葛恩德　蘇宏華　程遠慶　傅玉燦　徐九華　肖睿恒

1. 南京航空航天大學，南京，210016　　2. 中國商用飛機有限責任公司，上海，200436

TC4板孔冷擠壓強化殘余應力分布與疲勞壽命

葛恩德1蘇宏華1程遠慶1傅玉燦1徐九華1肖睿恒2

1. 南京航空航天大學，南京，2100162. 中國商用飛機有限責任公司，上海，200436

開展了不同擠壓量下TC4鈦合金板孔冷擠壓強化有限元仿真研究，得到了擠壓強化后最小截面的切向殘余應力分布規(guī)律，分析了擠壓量對受載試樣孔邊應力分布的影響，探討了擠壓量、殘余應力和疲勞增益三者之間的內(nèi)在關系。采用開縫襯套冷擠壓強化工藝對TC4帶孔板件進行冷擠壓和疲勞驗證試驗。研究結果表明，擠壓強化后的孔邊切向壓縮殘余應力可以有效降低孔周應力集中程度，優(yōu)化受拉試樣最小截面應力分布，改變裂紋源的位置并延長疲勞裂紋的萌生和擴展壽命，有效提高試樣疲勞壽命。綜合仿真和疲勞試驗得到TC4板孔最優(yōu)擠壓量為4%。

TC4鈦合金；孔冷擠壓；疲勞壽命；殘余應力；有限元分析

0　引言

在飛機結構中，絕大多數(shù)零件是通過在連接孔中安裝緊固件裝配在一起的，由于開孔周邊存在應力集中現(xiàn)象，故在飛機服役過程中，孔壁極易過早萌生裂紋，嚴重降低結構件疲勞壽命[1]。針對帶孔連接件低壽命問題，研究人員采用孔冷擠壓、噴丸[2]、激光強化[3]等方法對孔壁進行了強化研究，但是，孔冷擠壓強化方法仍是當前最簡潔有效的連接件抗疲勞制造技術。

在過去的幾十年里，連接孔的冷擠壓強化技術已被廣泛應用于現(xiàn)代飛機的抗疲勞制造，研究表明，由冷擠壓強化工藝所產(chǎn)生的孔邊殘余應力場能夠有效地減小由外載荷引起的拉伸應力，提高疲勞強度，并有效減小裂紋尖端的應力強度因子，從而延緩疲勞裂紋擴展速率，明顯提高連接件的疲勞壽命[4]?？讛D壓強化機理和強化效果已經(jīng)得到了廣泛研究，但由于受測量手段的限制，擠壓殘余應力在材料內(nèi)部三維方向分布規(guī)律的研究仍是一個難題[5]。近年來，隨著計算機技術的飛速發(fā)展，研究人員通過有限元軟件對擠壓后孔邊殘余應力分布規(guī)律進行了大量研究[6-14]。Liu等[9]對不同擠壓量下的殘余應力分布規(guī)律進行了研究；Mahendra等[10]對板厚方向的切向殘余應力變化規(guī)律進行了研究；文獻[11-12]采用仿真和試驗的方法研究了孔邊距對殘余應力的分布規(guī)律和疲勞壽命的影響；劉曉龍等[13]通過三維有限元模擬和試驗研究了構件厚度變化對孔擠壓殘余應力場的影響；范娟等[14]結合拉伸試驗對7050高強度鋁合金孔板擠壓件的承載特性進行了分析，并結合有限元模擬研究了殘余應力分布規(guī)律。但是，在工作載荷作用下，關于擠壓強化后的孔邊應力分布規(guī)律的研究尚未涉及，而這對揭示孔擠壓疲勞增益機理有直接影響。

本文針對交變載荷作用下含孔連接件疲勞壽命低的問題，采用三維有限元仿真方法對擠壓強化后的孔周殘余應力分布規(guī)律進行研究，對比分析拉伸載荷作用下擠壓前后孔邊應力分布情況，采用開縫襯套冷擠壓強化技術對帶孔TC4鈦合金試樣進行孔擠壓強化處理，并對不同擠壓量下的相同孔徑試樣進行疲勞試驗，結合殘余應力有限元仿真和疲勞試驗結果，對冷擠壓強化機理和強化效果進行深入探討。

