航空薄壁板鉚釘連接結(jié)構(gòu)疲勞斷裂性能研究.pdf

1、鉚釘搭接接頭是飛機(jī)機(jī)身壁板和蒙皮結(jié)構(gòu)的重要組成部分?，F(xiàn)代飛行器為了優(yōu)化其氣動(dòng)性能，需要在壁板外側(cè)表面加工沉頭鉚釘?shù)染o固件。對(duì)于服役時(shí)間較長(zhǎng)的飛機(jī)而言，在緊固孔邊緣通常會(huì)出現(xiàn)復(fù)雜形狀的三維裂紋。因此，對(duì)這種緊固連接件的耐久性和損傷容限分析非常重要。本文對(duì)于沉頭鉚釘緊固的航空薄壁板，通過數(shù)值模擬，分別計(jì)算了采用纖維金屬層合板鉚接裝配的加強(qiáng)結(jié)構(gòu)的應(yīng)力集中、含三維裂紋緊固孔的應(yīng)力強(qiáng)度因子以及疲勞裂紋擴(kuò)展速率等問題，并取得了以下研究成果：

2、　?。?）基于接觸算法理論具體研究了航空鋁合金薄板與GLARE纖維金屬層合板通過沉頭鉚釘連接的組合結(jié)構(gòu)的應(yīng)力集中效應(yīng)隨不同幾何型號(hào)參數(shù)的變化規(guī)律。本文的分析計(jì)算方法可以在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)就獲得鉚接連接件之間的裝配干涉量，并確定結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)斷裂部位。
　　（2）基于斷裂力學(xué)的三維有限元計(jì)算方法，對(duì)含有角裂紋缺陷的緊固孔結(jié)構(gòu)進(jìn)行了模擬研究。研究發(fā)現(xiàn)，鉚釘填充時(shí)角裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子與不含鉚釘時(shí)差異很大，鉚釘?shù)母缮鏀D壓作用對(duì)緊固孔附近的短裂紋有很

3、重要的影響，只有當(dāng)裂紋長(zhǎng)度足夠長(zhǎng)或者遠(yuǎn)端拉應(yīng)力非常大時(shí)才能忽略。不同深度的沉頭鉚釘埋頭窩也會(huì)使前沿線的應(yīng)力強(qiáng)度因子曲線有很大的改變。本文還給出了一組以橢圓裂紋的形狀因子、裂紋長(zhǎng)度和干涉量為參數(shù)的經(jīng)驗(yàn)公式，可供工程設(shè)計(jì)使用。
　?。?）通過對(duì)受鉚釘干涉擠壓影響的角裂紋建模和擴(kuò)展分析，發(fā)現(xiàn)了緊固孔邊裂紋的擴(kuò)展速度反而比開孔結(jié)構(gòu)更加緩慢。參考該方法，可以進(jìn)一步對(duì)大量飛機(jī)的復(fù)雜裝配結(jié)構(gòu)做損傷容限與耐久性分析，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度設(shè)計(jì)和安全評(píng)定