刘儒军，吴晓儒

（国营芜湖机械厂，安徽 芜湖241007）

0 引言

飞机结构连接孔常见故障有孔壁划伤、磨损超差、装配孔错位等，结构耐久性是在规定的使用和维修条件下结构寿命的一种度量[1],在飞机维修过程中，维修工程师往往根据结构连接件的结构形式、连接作用等采取针对性修理，常采用的修理方法有紧固件加大一级、结构贴补加强，或借鉴飞机在设计时在连接孔中增加衬套方式，在孔内压入衬套进行修理确保恢复孔配合尺寸，实现快速有效修理作业[2-3]。

但常规的修复方法存在一定的局限性，如使用加大一级的紧固件，需重新定制紧固件，其定制紧固件工艺流程复杂、周期长、通用性不强，且需要对紧固件连接的其他结构部位同步扩孔处理，维修性不强；飞机蒙皮上一般埋头连接孔，采用贴补加强方式在超差孔外部铆接压窝垫片、贴补加强片等，增加了质量、影响蒙皮外表气动外形等；在孔内采用机械压入衬套或冷缩装配衬套作为孔径补偿方式易造成结构件孔内划伤，存在抗滑移、抗振动能力不强，小边距耳片孔结构强度减弱、造成应力集中等问题[3-4]。

1 衬套先进冷挤压技术

马赫劳赫[5]提出局部疲劳强度概念，如果有效应力大于局部疲劳强度，将可能萌生疲劳裂纹。疲劳损伤主要是由拉应力产生的，而残余应力是自平衡系统，中心孔受挤压或预拉伸后产生自平衡残余压应力，孔边最大残余压应力为σr，当外加循环载荷作用时，孔边疲劳破坏区的合成应力水平下降，若冷作变形量过大，可能会使表层产生微裂纹，反而降低零件的疲劳强度，如图1所示。……