王燕禮,朱有利, 曹強(qiáng), 張小輝

1.國營蕪湖機(jī)械廠，蕪湖 241000 2.裝甲兵工程學(xué)院 裝備維修與再制造工程系，北京 100072

螺接、鉚接是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要連接方法，因為螺栓孔、鉚接孔造成材料不連續(xù)，飛機(jī)服役過程中孔邊存在嚴(yán)重的結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中，孔結(jié)構(gòu)很容易發(fā)生疲勞斷裂失效，甚至引發(fā)災(zāi)難性航空事故。據(jù)統(tǒng)計，疲勞斷裂是飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的主要失效形式[1-2]，這些失效結(jié)構(gòu)件中約有70%的疲勞裂紋源于連接孔[3]，約有90%的機(jī)體事故是因孔結(jié)構(gòu)失效導(dǎo)致[4]，可見連接孔已成為制約飛機(jī)整體疲勞可靠性的主要因素。隨著飛機(jī)“長壽命、高可靠性、低維修成本、提速減重”等設(shè)計和制造要求的不斷抬高，連接孔的疲勞可靠性愈發(fā)重要，提高連接孔疲勞強(qiáng)度已經(jīng)演變?yōu)楹娇諛I(yè)關(guān)心的關(guān)鍵技術(shù)問題之一。

除了采用更為先進(jìn)的航空材料加工孔結(jié)構(gòu)構(gòu)件外，工程師們開發(fā)了多種抗疲勞制造技術(shù)提高連接孔疲勞強(qiáng)度，例如噴丸、感應(yīng)淬火、干涉配合、Winslow制孔、激光沖擊、孔擠壓等。噴丸是通過高壓氣流將丸粒高速噴射在孔壁表面，在孔壁表層引入殘余壓應(yīng)力，抑制疲勞裂紋萌生，國際上認(rèn)為噴丸適用于?19 mm以上連接孔強(qiáng)化，在國內(nèi)實現(xiàn)了?14.2 mm內(nèi)孔噴丸強(qiáng)化；由于噴丸會增大孔壁表面粗糙度，這會降低噴丸的強(qiáng)化效果。感應(yīng)淬火是一種物理表面強(qiáng)化技術(shù)，其利用電磁感應(yīng)原理在金屬表面產(chǎn)生高密度感應(yīng)電流，將金屬迅速加熱到奧氏體化狀態(tài)，隨后快速冷卻獲得馬氏體組織，但是受集膚效應(yīng)、圓環(huán)效應(yīng)以及臨近效應(yīng)等影響，對內(nèi)孔強(qiáng)化效果不佳，實際生產(chǎn)中一般采用內(nèi)置線圈加導(dǎo)磁體的方式處理孔壁[5]，適用于?20 mm以上連接孔強(qiáng)化處理。干涉配合連接要求緊固件直徑大于孔徑，以便安裝后在孔壁引入拉伸預(yù)應(yīng)力場，降低疲勞載荷應(yīng)力幅，提高疲勞強(qiáng)度，但是在實際應(yīng)用中干涉量很難精確控制，干涉量過大會損傷孔壁，干涉配合安裝過程中產(chǎn)生的材料突起也影響疲勞強(qiáng)度[6]。Winslow制孔工藝是一種新興的鉆擴(kuò)鉸一步復(fù)合孔加工技術(shù)，主要是通過降低孔壁表面粗糙度提高連接孔疲勞強(qiáng)度，一般可提高疲勞壽命44%～55%，但是，提高的疲勞壽命離散性較大[7]。

