彭航, 秦剑波, 赵天娇

(航空工业一飞院, 陕西 西安 710089)

现代飞机在结构设计中仍然大量采用铆钉或者螺栓等紧固件进行连接装配，在紧固件的开孔部位，由于结构几何形状突变以及载荷的集中传递，易形成应力集中部位。大量的理论以及实践结果表明，处于循环载荷作用下的紧固件开孔位置极易产生疲劳裂纹，构成潜在的疲劳薄弱部位，因此提高紧固件开孔部位的疲劳性能具有非常重要的实际应用价值[1]。目前，常见的提高紧固件连接部位疲劳性能的方法是采用适当的工艺手段，在孔壁处形成一定的残余压应力，从而抵消一部分循环载荷作用下的拉应力，以改善孔壁的抗疲劳性能[2-4]。孔冷挤压强化是金属结构一种有效的抗疲劳技术，在提升金属结构疲劳寿命方面效果显著，它通过直径略大于孔径的拉枪对孔壁进行扩张，使孔周产生塑性区和弹性区，弹性区作用于塑性区形成残余压应力，从而提高抗裂纹萌生以及扩展的能力。由于其具有简洁有效的疲劳增益效果，在飞机结构连接件抗疲劳设计中有着非常广泛的应用，国内外已有大量的文献对冷挤压强化工艺进行了相关理论以及试验研究。

何志明等[5]基于300M钢耳片研究了开缝衬套挤压、铰孔以及孔边挤压对耳片寿命的影响；王幸等[6]基于TC4板研究了冷挤压强化对疲劳寿命的影响，重点研究了开缝衬套冷挤压后铰孔对孔边残余应力的影响，并进行了试验验证；……