康永剛，李春生，陳希多，羅 群，黨曉娟

（1.西北工業(yè)大學機電學院，西安 710072；2.中航飛機股份有限公司，西安 710089）

航空大壁板金屬結(jié)構(gòu)往往由蒙皮、長桁、隔欄等零組件經(jīng)大量鉚接裝配而成。制孔、鉚接過程本身就是包含局部材料去除、彈塑性大變形的應力應變場非均勻化的過程，再加上參數(shù)復雜的鉚壓工藝本身導致的釘桿和鐓頭非均勻塑性變形等，經(jīng)成百上千鉚接過程，最終形成航空大壁板固有的整體彎曲變形問題。圍繞壁板裝配連接變形問題，國內(nèi)外學者已開展了大量研究工作。結(jié)合鉚接工藝，Cheraghi 等[1]通過建立鉚釘?shù)挠邢拊Ｐ?，總結(jié)出了鉚釘長度、鉚釘所受壓力等對鉚接質(zhì)量一致性的影響規(guī)律。Aman 等[2]分析了鉚接順序、鉚釘孔距等因素對鉚接質(zhì)量的影響，進行有限元仿真分析，采用統(tǒng)計試驗來驗證仿真數(shù)據(jù)的可靠性。Skorupa[3]、Cheraghi 等[4]通過相關(guān)試驗和數(shù)值方法研究了鉚釘類型與被連接件材料對疲勞壽命的影響。針對單釘鉚接，Li 等[5]在3 種水平鉚接力作用條件下，考慮材料的彈塑性本構(gòu)關(guān)系、幾何非線性特性等諸多條件，得出了壁板鉚接過程中鉚釘孔周圍的應力應變變化結(jié)果。在多釘鉚接方面，王仲奇等[6]以MATLAB為二次開發(fā)平臺，利用ABAQUS 為核心求解器，建立批量鉚接模擬過程，得出了其模擬方法的正確性和可行性；在整體壁板鉚接方面，Wang等[7]設(shè)計出一種等效計算模型，研究鉚接順序?qū)φw壁板變形的影響，該等效模型在計算精度和計算效率之間取得了良好的平衡，得出不同的鉚接順序?qū)е虏煌Y(jié)果的結(jié)論。劉平等[8]利用主應力法將壁板鉚接過程簡化為平面應變鐓粗變形，建立了平衡方程并計算鉚接所需的鐓粗力。Jiang[9]等通過簡化的彈塑性理論，分析鉚接壓鉚和應力釋放過程，得出壓鉚過程的應力分布，以及應力釋放之后的殘余應力分布。

綜上所述，國內(nèi)外學者針對鉚接工藝、單釘、多釘或整體變形問題進行了大量的研究工作，但仍缺乏針對工藝、結(jié)構(gòu)和建模方法的集成研究，尚無針對沿長桁軸線局部下凹式變形問題的研究見諸報道。通過試驗測量發(fā)現(xiàn)沿長桁軸線局部下凹式變形問題，對該變形問題構(gòu)建有限元模型進行分析，經(jīng)大量試驗驗證了該預測模型的有效性。

工藝分析與建模

航空大壁板典型結(jié)構(gòu)（機翼壁板）如圖1 所示，包含蒙皮及若干長桁，并經(jīng)大量鉚接組合而成。

圖1 航空大壁板結(jié)構(gòu)（機翼壁板）Fig.1 Aviation large panel structure (wing panel)

1 問題描述

本文針對航空大壁板變形存在于長桁軸向的問題，其變形原因復雜，包括工藝方法、約束定位、結(jié)構(gòu)設(shè)計等諸多因數(shù)耦合。飛機型號研制過程中，壁板組件裝配連接后，進入總裝階段常發(fā)生壁板結(jié)構(gòu)與框結(jié)構(gòu)或中央翼盒結(jié)構(gòu)裝配超差、干涉的問題，其原因在于鉚接過程中發(fā)生了沿長桁方向較大的連接變形，如圖2 所示。通過針對機身壁板、機翼壁板裝配連接前后蒙皮表面的若干整體變形測試試驗，證實了長桁軸向變形的存在，如圖3 所示。

該變形問題的存在嚴重影響了飛機產(chǎn)品的裝配質(zhì)量和裝配效率，為了預防或補償該變形，尋找工藝上的解決方案，從工藝和鉚接微細觀結(jié)構(gòu)兩方面分析其變形產(chǎn)生的可能因素。

