標準鉚釘拉伸剪切破壞模式研究 - aca.cust.edu.twaca.cust.edu.tw/pub/journal1/VOL/VOL.56/標準... · 施拉伸剪力試驗，如圖3.所示，以探討本研究主題以拉伸試驗探討鉚合試片承受

Journal of China University of Science and Technology Vol.56-2013.07

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標準鉚釘拉伸剪切破壞模式研究 A Study on the Shear Failure Mode of Standard Rivets Tensile

鍾禎有

Chen-Yu Chung 中華科技大學航空機械系，講師

Department of Aviation Mechanical Engineering China University of Science Technology, Iecturer

摘要

在飛機結構上有許多是須利用鉚釘結合的，本研究針對鉚釘承受正向壓力變

形後，再進行拉伸試驗，模擬飛機結構蒙皮結合之鉚釘承受剪切應力的變形模式，

並以不同鉚合方式及不同材質鉚釘進行試驗，本研究主要係以航空用鉚釘

MS-20470-AD-5-6~MS-20470-AD-5-8 為主要試驗材料，並以材質 6061-T6 鋁合金

板製成尺寸 173mm*25.4mm*1mm 基板，以兩片一組搭接鉚合兩顆鉚釘鉚合而成標

準拉伸試片，夾持端並以 END TAB 保護試片夾持端，以確保實驗準確性，並夾

持於萬用材料拉伸試驗機進行拉伸試驗，並將其試驗結果透過電腦紀錄實驗結

果，將其結果彙整圖表與文獻作比較，並探討鉚釘承受正向應力後的正向剪切應

力變形模式，其結果可供未來相關學者參考。關鍵詞：材料拉伸試驗、剪切應力、萬用材料拉伸試驗機。

Abstract

There are many aircraft structure members that must be attached by rivets. This study focuses on the deformation of rivets under positive pressure and then the tensile test, simulating the deformation mode of the rivets under shear stress when such rivets are attached to the skin of an aircraft structure. The test uses different riveting approaches and rivets of different materials. The primary test materials of this study are rivets used in the aviation industry such as MS-20470-AD-5-6 ~ MS-20470-AD-5-8. In addition, 6061-T6 aluminum plate is used to make a base plate with dimension of 173 mm * 25.4 mm * 1 mm; and then two rivets are used to attach together the lap-joint of two base plates to form the standard tensile test specimen. Moreover, end tabs are used to protect the gripping end of the specimen to ensure the accuracy of test. The specimen is then

標準鉚釘拉伸剪切破壞模式研究

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gripped by the multipurpose testing machine to conduct the tensile test and the test results are recorded by computer; the experimental results are tabulated in graphic charts to compare with existing literature and to explore the deformation mode of rivets after being subjected to positive stress shear. Such results can be used as reference by students concerned in the future. Keyword：Tensile Test, Shear Stress, Multipurpose Tensile Testing Machine

一、前言

航空器結構件的製造，鉚釘為主要執行飛機結構表面金屬修理時，最常使用

扣件之一，鉚釘所承受之主要應力為剪應力，當鉚合兩片鋁片在一起時，其中一

片較另一片為厚，此時，則鉚釘成型之頭部應置於較薄的那一片。一般所使用之

鉚合工具為氣動式鉚釘槍，其工作原理是經由氣壓源推動槍管內之活塞桿及彈簧

回復機構做往復式的衝擊動作來擊打鉚釘桿(Rivet Shank)變形。此製程約需 1~2 秒完成。且與結構型式(如蒙皮厚度、飛機結構件 Airframe or Stringer 厚度)以及鉚