激光沖擊是一種極具競爭力的新型高能束表面強(qiáng)化技術(shù)，該技術(shù)利用強(qiáng)激光誘導(dǎo)沖擊波強(qiáng)化金屬表面，在金屬表層形成密集穩(wěn)定的位錯結(jié)構(gòu)、產(chǎn)生應(yīng)變硬化和殘余壓應(yīng)力層[8-9]，具有無污染、定位準(zhǔn)、可達(dá)性好、易控制、殘余壓應(yīng)力層深值大等優(yōu)勢[10]，在提高金屬抗疲勞、耐磨損、耐應(yīng)力腐蝕性能等方面有廣泛的研究和應(yīng)用；對于激光沖擊強(qiáng)化連接孔的應(yīng)用，當(dāng)前主要是集中在對?4 mm以下小孔的強(qiáng)化研究，這是因為受小孔孔徑和可達(dá)性限制，采用傳統(tǒng)的表面強(qiáng)化技術(shù)進(jìn)行強(qiáng)化難度極大，例如孔擠壓時由于芯棒太細(xì)擠壓過程中容易斷棒且強(qiáng)化效果也不理想，噴丸受可達(dá)性限制也難實施，相反，激光可達(dá)性好、易控制，可有效解決小孔結(jié)構(gòu)強(qiáng)化這個難題[11-13]。研究表明，激光沖擊強(qiáng)化可顯著提高小孔結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度，但是強(qiáng)化時所選用的工藝，如先沖擊強(qiáng)化再加工小孔、先加工小孔再沖擊強(qiáng)化、沖擊路徑、沖擊范圍、激光功率密度、光斑直徑、搭接率、強(qiáng)化次數(shù)、激光脈沖寬度、單面沖擊、雙面依次沖擊、雙面對沖等參數(shù)，以及孔徑、孔深、材料等連接孔特征對疲勞增益均會有影響。文獻(xiàn)[14]提出對盲孔、異形孔等傳統(tǒng)技術(shù)難以強(qiáng)化處理的孔結(jié)構(gòu)，也可采用激光沖擊技術(shù)進(jìn)行強(qiáng)化，但沒有找到專門的研究文獻(xiàn)支持這一觀點。有研究表明，激光沖擊強(qiáng)化薄壁件連接孔引入殘余壓應(yīng)力值并不比孔擠壓引入值高[15]，且還會導(dǎo)致薄壁件宏觀彎曲；還有學(xué)者發(fā)現(xiàn)，先加工連接孔再激光沖擊強(qiáng)化，會在孔內(nèi)產(chǎn)生殘余拉應(yīng)力，造成孔結(jié)構(gòu)發(fā)生早期疲勞斷裂，反而降低疲勞壽命[16]，這或許意味著激光沖擊強(qiáng)化不適合在連接孔維修時使用；另外，激光沖擊是在孔端表面引入一定深度的表層殘余應(yīng)力，而孔擠壓是在整個孔壁上引入一個局部殘余應(yīng)力層，因此在強(qiáng)化處理有一定孔深的連接孔后，殘余應(yīng)力的區(qū)別會導(dǎo)致兩種技術(shù)帶來的疲勞增益有所不同，但需要注意的是，激光沖擊強(qiáng)化可通過改變孔端表面處理面積從而擴(kuò)大表層殘余應(yīng)力區(qū)域，在這個方面，孔擠壓做不到無限制擴(kuò)大強(qiáng)化處理區(qū)域；還有，對于飛機(jī)結(jié)構(gòu)中存在的大量疊層連接孔，激光沖擊技術(shù)難以實現(xiàn)對疊層結(jié)構(gòu)夾層面孔端(疲勞危險區(qū)域)的強(qiáng)化，而孔擠壓則可完成強(qiáng)化；再則，目前高功率激光器造價和運(yùn)行成本昂貴，導(dǎo)致強(qiáng)化成本較孔擠壓要高，加上激光沖擊強(qiáng)化連接孔關(guān)鍵工藝還不夠完善[17]，大規(guī)模工程應(yīng)用受到限制。隨著高功率激光器研制和工程化應(yīng)用的不斷發(fā)展，激光沖擊強(qiáng)化連接孔會有較好的應(yīng)用前景，尤其是對小孔結(jié)構(gòu)的強(qiáng)化，具有不可替代的作用，將是對傳統(tǒng)連接孔強(qiáng)化技術(shù)手段的一種有效補(bǔ)充。

孔擠壓作為目前國際上應(yīng)用最為廣泛的連接孔強(qiáng)化手段，在工藝控制良好情況下，可提高緊固孔疲勞壽命3倍以上[18-20]，其原理是將一個直徑大于孔徑、硬度高于連接孔材料的芯棒或圓球擠過連接孔，迫使孔壁材料發(fā)生彈塑性變形，在孔壁引入大深度高幅值可控殘余壓應(yīng)力層，改善孔結(jié)構(gòu)在外載荷作用下的孔邊局部應(yīng)力分布狀態(tài)，大幅提高連接孔疲勞強(qiáng)度、抗應(yīng)力腐蝕和抗腐蝕疲勞性能[21]，具有不改變材料、不改變結(jié)構(gòu)設(shè)計、不增加飛機(jī)重量、成本低、強(qiáng)化效果明顯、應(yīng)用孔徑范圍廣等優(yōu)勢，完全滿足當(dāng)前飛機(jī)設(shè)計和制造理念，已被廣泛應(yīng)用于機(jī)翼和機(jī)身之間連接孔、機(jī)翼下表面螺栓孔等飛機(jī)關(guān)鍵承力構(gòu)件連接孔的強(qiáng)化?？梢灶A(yù)見，孔擠壓在未來仍將會是應(yīng)用非常廣泛的一種重要的連接孔抗疲勞強(qiáng)化技術(shù)。本文從孔擠壓技術(shù)發(fā)展、孔擠壓強(qiáng)化機(jī)理、孔擠壓影響因素、服役條件對孔擠壓疲勞增益影響以及預(yù)疲勞連接孔擠壓疲勞增益等5個方面進(jìn)行了較為系統(tǒng)的總結(jié)，并基于孔擠壓技術(shù)研究現(xiàn)狀和航空工業(yè)發(fā)展實際需求，分析了當(dāng)前研究的不足，展望了未來孔擠壓技術(shù)的研究方向。

1 孔擠壓技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

1.1 直接芯棒擠壓

圖1 直接芯棒擠壓Fig.1 Direct mandrel cold expansion

20世紀(jì)50年代，道格拉斯航空公司首先發(fā)明用芯棒直接擠壓連接孔的強(qiáng)化技術(shù)(簡稱“直接芯棒擠壓”，如圖1所示)，在孔壁引入殘余壓應(yīng)力，提高連接孔的疲勞強(qiáng)度。為減小孔壁與芯棒之間摩擦力，該技術(shù)需預(yù)先在芯棒表面涂抹MoS2和潤滑油，即便如此，擠壓時軸向摩擦力仍然較大，足以促使材料向擠出端流動，并最終在擠出端形成后期要用砂紙打磨消除的材料堆積；直接接觸擠壓還容易軸向劃傷孔壁，形成潛在裂紋源，故擠壓后還需鉸孔消除劃傷。由于直接芯棒擠壓操作工藝簡單，其在制造和維修中應(yīng)用比較普遍，特別是低擠壓量擠壓強(qiáng)化，該技術(shù)難以實現(xiàn)高擠壓量擠壓強(qiáng)化處理。

