飛機結構抗疲勞強化技術應用思考

中航工業成都飛機設計研究所 趙 勇 甘學東 倪孟龍

隨著飛機機體結構疲勞壽命、日歷壽命要求的不斷提高，飛機結構設計除了采用優化結構布置、新材料、整體化結構、細節優化設計、結構應力水平控制等手段外，還將抗疲勞強化技術作為提高機體結構疲勞/日歷壽命的一項重要措施。

“飛機結構強化技術”包括強化設計以及強化制造，其特點是：在不改變飛機結構形式和結構材料的前提下，經過局部強化處理，改變結構細節表面的組織結構和應力分布，以提高飛機結構疲勞壽命，它不增加結構重量，是實現現代飛機長壽命、高技術可靠性、低維修成本的重要手段之一[1]。

國外20世紀50年代開始開展飛機結構強化技術的研究，我國在20世紀70年代涉足這項技術，隨著研究的深入以及相關技術的發展，已在結構不同部位的疲勞薄弱區應用了不同的強化技術，這些技術主要以針對結構緊固孔和結構表面的強化為主。

飛機受力結構件上的緊固件孔為應力集中部位，是疲勞強度比較薄弱的地方。緊固孔采用的機械連接形式，是實現結構零件裝配成為部件乃至全機結構不可或缺的組成，連接結構的破壞往往又是造成機體破壞的主要因素，所以開展針對緊固孔的強化技術研究及應用，是結構工程師急需解決的首要問題。同時，為滿足飛機結構零部件的功能及承載需求，部分零件作為全機結構的骨架，具有承載大、重要性強的特點，這些零件的部分區域應力水平高，局部難以避免地出現應力集中，對于這些部位，多采用對表面進行不同形式沖擊的方法，以實現表面強化。

主要的強化方式及應用

縱觀機體結構的破壞形式及部位，大量集中在緊固孔邊（承載緊固孔、系統開孔、周邊法蘭盤固定孔等），同樣剛度變化區也是疲勞薄弱區之一，為此針對不同部位及不同破壞形式，發展出多種抗疲勞強化并應用到實際結構，主要的強化技術如下。

1 冷擠壓強化技術

冷擠壓強化，是針對緊固孔發展的一項強化技術，是目前結構上應用最多的強化技術，其機理是在外力作用下，使待強化區域發生一定量的塑性變形，形成具有較大殘余壓應力場的強化層，發揮抑制疲勞裂紋萌生和早期擴展的作用。從芯棒直接冷擠壓發展到目前應用更安全、更有效的開縫襯套冷擠壓，開縫襯套冷擠壓強化規避了芯棒直接冷擠壓對孔壁造成的損傷，已成為主要的冷擠壓強化手段，其具有以下特點：強化效果穩定；操作簡單易行；可實現重復操作；已形成系列產品及配套工具及系統的操作、檢測規范。

2 干涉連接技術

干涉連接分為干涉鉚接和干涉螺接，其強化機理是通過大的過盈量，在孔壁與緊固件間形成拉應力，通過“支撐”效應，提高中低應力水平下的抗疲勞性能，目前大量使用的鉚釘干涉連接和高鎖干涉連接，對中低應力水平下的連接緊固孔結構壽命增益效果良好。

3 噴丸強化技術

噴丸強化也是針對零件表面的一種強化技術，其原理是通過高速運動的彈丸流不斷地撞擊零件表面，在零件表面引起一系列復雜的金相變化，形成殘余壓應力和微小的晶粒位錯，從而達到提高零件疲勞強度和抗應力腐蝕等目的[2-6]。傳統的鑄鋼丸、玻璃丸大量應用于起落架高強鋼零件表面噴丸強化處理，隨著陶瓷丸的發展，克服了傳統鑄鋼丸、玻璃丸等在鋁鈦材料薄壁件上固有的不足，為框梁類零件的噴丸強化應用提供更為廣泛的前景[7-9]。

4 孔壓印強化技術

孔壓印強化技術包含平口壓印及孔口壓印，其強化機理與冷擠壓強化類似，平口壓印擠壓方向與孔冷擠壓方向垂直，孔口壓印直接針對開孔孔邊施加擠壓，以改善孔角疲勞性能，提高開孔及周邊的疲勞壽命[10]?？讐河娀瑯涌蓱糜诮Y構件關鍵區域的系統開孔。

