探索飞机长寿命紧固件的设计应用

探索飞机长寿命紧固件的设计应用

程学深 陈建奎

中航西安飞机工业集团股份有限公司，陕西 西安 710089

摘要：本文分析和描述了紧固件设计制造过程长寿命周期使用的理念，以传统设计技术指标为参考，以当前国内外先进/成熟的材料、工艺为依托开展紧固件设计；探讨了长寿命紧固件的设计及产品实现要点，并分析紧固件对飞机疲劳寿命的影响。

关键词：紧固件 设计 长寿命

引言：随着航空制造领域的发展，对飞机的耐用性提出了更高的要求，紧固件作为飞机机体连接重要组成部分，长寿命的使用是保证飞机耐用性的重要因素（飞机部分紧固件应与飞机保持同寿命周期）；因此应从材料强度、产品结构、抗腐蚀性、维修性及延迟损伤等方面开展紧固件的设计，并且将疲劳性能作为重要产品的考核技术指标，以达到紧固件长寿命使用的目标。

1 紧固件的失效形式

通过对紧固件失效分析统计表明，疲劳破坏是紧固件的主要失效形式之一，紧固件产品构形上均存在应力分布不合理的情况（如应力集中），另外紧固件安装时预紧力的设置指标和操作不规范，也会导致紧固件提前产生疲劳破坏；为使飞机关键位置紧固件满足飞机疲劳指标要求，应在紧固件考核性能指标的基础上增加疲劳性能要求（平均循环寿命为65000次，单件最低循环寿命为45000次），使重要安装位置紧固件在加载时延迟产生疲劳破坏，实现机体连接结构长寿命的目标。如果紧固件出现破坏，结构会产生松动的链式反应（即一个紧固件卸载，则相临紧固件受力增加也易出现卸载），飞机结构会加快失效，甚至出现严重安全事故。

2 减少疲劳源的紧固件设计应用

2.1 紧固件疲劳源发生的位置

根据紧固件产品结构形式分析，螺纹紧固件的疲劳源易出现在螺纹小径、支撑面与光杆的过渡、螺纹收尾等区域（螺纹小径是典型的尖角应力集中结构、支撑面与光杆的过渡是典型的截面突变应力集中结构、螺纹收尾位置不合理的形状也会导致尖角和截面突变），疲劳源也会出现在紧固件受力的任何不规则表面（如螺栓螺纹受力面的折叠和裂纹），当对紧固件进行加载，这些部位将会变为易断裂点，因此，紧固件设计应对这些部位采取有效的改进措施，减少或避免疲劳源的产生，达到长寿命周期使用的目的。

2.2 减少紧固件疲劳源的设计

为减少紧固件的疲劳源产生，可通过加强螺纹（如MJ和UNJ等螺纹）减少螺纹小径处的应力集中（相关资料表明紧固件采用加强螺纹比普通螺纹其拉伸疲劳寿命增加多倍）、增加疲劳寿命技术考核指标并明确载荷及循环次数、冷滚压支撑面过渡圆角以增加表面正压力从而减小加载时的应力幅度和平均应力、降低初始裂纹的产生数量及延长裂纹发生时间（通过控制螺纹承载面的表面粗糙度，不连续性，裂纹数量、大小和方向，降低螺栓光杆区域表面粗糙度等实现），上述方式均为有效减少疲劳源产生的方法，紧固件设计过程中可结合产品具体技术指标开展相关工作。

2.3 新型结构紧固件的应用

在飞机设计研制中，机体结构宜采用无孔托板螺母连接，每一个托板螺母与常规带铆钉孔的托板螺母相比，可减少了两个机体铆钉孔，由于机体结构需大量使用托板螺母进行连接，因此采用无孔托板螺母可在保证稳固连接的同时，减少了疲劳源的产生，进而实现机体结构长寿命使用的目的。