1.2 開縫襯套擠壓

圖2 開縫襯套擠壓Fig.2 Split sleeve cold expansion

圖3 開縫襯套擠壓遺留的凸脊Fig.3 Ridge produced by split sleeve cold expansion

為克服直接芯棒擠壓不足，20世紀(jì)70年代波音公司開發(fā)了開縫襯套擠壓技術(shù)。該技術(shù)是在孔壁和芯棒間預(yù)置一個沿軸向有開縫的襯套，如圖2所示，當(dāng)芯棒擠過襯套時，襯套發(fā)生彈性變形并沿周向張開，擠壓孔壁材料發(fā)生彈塑性變形。由于芯棒與孔壁不直接接觸摩擦，可有效抑制材料向擠出端流動和避免孔壁軸向劃傷，并保證了孔壁材料的徑向擴(kuò)脹，以實現(xiàn)高擠壓量強(qiáng)化，極大提高孔擠壓強(qiáng)化效果。開縫襯套擠壓時芯棒直徑比連接孔初始直徑要小，這使得孔擠壓工藝可實現(xiàn)單邊操作，降低空間結(jié)構(gòu)對孔擠壓的應(yīng)用限制，在實際生產(chǎn)中用起來更加方便簡捷。但是，開縫襯套擠壓后會在孔壁遺留一條軸向凸脊，如圖3所示，凸脊根部容易產(chǎn)生微裂紋，可能還存在殘余拉應(yīng)力[22]，這對強(qiáng)化不利，需要后期鉸削消除。另外，襯套是一次性消耗品，其制作難度大，造成該技術(shù)應(yīng)用成本稍高，雖然該技術(shù)目前在航空業(yè)應(yīng)用非常廣泛，但確實存在以上缺點。

1.3 球擠壓

球擠壓是采用直徑略大的鋼球擠過預(yù)潤滑連接孔，如圖4所示，r為球半徑。球擠壓時，鋼球和孔壁接觸面是一條極窄的圓環(huán)，接觸區(qū)域很小，因此，球擠壓相對于芯棒擠壓，其摩擦力更小，適用于高強(qiáng)度合金鋼小直徑大深度連接孔抗疲勞強(qiáng)化，Rolls Rocye等發(fā)動機(jī)制造商已將該技術(shù)應(yīng)用在鋼軸上?3～?4 mm深小孔強(qiáng)化處理[4]。但是，球擠壓實施不當(dāng)，會在擠入端引入殘余拉應(yīng)力，影響強(qiáng)化效果。為解決該問題，發(fā)展了正反雙球擠壓[23]，正反雙球擠壓是指先用一個直徑較大鋼球擠過連接孔，再用一個直徑更大的鋼球從相反的方向(與第1次擠壓方向相反)再次擠過該孔，從而達(dá)到預(yù)期強(qiáng)化效果，該技術(shù)能在孔壁引入大深度殘余壓應(yīng)力，還能降低終鉸孔的不良影響。

圖4 球擠壓Fig.4 Ball cold expansion

1.4 套管擠壓

套管擠壓(也稱不開縫襯套擠壓)與開縫襯套擠壓類似，是用不開縫套管代替了開縫襯套，且擠壓后套管以干涉配合形式置于孔內(nèi)。該技術(shù)可實現(xiàn)高擠壓量強(qiáng)化，同時還可補(bǔ)償孔徑尺寸，在美國空軍F-18戰(zhàn)斗機(jī)上大量使用[4]。但是套管加工精度高，難以形成標(biāo)準(zhǔn)件，擠壓后留在連接孔內(nèi)的套管在交變載荷作用下易松動，會消弱承載能力。有一種說法是，開縫襯套擠壓主要用于飛機(jī)制造，而套管擠壓主要用于飛機(jī)維修。作為套管擠壓技術(shù)的延伸，還發(fā)展了臺階式套管用于多層異材疊層結(jié)構(gòu)連接孔擠壓強(qiáng)化，臺階式套管沿軸向制有臺階，如圖5所示，階差約有0.20～0.25 mm，臺階長度按疊層工件厚度制做。臺階式套管可實現(xiàn)疊層結(jié)構(gòu)不同夾層材料的不同擠壓量強(qiáng)化，一般最軟層材料擠壓量最大，中硬層次之，最硬層最小，擠壓后襯套留在孔內(nèi)不可卸。

圖5 臺階套筒擠壓Fig.5 Step sleeve cold expansion

2 孔擠壓抗疲勞強(qiáng)化機(jī)理

2.1 應(yīng)力強(qiáng)化

通常認(rèn)為孔擠壓產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力是提高連接孔疲勞強(qiáng)度的主要原因[24-27]，圖6是孔擠壓殘余應(yīng)力分布特征示意圖?？梢钥吹?，該殘余應(yīng)力區(qū)域大峰值高，周向殘余壓應(yīng)力深度(殘余拉/壓應(yīng)力突變點距離孔壁的距離)約有孔的半徑至直徑的尺度，應(yīng)力峰值接近材料的壓縮屈服強(qiáng)度，而殘余拉應(yīng)力峰值僅有材料拉伸屈服強(qiáng)度的10%～15%；因為擠壓后表層材料在殘余壓應(yīng)力作用下會產(chǎn)生反向屈服，故殘余壓應(yīng)力峰值總是出現(xiàn)在孔壁次表層。

