杜永华 聂利

摘要：针对目前航空装备延寿修理设计需求，通过有限元分析和疲劳试验，研究了7050铝合金孔板结构开缝衬套挤压强化技术，对比分析了不同的相对挤压量对于试验件残余应力及疲劳寿命的影响，结果表明：开缝衬套挤压强化能够在孔边危险截面引入一定范围的残余压应力，随着相对挤压量的增加，残余压应力呈增大趋势，疲劳寿命也显著增加。

关键词：有限元分析；疲劳；开缝衬套；挤压强化；残余应力

Keywords：finite-element analysis；fatigue；split-sleeve；cold-expansion；residual stress

0 引言

飞机结构连接主要以机械连接为主，而机械连接孔是典型的应力集中结构，在交变载荷的作用下极易产生疲劳裂纹，降低整机的安全性、可靠性及使用寿命[1]。因此，提高飞机构件连接孔的疲劳寿命，对于保证飞机的高寿命尤为重要。目前，提高连接孔疲劳性能的主要方法是对孔进行挤压强化。孔挤压强化能够使得孔边产生塑性应变区，非塑性区回弹对塑性应变区形成挤压，从而形成有利的残余压应力分布，这种残余压应力能有效降低孔边在外载荷作用下的拉应力峰值[2-3]。

常用挤压强化工艺有球挤压、无衬套挤压、开缝衬套挤压。开缝衬套挤压相比于其他挤压工艺，避免了挤压棒与孔壁直接接触，能够减小对孔壁的损伤，因而可以采用较大的挤压量[4]。研究表明，采用开缝衬套挤压强化工艺可以提高孔类结构2倍以上的疲劳寿命[5]。

当前，我国航空维修领域面临迫切的修理延寿需求，因此有必要研究连接孔的开缝衬套挤压强化技术，以保障后续飞机修理延寿工作。……