复合材料结构用紧固件及机械连接技术

先进树脂基复合材料具有的较多优点使其在先进飞机上的使用量越来越大,但是由于材料本身结构特性的原因,使得复合材料结构在连接、装配、使用中易产生一系列问题,针对复合材料的特点及连接和使用中存在的问题,系统地阐述了复合材料结构使用的紧固件用的材料、各种结构用先进紧固件类型以及连接中需解决的具体技术问题。     

钛合金紧固件MJ螺纹大径的修正

通过分析滚压钛合金紧固件饱满螺纹所产生的种种弊端,如容易产生滚压裂纹而降低紧固件的疲劳寿命、降低滚丝轮的使用寿命、造成检测麻烦、产生安装损伤等,在参照国外大径修正螺纹的基础上,提出了对钛合金紧固件螺纹大径进行修正的设想,进行了修正螺纹大径尺寸设计,制造了试验件并进行了试验。滚压螺纹试验及螺纹的机械性能试验表明,修正螺纹大径是可行的,可带来诸多好处。     

电磁铆接技术在大飞机制造中的应用初探

 电磁铆接是一种新型连接工艺,本文介绍了电磁铆接技术的特点及其发展。针对大飞机制造的技术需求,分析了电磁铆接技术在大飞机研制中的作用,重点介绍了电磁铆接技术在干涉配合铆接、复合材料结构铆接、干涉配合紧固件安装等方面的应用。实验研究表明电磁铆接形成的干涉量均匀,能够提高结构疲劳寿命,可以安装大干涉量干涉配合紧固件,对复合材料结构铆接可以减少安装损伤。分析了为满足大飞机研制的需要,中国下一阶段在电磁铆接技术方面要进行的工作。     

航空航天螺纹紧固件失效模式及预防

本文介绍了航空航天螺纹紧固件的基本结构,基于螺纹紧固件的受力情况,分析其疲劳断裂、过载失效、氢脆、应力腐蚀开裂四种失效模式及影响因素,并提出相应失效模式下的预防措施.     

航空Inconel718高强紧固件螺纹温滚压成形技术

高性能航空紧固件都要求在热处理后进行螺纹滚压,以保证螺纹具有对疲劳寿命有利的压应力状态。高强紧固件螺纹在冷滚压成形过程中易产生裂纹、折迭等缺陷。此外,工具寿命较低。主要论述了高强紧固件螺纹成形的技术难点,提出了采用温滚压成形工艺技术方法。通过温滚压温度参数试验、试验件的金相和性能试验,并与冷滚件进行了对比,温滚压成形在提高工件质量和滚压工具寿命方面具有无比的优越性。     

复合材料层合板多钉连接的紧固件连接柔度

复合材料层合板多钉连接结构中螺栓紧固件连接柔度随钉排数增加而变化。为了阐明多钉连接紧固件连接柔度与单钉连接紧固件连接柔度的差异并建立多钉连接紧固件连接柔度的计算方法,进行了ZT7H/5429复合材料层合板螺栓连接结构拉伸试验和紧固件连接柔度解析求解;研究了旁路载荷对紧固件连接柔度的影响规律并提出了旁路载荷伴随下紧固件连接柔度的计算公式;针对紧固件连接柔度取值与分析模型的相关性,构建了描述钉间层合板柔度偏差的模型适应函数并提出了面向分析模型的紧固件连接柔度修正公式;对1列5钉连接结构进行了钉载计算。结论表明：采用所建立的修正公式对紧固件连接柔度修正后,使得梁-壳有限元模型的钉钉载最大计算误差由16%减小至3%,钉载峰值的计算误差由11%减小至2%,实现了准确且快速的钉载计算,尤其适合大规模复合材料层合板结构钉群连接区的工程应用。     

热塑性树脂基复合材料的战斗机前机身

从34届国际SAMPE会议看,热塑性树脂基复合材料已走向实用化的阶段。典型例子是洛克希德航空系统公司复合材料研制中心展出了热塑性树脂基复合材料的战斗机前机身,包括:上蒙皮、内龙骨、前舱壁、左侧板、右侧板、左便门、右便门、下蒙皮、上右框架、上左框架、后舱壁、中左框架、中右框架、下左框架、下右框架等十五件组成。前机身长122cm,直径137cm。采用热塑性树脂基复合材料后可以使结构重量减轻40%,并使紧固件减     