釘孔徑大小，擊槌速率與所選用的鉚釘氣槍有關係。由於長久以來均依賴熟練技

工的鉚接技術，以確保航空器結構件的疲勞壽命。礙於航太器材之高價特性，訓

練一位熟練技工需相當高的成本，且日後因人為因素而形成缺陷的機率依然存

在。若以一架中型 Boeing 707 主機翼下方的結構而言，就有多達 16,000 個鉚釘孔

是必需以手施工。如此，可想而知，因鉚釘孔設計餘裕造成眾多鉚接工作有極大

的機械性質差異。此種傳統工具雖然具有快速以及相對低廉的製造成本，但卻無

法以數值方式控制鉚釘的施力大小。也因此，所謂的合格鉚接，通常必須由具有

經驗的結構鉚接師傅/工程師來判斷。例如，鉚釘頭的變形之幾何形狀，或者鉚釘

槍槌擊之聲響。判斷的準則雖然十分普遍的散見於各式規範文件之中，然而，對

於缺乏經驗的鉚接人員，此種合格的鉚接品質判讀方式存在著許多變異性。主因

即此種依據經驗的判斷方式，無法以數據證明該搭接處鉚接之機械強度是否合於

規範。此種因鉚接製程的不確定性，所造成的金屬疲勞，無法依標準程序進行結

構壽命評估，因此，對飛航安全有非常深遠地影響。[1]

為探討鉚釘承受不同正向變形應力後所產生之剪切應力，先擬定具意義性之

達標準鉚合及非標準鉚合試片組，實施一連串的試驗建立資料庫，再依其資料庫

進行比較，將其結果探討鉚合試片承受正向應力後之剪力模式，簡單而言，過程

即為以變形量及振動模量去定義標準鉚合，再以拉伸試驗探討鉚合試片承受剪應

力模式，並建立具意義之數值資料庫，其結果可作為未來相關學術性研究參考。


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二、文獻回顧

2009 年，翁彬烜、王心靈、江志煌、黃瑞初等人[2]，探討以類神經網路判別

鉚接品質，一連串振動模態分析實施偵測並預估鉚釘鉚合情形，辨別優良，以利

機件結構能更有效率的鉚合。2010 年，王心靈、江志煌、翁彬烜等人[3]，以氣動

鉚釘槍鉚接評估系統註冊世界專利，內容更以詳細完備的解說氣動鉚釘槍鉚接評

估系統對於鉚接技術的影響，讓鉚合技術更進一步的躍進。

三、實驗流程

實驗流程可分為兩大部分，一為實驗設計部分，如圖 1.所示，本研究係依照

鉚釘之軍用規範 MS-20470(NAS-1242 規範)鉚釘標準實施試驗，二為實驗測試流

程，如圖 2.所示，本研究係參照美國材料試驗標準規範 ASTM A108 剪力釘標準實

施拉伸剪力試驗，如圖 3.所示，以探討本研究主題以拉伸試驗探討鉚合試片承受

剪應力模式。 3.1 實驗機具

本研究所選用之機具設備，係參照美國材料試驗標準規範 ASTM A108 剪力釘

標準實施拉伸剪力試驗，利用基礎工具機實施材料試驗之試片製作，首先利用剪

床材切 6061-T6 鋁合金板，尺寸為 173mm*25.4mm*1mm，做為拉伸試驗基板，在

中間部分以氣鑽槍鑽兩個水平向對應的孔，置入鉚釘後，一方以鉚釘槍施加壓力，

另一方則以頂鐵支持，已達第一階段試片鉚合工作，如圖 4.(a)所示。再者以鉚合

完之試片兩端以 END TAB 保護試片夾持端，並以 HNS-120 自動油壓成型機進行

壓合，等待環氧樹脂將 END TAB 保護試片夾持端後，以 HUJL-1001 材料試驗機

連結 PC 桌上型實驗用電腦擷取實驗數據進行拉伸試驗，探討結合鉚釘承受剪應力

之強度，如圖 4.(b)所示。本研究所用實驗機具設備如下列所示。

1.剪床 2.空壓機 3.氣鑽槍 4.鉚釘槍 5.頂鐵


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6. HNS-120 自動油壓成型機 7. HUJL-1001 材料試驗機 8..PC 桌上型實驗用電腦 3.2 實驗材料

