谈谈飞机结构的抗疲劳细节设计

潘龙社

（中航工业飞机西安飞机分公司，陕西 西安 710089）

一、前言

飞机结构寿命的长短主要取决于重要结构细节的抗疲劳开裂能力。现代飞机结构设计基础中的疲劳、损伤容限、耐久性设计三者之间虽然在实际原理、设计方法和设计目标有本质的不同；但就提高结构细节的抗疲劳能力而言，三者的要求基本上是一致的。这是因为飞机的使用统计和研究表明，因疲劳开裂而引起的结构破坏的概率很高，飞机结构灾难性的疲劳破坏大多数就是由于重要受力构件或连接杆存在着高的应力集中引起的。

二、影响结构细节的抗疲劳性的因素

影响飞机结构细节的抗疲劳性的因素主要依赖如下几个主要因素：

1 结构材料本质。不同材料其内部的化学成分、金相组织、纤维方向、内部缺陷等不一样，其疲劳性、断裂性能和抗腐蚀性能也并不相同。

2 结构零件几何形状及表面状态。包括尺寸效应、缺口效应和零件的表面光洁度等。

3 结构的连接形式、布局及传力路线的设计。

4 结构零件的表面热处理及内部的残余应力。

5 零构件的制造工艺方法。

6 结构零部件的工作条件。对于在特定载荷环境中工作的零构件，由于载荷、腐蚀介质、湿度和温度的联合和交替，会导致零构件提前发生疲劳损伤并加速损伤的扩展。

三、结构的抗疲劳细节设计方法和实例

依据影响结构细节的抗疲劳性的因素全面权衡，采取恰当的、合理的设计方案来提高零构件的抗疲劳性。

1 选材时应综合权衡

疲劳开裂最敏感的局部区域或元件所采用的材料很重要，尽量选择抗疲劳性能好的材料，材料应力水平限制在容许的范围之内。选材时应遵循三个原则：对材料性能、载荷、环境条件和结构重量、经济性作综合权衡；根据设计要求，按静强度、疲劳容限等要求即区别又协调的选材；考虑材料的使用经验和继承性。如飞机很多关键重要零件如机身与机翼对接件、发动机的接头等都用锻件制造是由于锻件承载能力大，抗疲劳能力好；飞机中央翼上壁板选用的是LC4铝合金材料，而下壁板则选用的是LY12CZYO铝合金材料，原因是LY12CZYO铝合金材料的疲劳性能优于LC4，而LC4由于静强度较高疲劳极限较低，缺口敏感性较大，应力腐蚀倾向较高，所以一般不选其为下壁板蒙皮。

2 改进结构减缓局部应力，降低应力集中

应力集中是产生疲劳裂纹的主要因素，应精心设计减少应力集中、降低局部应力，可显著提高零构件寿命，甚至高达10～100倍。

1 ）设计中应尽量避免或减缓零构件形状的突变，零构件截面大小、形状变化缓和可使其力流线的拐折得到缓和，降低应力集中系数。如轴类零件截面变化处和壁板厚度改变处应有足够的过渡区，增大圆角半径，能够使应力集中系数降低，达到减缓局部应力的目的。过渡圆弧之半径R为厚度变化值的10倍以上，一般不会引起疲劳问题。

2 ）结构上尽量少开口，小开口，开口位置尽可能选在低应力处；必须开口时，要加开口部位的结构，受拉表面最好不开口。减少孔开口附近的局部应力的有效方法是在孔口边缘连接上一个加强圆环，孔洞的应力集中随着加强圆环刚度的增加而减轻。加强环与圆孔的连接最有效的方式是焊接或胶接，铆接或螺接容易导致孔边更高的应力集中。

3 ）铆钉孔、螺栓孔等都是产生应力集中的部位，通常采用局部加强，如适当加大厚度的方法来减少局部应力。

4 ）减少零构件上因多个应力集中相互影响可能引起的复合应力集中，使这些细节相隔一定的距离并处于恰当的位置，以降低其相互影响。

3 结构布局和传力路线的恰当设计

1 ）结构布局保持合理性：合理的结构细节布局，主传力构件就会承受并转递主要载荷，从构件承受并转递次要载荷或很小的载荷，各个零构件适中的保持自己的载荷能力，极大提高本零构件系统的抗疲劳性。

2 ）主传力通道保持完整：主传力构件一般是疲劳危险件，尽量保证其完整性；避免在其上连接次要构件以及开孔挖缺口，受力系统在设计时尽可能把传力路线设计得最短。

4 消除偏心传载荷强迫装配

偏心传载和强迫装配会引起附加应力，降低零构件的抗疲劳性。尽量采用对称结构设计；为减少连接部位由于存在的设计间隙或工艺间隙的强迫装配应力，可采用适当的补偿件。

5 连接接头和连接结构的抗疲劳设计

飞机的疲劳破坏经常发生在接头和链接件的连接处，所以连接件的抗疲劳“细节设计”很重要。

（1）连接接头尽量避免偏心

螺栓接头：其连接一般有四种连接形式：单剪连接、双剪连接、单嵌连接和双嵌连接。试验表明：双剪接头比单剪好，而双嵌连接比单嵌好，其中以双嵌式鱼尾形连接最好，可使螺栓受载比较均匀，从而提高疲劳寿命。

