守估計(jì)，即Y=273-10.5x。令x=0時，Y=273 MPa，也就是說鉚釘起始最大綜合當(dāng)量應(yīng)力為273 MPa，約占LY10CZ鋁合金抗拉強(qiáng)度(390 MPa)的70%。需要說明的是，鉚釘材料為LY10鋁合金，所承受的疲勞應(yīng)力比為R=-1，未找到相對應(yīng)的材料常數(shù)c、n值，在定量估算的過程中借鑒了LY12鋁合金的應(yīng)力比(R=0.25)條件下的裂紋擴(kuò)展常數(shù)進(jìn)行反推，其起始最大綜合當(dāng)量應(yīng)力的數(shù)值可能會有誤差，本研究重點(diǎn)在介紹應(yīng)力分析方法。

(2)

圖4 圓桿形試樣，半橢圓表面裂紋，受均勻拉伸彎曲模型

表1 鉚釘定量分析綜合應(yīng)力相關(guān)數(shù)據(jù)

圖5 鉚釘裂紋長度與綜合應(yīng)力線性擬合

隨著裂紋的擴(kuò)展，上下接板振動位移不變的情況下，鉚釘承受的應(yīng)力逐漸減小，其裂紋尖端應(yīng)力逐漸減小，與鉚釘裂紋擴(kuò)展充分疲勞面積達(dá)到了95%相對應(yīng)。因此，本次鉚釘斷裂為起始應(yīng)力較大，但其擴(kuò)展應(yīng)力相對較小的疲勞斷裂。

3 結(jié)論

1)鉚釘斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂。

2)鉚釘連接的框和蒙皮之間安裝孔同軸度存在偏差，其斷裂原因主要與異常裝配疊加氣流振動應(yīng)力作用有關(guān)。

3)結(jié)合斷口定量分析估算，定量給出了鉚釘疲勞綜合起始應(yīng)力較大、擴(kuò)展應(yīng)力較小。

[1] 陶春虎. 緊固件的失效分析及其預(yù)防[M]. 北京:航空工業(yè)出版社,2013:11.

[2] 劉新靈,陶春虎,張崢,等. 疲勞斷口定量分析[M]. 北京:國防工業(yè)出版社,2009:9.

[3] 姜招喜,許宗凡,張挺,等. 緊固件制備與典型失效案例[M]. 北京:國防工業(yè)出版社,2015:7.

[4] 陳星,劉新靈. 斷口定量分析技術(shù)在損傷容限設(shè)計(jì)中的應(yīng)用[J]. 失效分析與預(yù)防,2015,10(4):221-225.

[5] 習(xí)年生,劉豐收. 斷口定量概率評估貨車車輪輻板孔裂紋擴(kuò)展速率[J]. 失效分析與預(yù)防,2007,2(4):21-25.

[6] 王勝霞,竇松柏. 斷口定量分析在直升機(jī)關(guān)鍵動部件疲勞試驗(yàn)分析中的應(yīng)用[J]. 直升機(jī)技術(shù),2012(2):19-22.

[7] 鮑敏. 鋁合金柱—平面接觸副及其鉚接件微動損傷研究[D]. 南京:南京航空航天大學(xué),2013:63-67.

[8] 于暉,陳德華,熊一嘯. 鉚釘頭部臺階狀斷裂分析[J]. 熱處理,2005,20(2):39-40.

[9] 鄧成江,何曉聰,邢保英,等. 基于試驗(yàn)的自沖鉚接頭失效機(jī)理分析[J]. 熱加工工藝,2013,42(17):220-223.

[10] 何惜港,梁英,宋海濤,等. 軸承保持架鉚釘失效分析[J]. 軸承,2012(10):37-39.

[11] 中國航空材料研究院. 應(yīng)力強(qiáng)度因子手冊(增訂版) [M]. 北京:科學(xué)出版社,1993:715.

[12] 《航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)用材料數(shù)據(jù)手冊》編委會. 航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)用材料數(shù)據(jù)手冊(第三冊) [M]. 北京:航空工業(yè)出版社,2007:787-788.

[13] 張衛(wèi)方,陶春虎,習(xí)年生,等. 斷口反推疲勞應(yīng)力及其在葉片斷裂分析中的應(yīng)用[J]. 材料工程,2003(1):38-41.

[14] 胡春燕,劉新靈,陳星,等. 主起落架上轉(zhuǎn)軸開裂原因分析[J]. 航空學(xué)報,2014,35(2):461-468.

>Fatigue Fracture Cause Analysis and Fatigue Stress Calculation of Rivet

CHEN Xing1,2,3，LU Zeng-wei4,HU Cheng-jiang5

(1.AVICFailureAnalysisCenter,BeijingInstituteofAeronauticalMaterials,Beijing100095,China;2.BeijingKeyLaboratoryofAeronauticalMaterialsTestingandEvaluation,Beijing100095,China;3.AviationKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonMaterialsTestingandEvaluation,Beijing100095,China;4.AVICShenyangAircraftCorporation,Shenyang110850,China;5.AVICChengduAircraftIndustrial(Group)Co.,Ltd.,Chengdu610091,China)

The first rivet between the frame and the aircraft skin was found to have fractured after serving for 90 h. In the present work, macro and micro observation, microstructure examination, hardness testing, and quantitative analysis on fracture surface were carried out. The results show that the failure mode of the rivet is fatigue fracture. The poor axiality of the mounting holes of the frame and the skin resulted in abnormal assembly bending stress. The abnormal assembly bending stress combined with the vibration stress by air current led to greater initiation stress, which is the main cause for the fracture of the rivet. Last, based on quantitative analysis of fracture, it is found that the initiation stress of the rivet is greater and the propagation stress is smaller.

rivet; fatigue fracture; quantitative analysis of fracture; reverse calculation of fatigue stress; abnormal assembly

2016年4月25日

2016年7月3日

陳星(1984年-)，男，碩士，工程師，主要從事金屬失效分析、定量分析與安全評估等方面的研究。

TH131.1

A

10.3969/j.issn.1673-6214.2016.04.010

1673-6214(2016)04-0246-04