从 政， 曹 岩， 贺志昊， 潘 盟

(西安工业大学机电工程学院， 西安 710021)

飞机结构中的紧固件零件因疲劳导致断裂是航空承力结构最主要的破坏形式，航空螺栓连接构件常见的疲劳失效往往发生于紧固孔处[1-2]，通常采用孔挤压强化等方法提高飞机结构中紧固件的疲劳性能。目前，常见的孔挤压强化工艺有：球形芯棒挤压、带衬套挤压和芯棒挤压。通常认为孔挤压产生的残余应力是提高孔壁疲劳寿命的主要原因[3]，该技术的关键点在于，在孔周围引入残余压应力，缓和孔边的应力集中，从而提高连接孔的疲劳寿命[4-5]。刘渊等[6]对7075铝合金采取了复合强化工艺，结果表明复合强化可以改善孔周的应力分布，抑制裂纹萌生和扩展，提升连接孔的疲劳寿命。胡殿印等[7]对GH4169孔挤压进行数值模拟，研究了倒角顺序及铰削量3种挤压工艺对孔周残余应力的影响。秦锋英等[8]采用弹塑性有限元法对TC21孔板进行孔挤压强化模拟，分析对比两种工艺对孔周残余应力的影响规律，结果表明芯棒挤压相比衬套挤压，强化效果更好。

目前，前人对孔挤压强化因素研究多是针对材料、加工工艺和影响因素来研究。但对于芯棒结构的多因素复合影响研究很少，对于残余应力和孔壁变形结合研究较少。为此，采用ANSYS有限元分析软件对7050-T7451铝合金孔板进行挤压强化，利用正交实验的方法，研究芯棒结构四因素四水平对孔壁残余应力及孔壁平均变形的影响规律。

1 研究路线与模型建立

1.1 实验流程

仿真试验基于ANSYS 19.0仿真软件，试验流程如图1所示。……