铆接面对飞机关键接头力学性能的影响研究

于坤鹏，王志海，吴文志

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

铆接面对飞机关键接头力学性能的影响研究

于坤鹏，王志海，吴文志

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

文中采用试验测试结合有限元仿真分析的方法，针对某小飞机机身与机翼关键接头，研究了加强筋铆钉连接的接触面与关键接头附近应力分布的关系，并进一步分析了高强度胶处理接触面对应力分布的影响作用。研究表明：当铆钉连接的两接触面接触不紧密时，接头传力性能较差，接头处易出现较大的应力集中，从而影响其结构力学性能；高强度胶粘接接触面可以大幅提高铆钉连接的传力性能，使接头附近应力集中大幅减小，从而改善其结构力学性能。

铆接；关键接头；胶结；接触面

引 言

由于具有连接可靠、质量轻、成本低廉等特点，铆接被广泛应用于飞机结构的连接中[1-2]。在一些关键接头连接的主承力部位，常采用铆接加强筋或板的形式来加强结构，以确保飞机在相应载荷下的结构强度。但由于铆接时铆钉附近的接触较好，而稍远离铆钉的接触面则可能出现接触间隙，致使传力路径受损，在接头某些位置产生较大应力集中，甚至超过许用应力，导致接头断裂，而应力集中引起的疲劳断裂也是关键接头在使用过程中要着重考虑的问题[3-5]。因此，铆钉连接接触面的正确处理，对结构设计及结构安全使用都有着十分重要的意义[6]。

1 飞机关键接头模型

某小飞机机身与机翼连接接头的形式如图1(a)所示。为了增强接头处的连接强度，在机身侧的接头内壁增加梯形加强筋，如图1(b)所示，采用铆钉连接的形式将加强筋板与接头垂直面铆接。本文通过实验方法测试了接头连接处的应力分布；通过有限元仿真的方法分析了应力集中产生的原因，并在此基础上，对铆钉连接的接触面进行了处理；采用高强度胶胶结，进一步测试了接头连接处的应力分布，以探索胶结处理对铆钉连接强度的影响。

图1 飞机关键接头模型

2 实验设备及原理

2.1 实验系统

DH3816静态应变测试系统由数据采集箱、微型计算机及支持软件组成，可自动、准确、可靠、快速测量大型结构、模型及材料应力试验中多点的静态应变应力值。它可同时采集60个通道的数据，其采样速度为 60点/s，测量应变(ε)范围为±19999× 10-6，最高分辨率为 1 × 10-6，不确定度不大于(0.5%±3) × 10-6。传感器为三向电阻式应变花，电阻值为120 Ω，灵敏系数为2.2。

为了避免实验过程中的温度影响，在与被测材料相同的铝合金板上布置应变片对通道进行温度补偿。采集系统原理图如图2所示。

图2 实验原理图

2.2 测试点分布

根据接头受力形式，在接头关键部位布置三向应变花，测试接头的应力分布。共布置8个测试点，其中测试点1位于左执耳上部，测试点2位于右执耳上部，测试点3、4位于右执耳上下2个连接孔附近，测试点5位于铆接加强结构与侧板的铆接头附近，测试点6、7位于左执耳的上下2个连接孔附近，测试点8位于左执耳的下部与测试点1相对应的位置。具体测试点布置如图3所示。

图3 测试点分布示意图

2.3 加载方式

根据需要，在机翼重心处加载。采用两侧对称的加载形式，在电子秤上放置一螺杆，通过螺杆的旋转举升机翼，对连接接头进行逐步加载。加载方式如图4所示。

图4 加载方式实物图

3 测试结果及分析

3.1 无胶结测试结果

采用以上测试系统，对接头进行应力测试。首先对系统进行平衡清零，然后在机翼两侧逐步加载，载荷分别为400N、500N、600N、800N、1000N、1200N、1 400 N、 1 600 N、1 800 N，每次待系统稳定5 min后，采集测试点的应变值。测得的各测试点的应变值分布见表1。

表1 不同载荷下的测试点应变(ε)值 × 10-6

测试点载荷400N500N600N800N1000N1200N1400N1600N1800N1594782916105411841322145015681682248849252656861666069673678334206087629161074122413601516166244452728610111813715817155722345060616468620132415261628343108342836743832401273765546607648589541042112412478189022862569142431203402366038724002

从表1可以看出，应力主要分布在测试点6和测试点8附近，在加载达到1 800 N时，测试点6附近的应变(ε)值达到4 012 × 10-6，测试点8附近的应变(ε)值达到4002× 10-6，接头处采用7075铝材，其弹性模量E=7.1 × 10-6，计算可得该处应力水平为285 MPa。

该飞机的机身自重约为480 kg，飞机在飞行时接头部位必须承受至少2倍的过载，即单边3 600 N。而目前测试结果表明，该接头部位在承受3/4倍过载时，其应力水平已经超过许用应力的1/2，无法满足使用要求，需要对接头作进一步的处理。