耳片和销钉的连接接头：耳片宽度W/耳片孔径D≤1.7；耳片的颈缩比S/W应尽量接近1.0。提高耳片疲劳强度的有效措施是利用干涉配合，在耳孔中使用较高过盈的衬套以方便维修拆装；不推荐液氮冷缩衬套，因为其过盈量太小，在高载时衬套和耳片之间会产生微动损伤，使寿命大大降低。

（2）紧固件连接设计

紧固件分为螺栓和铆钉两大类。螺栓用来传递较大载荷，主要用于接头设计或者重要、关键结构链接的设计。对于较厚的连结结构、需要拆卸的部位、层数较多（3层以上）的连接，应选择螺栓连接。铆钉主要用于其它一般薄壁结构不可拆卸的连接。

1 ）紧固件链接的细节连接尺寸要求：（一般）紧固件的最小边距≥2倍紧固件直径，对非疲劳危险部位，最小边缘减至紧固件直径的1.5倍，而较重要的连接应不小于2倍紧固件直径；保持紧固件间距为3.5～4倍紧固件直径，过小可能使孔边的应力集中叠加，过大，则紧固件数量减少，影响传载能力。

2 ）紧固件选用基本原则：

螺栓的选用：螺栓最常用材料是30CRMNSIA，直径一般≥M5；尽可能地将螺栓受力设计为受剪或者拉剪复合以提高螺栓的疲劳强度。受拉螺栓的装配一般选择间隙配合，受剪和拉剪复合螺栓选择干涉配合或者小间隙配合。螺栓孔应进行强化处理，以保证疲劳寿命的要求。尽可能的提高所有受剪螺栓的配合精度，以保证其受力均匀。对于M8以上和关键重要螺栓，安装时要有预紧力矩，适当预紧力会提高螺栓疲劳强度。

铆钉的应用：飞机结构设计中，铆钉最常用材料是LY10,直径一般不小于4mm,不大于6mm。

由于铆钉的承剪能力强而受拉能力弱，一般不考虑受拉，组合件设计布置时尽可能地将铆钉受力设计为受剪或者拉剪复合（拉力较小），铆钉剪切破坏载荷为光杆面积剪切破坏载荷，铆钉连接尽量使用干涉配合以提高疲劳强度；当紧固件载荷主要为拉伸载荷时，除非载荷较小，否则应考虑改为螺栓连接。

只要条件允许采用凸头铆钉，就不要采用埋头铆钉。结构外表面选用埋头铆钉主要是气动和外形的要求，应注意铆钉头处结构件上的锪窝深度，埋头窝的锪窝深度不应超过板厚的2/3，至少应保证板厚与锪窝深度之差不小于0.5mm。

在边距允许的情况下，避免采用单排列，尽可能采用双排或三排排列；而平行排列与交错排列相比，由于平行排列时力的流水线较好，因而疲劳寿命较高。

3 ）紧固件孔制作和连接方法

紧固件孔推荐使用钻铰后加冷挤压制孔，这是因为开孔冷挤压在孔边产生有利的残余压应力能大大降低在拉伸载荷下的孔边平均应力；但要注意冷挤压后铰孔的铰削量不要太大以免消除有利的残余应力。适当的干涉配合可以延长孔边的疲劳寿命；名义干涉量应保持在2%左右。

4 ）紧固件孔构件装配：

紧固件连接件应在制孔（配钻）后立即进行，尽量保证不分开两个被连接件，以避免错位和偏心。尽量避免混合使用铆钉和螺栓。这是由于铆钉配合较紧，在铆钉变形甚至消除了螺栓与螺栓孔之间的间隙后，螺栓才开始承受载荷，容易致使铆钉超载而导致提前破坏。

5 ）搭接件的设计要求

搭接件的作用是传递载荷，设计应尽量缩短其搭接长度，不要使用一长串的紧固件，以免两端紧固件传递载荷过大而提前屈服。一般的平板搭接采用三排，做多四排紧固件；第一排紧固件附近容易发生疲劳破坏，可采用变厚度搭接板或薄的辅助搭接板，以减轻第一排紧固件的负担。

6 选择合理的工艺方法

工艺方法选择恰当与否不仅关系到零构件能否经济且方便的制造和装配，还会明显地影响它们的疲劳、断裂性能。如提高零件的表面光洁度、对零件表面进行表面强化、不同的热处理工艺、选择合理的精加工的切削速度、切削量和加工工序、选择合理的装配顺序和恰当的工艺补偿等都能影响飞机结构的抗疲劳性能。

结语

飞机结构的抗疲劳细节设计非常重要。对于从事结构设计研究的技术人员来说，在平时结构实际设计过程中，细节设计稍加改进常可以使受力构件或链接件寿命大大增加；高度重视结构细节的抗疲劳性是一项必要的工作，是实现飞机结构长寿命、高可靠性、低成本维修的重要保证。

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