材料為本研究主要探討的問題參數，主軸在航空材料上的應用，因此，材料

選用航空規格材料進行實驗設計，鉚接基板選用航空用規格 6061-T6 鋁合金板材

料，尺寸為 173mm*25.4mm*1mm，並用相同材質鋁合金板製作 END TAB 保護夾

持端，尺寸為 173mm*25.4mm*1.6mm 及 173mm*25.4mm*0.6mm ，設計兩種不同

尺寸為保持拉伸時，力量中心可以通過，且保持一直線，以確保實驗準確性，詳

如圖 3.所示。在本研究探討重點鉚釘接合材料，相同的也是選用航空規格鉚釘

MS-20470-AD-5-6 進行鉚接，鉚釘規格如表 1 所示，每片試片皆為有 2 顆鉚釘，

其鉚合後再以環氧樹脂將 END TAB 黏貼在鋁合金基板兩個夾持端上，如圖 5.所示。上述相關選用材料詳如下列所示。

1.6061-T6 鋁合金板 2.MS-2047-AD-5-9 鉚釘數顆 3.環氧樹脂 3.3 理論公式

本研究主要在探討鉚釘承受正向壓力後之剪切應力，因此，本研究利用基礎

材料力學中之應變計算公式進行推導，如下列所示。式 3.1 為應力公式，由於本研

究為兩顆鉚釘鉚合，施力除以兩倍截面積得應力。式 3.2 為截面積換算公式。式

3.3 應變公式，主要換算鉚釘承受應力所產生之變形換算而得應變。

ΑΡ

≅2

σ (式 3.1)

π××≅Α rr (式 3.2)

∆≅ε (式 3.3)


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鉚釘起始的節距長度

鉚釘變形的節距長度

應變

鉚釘半徑

鉚釘截面積

力量

應力

≡≡∆≡≡≡Α≡Ρ≡

ε

σ

r

四、結果與討論

經一連串實驗後，可得鉚合試片經 HUJL-1001 材料試驗機夾持，如圖 5. 所示，

並進行拉伸試驗，從圖 6. 發現鉚合處產生規格 6061-T6 鋁合金板材料鉚接基板因

受軸向負載之拉力時，於接合處產生彎曲變形之現象，當附載力超過鉚釘本身極

限強度時，便會因無法負荷試驗機所產生軸向拉力而受剪力破壞，從圖 7. 發現鉚

釘破壞情形皆為由力量中心直接承受剪力而剪斷，且從圖中所示，可發現在鉚釘

斷裂同時 6061-T6 鋁合金板材料鉚接基板也產生彎曲變形。再經由圖 8. 可發現良好鉚釘實驗應力-應變結果圖型中的鉚釘破壞模式，利用

三片聊好鉚合之試片進行試驗，並將其試片一一標記編號，經由拉伸試驗鉚釘成

剪力破壞後，在平均三片數據求得一條平均趨勢線，即為圖中 Average Trend Line 黑色線段所示，再看看這三片試片拉伸結果圖型，應變值約 0~0.001 鉚釘皆受線性

變化，可推斷 6061-T6 鋁合金板材料鉚接基板與 MS-20470-AD 鉚釘直接變形剪切

模式，應變值約 0.001~0.02 鉚釘皆受塑性變化，可推斷 6061-T6 鋁合金板材料鉚

接基板與 MS-20470-AD 鉚釘成塑性變形之剪切模式，應變值約 0.023 即會產生鉚

釘斷裂之現象，而此時應力值約為 13MPa 左右，其數據詳如表 2.所示。利用相同方式進行不良鉚合試片，其拉伸試驗數據結果圖型如圖 9. 所示，應

變值約 0~0.0015 鉚釘皆受線性變化，可推斷 6061-T6 鋁合金板材料鉚接基板與

MS-20470-AD 鉚釘直接變形剪切模式，應變值約 0.0015~0.018 鉚釘皆受塑性變

化，可推斷 6061-T6 鋁合金板材料鉚接基板與 MS-20470-AD 鉚釘成塑性變形之剪

切模式，應變值約 0.02 即會產生鉚釘斷裂之現象，而此時應力值約為 12.5MPa 左

右，其數據詳如表 3.所示。


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將良好及不良鉚合試片數據圖型比對，如圖 10. 所示，應變值約 0~0.00125 鉚