5 滾壓強化技術

滾壓強化技術，多應用于結構中的螺紋、孔口、曲度變化劇烈等部位，通過對這些部位進行滾壓強化，獲得殘余壓應力，減少表面微裂紋，提高強化部位的抗疲勞品質，提高其薄弱部位的疲勞壽命，從而實現零部件疲勞壽命的增益[11-14]?？卓跐L壓強化，工藝簡單，強化效果較好，是主承力零件高應力區系統開孔強化的有效手段之一。

結構設計、制造新形勢下的強化技術發展

隨著結構設計、制造中新材料的應用、整體化技術的發展、裝配質量要求的提高以及疲勞薄弱區的轉移，從修理技術發展起來的強化技術，在新機設計中面臨著更多的機遇和挑戰，現已針對性開展了相關新技術、新強化工藝的研究。

1 激光沖擊強化技術

激光沖擊強化技術是國際上近年來迅速發展起來的一種新型表面改性處理技術，也稱其為激光噴丸強化。其機理為：以高功率脈沖激光輻照金屬材料，使材料表面（表面涂層）迅速氣化產生等離子體，并膨脹爆炸，形成由激光脈沖支持的向內部傳播的沖擊，在材料表面產生塑性變形，形成沖擊強化層，同時出現殘余壓應力層[15-18]。與傳統噴丸強化相比，激光沖擊強化表面殘余壓應力高，形成的殘余壓應力層深，可以有效對傳統冷擠壓強化未能解決的φ2.6mm小孔進行強化，同時在零件應力集中部位（如轉角、底角、曲度變化劇烈等區域）也比傳統噴丸強化具有更好的表面強化效應。激光沖擊強化技術的特點為：非接觸性強化；無宏觀形變；不存在熱影響區；強化效果顯著；具有良好的止裂效果與修復性。

2 壓合襯套技術

壓合襯套強化技術，是針對緊固孔的一種疲勞強化技術，其兼具冷擠壓和高干涉量安裝的特點，并且需要采用專用工具安裝襯套，安裝前襯套與基體孔是間隙配合。安裝過程中，芯棒沿徑向擠壓襯套，使襯套沿徑向擴張（襯套將產生塑性變形），進而使基體材料發生變形。擠壓安裝后，基體材料會產生回彈，且其回彈趨勢超過襯套材料，從而將襯套“抱緊”，并在基體孔周產生殘余壓應力區。在交變載荷的作用下，基體孔周的應力幅雖不發生變化，但是，由于殘余壓應力的存在，使得平均應力大幅度下降，從而延長了疲勞裂紋的生長時間。因其安裝、拆卸方便，質量穩定，幾乎可全面替代傳統的冷縮襯套，并且可應用于小邊距部位，所以在集中承載交點孔以及結構維修中具有顯著優勢[19-20]。

3 電磁鉚接技術

電磁鉚接技術，是實現干涉連接的一種工藝方法，通過應用應力波安裝原理完成緊固件裝配，即應力波在緊固件中傳播時的反射使緊固件的自由端產生拉伸波，讓緊固件桿部徑向瞬時收縮“變細”，從而減小安裝阻力。其對直徑大、夾層厚、干涉量大的緊固件的安裝優勢顯著[21]。電磁鉚接特點包括：提高鉚釘鉚接的均勻性，改善鉚接成型質量，提高鉚接承載能力，增強密封性能，可以實現大直徑、厚夾層、高干涉量高鎖螺栓的安裝。

4 超聲振動強化技術

超聲振動強化同樣是針對小孔、小圓角區等部位的一項新型強化工藝技術。其工作原理通過專用擠壓頭（芯棒）同時完成徑向高頻振動、旋轉、軸向進給用以替代傳統的軸向進給，以離散型擠壓形式實現孔壁、小圓角區的冷擠壓，其特點為：在小孔上獲得更大的相對擠壓量；有效降低芯棒與孔壁間的摩擦力；圓角、螺紋區表面更光整，變形更充分；壽命增益穩定；但需要專用冷擠壓芯棒、擠壓頭及配套工具。