1　三維有限元仿真

孔的冷擠壓過程是一個復雜的彈塑性變形過程，擠壓后孔邊殘余應力分布呈現(xiàn)不均勻性，現(xiàn)有試驗方法還無法準確揭示擠壓后孔周三維方向的殘余應力分布規(guī)律。當前對殘余應力的研究主要應用有限元進行模擬，以獲得擠壓后孔邊殘余應力的近似分布情況。本文采用ABAQUS 6.12軟件對TC4鈦合金孔冷擠壓強化過程進行模擬，得到擠壓后的孔邊殘余應力分布規(guī)律；對試樣單向拉伸過程進行三維有限元仿真研究，得到孔周拉應力分布規(guī)律；對孔擠壓強化后試樣的拉伸過程進行有限元仿真，用以模擬在拉-拉疲勞試驗中峰值應力狀態(tài)下的試樣應力分布規(guī)律。

1.1三維有限元模型的建立

有限元仿真所用三維模型選用14 mm×40 mm×4 mm的矩形構件，中心孔直徑為4 mm，擠壓量為0～6%，通過改變芯棒最大直徑獲得所需擠壓量。采用ABAQUS中的C3D8R六面體單元對模型進行網(wǎng)格劃分[15]，孔邊網(wǎng)格密度大于擠壓試樣模型兩端和擠壓棒密度，網(wǎng)格模型如圖1所示。芯棒模型材料屬性同試驗中所用的高強度鋼，擠壓試樣模型的材料應力-應變關系如圖2所示。邊界條件和約束參照實際擠壓過程設置，為簡化運算，本模型省略襯套，芯棒與孔壁直接接觸，兩者間摩擦因數(shù)取0.1[16]。

圖1　冷擠壓三維有限元模型

圖2　TC4鈦合金應力-應變關系

1.2孔冷擠壓有限元仿真

連接件孔冷擠壓強化后在孔邊產(chǎn)生徑向、切向以及板厚三個方向的殘余應力，而對受交變載荷作用下的零件疲勞壽命影響最大的是切向殘余應力σθ[17]，因此，本文主要關注孔邊切向殘余應力分布規(guī)律，并取模型最小截面(危險截面)進行研究。芯棒穿過孔后，S11方向(X方向)的殘余應力即最小截面處的切向殘余應力σθ。

圖3為4%擠壓量下孔邊切向殘余應力分布云圖?？梢钥闯?，殘余應力關于孔軸對稱分布，不同位置的切向殘余應力變化規(guī)律如圖4所示，在距離孔壁2 mm范圍內(nèi)，殘余應力為壓應力，應力值先增大后迅速減小為零(在0.2 mm處壓應力達到最大值)，之后隨著距離的增大，拉應力緩慢增大。在板厚方向，切向殘余應力分布也存在不均勻性，孔壁附近的板厚中間位置壓應力值較大，切向殘余應力最大值出現(xiàn)在中間層偏下位置，遠離孔壁處的殘余應力分布相對均勻。

圖3　4%擠壓量時的切向殘余應力分布云圖

圖4　4%擠壓量時的切向殘余應力分布規(guī)律

1.3帶孔試樣拉伸有限元仿真

采用對模型單向拉伸的有限元仿真來模擬拉-拉疲勞試驗中峰值載荷下的試樣應力分布規(guī)律，拉伸模型的建立方法同上文所述，在模型一端施加約束，另一端施加均布載荷，載荷值選取試樣最小截面所受0.7σb的等效載荷(σb為抗拉強度)。

圖5為拉伸后的最小截面應力分布云圖，由于模型為對稱結構，且兩邊約束條件相同，在板寬和板厚兩個方向，最小截面內(nèi)的應力均為對稱分布。仿真結果顯示，在孔壁附近拉應力值明顯大于遠離孔邊的位置拉應力值，開孔周邊存在嚴重的應力集中現(xiàn)象。模型最小截面處應力分布規(guī)律如圖6所示，在距離孔壁1 mm內(nèi)時，應力值均大于平均值，孔壁處的最大應力則達到1063 MPa，而在遠離孔壁區(qū)域的拉應力僅為平均應力的60%。在板厚方向上，自上下兩表面向板內(nèi)應力依次增大，拉應力最大值出現(xiàn)在中間層，上下兩表面的應力分布一致。