圖2 壁板自動鉆鉚局部下凹變形示意圖Fig.2 Aircraft panel partial sunken deformation during automatic riveting process

圖3 機身壁板測量結(jié)果Fig.3 Aircraft fuselage panel measurement results

2 工藝分析與建模

該型號飛機壁板鉚接采用無頭鉚釘和自動鉆鉚工藝，無頭鉚釘自動鉆鉚工藝流程如圖4[10]所示。首先定位制孔位置并通過上下壓力腳固定蒙皮和長桁，沿蒙皮法向制孔、锪窩并放置鉚釘，鉚接完成后保持一定時間的壓力，松開一定的壓緊力并銑平上鉚頭突出蒙皮表面的部分，松開壓力腳。

無頭鉚釘鉚接后，會對壁板的孔壁造成擠壓，從而形成干涉量，同時沿軸向不均勻的干涉量也導致局部鉚接變形的產(chǎn)生。壁板局部下凹變形受力示意如圖5 所示。

按孔壁的形狀不同，可將蒙皮厚度分為锪窩深度A和通孔深度B。在無頭鉚釘鉚接過程中，鉚釘膨脹對孔壁造成擠壓，按蒙皮厚度分層，可分為擠壓力F1和F2，將F2按正交分解側(cè)向力f2和向下力f1，其中f1遠大于f2，導致了蒙皮分層B的擠壓延展大于分層A，再加上f1向下的擠壓力，直接后果就是蒙皮中心下陷邊緣翹曲。

從鉚釘孔周圍細觀結(jié)構(gòu)分析，結(jié)果如圖6 所示[10]。圖6（a）為無頭鉚釘鉚接結(jié)構(gòu)示意圖，將鉚接結(jié)構(gòu)主要變形區(qū)域分為D、E、F、G、H5 個區(qū)域。由圖6（b）可以看出，E區(qū)為上壁板、下壁板與鉚釘釘桿3 部分共同結(jié)合處，該接觸區(qū)域細觀結(jié)構(gòu)發(fā)生了較明顯的變化，孔壁受擠壓處有明顯的條形帶。由圖6（c）中可看到，D區(qū)為鉚釘釘桿、鐓頭和下壁板3 部分共同結(jié)合處，其中區(qū)域Ⅰ的細觀結(jié)構(gòu)發(fā)生了較大的扭曲，晶粒變形較大；區(qū)域Ⅱ發(fā)生了與E區(qū)一樣明顯的條形帶，組織變化明顯。以上微細觀結(jié)構(gòu)的變化在一定程度上也會導致局部鉚接變形的產(chǎn)生。

一種面向鉚接質(zhì)量的工藝與結(jié)構(gòu)強耦合建模仿真方法

為了仿真計算得到壁板試件局部下凹變形量，首先需要建立精確的數(shù)值計算模型，對局部鉚接變形進行仿真。

1 單釘鉚接有限元模型

單釘鉚接有限元模型中包括鉚釘、蒙皮、長桁、上/下鉚模、上/下壓力腳襯套7 個部分。單釘鉚接有限元模型如圖7 所示。

材料參數(shù)對有限元分析仿真結(jié)果可靠性有著至關(guān)重要的影響。由于鉚接過程十分短暫，鉚釘和被連接件在壓鉚過程中均會產(chǎn)生局部區(qū)域內(nèi)的塑性變形，應變速率變化較小，因而其本構(gòu)關(guān)系采用冪指數(shù)硬化模型：

式中，B為強度系數(shù)，n為硬化指數(shù)，∈z為鉚釘鐓頭軸向真實應變。

本文建立的單釘鉚接有限元計算模型充分反映鉆鉚工藝和鉚接結(jié)構(gòu)特點，考慮到鉚釘應力集中區(qū)主要發(fā)生在上下墩頭位置的特點，細化了上鉚頭、锪窩和下鉚頭位置的網(wǎng)格；考慮自動鉆鉚機鉆鉚工藝特點，將上下壓力腳襯套引入計算模型；約束和邊界條件設(shè)置上考慮壁板夾層結(jié)構(gòu)鉚接工藝特點和蒙皮法向制孔要求，設(shè)置長桁和蒙皮對應孔位、鉚釘和壓力腳、鉚釘和鉚模同軸度約束，設(shè)置長桁軸線方向的周期性約束；鉚模及壓力腳襯套的剛度由于遠大于鉚釘及被連接件的剛度，所以在有限元計算模型中將其定義為剛體；同時總體上采用質(zhì)量縮放方法進行仿真計算，在不損失計算精度的前提下提高了計算效率。