3增强抗疲劳应力的紧固件设计

3.1紧固件的干涉配合设计

目前飞机设计过程中，在受交变力的机翼结构连接中大量采用干涉配合，基于此情况，对飞机构件孔的制造精度、表面粗糙度提出更高要求，因此孔壁必需经过冷挤压强化处理，以增强孔壁强度；同时为避免紧固件螺纹部位推入孔时擦伤孔壁，需对螺纹外径进行减小处理，光杆的进入端部分设计成圆弧状，以便于更容易通过安装孔；无论对孔壁冷挤压强化处理还是紧固件干涉配合连接，其目的均为降低结构件的应力幅度（即孔壁因干涉的压力，消除掉一部分工作状态下对结构件施加的拉应力载荷）。针对结构工作中受剪切载荷，由于干涉配合连接的紧密性特点，剪切疲劳的冲击幅度基本可以忽略，产品疲劳寿命大大提高。

3.2紧固件新型材料的应用及性能分析

超高强度钢在紧固件上的应用也是增强抗疲劳的有效途径，使用超高强度钢作为紧固件制造材料，本质是减少安装孔的疲劳源，在静载荷一定时，超高强度钢紧固件使用数量相应减少，机体结构连接孔的数量随之减少，从而降低机体结构疲劳产生的几率（可使用1500MPa级的inconel718材料及等效的材料13-8Mo制造），以达到飞机高使用寿命的需求。

紧固件的力学特性取决于材料本身性能和热处理过程，就一种材料而言，热处理后形成的组织确定了紧固件的力学性能。紧固件设计过程应在材料选用等方面，着重考虑材料的屈服性能，材料的屈服性能取决于材料固有的品质，表现为晶体结构和晶粒大小，对紧固件的性能会产生重大影响（多次的镦粗—拔长可细化晶粒，从而提高晶粒之间的界面能而提高材料的屈服强度），合理的选用紧固件制造材料对产品使用寿命带来极大影响。

4 增强紧固件抗腐蚀性的设计应用

基于飞机的现实使用环境，同时部分金属材料抗腐蚀性较差，紧固件锈蚀也是影响其使用寿命的重要因素，19世纪70年代，苏联将钛合金材料应用于飞机设计制造，其中也包括钛合金紧固件，钛合金在比强度和抗腐蚀上的性能是当时成功应用于飞机结构中性能最好的材料之一，从而引起了航空制造领域的高度关注；随后，美国将钛合金材料在飞机结构件和紧固件上的设计和应用进行推广使用。

飞机设计上可使用的钛合金材料有Ti6Al4V、45Cb及TB8等，其中Ti6Al4V为中强度结构钢，可以完全替代原飞机紧固件最普遍的合金结构钢30CrMnSiA（其在不进行表面处理情况下，抗腐蚀性能仍优于30CrMnSiA进行表面处理），同时相同尺寸产品质量减少约40%，为飞机减重做出贡献；45Cb材料主要用于高强度铆接紧固件，45Cb合金铆钉解决了飞机制造过程中需要承载更高的剪切强度但不易完成铆接的矛盾，同时性能上与复合材料电极电位匹配度较高，不易形成电位腐蚀；TB8材料是可热处理强化的β单相合金，固溶后极限强度为1300MPa～1450MPa，使用这种材料主要目的是提高机体结构连接强度的同时达到减轻重量目的；飞机设计制造过程中，增加钛合金紧固件的应用，可大大增加紧固件长寿命使用的需求。

5 结论

基于提升飞机整体结构可靠性，增加使用寿命的需求，从紧固件疲劳源产生等方面进行分析，并通过强化易产生疲劳的区域、减少机体结构孔的数量、使用干涉配合工艺方法、增加新材料的使用及加强检测方法等方式，增加紧固件的使用过程中可靠性，提高其使用寿命，以达到飞机长寿命周期使用的目标。

参考文献

1. 陶春虎.紧固件的失效分析及其预防. 航空工业出版社，2013.11

2. 姜招喜.许宗凡,张挺,刘昌奎.紧固件制备与典型失效案例.国防工业出版社，2015.7

3. 中国航空材料手册编辑委员会.中国航空材料手册.中国标准出版社，1989