圖5　受拉試樣最小截面應力分布云圖

圖6　受拉試樣最小截面應力分布規(guī)律

1.4孔冷擠壓強化后的拉伸有限元仿真

為了探索孔冷擠壓強化對受載試樣孔周應力分布規(guī)律的影響，首先對有限元模型進行4%擠壓量的孔冷擠壓強化，然后在模型一端施加0.7σb的拉伸均布載荷。圖7為最小截面應力分布云圖，在模型寬度方向，孔壁附近的應力值小于模型兩側邊區(qū)域；在厚度方向，孔壁附近的應力變化較大，而遠離孔壁區(qū)域的應力分布趨向一致。強化后的拉伸應力分布規(guī)律如圖8所示，孔壁處的應力小于最小截面的平均拉應力，在距離孔壁0.2 mm附近區(qū)域拉應力值較小；在距孔壁0.2～2 mm的寬度范圍內(nèi)，隨著距離的增大應力迅速增大；而在距孔壁大于2 mm的區(qū)域，應力值變化不大，但均大于截面內(nèi)平均應力值。

圖7　強化后的受拉試樣應力分布云圖

圖8　強化后的受拉試樣應力分布規(guī)律

2　試驗

2.1試驗材料

試驗所用材料為退火狀態(tài)的TC4鈦合金板材，其化學成分和主要力學性能分別見表1和表2[18]。冷擠壓前，試樣初孔通過先鉆后鉸的工藝加工而成，并對鉸孔后試樣進行去應力退火。疲勞試樣的孔直徑為4 mm，孔邊距(e/D)為1.75，長軸方向為襯套開縫方向，疲勞試樣如圖9所示。襯套采用FTI提供的不銹鋼開縫襯套，相對擠壓量為3%～6%，每組采用3個疲勞試樣。

表1　TC4鈦合金化學成分

表2　TC4鈦合金力學性能

圖9　疲勞試樣形狀與尺寸

2.2試驗過程

試驗過程分為孔擠壓強化和疲勞試驗兩部分，孔擠壓試驗在本課題組研制的試驗平臺上進行(圖10)，芯棒的拉拔動力由萬能拉伸試驗機提供，擠壓速度為10 mm/min，擠壓完成后將開縫襯套從孔內(nèi)取出。由于襯套存在軸向切縫，擠后孔壁殘留凸脊，需要對孔壁進行鉸孔加工，滿足所有疲勞試樣孔徑均相等，且孔壁光滑無損傷，擠后所有孔的鉸削量均小于0.2 mm的條件，以使得鉸孔對疲勞壽命無明顯影響[4]。室溫條件下，在EHF-EG250KN-40L電液伺服疲勞試驗機上進行拉-拉疲勞試驗，應力比R=0.1，頻率為10 Hz，采用軸向恒幅正弦波加載，最大應力為0.7σb。

圖10　孔擠壓裝置示意圖

2.3試驗結果

在開縫襯套冷擠壓強化工藝中，由于襯套受擠發(fā)生塑性變形而吸收部分擠壓量，孔壁實際所受擠壓量僅為理論值的70%～80%[4]，為便于研究，本文取相對擠壓量的70%作為開縫襯套冷擠壓強化試驗中孔壁所受實際擠壓量。

圖11所示為不同擠壓量下的疲勞試驗結果，未進行擠壓強化的試樣疲勞壽命僅有6000次，隨著擠壓量的增加，疲勞壽命明顯提高，2.1%擠壓量下的試樣疲勞壽命是未擠壓試樣疲勞壽命的2.7倍；當擠壓量為4.3%時，疲勞壽命提高到擠壓強化前的3倍，達到18 000次。值得注意的是，隨著擠壓量的增大，疲勞壽命提高幅度逐漸減小，當擠壓量由2.1%到3.2%時，疲勞壽命提高23%，而擠壓量從3.2%增大到4.3%過程中對應的疲勞壽命僅提高12%。