基于损伤权重的混合多钉连接件疲劳寿命预测方法

复合材料与金属材料混合多钉连接形式是当代飞机结构中最常见的连接形式,因此对于混合多钉连接件疲劳性能的研究有助于提高对飞机结构疲劳损伤的认知。针对以Ti-6Al-4V钛合金为螺栓的ZT7H/QY9611碳纤维增强树脂基复合材料连接板与30CrMnSiNi2A金属连接板混合多钉连接结构进行数值分析和试验研究。利用有限元方法,分别对复合材料和紧固件进行疲劳损伤预测,估算复合材料连接板上螺栓孔附近的损伤,依据复合材料和紧固件的损伤量所占权重,提出了以紧固件分布和复合材料连接板铺层层数为参数的经验公式,进而有效提高混合多钉连接结构疲劳寿命的预测精度。利用试验结果将螺栓孔损伤形式进行分类讨论,探索混合多钉连接件的损伤演化方式;利用C扫描技术得到复合材料分层损伤结果,与模拟结果进行对比分析,进一步解释了模型的合理性。与试验结果对比可以看到,考虑损伤权重的寿命预测值与试验值的对数误差仅为1.1%,相对于不考虑损伤权重方法的8.4%的对数误差,该模型寿命预测精度显著提高。     

复合材料结构用紧固件

本文叙述了复合材料紧固件的四个基本问题——电蚀、卡死、安装损坏和低拉过强度。介绍了用于复合材料的7种专用紧固件:大脚螺钉、半管形铆钉、C.B(Ch-erry.Buck)铆钉、应力波铆钉、槽式保险螺栓、复合材料紧固件知自攻螺钉。调研结果表明,在现今的复合材料结构中,传递低载荷的、连接复合材料与复合材料的平头紧固件最为常见。文章讨论了平头结构选型的基本原理。试验结果表明,板材厚度超这平头高度时最好采用100°抗拉埋头紧固件。     

过盈螺桩使用故障分析及改进改型紧固连接件的研制

描述了新研发动机使用的传统过盈螺纹螺桩在发动机试车过程中发生的故障情况;对故障进行了分析研究;指出当今国外航空发动机已不再采用这类螺桩;试制、试验了拟在预研发动机上采用的替代过盈螺纹螺桩的新型紧固件,并建议对新型紧固件制定国家军用标准。     

复合材料层板钉群连接载荷分配计算方法研究

采用有限元方法对复合材料层板钉群机械连接载荷分配进行了研究,考虑钉弹性与层板厚度的影响,文中针对两种计算钉群载荷分配的工程化计算模型进行了对比分析,指出本文所采用模型的合理性,并以单排三钉为例通过计算结果与试验结果对比,证明本文所提出的计算模型有效,且计算精度高,使用方便.本文研究了搭接形式以及钉间距对钉载荷分配的影响,并对航空结构中常见的几种规则与非规则排列钉群连接载荷分配进行了分析计算与研究,得出的结论为复合材料层板多钉连接设计提供了有用的工程参考价值.     

浅谈飞机螺纹连接件电镀层厚度及螺纹配合间隙

在沿海地区服役的飞机 ,通常是在含有腐蚀性气体和在高温及高湿热复杂环境条件下工作的。此时 ,暴露在外部及内部需经常拆卸的飞机螺纹连接件的锈蚀问题 ,严重地影响了飞机连接件的正常拆卸和安装及连接件的寿命。为提高飞机螺纹连接件的抗腐蚀能力 ,改善飞机的维修性能和提高飞机的使用寿命 ,本文根据镀层厚度与螺纹配合间隙的关系 ,结合国内外相应标准的规定 ,在保证螺纹连接强度的情况下 ,对如何合理选择镀层厚度和螺纹配合间隙来提高抗腐蚀能力的问题做了论述     

