铆接在飞机制造中应用非常广泛。铆接连接件的疲劳性能直接影响到飞机的可靠性与安全性。因此，开展航空铆接连接件疲劳寿命研究具有重要的工程意义。

本文对航空铆接连接件的疲劳寿命进行了较为全面深入的试验和理论研究，主要研究内容为：

（1）铆接连接件疲劳性能的试验研究。在疲劳试验研究中，介绍了铆接连接件试验件的结构形式及材料性能，开展了试验件的静载破坏试验和疲劳试验，分析了铆接连接件的破坏形式，获得了手工铆接试验件的 S-N 曲线，探讨了制孔直径、压铆力等因素对铆接连接件疲劳寿命的影响，得出了用于指导铆接连接件疲劳设计的工艺方法。

（2）铆接连接件疲劳寿命的理论计算。在疲劳寿命预估研究中，介绍了疲劳寿命预估的基本理论，探讨并选择了适用于航空铆接连接件的疲劳寿命预估方法，开展了航空铆接连接件试验件的疲劳寿命理论值的预估，获得了具有一定可参考性的疲劳寿命预估结果。

（3）铆接连接件疲劳寿命的仿真分析。在疲劳寿命仿真分析研究中，描述了疲劳寿命仿真分析的一般过程，开展了铆接连接件的疲劳仿真分析，比较分析了仿真分析结果与疲劳试验结果。研究发现，仿真分析得到的铆接连接件的疲劳破坏的形式和位置与疲劳试验结果吻合，疲劳寿命与疲劳试验结果较为接近。借助仿真分析研究铆接连接件的疲劳性能具有一定的可行性。

（4）铆接连接件疲劳寿命数据分析软件开发。在数据分析软件开发中，介绍了 MATLAB的 GUI 的开发环境，阐述了铆接连接件疲劳寿命分析软件的框架设计，完成了铆接连接件疲劳寿命分析软件 GUI 的创建，进而提高了疲劳数据分析的效率。

第一章 绪 论

1.1 论文选题背景

铆接连接件以其良好的机械性能、低成本、较强的使用环境适用性等特点而广泛应用于航空、航天、机械、纺织、采矿、汽车及船舶等领域。在飞机制造中，铆接连接件应用尤其广泛，据粗估计，一架大型飞机上约有 150 万~200 万个铆钉和螺栓。随着航空事业的快速发展，飞机正在向高速化、大型化方向迈进，工作环境越来越恶劣，结构的承载增大，应力状态复杂。

近年来，全球性的飞机事故接连不断，而因铆接产生的应力集中导致的飞机事故也时有发生：1954 年英国喷气式客机“彗星-I”号因铆钉边缘出现疲劳裂纹而连续两次在航线上坠毁；1985年日本航空 JAL B-747BR 意外事故；1988 年 Aloha 航空公司的波音 737 意外事故。据统计，飞机在使用过程中发生强度问题中 80%以上由疲劳破坏引起的，所以连接件的寿命通常控制了飞机结构的疲劳寿命。然而，铆接连接件的疲劳寿命受制孔工艺、装配方法、铆钉布局形式、干涉量以及材料性能等诸多因素影响，属于较为复杂的结构件，因此，开展航空铆接连接件疲劳寿命研究对提高飞机结构性能有重大意义。目前，铆接连接件疲劳寿命试验、铆接连接件的疲劳寿命的估算、结构件疲劳寿命的仿真分析、影响铆接连接件疲劳寿命的因素的研究已成为当前学术界非常活跃的前沿课题之一。

1.2 国内外研究现状

1954 年 1 月，英国海外航空公司的一架“彗星-1”型客机从罗马起飞前往伦敦。飞机起飞后不到半个小时，机身便在空中发生解体并坠入地中海，致使机上所有乘客及机组人员全部遇难。这次惨剧无疑震惊了全世界，然而，在英国海外航空公司保证不会出事后不久，又一架彗星客机在意大利那不勒斯附近海域发生了同样的空中解体事故。[NextPage]在 1954 年这一年里，共有 3架彗星客机在空中相继解体坠毁。“彗星”号空难事件的调查结论表明“彗星”号客机机体上金属部件在飞行中产生裂纹并不断扩展从而造成了机身的解体事故。造成这种裂纹的原因是高空飞行的客机使用增压座舱，频繁的起降及长时间的飞行使机体反复的承受增压和减压载荷并最终引发飞机蒙皮的金属疲劳。在这样惨痛的教训后，国内外航空界开始重视对于压力反复变化对飞机结构的影响和金属疲劳问题的研究。