圖11　疲勞壽命與擠壓量之間的關系

3　分析與討論

在孔擠壓強化工藝中，擠壓量是影響殘余應力大小及分布最關鍵的因素，不同擠壓量下板厚中間位置的切向殘余應力分布規(guī)律如圖12所示。當擠壓量小于2%時，殘余應力受擠壓量的影響較大。擠壓量大于2%之后，殘余應力分布規(guī)律基本一致，在孔壁附近，隨著擠壓量的增大，相同區(qū)域的壓應力值變化減小。圖13所示為孔邊最大切向殘余壓應力同擠壓量的關系，當擠壓量小于2%時，殘余應力與擠壓量成比例關系，在小擠壓量作用下，孔壁受擠壓發(fā)生塑性變形區(qū)域較小，擠后孔邊殘余壓應力值較小，殘余壓應力最大值出現(xiàn)在靠近孔壁處。擠壓量大于4%后，孔邊最大殘余壓應力變化不大。

圖12　不同擠壓量下的切向殘余應力分布規(guī)律

圖13　最大殘余壓應力與擠壓量的關系

圖14　不同擠壓量下的受拉試樣應力分布規(guī)律

通過有限元仿真研究發(fā)現(xiàn)，受載試樣孔邊存在嚴重的應力集中現(xiàn)象，而擠壓強化后孔邊存在切向殘余壓應力，能夠有效抑制應力集中。圖14所示為0.7σb拉伸載荷作用下擠壓量對受拉試樣最小截面在板厚中間位置應力分布的影響規(guī)律，由于擠壓后的切向殘余壓應力的作用，受載試樣孔壁附近的應力值隨著擠壓量的增大逐漸減小，當擠壓量大于4%時，應力值基本趨于穩(wěn)定。在距離孔壁2 mm以內(nèi)的區(qū)域，增大擠壓量可以得到較小的拉應力值；當擠壓量大于4%后，相同位置的應力值變化相對減小。在距離孔壁2 mm以外的區(qū)域，隨著擠壓量的增大，應力值反而增大，6%擠壓量下的試樣側邊應力值是無擠壓試樣側邊應力值的兩倍，減弱了殘余應力引起的疲勞增益。

試樣斷口表面形貌反映了不同擠壓量對抗疲勞性能的影響。圖15所示為無擠壓和擠壓量為4.3%的開縫襯套冷擠壓試樣疲勞斷口宏觀形貌，圖15中顏色較亮的區(qū)域為裂紋擴展區(qū)，較暗的區(qū)域為瞬斷區(qū)，對比兩種斷口形貌發(fā)現(xiàn)，無擠壓試樣的疲勞裂紋擴展區(qū)較小，裂紋主要萌生于孔壁中間區(qū)域，且裂紋源較多，而孔擠壓后斷口裂紋擴展區(qū)較大，疲勞裂紋主要出現(xiàn)在擠壓入口附近，孔壁中間區(qū)域則較少，主要原因是擠壓后孔壁中間區(qū)域存在較大切向殘余壓應力的作用，這與圖12中的孔邊應力分布規(guī)律相吻合。由于擠后孔邊切向殘余壓應力的存在，阻礙了疲勞裂紋源的產(chǎn)生并延緩了裂紋擴展速率，增大了裂紋擴展區(qū)域面積。

(a)無擠壓

(b)4.3%擠壓量圖15　TC4試樣疲勞斷口形貌

金屬試樣疲勞壽命N由裂紋萌生壽命Ni和裂紋擴展壽命Nf兩部分組成。在緊靠孔壁的裂紋萌生區(qū)，較大的壓縮殘余應力削弱了拉伸載荷在孔壁附近引起的拉應力，延長了裂紋的萌生壽命Ni；在裂紋擴展區(qū)域，壓縮殘余應力抵消了部分外加載荷產(chǎn)生的拉應力，有效降低了裂紋擴展速率，并擴大了裂紋擴展區(qū)域面積，從而延長了疲勞擴展壽命Nf。因此，孔擠壓強化試樣疲勞壽命明顯高于未擠壓試樣疲勞壽命，隨著擠壓量的增加，疲勞裂紋萌生壽命和擴展壽命均隨之提高，進而使得試樣疲勞壽命提高。

疲勞壽命與擠后孔邊殘余應力和擠壓量三者之間有著重要關系，比較圖11和圖13可以發(fā)現(xiàn)，三維有限元仿真獲得的最大切向殘余應力與冷擠壓強化試樣的疲勞壽命有很好的一致性。當擠壓量小于2%時，隨著擠壓量的增大，試樣疲勞壽命與孔邊最大殘余應力值均明顯增大。仿真結果顯示，當擠壓量大于4%時，最大殘余應力不再隨著擠壓量的增加而增大，受拉試樣側邊拉應力卻明顯增大，減弱了殘余應力引起的疲勞增益。試驗和仿真結果表明，TC4鈦合金孔的最優(yōu)擠壓量為4%。