基于中点误差的紧固件刚度曲线优化方法

在飞机结构设计中,结构静强度是飞机结构设计成功的基础,在满足性能指标的基础上实现对结构轻量化的优化目标是飞机结构工程师不变的追求。 紧固件作为飞机结构零件之间的机械连接方式,其高载下弹塑性刚度变化的准确表达将影响复杂模型非线性仿真结果的准确性。 以某型飞机机翼盒段为研究对象,利用商用软件 ABAQUS 进行非线性有限元仿真模拟,用 FASTENER 单元对飞机盒段模型中的紧固件进行表达,同时加入紧固件的刚度曲线,并对非线性计算过程当中,由刚度曲线定义的不合理性所导致的迭代收敛性问题进行了研究,得到了基于中点误差的刚度曲线优化方法,并最终完成了复杂的非线性仿真分析。 仿真结果实现了对试验的较好仿真,为实现复杂模型下自动化添加大量非线性紧固件提供了基础。     

单面螺纹抽钉干涉配合复合材料连接结构的疲劳性能研究

通过疲劳试验研究了单面螺纹抽钉干涉配合复合材料连接结构的疲劳性能,分别考虑了紧固件类型、干涉配合量、搭接板材料及铺层次序等影响因素。采用了拉压疲劳试验,拉压比R=-1,循环应力水平则根据静载极限挤压强度值选定。根据疲劳试验循环应力和疲劳寿命曲线(S-N曲线),得到了不同影响因素对疲劳寿命的影响规律。结果表明,选择适当的干涉配合量、紧固件类型及搭接板均能提高结构的疲劳寿命,4种不同主板铺层次序均对结构疲劳寿命影响不大。     

含紧固件层合板雷击烧蚀损伤分析

为了研究含紧固件复合材料层合板在雷击电流作用下的烧蚀损伤规律,基于热电耦合建立含紧固件层合板的雷击有限元分析模型,并对雷击烧蚀损伤结果进行分析,与参考结果对比验证模型的合理性,并分析得到含紧固件层合板在不同峰值电流、紧固件尺寸、层合板宽度比条件下的烧蚀损伤结果,总结不同因素影响下烧蚀损伤面积的变化规律。结果表明:雷击峰值电流、紧固件的尺寸、层合板的宽度对含紧固件层合板烧蚀损伤面积具有极大的影响,相同的雷击电流波形,峰值150 kA雷击电流导致的烧蚀损伤面积是峰值50 kA的15.39倍;紧固件越小,烧蚀损伤面积越大,分层损伤面积越大,其中,当紧固件直径减小至1/2时,烧蚀损伤面积最大可增加4.97倍,分层损伤面积最大可增加1.91倍;层合板损伤面积随宽度的增加先增大后减小,最后趋于平稳,其中最大损伤面积与最小损伤面积的比值可达1.81倍,且比值随着紧固件直径的增加而增大。     

复合材料多紧固件接头的热载荷研究

 用有限元素法作为二维问题研究受拉伸载荷的多紧固件接头的力的分配,已获得了满意的数值解。在此基础上,本文集中研究了复合材料多紧固件接头的热载荷分配。 1.计算模型 研究具有n排紧固件的对称接头,作如下假设:（1）问题是线性弹性的;（2）孔位置准确,且与紧固件紧密配合,无间隙;（3）被连接的每块层板处于均匀温度场,     

一种民机装饰用阻燃复合材料的研究

酚醛树脂是一种自身具有较好阻燃性能的树脂 ,但是它的固化产物性脆 ,固化工艺性较差 ,因而其用途受到了一定的限制。本文对酚醛树脂进行了改性 ,并制成玻璃纤维 /酚醛复合材料。重点对该复合材料进行了燃烧性能、烟密度、氧指数和燃烧后所析放的气体等进行了实验 ,并采用红外光谱、热失重动力学和扫描电镜等方法对其阻燃机理进行了分析。同时对其力学性能还进行了研究。结果表明 ,这种改性酚醛树脂体系的复合材料不仅具有非常好的阻燃性能 ,而且还有良好的力学特性 ,可用作民机内装饰材料