1.2.1 国外研究现状

经过半个多世纪的努力，国外关于飞机蒙皮铆接连接件的疲劳寿命的相关研究已取得了一定的成果。

E.Szymczyk，A.Derewońko，J.Jachimowicz 通过研究铆接孔的疲劳裂纹扩展形式提出了较为准确的铆接连接件疲劳寿命的预测方法；J. H. Park, S. N.Atluri 研究了飞机机身搭接处成排紧固孔的疲劳裂纹扩展，研究发现，在成排的裂纹中，短裂纹的扩展速度高于长裂纹；E.Paroissien，C.T. Hoang Ngoc，H. Bhugaloo，D. Ducher 通过有限元分析的方法验证了由螺栓及黏合联接的连接件比传统的螺栓联接的疲劳寿命有较为显著的提高；Okada, T.,Kuwayama, K.,Fujita, S, Asakawa, M, Nakamura T. 等研究了 2024-T3 铝合金焊接件的疲劳裂纹扩展细节，得到了最大应力幅是影响疲劳裂纹扩展方向的主要因素的重要结论；Zheng Jin，P.K. Mallick 研究了冷加工对航空铝合金 5754 疲劳寿命的影响，研究结果表明冷加工能显著提高疲劳寿命；R. Jones, S. Barter, L. Molent 等对裂纹扩展进行了对尺度分析，发现裂纹的宽度或长度的对数值与载荷循环次数成线性关系。

1.2.2 国内研究现状

近年来，随着我国国民经济的发展，航空制造业突飞猛进，国内就铆接连接结构件的疲劳寿命开展了广泛研究。上海飞机设计研究所谢卫东等对干涉配合连接件的应力应变及疲劳寿命估算进行了研究，采用有限元法对干涉配合的连接件进行了弹塑性分析，并在此基础上开展了疲劳寿命预测研究；北京航空航天大学吴建国、王奇志、张行等借助有限元软件开展铆接连接件的危险部位的细节应力分析，并在此基础上，基于损伤力学守恒积分原理、热力学原理推导出裂纹形成寿命与载荷关系的数学表达式；南京航空航天大学冯晓、谢兰生通过ABAQUS/Explicit 软件对铆接变形的过程进行了有限元分析，研究了铆钉和铆接件在压铆过程中的受力和变形情况；西北工业大学徐红炉、刘军、章刚、岳珠峰等就制孔工艺对紧固孔疲劳性能的影响进行了研究，分析了传统制孔工艺和 Winslow 制孔工艺下的7050T7351 铝合金材料的双犬骨连接件疲劳性能，其研究表明：改进工艺后的紧固孔的疲劳寿命提高，分散性降低，得到的紧固孔的当量初始裂纹符合抗疲劳耐久性设计的要求；裂纹形核的位置无变化，裂纹扩展区疲劳条带变窄；中国民航大学田秀云教授对干涉配合铆接对疲劳强度的影响及铝合金应变疲劳的计算方法进行了研究，通过理论计算和试验结果的对比提出了“在中寿命区，干涉配合铆接的疲劳强度比普通铆接疲劳强度提高约 25%”的结论；东北大学张正贵、王福等通过对铝合金结构件的拉伸和疲劳断裂分析的研究，得到了铆接件拉伸断裂和疲劳断裂的形式；重庆大学张毅、广东工业大学李风等对铆钉搭接头疲劳强度曲线开展了研究，开展了相关的疲劳试验，推导了铆钉搭接头疲劳寿命计算的数学表达式。

综合以上对国内外研究现状的分析可以发现，国内外的专家学者从不同角度出发，对铆接连接件的疲劳寿命研究取得了一定成果，但就制孔工艺、装配方法等因素对铆接连接件的疲劳寿命的影响尚未有较为成熟和全面的研究分析，缺乏较全面的试验数据。本文将以疲劳试验为基础，研究制孔工艺、装配方法等因素对铆接连接件疲劳寿命的影响。同时，国内外研究成果中，涉及借助 Workbench 等有限元分析软件对铆接连接件开展疲劳仿真研究的工作较少，这也将是本文主要研究的内容之一。