4　結論

(1)仿真結果表明，冷擠壓強化后，最小截面處的孔邊殘余應力呈孔軸對稱分布。擠壓量對孔邊殘余應力有明顯影響，擠壓量為0～2%時，殘余壓應力隨擠壓量的增大迅速增大；擠壓量為2%～4%時，殘余應力隨擠壓量緩慢增加；擠壓量大于4%后，最大殘余壓應力無明顯變化。

(2)擠壓強化后的受載試樣最小截面處的孔邊應力值均小于無擠壓試樣，無應力集中現(xiàn)象?？妆诟浇鼞χ惦S著擠壓量的增大而明顯減小，擠壓量大于4%后，最大應力值變化不大。在遠離孔壁的區(qū)域，應力值隨著擠壓量的增大而增大，6%擠壓量的試樣側邊應力值是無擠壓試樣側邊應力值的兩倍，減弱了殘余應力引起的疲勞增益。

(3)未擠壓試樣疲勞源在孔壁的板厚中間位置，擠后則出現(xiàn)在擠壓入口位置，疲勞裂紋擴展區(qū)域面積擴大，殘余應力的存在延緩了裂紋的萌生和擴展，提高了試樣疲勞壽命。

(4)隨著擠壓量的增大，疲勞壽命提高幅度逐漸減小，TC4鈦合金孔冷擠壓強化工藝適合的最優(yōu)擠壓量為4%，疲勞壽命為擠壓強化前的3倍?？走呑畲髿堄鄩簯εc疲勞壽命關于擠壓量的變化規(guī)律有很好的一致性。

[1]郁大照，陳躍良，高永. 螺栓連接單搭接件疲勞特性試驗與全壽命估算方法研究[J]. 中國機械工程, 2013, 24(20): 2747-2752.

Yu Dazhao,Chen Yueliang,Gao Yong.Study on Fatigue Property Tests and Holistic Life Assessment Method for Single Bolted Joints[J].China Mechanical Engineering, 2013, 24(20): 2747-2752.

[2]高玉魁.TC18 超高強度鈦合金噴丸殘余壓應力場的研究[J].稀有金屬材料與工程,2004,33(11): 1209-1212.

Gao Yukui.Residual Compressive Stress Field in TC18 Ultra-high Strength Titanium Alloy by Shot Peening[J].Rare Metal Materials and Engineering, 2004, 33(11): 1209-1212.

[3]Zhang Y K, Ren X D, Zhou J Z, et al.Investigation of the Stress Intensity Factor Changing on the Hole Crack Subject to Laser Shock Processing[J].Material &Design, 2009, 30(7):2769-2773.

[4]王珉. 抗疲勞制造原理與技術[M].南京: 江蘇科學技術出版社, 1999.

[5]Hermann R.Three Dimensional Stress Distributions Around Cold Expanded Holes in Aluminum Alloys[J].Engineering Fracture Mechanics,1994, 48(6):819-835.

[6]Yan W Z,Wang X S,Gao H S,et al.Effect of Split Sleeve Cold Expansion on Cracking Behaviors of Titanium Alloy TC4 Holes[J].Engineering Fracture Mechanics, 2012, 88:79-89.

[7]王洪達,蘇宏華.TC4開縫襯套冷擠壓殘余應力分布有限元仿真[J].機械制造與自動化,2010,39(3): 98-100.

Wang Hongda,Su Honghua.Finite Element Simulation of Split-sleeve Cold Expansion Process in TC4 Titanium Alloy[J].Machine Building & Automation, 2010, 39(3): 98-100.

[8]Nigrelli V,Pasta S.Finite-element Simulation of Residual Stress Induced by Split-sleeve Cold-expansion Process of Holes[J].Journal of Materials Processing Technology,2008,205: 290-296.

[9]Liu J,Shao X J,Liu Y S,et al.Effect of Cold Expansion on Fatigue Performance of Open Holes[J]. Materials Science and Engineering:A,2008,477(1/2): 271-276.