圖4 無頭鉚釘自動鉆鉚工藝流程Fig.4 Headless rivets automatic riveting process

圖5 壁板局部下凹變形受力示意圖Fig.5 Force analysis of aircraft panel partial sunken deformation

圖6 鉚釘孔周圍細觀結(jié)構(gòu)分析Fig.6 Microstructure analysis around rivet holes

2 局部多釘有限元模型

局部多釘建模研究對象為MA700 機翼壁板試驗件，由蒙皮及一根長桁組成，所用材料為鋁合金2024–T3511，長桁為L 型，使用鉚釘類型為無頭鉚釘NAS1321，材料為鋁合金2117–T4。在計算工作量適當?shù)那闆r下進行多釘建模，為了能夠仿真出明顯的凹陷現(xiàn)象，選用單排5顆鉚釘進行多釘建模仿真。

局部多釘有限元模型如圖8 所示，將鉚釘從左往右編號為1～5號鉚釘。

算例與試驗研究

1 幾何模型建立

依據(jù)MA700 機翼壁板結(jié)構(gòu)要求，設(shè)計鉚接尺寸結(jié)構(gòu)如圖9 所示，整體計算模型長110mm，寬90mm，鉚釘孔距21.5mm。

2 材料參數(shù)

本文采用的鉚釘材料為鋁合金2117–T4，壁板材料為鋁合金2024–T3。材料性能參數(shù)如表1 所示[11]，算例工藝參數(shù)如表2 所示。

3 單元設(shè)置與網(wǎng)格劃分

本文采用C3D8R 單元對所有模型進行劃分網(wǎng)格。如圖10 所示為多釘鉚接模型的網(wǎng)格劃分結(jié)果。在壓鉚過程中，鉚釘和釘孔周邊局部區(qū)域?qū)儆谧冃瘟枯^大的零件，因此在鉚釘和釘孔周邊局部區(qū)域劃分網(wǎng)格時采用較為密集的網(wǎng)格。

圖7 單釘鉚接有限元模型Fig.7 Single riveting finite element model

圖8 局部多釘有限元模型Fig.8 Partial multi-riveting finite element model

圖9 算例結(jié)構(gòu)尺寸Fig.9 Size of example structure

表1 2024–T3和2117–T4材料參數(shù)Table 1 Material parameters of 2024-T3 and 2117-T4

表2 算例工藝參數(shù)Table 2 Process parameters of example structure

4 接觸和摩擦處理

通過對壓鉚過程的分析，模型中設(shè)置的接觸有：

（1）釘桿上端面及圓柱面和上鉚模下表面之間的接觸，接觸方式為“Surface-to-Surface contact”；

（2）釘桿的圓柱面和上下連接件釘孔內(nèi)表面之間的接觸，接觸方式為“Surface-to-Surface contact”；

（3）釘桿下端面及圓柱面和下鉚模上表面之間的接觸，接觸方式為“Surface-to-Surface contact”；

（4）上下連接件之間的接觸，接觸方式為“Surface-to-Surface contact”；

（5）襯套與連接件之間的接觸，接觸方式為“Surface-to-Surface contact”。

5 載荷和邊界條件設(shè)置

本文的有限元模型分為3 個分析步：step 1、step 2 和step 3。

Step 1：模擬壓腳襯套的對壁板和長桁的壓緊過程；

Step 2：模擬上下鉚模對鉚釘?shù)南聣哼^程；

Step 3：模擬上下鉚模保持回復過程。

壓鉚力施加曲線如圖11 所示。

如圖12 所示為載荷及邊界條件施加。邊界條件：第1 步，利用壓力腳施加壓緊力Fc夾緊壁板和長桁；第2 步，利用上鉚模和下鉚模同時施加壓鉚力Fsq加載鉚接載荷并保持；第3 步，撤回鉚模（卸載）、撤回夾緊裝置、后續(xù)一釘加載夾緊力。其中，壓鉚力的施加是用力值加載，夾緊和卸載是用位移進行控制。