釘皆受線性變化，可推斷 6061-T6 鋁合金板材料鉚接基板與 MS-20470-AD 鉚釘直

接變形剪切模式，應變值約 0.00125~0.018 鉚釘皆受塑性變化，可推斷 6061-T6 鋁

合金板材料鉚接基板與 MS-20470-AD 鉚釘成塑性變形之剪切模式，應變值約 0.02即會產生鉚釘斷裂之現象，應力值相差約為 0.566MPa。

五、結論

據實驗結果可得，鉚釘受正向壓應力鉚合後承受剪應力破壞情形，在標準鉚

合狀態下，良好鉚釘較表面鉚合不良鉚釘之鉚接好上 322.827Nt 的受力，可受應力

也相差 0.566MPa，比對兩組鉚接結果趨勢線，於起始應力-應變模式不同外，其餘

結果趨勢線之應力-應變模式大都相同成部分倍率圖型變化，本研究以航空規格鉚

釘 MS-20470-AD-5-6 鉚釘進行探討，已建立具意義性質資料庫可供後續相關研究

參考用，與 MS-20470-AD 及 ASTM -A108 文獻比對數值，結果相近，其誤差比對

不同廠家後，發現每家廠家製作標準鉚釘上還是會出現些許的不同，也準備進行

不同廠家鉚釘的剪力強度試驗，讓資料庫更完備，結果可供許相關專家學者參考。

參考文獻

[1] 空軍官校航管系／空軍航空技術學院飛機系， "氣動鉚釘槍鉚接評估器"，

2008 年第三屆盛群盃 HOLTEK MCU 創意大賽-競賽論文，孕龍科技股份有限

公司，民 97 年 11 月。 [2] 翁彬烜、王心靈、江志煌、黃瑞初等人，"以類神經網路判別鉚接品質"，2009

航空機械工程學術研討會論文，高雄縣岡山，民 98 年 10 月。 [3] 王心靈、江志煌、翁彬烜等人，"氣動鉚釘槍鉚接評估系統"，世界專利，專利

授權碼：TWM391428，民 99 年 11 月生效。


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圖表數據

圖 1. 實驗設計流程圖

圖 2. 實驗測試流程圖

實驗需求

參考依據實驗設計

儀器設備

實驗方法

進行實驗

實驗方法

參考依據試片製作

數據結果

拉伸試驗

結論

END TAB 補片黏貼

試片鉚合


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圖 3. 鉚釘剪力試驗測受力模式示意圖

P

P


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(a) 鉚接承受正向應力 (b)鉚接後承受剪應力

圖 4.鉚接受力模式示意圖

圖 5. 試片置於材料試驗機示意圖

P P

P

P


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圖 6. 進行拉伸變形情況示意圖

圖 7.拉伸試驗後試片


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Strain

Stress

[MPa

]

0 0.005 0.01 0.015 0.02 0.025 0.030

2

4

6

8

10

12

14

GOOD -1GOOD -2GOOD -3Average Trend Line

圖 8.良好試片拉伸試驗結果應力-應變圖

Strain

Stress

[MPa

]

0 0.005 0.01 0.015 0.02 0.025 0.030

2

4

6

8

10

12

14

BAD -1BAD -2BAD -3Average Trend Line

圖 9.不良試片拉伸試驗結果應力-應變圖


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Strain

Stress

[MPa

]

0 0.005 0.01 0.015 0.02 0.0250

2

4

6

8

10

12

Bad Average Stress FunctionGood Average Stress Function

圖 10.平均趨勢線應力-應變比較圖

表 1.鉚釘常用部份種類型式鉚釘型式件號材料鉚釘記號備註沉頭 MS20426B 5056 鋁凸十字沉頭 MS20426AD 2117-T4 鋁凹點沉頭 MS20427 蒙耐合金平面沉頭 NAS1200 A286 不鏽鋼單凸點圓頭 MA20469B 5056 鋁凸十字圓頭 MA20470AD 2117-T4 鋁凹點圓頭 MS20615 蒙耐合金雙凹點圓頭 NAS1198 A286 不鏽鋼單凸點


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表 2. 良好試片實驗數據表

最大力量試驗材料最大力量啟始啟始截面積應力彈性係數彈性係數編號 Nt mm2 MPa MPa Nt/mm

1 7492.142 569.76 13.150 278078.743 4414.500 2 7428.377 569.76 13.038 366357.707 5815.957 3 7432.301 569.76 13.045 441218.268 7004.340

平均值 7450.940 569.76 13.077 361884.906 5744.932

表 3.不良試片實驗數據表最大力量試驗材料最大力量啟始啟始截面積應力彈性係數彈性係數編號 Nt mm2 MPa MPa Nt/mm

1 7074.236 569.76 12.416 237240.125 3766.157 2 7136.039 569.76 12.525 479531.341 7612.560 3 7174.053 569.76 12.591 313508.029 4976.907

平均值 7128.113 569.76 12.511 343426.498 5451.908

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