[10]Mahendra B N C,Jagadish T,Ramachandra K, et al.A Simplified 3-D Finite Element Simulation of Cold Expansion of a Circular Hole to Capture through Thickness Variation of Residual Stresses[J]. Engineering Failure Analysis,2008,15(4): 339-348.

[11]Ayatollahi M R, Nik A M.Edge Distance Effects on Residual Stresses Distribution around a Cold Expanded Hole in Al2024 Alloy[J].Computational Materials Science,2009,45(4):1134-1141.

[12]Liu Jun,Wu Henggui,Yang Jinjie,et al.Effect of Edge Distance Ratio on Residual Tresses Induced by Cold Expansion and Fatigue Life of TC4 Plates[J]. Engineering Fracture Mechanics,2013, 109:130-137.

[13]劉曉龍,高玉魁,劉蘊韜,等.孔擠壓強化殘余應力場的三維有限元模擬和實驗研究[J].航空材料學報, 2011, 31(2): 24-27.

Liu Xiaolong,Gao Yukui,Liu Yuntao,et al.3D Finite Element Simulation and Experimental Test on Residual Stress Field by Hole Cold Expansion[J]. Journal of Aeronautical Materials,2011,31(2): 24-27.

[14]范娟，李付國，李江,等.7050高強鋁合金孔板的擠壓強化與拉伸試驗研究[J].稀有金屬材料與工程,2012,41(6): 978-982.

Fan Juan,Li Fuguo,Li Jiang,et al.Study of Local Cold Working and Tensile Test for 7050 High Strength Aluminum Alloy Hole Plate[J].Rare Metal Materials and Engineering,2012,41(6):978-982.

[15]石亦平,周玉蓉.ABAQUS有限元分析實例詳解[M].北京:機械工業(yè)出版社, 2006.

[16]Chakherlou T N,Vogwell J.The Effect of Cold Expansion on Improving the Fatigue Life of Fastener Holes[J].Engineering Failure Analysis,2003,10(1): 13-24.

[17]de Matos P F P, McEvily A J, Moreira P M G P, et al.Analysis of the Effect of Cold-working of Rivet Holes on the Fatigue Life of an Aluminum Alloy[J]. International Journal of Fatigue,2007,29(3):575-586.

[18]中國航空材料手冊編輯委員會.中國航空材料手冊[M].北京:中國標準出版社, 2001.

(編輯陳勇)

Residual Stress Fields and Fatigue Life of Cold Expansion Hole in Titanium Alloy TC4

Ge Ende1Su Honghua1Cheng Yuanqing1Fu Yucan1Xu Jiuhua1Xiao Ruiheng2

1.Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing,210016 2.Commercial Aircraft Corporation of China,Ltd,Shanghai,200436

A 3D finite element simulation was used to study the stress distribution and effects of expansion degrees around the cold expanded hole in TC4 plate. Tangential residual stress distribution under different expansion degrees were obtained in the smallest cross section. The relation of expansion degree to residual stress and fatigue life was discussed. In order to get the fatigue life of different expanded degrees, the experiments of split sleeve cold expansion were carried out. It is found that residual stress can reduce stress concentration and optimize the stress distribution in the smallest cross section under tensile loading, also remarkably retard the crack propagation rate for cold expanded holes. The results show that 4% expansion degree is the optimal cold expanded degrees for TC4 plate in simulation and experiments.

Titanium alloy TC4; hole cold expansion; fatigue life; residual stress; finite element analysis(FEA)

2014-03-14

國家商用飛機制造工程技術研究中心創(chuàng)新基金資助項目(SAMC12-JS-15-021)；江蘇省普通高校研究生科研創(chuàng)新計劃資助項目(CXLX12_0137)

TG376< class="emphasis_italic">DOI

：10.3969/j.issn.1004-132X.2015.07.020

葛恩德，男，1982年生。南京航空航天大學機電學院博士研究生。主要研究方向為飛機連接結構抗疲勞制造技術。蘇宏華(通信作者)，男，1969年生。南京航空航天大學機電學院教授、博士研究生導師。程遠慶，男，1989年生。南京航空航天大學機電學院碩士研究生。傅玉燦，男，1972年生。南京航空航天大學機電學院教授、博士研究生導師。徐九華，男，1964年生。南京航空航天大學機電學院教授、博士研究生導師。肖睿恒，男，1986年生。中國商用飛機有限責任公司工程師。