圖6 孔擠壓徑向/周向殘余應(yīng)力分布特征Fig.6 Characteristic of radial/hoop residual stress zone produced by cold expansion

圖7 冷擠壓后孔邊交變疲勞載荷的變化Fig.7 Change of fatigue load at hole edge before and after cold expansion

圖8 殘余應(yīng)力對擴(kuò)展區(qū)和擴(kuò)展速率的影響[28]Fig.8 Effect of residual stress on crack propagation zone and rate [28]

圖9 FEM計算孔擠壓殘余應(yīng)力分量分布云圖[28]Fig.9 Contours of residual stress components gained by FEM[28]

周向殘余壓應(yīng)力并不改變孔邊應(yīng)力幅σa，但可有效降低孔邊在疲勞載荷作用下的實際平均應(yīng)力，如圖7所示，延緩疲勞裂紋萌生，延長裂紋萌生壽命；大深度殘余壓應(yīng)力場還可增大疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)面積，同時，降低裂紋尖端的有效應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值ΔK和裂紋擴(kuò)展速率da/dn，大幅延長裂紋擴(kuò)展壽命。圖8[28]是基于SEM測試的孔擠壓前后疲勞試樣斷口輝紋間距與裂紋長度的對應(yīng)關(guān)系，可以看到擠壓和未擠壓強(qiáng)化試樣裂紋擴(kuò)展距離分別為8 mm和0.8 mm，且孔擠壓試樣輝紋間距明顯要小于未強(qiáng)化試樣，輝紋間距反映了局部區(qū)域的裂紋擴(kuò)展速率；在殘余壓應(yīng)力作用下ΔK甚至?xí)陀诓牧媳旧淼膽?yīng)力強(qiáng)度因子門檻值ΔKth促使疲勞裂紋閉合，停止擴(kuò)展。Wang等[28]發(fā)現(xiàn)3 mm厚AA6061-T6鋁合金?8 mm孔擠壓強(qiáng)化后(4%相對擠壓量)，在孔壁形成的三向壓應(yīng)力“剛核區(qū)”可導(dǎo)致裂紋繞行，如圖9和圖10(b)所示，大幅增大裂紋擴(kuò)展距離，這是一個新現(xiàn)象，并認(rèn)為這有助于進(jìn)一步延長疲勞壽命。

圖10 斷口表面形貌[28]Fig.10 Morphology of fractured surfaces[28]

圖11 XRD測試孔擠壓前和4%干涉量時周向 殘余應(yīng)力[34] Fig.11 Hoop residual stress measured using XRD for specimens before and after 4% cold expansion[34]

受沿孔軸向方向不同厚度處的材料約束狀態(tài)不同[29-31]，以及材料沿芯棒移動方向的塑性流動增大了孔中部和擠出端位置材料的實際擠壓量[32]的影響，孔擠壓周向殘余應(yīng)力沿厚度呈梯度分布、非常不均勻，通常是孔中間最大，擠出端次之，擠入端最小[33-34]，如圖9(a)[28]和圖11[34]所示。從疲勞理論上來講，當(dāng)其他影響疲勞的因素一致時，擠入端因為殘余壓應(yīng)力最小，必然是疲勞裂紋最易萌生的地方。大量試驗也證實，擠壓孔疲勞裂紋總是很有規(guī)律地萌生在擠入端，而未擠壓孔疲勞源，如圖10中①、②、③箭頭所指，則隨機(jī)分布在孔壁上。

顯然，擠入端殘余壓應(yīng)力最小成為制約孔擠壓疲勞增益進(jìn)一步提高的“瓶頸”，為獲取沿軸向均勻分布的優(yōu)質(zhì)殘余應(yīng)力場，很多學(xué)者做了不同的嘗試。如，對擠壓孔進(jìn)行反向再擠壓[35-36]，用錐形栓和錐形開縫襯套完成近似均勻擠壓[37]，將擠壓孔進(jìn)行短時間高溫暴露[38]，在孔邊預(yù)制倒角后擠壓[39]，以及優(yōu)化孔擠壓工藝參數(shù)[40-41]等，均取得了一些相對較好的效果。但都沒有獲得完全均勻的殘余應(yīng)力場。最近，保加利亞學(xué)者[42]開發(fā)出一種可獲得近似均勻殘余壓應(yīng)力場的孔擠壓工具，并申請了專利，其原理如圖12所示。

圖12 一種新的可獲得近似均勻應(yīng)力場的 孔擠壓工具[42]Fig.12 A novel cold expansion tool producing near-uniform residual stress zone[42]

