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國內外的學(xué)者們對此類(lèi)問(wèn)題開(kāi)展了一系列的研 究工作。文獻[2]通過(guò)疲勞試驗探索并描述了锪窩 孔邊角裂紋的擴展過(guò)程，給出了應力強度因子的有 限元分析方法;文獻[3]介紹了關(guān)于锪窩孔邊角裂 紋應力強度因子求解的最新研究進(jìn)展;文獻[4]研 究了載荷傳遞對于锪窩緊固件裂紋擴展中的影響；

文獻[5 ]計算了飛機載荷譜下锪窩孔邊的應力強度 因子;文獻[6]研究了锪窩相對深度對結構疲勞壽 命的影響。但上述研究只是針對不含鉚釘填充的锪 窩孔進(jìn)行的，并未考慮鉚釘填充及其鉚釘干涉配合 對锪窩孔邊角裂紋應力強度因子的影響，而實(shí)際結 構中一般采用干涉配合，干涉配合鉚接是一種連接 強化技術(shù)，能顯著(zhù)提高結構的疲勞壽命，并獲得良好 的密封性。

為此，本文對含鉚釘填充的锪窩孔結構進(jìn)行有 限元分析，重點(diǎn)討論了鉚釘與锪窩孔干涉配合量對

1結構模型與研究對象

鍶窩孔鉚釘填充件如圖1所示。結構幾何尺寸 如圖2和圖3所示,長(cháng)度為i,寬度為取，厚度為*，中 心有鍶窩孔，圓柱孔直徑為2「，圓臺高度為fc,圓臺 最大底面直徑為埋頭孔邊有如圖3所示的扇形 角裂紋，裂紋長(cháng)度即扇形半徑為a,锪窩孔為120° 孔。表1列出了結構幾何參數。材料為2524-T3鋁合 金，彈性模量五=70 GPa，泊松比r

本文根據文獻[7]的方法建立三維裂紋模型。 考慮裂尖奇異性，裂尖處采用退化的二十結點(diǎn)等參 單元進(jìn)行劃分。為了保證計算精度，對锪窩孔邊角 裂紋附近的有限元網(wǎng)格進(jìn)行了局部細化。

為了研究鉚釘填充對锪窩孔邊角裂紋應力強度 因子的影響，在有限元模型中對鉚釘和锪窩孔建立 面面接觸，接觸單元分別選用三維TARGE170目標 面單元和三維CONTA174接觸面單元。本文接觸 實(shí)常數中法向接觸剛度（FKN)設置為1，基于單元 厚度的允許穿透系數（FTOLN)設置為0. 1。

3.3含鉚釘填充干涉配合時(shí)锪窩孔邊角裂紋正則 化應力強度因子

干涉配合鉚接是指鉚f妾后釘桿和釘孔之間為緊 配合。它是一種連接強化技術(shù)，能顯著(zhù)提高結構的 疲勞壽命，并獲得良好的密封性。干涉配合鉚接的 干涉量是指鉚接后由于鉚釘鐓粗而使鉚釘孔脹大的 量。它通常有兩種表示方法:絕對干涉量和相對干 涉量。

絕對干涉量

式中，/為絕對干涉量,mm; A為相對干涉量;A為 鉚接后鉚釘直徑,為鉚接前鉚釘孔的直 徑，mm0

由此可見(jiàn)，只要測量出鞏和oD,就可以計算出 絕對干涉量/和相對干涉量A。本文分析中采用相對 干涉量表述問(wèn)題。

圖8給出了不同裂紋長(cháng)度情況下，扇形裂紋前 緣正則化應力強度因子隨干涉量變化的曲線(xiàn)。

從圖9中可明顯看到裂紋前緣a =0°處的正則 化應力強度因子值比《 = 120°處的大。從圖中還可 看到，含鉚釘填充干涉配合情況的各裂紋長(cháng)度下的 正則化應力強度因子變化趨勢與空孔和凈配合時(shí)有 明顯不同。干涉配合時(shí)，正則化應力強度因子在a = 90°附近有明顯凸起增大，而后又呈下降趨勢，這 些情況均是由于干涉量的存在而致。合適的干涉量 在某個(gè)裂紋前緣位置處可明顯降低其應力強度因子 值，反之,則起負面影響。

4結論
1)對于不含鉚釘填充時(shí),锪窩孔邊扇形角裂紋 裂紋前緣兩端處的應力強度因子水平高于前緣其它 位置。

2)通過(guò)對比圖6和圖7可以看出，鉚釘填充能 顯著(zhù)降低锪窩孔邊角裂紋的應力強度因子水平。

3)通過(guò)圖8和圖9可以看出，最佳干涉量為 0.7%;在一定干涉量范圍內,如0.5% -1. 1%范圍 內,干涉配合鉚接較凈配合锎接可以明顯降低裂紋 前緣應力強度因子的值，提高結構疲勞壽命，超過(guò)這 個(gè)范圍后，干涉配合鉚接會(huì )產(chǎn)生負面影響。

4)本文所得結果和結論可以為含鉚釘填充锪 窩孔結構損傷容限評定提供技術(shù)支持。