林明杰

摘 要：加大緊固件是民用飛機制造過程中常見的結(jié)構(gòu)修理方法之一。本文梳理了結(jié)構(gòu)修理中加大緊固件修理方法，分析了該問題的強度評估方法，提出了民用飛機加大緊固件問題強度評估流程。一系列關(guān)于加大緊固件問題的分析研究，對后續(xù)對該問題進行強度校核分析具有一定的指導(dǎo)意義。

關(guān)鍵詞：結(jié)構(gòu)修理 加大緊固件 強度分析

中圖分類號：F562 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）07（b）-0021-02

民用飛機在制造過程中經(jīng)常會用到加大緊固件的結(jié)構(gòu)修理方法，用于處理孔徑超差、局部連接強度不足等問題。加大緊固件是指在原有緊固件類型不變的情況，選用直徑更大的緊固件。根據(jù)加大緊固件的不同使用情況，會產(chǎn)生不同的強度結(jié)果。因此，有必要針對加大緊固件進行相應(yīng)的強度分析，以保證處置方法能夠有效地解決工程問題。

本文針對民用飛機中常出現(xiàn)的加大緊固件問題進行了分析研究，提出了民用飛機加大緊固件問題的強度分析流程。

1 加大緊固件修理方法

加大緊固件是指在原有緊固件類型不變的情況，選用直徑更大的緊固件，以解決制造過程中出現(xiàn)的孔徑超差、局部連接強度不足等結(jié)構(gòu)制造問題。

典型的緊固件孔示意如圖1所示。對于埋頭類緊固件而言，需要進行锪窩，因此緊固件孔包括锪窩和孔徑兩部分。對于非埋頭緊固件，則沒有窩徑，只有孔徑。

在結(jié)構(gòu)修理過程中，如果該孔需要安裝加大緊固件，則需要進行擴孔。如果該孔有锪窩，還需要按照加大緊固件的方法要求，制出相應(yīng)的锪窩。

使用加大緊固件修理方法時，經(jīng)常會出現(xiàn)端距、邊距、間距等問題。因此在制定結(jié)構(gòu)修理方案時，可以考慮進行借孔。一般情況下，對于有锪窩的緊固件孔而言，由于锪窩的限制，借孔之后的锪窩的孔可能會出現(xiàn)偏心，難以進行借孔。對于沒有锪窩的緊固件孔而言，可以根據(jù)實際情況進行借孔，盡量減小可能出現(xiàn)的端距、邊距、間距等問題。

2 加大緊固件強度評估方法

緊固件都有邊距/端距和間隙要求。對于民用飛機中常見的金屬零件而言，邊距/端距要求通常為2倍的緊固件直徑；間距要求通常為4～6倍的緊固件直徑。

如圖2所示，該圖中的端距指的是與受力方向在一個方向的端頭緊固件到零件邊緣的距離，邊距指的是與受力放在垂直的緊固件到零件邊緣的距離，間距指的緊固件之間的距離。如果對孔1安裝加大緊固件，則有可能會出現(xiàn)端距問題、和孔2之間的間距問題、邊距問題；如果對孔2安裝加大緊固件，則有可能會出現(xiàn)和孔1的間距問題、和孔3的間距問題、邊距問題；孔3的情況和孔2類似。

按剛度分配計算加大緊固件所傳遞的載荷，首先計算加大緊固件后的緊固件載荷。

對于端距影響分析，承載按進行評估。

對于間距影響分析，承載按進行評估。

對于邊距影響分析，承載按進行評估。

其中，F(xiàn)SU為極限剪切強度；T為材料厚度；W為邊距；D為孔徑；S為間距；FTU為極限拉伸強度；FB為旁路載荷；B為凈邊距。

通過上述評估，判斷加大緊固件后的靜強度是否滿足要求，靜強度裕度要求大于零。若裕度大于零，則說明加大緊固件的修理方法滿足強度要求。若裕度小于零，則說明該修理方法無法保證靜強度要求。

計算完靜強度后，需要針對加大緊固件修理方法進行疲勞強度評估。疲勞強度的評估方法有很多種，通常分為應(yīng)力疲勞分析方法和應(yīng)變疲勞分析方法。應(yīng)變疲勞分析方法適用于應(yīng)力水平較高，所受載荷譜中高載對應(yīng)的局部應(yīng)力達到材料屈服應(yīng)力的關(guān)鍵部位。民用飛機結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平較低，一般采用應(yīng)力疲勞分析方法，目前民機中應(yīng)用的較多的是其中的細節(jié)疲勞額定值（DFR）法。

其中，為規(guī)定的典型結(jié)構(gòu)對應(yīng)的基本DFR值；A為孔充填系數(shù)；B為合金和表面處理系數(shù)；C為埋頭深度系數(shù)；D為材料疊層系數(shù)；E為螺栓夾緊系數(shù)；U為凸臺有效系數(shù)；RC為特殊疲勞系數(shù)。

在計算過程中，首先將緊固件簡化為梁結(jié)構(gòu)單元，并對梁結(jié)構(gòu)單元的彈性模量進行修正，建立有限元模型，計算載荷傳遞系數(shù)，計算得到加大緊固件后的基本值。然后通過工程估算，選取對應(yīng)的各系數(shù)參數(shù)值。

根據(jù)邊距系數(shù)、端距系數(shù)和間距系數(shù)的最小值，對DFR值進行修正。最后判斷加大緊固件后的疲勞強度是否滿足要求，疲勞裕度要求大于零。

接下來需要進行損傷容限分析，獲取出現(xiàn)制造偏離問題前該部位是否是損傷容限分析部位。如果對損傷容限有影響，則獲取該分析部位及檢查要求。

針對加大緊固件問題，分析時通過增大孔徑分析參數(shù)來考慮孔徑的影響，將分析模型中的初始孔徑參數(shù)D改為加大緊固件孔徑。損傷容限分析時考慮應(yīng)力集中影響，可以增大應(yīng)力放大因子，修改分析載荷譜的應(yīng)力放大因子。根據(jù)損傷容限分析結(jié)果，判斷加大緊固件后，該修理方案能否解決該制造偏離問題，對該區(qū)域結(jié)構(gòu)的檢查方案是否產(chǎn)生影響。

3 強度分析流程

在分析加大緊固件問題結(jié)構(gòu)修理方案的基礎(chǔ)上，本文對民用飛機中該問題的強度校核進行分析和研究，總結(jié)歸納了該類問題強度評估分析的一般流程，見圖3。

該分析流程對前文的強度分析方法進行了歸納和梳理，在確定結(jié)構(gòu)修理方案后，按照靜強度、疲勞強度、損傷容限三大塊進行分析。由于民用飛機中有大量緊固件，加大緊固件的修理方案也會有多種變化，當強度校核存在問題時，可以考慮對加大緊固件的直徑、個數(shù)、排布進行調(diào)整。當靜強度、疲勞強度、損傷容限都滿足要求時，則說明結(jié)構(gòu)修理方案是滿足強度要求的合理方案。

4 結(jié)語

加大緊固件方法在民用飛機中應(yīng)用廣泛，在結(jié)構(gòu)優(yōu)化、制造偏離處理等環(huán)節(jié)都經(jīng)常會用到。針對加大緊固件的強度評估方法也就顯得愈加重要。本文針對加大緊固件強度分析方法進行了歸納總結(jié)，梳理出了加大緊固件問題的強度評估方法，并歸納了加大緊固件問題的強度評估流程，對該問題的強度分析校核具有一定的指導(dǎo)意義。

參考文獻

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