2.2 組織強(qiáng)化

孔擠壓還可能使孔壁材料微觀結(jié)構(gòu)發(fā)生變化，如增加位錯密度、產(chǎn)生胞狀位錯纏結(jié)等，這些改變均有助于阻礙晶體滑移，起到抗疲勞作用。龔澎[22]和張坤[43]等發(fā)現(xiàn)孔擠壓可在AA7B50-T7451和AA7050-T7451鋁合金孔壁表層形成高密度位錯、位錯纏結(jié)和位錯胞，且在相同擠壓量條件下擠壓后，AA7B50-T7451鋁合金孔邊位錯密度較AA7050-T7451鋁合金明顯要高、位錯胞尺寸要小[22]，如圖13所示，從而導(dǎo)致AA7B50-T7451擠壓強(qiáng)化后疲勞壽命是未擠壓強(qiáng)化的29倍，而AA7050-T7451僅是未擠壓強(qiáng)化的5.5倍。Wang等[28]觀察了AA6061-T6鋁合金孔擠壓前后孔壁材料微觀結(jié)構(gòu)，除看到有明顯晶格畸變外，沒有找到其他明顯變化，如圖14所示。這說明受材料本身影響，孔擠壓抗疲勞強(qiáng)化機(jī)理會有所不同。需要強(qiáng)調(diào)的是，當(dāng)前對孔擠壓抗疲勞強(qiáng)化機(jī)理的研究仍然主要關(guān)注在殘余應(yīng)力因素上，對微觀結(jié)構(gòu)的影響關(guān)注較少，對于微觀結(jié)構(gòu)變化對孔擠壓疲勞增益的影響需要進(jìn)一步深入研究。

圖13 7B50-T7451微觀組織TEM照片[22]Fig.13 TEM images of 7B50-T7451 microstructure [22]

圖14 6061-T6微觀組織TEM照片[28]Fig.14 TEM images of 6061-T6 microstructure [28]

2.3 孔擠壓疲勞壽命增益來源及分配

孔擠壓疲勞增益是來自裂紋萌生還是裂紋擴(kuò)展，抑或兩者均有，有很多學(xué)者專門做了研究。華文君[44]和丁傳富[45]等均發(fā)現(xiàn)擠壓后連接孔的裂紋萌生壽命和擴(kuò)展壽命都有提高，且擴(kuò)展壽命提高相對更大。楊洪源和劉文珽[46]研究發(fā)現(xiàn)取裂紋形成壽命參考尺寸為0.8 mm時，直接芯棒擠壓相對于未擠壓孔，疲勞裂紋萌生壽命沒有明顯變化，而疲勞裂紋擴(kuò)展壽命會增大；而采用開縫襯套擠壓后，疲勞裂紋萌生壽命較未擠壓孔會顯著提高，且擠壓強(qiáng)化對裂紋擴(kuò)展壽命的增益比對裂紋形成壽命的增益要大。由此可見，在孔擠壓疲勞增益來源以及疲勞壽命增益分配問題上，不同的孔擠壓工藝、不同的研究假設(shè)，會得出不同的結(jié)果，迄今為止，沒有統(tǒng)一結(jié)論。

3 孔擠壓工藝影響因素

工程可操作性和疲勞增益效果是決定孔擠壓技術(shù)工程應(yīng)用的兩個決定性因素，因此，研究孔擠壓技術(shù)，必須關(guān)注各種因素對這兩個問題的影響。

3.1 擠壓量

假設(shè)擠壓芯棒工作段直徑為D1，孔初始直徑為D2，襯套厚度為t，則對于直接芯棒擠壓和球擠壓工藝來講，其絕對擠壓量E1和相對擠壓量E2分別為D1-D2和(D1-D2)/D2,對于開縫襯套擠壓工藝則分別為D1+2t-D2和(D1+2t-D2)/D2。擠壓量是孔擠壓技術(shù)關(guān)鍵參量。擠壓量小則引入殘余壓應(yīng)力小，強(qiáng)化效果有限；擠壓量大則需要較大外力才能使芯棒或鋼球擠過，工程上不易實現(xiàn)，而且過大擠壓量還會造成高強(qiáng)度材料孔壁產(chǎn)生擠壓微裂紋，損傷孔壁表面完整性，影響強(qiáng)化效果。合理的擠壓量要根據(jù)連接孔實際增壽需求和具體結(jié)構(gòu)，通過試驗優(yōu)化研究確定，其主要受孔材料、孔徑、孔深、孔邊緣裕度、孔間距等因素影響。鋁合金和低碳鋼的相對擠壓量一般選擇4%～6%，鈦合金和高強(qiáng)鋼相對擠壓量一般選擇2%～4%。

從已發(fā)表文獻(xiàn)來看，單層結(jié)構(gòu)連接孔的擠壓量優(yōu)化研究有很多，關(guān)于多層異材疊層結(jié)構(gòu)連接孔擠壓量優(yōu)化研究鮮有報道，而實際飛機(jī)結(jié)構(gòu)上多為異材疊層結(jié)構(gòu)連接孔，因此，疊層結(jié)構(gòu)連接孔的擠壓量還需要關(guān)注。另外，Amrouche等[24]認(rèn)為擠壓量對殘余壓應(yīng)力區(qū)域大小和塑性變形區(qū)域大小有明顯影響，而對殘余壓應(yīng)力峰值沒有影響；但王強(qiáng)等[47]研究結(jié)果顯示擠壓量對殘余應(yīng)力區(qū)域和峰值均有影響，且峰值隨擠壓量增大而增大，故擠壓量對殘余應(yīng)力場的影響也需要進(jìn)一步研究。