強化技術應用發展及思考

隨著對機體結構壽命和重量這2個矛盾因素的要求越來越高，以及數控能力的不斷提高，整體機加件在機體骨架上的應用比例也越來越大，同時，因機體結構零部件所在部位、承載、功能、裝配制造等因素，在使用環境及實際載荷譜條件相同的情況下，疲勞壽命不可能均衡，結構中不可避免會出現疲勞薄弱部位，主要是由于結構的削弱（如連接緊固孔、系統開孔等部位）、材料變化劇烈（如機加件底角、圓角等部位）、零件曲度變化等因素引起。通過局部增加結構參數以提高其疲勞壽命，不僅帶來結構重量的增加，也將因參數變化形成新的疲勞薄弱區，個別部位可能因參數的增加帶來連接、制造以及裝配的新難題。通過抗疲勞強化技術的應用，在不改變結構參數的基礎上，可以有效地改善薄弱區的抗疲勞品質，提高零部件的疲勞壽命如圖1、2所示。

圖1 不同類型零部件疲勞壽命示意圖

圖2 零件不同部位疲勞壽命示意圖

1 強化技術的綜合應用及復合強化思考

為實現零件整體抗疲勞品質的均衡，同一零件根據其部位、應力情況，采取不同的強化技術，以實現強化技術的綜合應用。

（1）強化技術的綜合應用。

同一零件，結合承載效應、應力水平、制造能力限制等因素，考慮強化效果、強化難易、經濟成本、強化時間等，對不同部位可采用不同強化技術，以最小的代價，提高零件各部位的疲勞壽命，最終的目標是使整個零件的疲勞壽命趨于一致，換言之，強化前疲勞壽命較低部位采用更有效的強化技術，疲勞壽命較高的部位采用強化效果較低、效率高、成本低的強化技術或者不采用強化技術，如圖2所示。

綜合應用主要指將對零件表面以及緊固孔采取的強化措施綜合使用：對零件表面采取的強化措施，以表面噴丸強化為代表；對緊固孔采取的強化措施，包括冷擠壓、干涉連接等。

（2）復合強化思考。

隨著強化技術的發展以及飛機機體結構輕重量和長壽命的要求越來越高，同一零件或同一部位，采用2種或2種以上的強化技術，即復合強化，是解決機體輕重量長壽命的有效措施之一。

干涉配合與冷擠壓的復合強化，是使緊固孔獲得超過單項強化更高的疲勞壽命措施之一，其關鍵在于獲得合適的復合強化參數，復合強化參數包括：擠壓量、干涉量及其二者的配比。針對滿足邊距要求的金屬連接件緊固孔，復合強化參數主要受連接件的材料決定，試驗及數值分析表明，合理的復合強化參數可以使緊固孔獲得更優抗疲勞品質；隨著復合材料的用量增加及應用部位增多，復合材料與金屬混合連接不可避免。復合材料的小干涉量連接問題，更加凸顯出與之連接的金屬構件緊固孔采用小干涉量與冷擠壓復合強化的課題的重要性[22]；機體結構中集中載荷交點，如機身機翼連接交點、起落架連接交點、機翼副翼連接交點等，其結構特征為：交點孔直徑大、連接件厚度厚、交點孔邊距小、緊固孔帶有襯套，對于此類連接結構，壓合襯套替代普通冷縮裝配襯套具有以下優勢：