3.2 接头结构有限元分析

为了对比实验测试结果，建立飞机接头的有限元模型，模型中起落架与机身固定连接。未建立机翼结构模型，机翼与机身在接头连接孔处采用刚性单元连接。按照实验测试工况，将机身底部固定支撑，在机翼重心位置施加载荷，对结构进行静力学分析，计算模型如图5所示。需要说明的是，此处加强筋与接头的接触面仅有铆钉连接，采用刚性单元模型处理，其余部分未接触。

图5 飞机结构有限元模型

采用ABAQUS软件进行静力学分析，计算结构的应力分布。计算中在两机翼重心处各加载1 800 N的集中力，约束整个起落架结构，仅关注机身变形与应力分布。计算结果如图6所示。

图6 未胶结时接头的应力分布

从有限元仿真结果可以看出，接头应力分布主要集中在上下执耳与机身连接处，即测试点8附近，在加载1 800 N的集中力时最大应力为295 MPa，这一结果与试验测试结果基本一致。

为了对比，对模型进行修改。假设铆接加强筋与接头的接触面完全结合，在有限元模型中对接触面进行共节点处理，再次计算接头处的应力分布，计算结果如图7所示。从图7可以看出，进行共节点处理后，接头处整体应力水平下降，最大值仍出现在测试点8附近，但应力值仅为118 MPa，远小于采用刚性单元处理的模型。与未胶结时相比，接头与上方蒙皮的应力水平较为接近，而未胶结时接头处的应力远高于与其相连的蒙皮处的应力，说明胶结后的加强筋具有更好的传力性能，从而避免了应力集中。

图7 胶结时接头附近的应力分布

对比2种情况下的有限元模型，可以看出，两者的区别主要在于加强筋铆钉连接方式的处理方面：一种仅采用铆钉连接；另一种则在铆钉连接的同时采用高强度胶对接触面进行胶结。在实际中铆钉连接的接触面并非完全接触，其传力性能弱于完全接触的连接形式，因而在测试点6附近产生较大的应力集中，而胶结后的结构则具有更加优良的传力特性。

3.3 有胶结测试结果

为了证明以上分析结果，采用高强度胶处理原铆接接触面，使加强筋与接头完全结合，采用上述方法重新进行应力测试。

首先对系统进行平衡清零，然后在机翼两侧逐步加载，载荷分别为500 N、800 N、1 000 N、1 200 N、1 400 N、1 600 N、1 800 N，每次待系统稳定5 min后，采集测试点的应变值。测得的各测试点的应变值分布见表2。

表2 胶结后不同载荷下的测试点应变(ε)值 × 10-6

测试点载荷500N800N1000N1200N1400N1600N1800N1341489573642709776834241526172329313581220313948437111925324151223488312293134665986199711041221137414747-19-19-74122023845683610731287150317071905

从表2可以看出，应变的最大值出现在测试点8附近，在1 800 N的载荷下最大值为1 905 × 10-6。计算可得此处应力为133 MPa，与仿真结果基本吻合。说明高强度胶的存在使铆接的加强筋接触面与接头完全结合，从而使传力性能增强，应力集中大幅降低，胶结后的接头结构达到了使用要求。

4 结束语

本文通过对某飞机机身与机翼连接部位的静态应力测试，结合有限元静态仿真分析，研究了接触面胶结处理对铆钉连接关键接头应力分布的影响。研究结果表明：在无胶结时，由于加强筋与接头间接触间隙的存在，接头在承载时传力路径不佳，出现了较大的应力集中；在增加胶结后，加强筋与接头接触面完全固结，使得传力性能大幅改善，接头的承载性能得到大幅提高。这一结论对实际工程应用具有很好的指导意义。

[1] 许国康. 大型飞机自动化装配技术[J]. 航空学报, 2008, 29(3): 734-740.

[2] 任晓华. 新型飞机自动化装配技术[J]. 航空制造技术, 2005(12): 32-35.

[3] 夏平, 唐应时, 吴安如. 铆钉铆接装配应力的分析和计算[J]. 机械, 2003, 30(4): 44-48.

[4] 何云树, 杜洪增. 交错排列铆接结构的疲劳寿命计算与实验[J]. 中国民航学院学报, 2003, 21(4): 52-54.

[5] 张铮, 徐阿玲, 李宝珠, 等. 小钉密排代替大钉疏排的铆接接头疲劳寿命预估与优选设计[J]. 机械工程学报, 2011, 47(18): 80-85.

[6] 黄志超. 板料连接技术进展[J]. 锻压技术, 2006, 31 (4): 119-122.

于坤鹏(1987-)，男，博士，工程师，主要从事结构力学性能有限元仿真和试验测试、结构减振降噪、轻量化设计工作。

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