3.2 孔深徑比

孔深徑比是指終孔直徑與孔深度的比值。孔深徑比越大，孔擠壓強(qiáng)化實施難度越大。通常要求待擠壓強(qiáng)化孔深徑比不大于5?？讖胶涂咨顑蓚€參量還會獨立地影響孔擠壓工藝。例如，孔材料和孔深相同時，隨孔徑變化，其最佳擠壓量也變化，并非一成不變；孔材料和孔徑相同時，隨孔深增大，其最佳擠壓量需適當(dāng)減小?？咨钶^小(即構(gòu)件較薄)時，擠壓會導(dǎo)致孔結(jié)構(gòu)宏觀彎曲變形，影響強(qiáng)化效果，所以在擠壓薄壁或者孔深小于孔徑的連接孔時，須在擠出端預(yù)置一個一定厚度的鋁合金支撐墊板，以提高孔構(gòu)件剛度?？咨钸€影響殘余應(yīng)力分布特征，Nigrelli和Pasta[48]使用DEFORM-3D軟件模擬了不同孔深的開縫襯套冷擠壓工藝，發(fā)現(xiàn)隨著孔深增大，沿厚度方向分布的周向殘余應(yīng)力分布趨于均勻。

3.3 孔結(jié)構(gòu)材料

孔擠壓強(qiáng)化適用于鋁合金、合金鋼、鈦合金、鎳合金等多數(shù)金屬材料，任何應(yīng)變硬化材料在擠壓處理后都能產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力場使疲勞壽命得到提高。據(jù)報道，在對應(yīng)文獻(xiàn)設(shè)計的連接孔試樣和采用的疲勞載荷條件下，孔擠壓強(qiáng)化可使AA7B50-T7451疲勞壽命提高29倍[22]，AA7050-T7451提高5.5倍[22]，AA7055-T7751提高33倍以上[43]，而300M僅提高2.7倍[44]，30CrMnSiNi2A提高2.79倍[45]，23Co14Ni12Cr3MoE合金鋼在106循環(huán)周次下的疲勞強(qiáng)度提高26%[24]，這表明韌性較好的材料通過擠壓強(qiáng)化能獲得更好的疲勞增益。從孔擠壓抗疲勞強(qiáng)化機(jī)理研究結(jié)論可知，殘余應(yīng)力和微觀結(jié)構(gòu)均起強(qiáng)化作用，其中殘余應(yīng)力作用占主導(dǎo)地位。材料對擠壓工藝的影響，實際上是材料彈性模量、硬化效果以及材料本身微觀結(jié)構(gòu)對擠壓強(qiáng)化后的彈塑性變量和微觀結(jié)構(gòu)變化情況的影響。

圖15 復(fù)合材料孔擠壓[49]Fig.15 Cold expansion process for a composite hole[49]

過去認(rèn)為孔擠壓不適合復(fù)合材料連接孔強(qiáng)化。但文獻(xiàn)[49]指出，F(xiàn)atigue Technologies Incorporation(FTI)公司開發(fā)出了可用于復(fù)合材料連接孔強(qiáng)化的孔擠壓技術(shù)，如圖15所示，只是目前該技術(shù)處于高度保密狀態(tài)，未查到進(jìn)一步關(guān)于該技術(shù)的文獻(xiàn)。隨著復(fù)合材料在飛機(jī)上應(yīng)用比重越來越大，提高復(fù)合材料孔疲勞強(qiáng)度日顯重要，亟需展開復(fù)合材料連接孔的強(qiáng)化技術(shù)、工藝、機(jī)理研究。另外，隨著鈦合金、鋁鋰合金等新型航空材料的大量使用，關(guān)于新型航空材料的孔擠壓工藝和疲勞增益評價也需要深入開展。

3.4 擠壓芯棒幾何結(jié)構(gòu)

擠壓芯棒由前錐、工作段、后錐等結(jié)構(gòu)組成，如圖16所示。后錐、前錐角度設(shè)計很有講究，后錐角度合適可提供最優(yōu)拉拔力便于實施，而角度太小會產(chǎn)生楔子效應(yīng)，造成芯棒在孔中卡死。擠壓芯棒幾何結(jié)構(gòu)還會影響殘余應(yīng)力場分布特征，朱有利等[50]采用ANSYS有限元技術(shù)對直接芯棒擠壓使用的芯棒前錐角曲線進(jìn)行幾何優(yōu)化，發(fā)現(xiàn)前錐角曲線采用雙曲線可獲取分布更佳的殘余壓應(yīng)力場。

圖16 擠壓芯棒結(jié)構(gòu)Fig.16 Mandrel structure

3.5 孔初始幾何結(jié)構(gòu)

Jang等[39]為改善擠入端殘余應(yīng)力場，嘗試在擠入端預(yù)制倒角，并多次改變倒角尺寸和角度，發(fā)現(xiàn)倒角尺寸比角度對殘余應(yīng)力影響顯著，隨著倒角尺寸增大，擠入端殘余壓應(yīng)力會明顯增大，并認(rèn)為這是因為倒角面扮演了“約束”作用，增大了擠入端冷作硬化程度的緣故，進(jìn)一步開展的對比疲勞試驗，也證實預(yù)制倒角后擠壓強(qiáng)化可獲得更好的疲勞增益。侯帥等[51]研究也發(fā)現(xiàn)，在擠入端和擠出端預(yù)制45°倒角后直接芯棒擠壓可獲得分布更佳殘余應(yīng)力場，但擠入端預(yù)倒角尺寸不能太大，應(yīng)以倒角外圓直徑小于芯棒工作段直徑為佳，相反擠出端倒角外圓直徑應(yīng)以大于芯棒工作段直徑為好。以上研究表明，初孔幾何結(jié)構(gòu)會影響孔擠壓殘余應(yīng)力場特征，初孔在預(yù)制倒角后進(jìn)行孔擠壓，可獲得更好的疲勞增益。但是，對預(yù)制倒角的尺寸、角度等參數(shù)有很細(xì)致的要求。