6 有限元計算結(jié)果

將前處理完畢后的有限元模型導入ABAQUS 2018 進行仿真計算，在壁板試件上孔周邊和試件兩邊設(shè)置應力和應變測量點，如圖13 所示。鉚接仿真計算完成后壁板應力應變云圖和關(guān)鍵測量點的應力變化曲線如圖14 所示。該應力應變?yōu)? 釘鉚接變形預測有限元計算結(jié)果，從結(jié)果分析看出，忽略了無頭鉚釘墩頭銑平過程的單釘軸向應變的呈對稱分布，上鉚頭應力水平略大于下鉚頭，與理論上的鉚釘過程相同?？梢钥闯?，5 釘試驗件鉚接應力的分布，在鉚釘附近比較明顯，大于1.5R范圍后迅速衰減。蒙皮一側(cè)表面的應變分布呈現(xiàn)明顯的馬鞍形，沿長桁方向，相對于試件邊緣的下凹式應變依鉚接順序由大變小再增大，下凹應變最大值發(fā)生在第一個鉚釘附近，而中間鉚接部位最小。長桁立筋一側(cè)的蒙皮邊緣上翹較小，相對的一側(cè)上翹較大，這與整體結(jié)構(gòu)的剛度分布情況一致。鉚接應力最大位置在鉚釘及鉚釘周邊局部范圍內(nèi)，蒙皮沿長桁方向下凹約0.2188mm（圖15）。

圖10 多釘鉚接模型網(wǎng)格劃分結(jié)果Fig.10 Meshing results of multi-riveting finite element model

圖11 壓鉚力曲線Fig.11 Riveting force curve

圖12 載荷及邊界條件的施加Fig.12 Load and boundary conditions

圖13 鉚接試件測量點布局Fig.13 Measurement point layout of riveting test piece

圖14 5釘壁板試件鉚接后應力應變分布Fig.14 Stress-strain distribution of five-riveting panel test piece

圖15 壁板試件下凹量有限元計算結(jié)果Fig.15 Finite element calculation results of depression of panel test piece

表3 仿真計算和實測（陰影部分）下凹變形量數(shù)據(jù)Table 3 Depression results of simulation and measurement mm

7 試驗研究

制作與有限元模擬尺寸大小相同的試驗件，設(shè)置相同的鉚接工藝參數(shù)，在G86 自動鉆鉚機上進行鉚接試驗，鉚接試驗件如圖16 所示，包含5 個鉚釘，釘孔間距25mm，長桁L型，長度120mm，鉚接設(shè)備為G86 自動鉆鉚機。

利用?？怂箍禈蚴饺鴺藴y量機（測量精度為0.005mm）在鉚接后測量壁板試驗件上與圖13 相對應的關(guān)鍵點，將測量結(jié)果進行處理，得到壁板試驗件鉚接局部凹陷變形量為y12、y22、y32、y42、y52，如表3 所示。

仿真計算和測量結(jié)果顯示，有限元計算結(jié)果與測量結(jié)果趨勢基本吻合，在現(xiàn)有的工藝規(guī)范下，鉚接工藝參數(shù)和鉚釘牌號確定的前提下，現(xiàn)有的壁板鉚接結(jié)構(gòu)將存在一定的下凹式變心缺陷，該缺陷實測得蒙皮沿長桁方向最大下凹量0.245mm，與計算最大變形結(jié)果偏差約為10%；沿釘孔方向整體變形趨勢為先增大后減小，蒙皮一側(cè)表面的變形分布呈現(xiàn)明顯的馬鞍形，下凹變形最大值0.22mm 發(fā)生在第一個鉚釘附近，而中間鉚接部位最小為0.18mm。長桁立筋一側(cè)的蒙皮邊緣上翹較小，相對的一側(cè)上翹較大設(shè)置為基準點0，這與整體結(jié)構(gòu)的剛度分布情況一致。

圖16 鉚接試驗試件Fig.16 Riveting test specimen

結(jié)論

通過以上建模仿真分析與試驗研究，形成結(jié)論如下：

（1）通過飛機型號產(chǎn)品壁板鉚接結(jié)構(gòu)外形測量，發(fā)現(xiàn)了一種沿長桁方向的局部變形問題，該變形直接影響后續(xù)的總裝環(huán)節(jié)；

（2）建立了一種壁板鉚接結(jié)構(gòu)變形預測有限元模型，仿真計算表明，航空大壁板比例試驗件裝配連接局部沿長桁軸線下陷變形最大值可達0.2188mm，而飛機型號大壁板測量結(jié)果可達0.4mm 以上；

（3）研究了面向鉚接質(zhì)量的工藝與結(jié)構(gòu)強耦合建模仿真方法，通過與試驗結(jié)果對比，證明該建模仿真方法是有效的。