a.安裝質量可控，避免冷縮裝配安裝過程中因軸向相對運動對機體孔壁帶來的損傷；

b.借助專用工具，更換維修方便，減小對緊固孔的損傷；

c.有效提高連接緊固孔的抗疲勞品質；

d.單側邊距接近0.9D的小邊距可實施安裝，并可確保連接結構靜強度不降低，疲勞壽命相對于1.5D的未強化連接結構有明顯提高；

e.單側邊距大于1.2D的連接結構，開縫襯套冷擠壓與壓合襯套復合強化是進一步提高其抗疲勞品質的途徑之一。

（3）機械噴丸與激光表面沖擊強化的復合。

機械噴丸與激光表面沖擊強化都是對零件表面實施沖擊，形成殘余壓應力層，實現表面強化的技術。機械噴丸技術成熟、強化效率高，形成的殘余壓應力層以μm為單位，約為100μm～300μm；激光表面沖擊技術與機械噴丸相比，具有殘余壓應力大、殘余壓應力層深、強化效率低、強化成本高、強化設備要求高等特點。借助機械噴丸、激光表面強化的各自優勢，結合零件設計、制造的固有特點，在整個區域采用機械噴丸，快速、低成本地完成表面強化，在應力集中部位，包括圓角、底角、曲率變化劇烈等區域，采用激光表面沖擊強化，更大力度改善這些區域的抗疲勞品質，如圖3所示。通過機械噴丸與激光表面沖擊的復合強化，適當提高零件整體區域的疲勞性能，大幅提高疲勞薄弱區的疲勞性能，使整體構件的疲勞性能趨于一致。

（4）機械噴丸與冷擠壓、干涉配合連接的復合。

圖3 機械噴丸、激光表面沖擊應用示意圖

在機體鋁合金、鈦合金骨架零件上應用陶瓷丸噴丸強化，不可避免將出現噴丸后鉆制緊固孔的問題，噴完后的制孔，將改變/消除機械噴丸在鉆孔周邊形成的殘余壓應力分布，局部強化效益減弱甚至消失，為此，應繼續在緊固孔上實施干涉配合連接、冷擠壓強化，但其干涉量、冷擠壓量的確定需考慮機械噴丸的影響，以期獲得滿意的壽命增益。

（5）焊縫區強化技術應用展望。

作為現代機體結構骨架的重要材料鈦合金，真空電子束焊接技術可以有效地滿足機體鈦合金零件的整體化以及低成本的要求。為改善焊縫區表面的殘余拉應力，提高其抗疲勞性能，對焊縫區采用激光沖擊、機械噴丸，消除或減小表面拉應力，并形成一定大小、深度的殘余壓應力層，提高零件表面抗開裂的能力，從而增強其抗疲勞性能。

2 強化技術與裝配要求的思考

強化技術的目的是在不改變機體材料、不增加結構重量的基礎上，改善疲勞性能，提高疲勞壽命。這同時也包含了另一層意思，即在不降低抗疲勞品質的條件下，采用強化技術，可適當降低部分結構的裝配要求，這對減小裝配難度、縮短裝配周期、實現互換性有特殊意義。

在大部件的對合連接（如機身機翼連接，機翼副翼連接等）中，為保證交點結構的傳載功效、疲勞壽命以及多交點的協調，隨著制造加工能力的增強，裝配設計中不斷提高零件精度、裝配精度的要求，以獲得更高的連接傳載可靠性?？蛊趶娀夹g針對此類關鍵連接結構，應用初衷是提高連接結構的疲勞壽命，但從其應用功效，也具備滿足設計條件下，適當降低連接配合精度的可行性。以此為據，結合制造精度控制水平的提高，通過強化技術的應用，如壓合襯套/孔開縫襯套冷擠壓的應用，控制合適的間隙，以減小裝配難度，并利于互換。下面以具體實例對此問題進行簡述。

對合螺栓孔的孔徑為D，襯套為傳統冷縮裝配襯套，連接結構配合精度取為：

采用壓合襯套替代傳統冷縮裝配，并結合制造精度的高水平，結構孔徑及精度控制為：DH8；對合螺栓直徑精度控制為：（D-α）u6。

α取值以靜承載能力滿足設計強度要求為基礎，以部分強化技術的壽命增益換取裝配精度的降低，α取值根據D的大小，考慮的極限情況與的極限情況相當為基準，確定α，以獲得最小間隙量增加，最大間隙量基本不增加或少量增加的裝配配合，對改善大部件的互換性，具有重要意義。

上述內容僅是抗疲強化技術與制造能力綜合應用，以期改善裝配、互換的一些思考和想法，實際結構的連接參數的確定，應在試驗數據支持的基礎上，輔以精細分析，以保證結構的安全。

[1]中國航空科學技術研究院編.飛機結構抗疲勞斷裂強化工藝手冊.北京：航空工業出版社, 1993.

本文共有參考文獻22篇，因篇幅有限，未能一一列出，如有需要，請向本刊編輯部索取。