3.6 擠壓速度

擠壓速度V指擠壓芯棒擠過連接孔的速度。Farhangdoost[52]采用ABAQUS有限元分析技術(shù)，在確定某一擠壓速度V后，開展以不同擠壓速度(如V、10V、100V)完成孔擠壓強(qiáng)化處理的擠壓工藝數(shù)值計算，并提取了Point 1 和Point 2兩個不同區(qū)域的殘余應(yīng)力數(shù)值，以研究擠壓速度對AA2A12鋁合金孔殘余應(yīng)力場的影響，結(jié)果表明隨著擠壓速度提高，擠入端周向殘余壓應(yīng)力區(qū)域和峰值增大，如圖17所示，顯然這對提高疲勞強(qiáng)度非常有利。另外，從工程角度來講，襯套擠壓強(qiáng)化時，擠壓速度慢會造成襯套褶皺、卡棒、斷棒，導(dǎo)致擠壓失?。恢苯有景魯D壓時，擠壓速度慢會造成擠出端材料堆積和孔壁材料回彈量增大。由此可見，擠壓速度對孔擠壓實施、強(qiáng)化效果均有影響，原則上講，擠壓速度以快為好。

圖17 擠壓速度對殘余應(yīng)力的影響[52]Fig.17 Effect of mandrel speed on residual stress [52]

3.7 支撐墊板

當(dāng)使用支撐墊板時，就必須考慮墊板對殘余應(yīng)力的影響。張飛等[53]研究了墊板孔徑對開縫襯套擠壓殘余應(yīng)力場的影響，研究對象為4 mm厚AA7A04-T6鋁合金，初始孔徑?5.74 mm，相對擠壓量4%，墊板孔徑在?6.74～?15.74 mm范圍內(nèi)取7個不等數(shù)值，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，擠入端殘余壓應(yīng)力隨墊板孔徑增大有增大趨勢，擠出端在墊板孔徑小于?11.74 mm時會產(chǎn)生明顯的凸臺，并造成殘余應(yīng)力突變且峰值出現(xiàn)在墊板和孔邊的接觸位置，隨著墊板孔徑進(jìn)一步增大，凸臺會減緩，擠出端周向殘余應(yīng)力趨向平滑。FTI公司要求[54]支撐墊板初始孔徑、加工公差范圍以及表面粗糙度要和待擠壓強(qiáng)化孔完全相同，支撐墊板孔也被擠壓，且是一次性消耗品，為什么FTI公司做出這樣的要求，其中緣由并不清楚。對于支撐墊板對孔擠壓效果的影響，有必要進(jìn)一步研究。

3.8 孔邊緣裕度

孔邊緣裕度是指孔圓心到孔構(gòu)件邊緣的最小距離e與孔終徑D的比值?？讛D壓殘余應(yīng)力場是自平衡應(yīng)力場，因此，若孔邊緣裕度不夠，會導(dǎo)致擠壓后自平衡殘余拉應(yīng)力出現(xiàn)在孔構(gòu)件邊緣，促進(jìn)應(yīng)力腐蝕開裂(SCC)發(fā)生，甚至在孔邊緣產(chǎn)生鼓包。為獲得預(yù)期疲勞增益，F(xiàn)TI公司要求[52]開展低擠壓量和高擠壓量孔擠壓時，孔邊緣裕度要分別大于1.5和2；波音公司規(guī)定[55]在飛機(jī)制造和維修中，對于服役中疲勞嚴(yán)重的關(guān)鍵孔，邊緣裕度要大于2.5，但是，如果孔擠壓后對構(gòu)件邊緣進(jìn)行噴丸強(qiáng)化，邊緣裕度大于1.5也可以接受。

3.9 孔間距

圖18 孔間距對周向應(yīng)力的影響[56]Fig.18 Effect of distance between adjacent holes on residual stress [56]

孔間距L指鄰近兩孔圓心之間的距離。Papanikos等[29]發(fā)現(xiàn)隨著孔間距增大，兩孔間區(qū)域的孔擠壓周向殘余應(yīng)力會逐漸減小。Kim等[56]對兩個鄰孔進(jìn)行同時擠壓，發(fā)現(xiàn)當(dāng)孔間距小于4D時，兩孔間殘余應(yīng)力會急劇增大，而當(dāng)間距大于4D后，基本對殘余應(yīng)力場沒有影響，如圖18所示；Kim等還發(fā)現(xiàn)對鄰孔采取順序擠壓，孔間距會造成先擠壓孔周邊殘余壓應(yīng)力減小?？梢姡组g距對殘余應(yīng)力有不可忽視的影響。遺憾的是，已發(fā)表文獻(xiàn)主要基于數(shù)值計算方法，而非試驗方法研究陣列孔擠壓工藝，而飛機(jī)實際結(jié)構(gòu)中存在大量陣列孔，對于陣列孔的孔擠壓工藝、裂紋萌生和擴(kuò)展規(guī)律以及強(qiáng)化和斷裂機(jī)理需進(jìn)一步研究。

3.10 襯 套

圖19是擠壓量與疲勞壽命關(guān)系圖,S為應(yīng)力，1 KSI=6.895 MPa，R為應(yīng)力比。直接芯棒擠壓受工藝本身限制，其擠壓量較低，由圖19可知，擠壓量較小時孔擠壓疲勞增益正處于疲勞壽命曲線陡變階段，此時擠壓量略有變化就會帶來疲勞壽命的劇烈變化，壽命增益不夠穩(wěn)定；而襯套擠壓可實現(xiàn)高擠壓量強(qiáng)化，此時疲勞壽命曲線基本處于平穩(wěn)階段，即使擠壓量略有變化，疲勞壽命增益相對也較穩(wěn)定，所以襯套擠壓工藝要優(yōu)于直接芯棒擠壓，能獲得更好和更穩(wěn)定的疲勞壽命增益。

Karabin等[40]研究了襯套開縫結(jié)構(gòu)對疲勞壽命和裂紋萌生的影響，發(fā)現(xiàn)傳統(tǒng)的襯套開縫結(jié)構(gòu)造成凸脊區(qū)域存在嚴(yán)重的應(yīng)變集中，而改變開縫幾何結(jié)構(gòu)可有效降低應(yīng)變集中程度，從而減輕擠壓過程中凸脊區(qū)域微裂紋的形成，遺憾的是沒有給出優(yōu)化后的最佳結(jié)構(gòu)。另外，開縫襯套冷擠壓時襯套開縫要盡量遠(yuǎn)離孔自由邊緣，同時還要與主應(yīng)力方向互相垂直。

圖19 擠壓量與疲勞壽命的關(guān)系Fig.19 Relationship between cold expansion value and fatigue life

3.11 鉸 削

圖20 單邊鉸削量對A-100鋼孔壁殘余應(yīng)力場的 影響[47]Fig.20 Effect of ream amount on residual stress around hole made with A-100 steel [47]

直接芯棒擠壓后要鉸孔去除孔壁劃傷，開縫襯套擠壓后要鉸孔去除凸脊，另外擠壓后孔呈腰鼓狀，需鉸孔保證圓度確保裝配精度。鉸孔去除孔壁表層材料勢必造成孔壁材料約束狀態(tài)發(fā)生變化，導(dǎo)致孔擠壓殘余應(yīng)力場釋放和重構(gòu)。圖20是開縫襯套擠壓強(qiáng)化A-100鋼?8 mm孔在分別單邊鉸削0、0.15、0.30、0.50、0.70 mm后的殘余應(yīng)力分布狀態(tài)，顯示單邊鉸削0.3 mm后殘余壓應(yīng)力峰值還剩50%，單邊鉸削0.7 mm后僅剩28%，殘余壓應(yīng)力隨單邊鉸削量增大會迅速減小[47]。文獻(xiàn)[3]認(rèn)為當(dāng)鉸削量與初孔直徑之比小于10%時，鉸削對孔擠壓疲勞壽命無明顯影響。鉸削時孔壁材料發(fā)生新的塑性變形，這增加了鉸削對殘余應(yīng)力重構(gòu)影響的復(fù)雜性。因此，工程上需要針對具體情況做具體的鉸孔影響試驗研究，避免鉸孔不當(dāng)，達(dá)不到預(yù)期孔擠壓增益效果。

4 服役條件對孔擠壓疲勞增益的影響

4.1 腐 蝕

丁傳富和李謙[57]將擠壓強(qiáng)化300M合金鋼連接孔試樣浸泡在3.5%NaCl流動鹽水中進(jìn)行疲勞試驗，研究了腐蝕環(huán)境對孔擠壓疲勞增益的影響，如圖21測得S-N曲線所示，鹽水環(huán)境中擠壓狀態(tài)的S-N曲線與在空氣環(huán)境中未擠壓狀態(tài)的S-N曲線存在交叉，擠壓孔在鹽水環(huán)境中的疲勞極限(壽命為106)較之未擠壓孔在空氣環(huán)境中的疲勞極限有明顯降低(約55%)，該結(jié)果反映了環(huán)境效應(yīng)與強(qiáng)化效果之間關(guān)系，即當(dāng)應(yīng)力水平高于交叉點值時，強(qiáng)化效果占據(jù)主導(dǎo)作用，低于該值時，腐蝕效果占據(jù)主導(dǎo)作用，但總體情況是腐蝕會使孔擠壓疲勞增益降低。進(jìn)一步對擠壓孔壁進(jìn)行鍍鎘鈦防腐處理，發(fā)現(xiàn)鍍鎘鈦可使擠壓孔疲勞強(qiáng)度再提高44%，這是一種孔擠壓強(qiáng)化和涂層防腐處理復(fù)合工藝的探索。

圖21 腐蝕環(huán)境對300M合金鋼孔擠壓疲勞 增益的影響[57]Fig.21 Effect of corrosion on fatigue gain of cold expansion hole made with 300M steel[57]

4.2 疲勞載荷

疲勞載荷對孔擠壓強(qiáng)化效果有顯著影響。楊洪源和劉文珽[46]研究表明，應(yīng)力水平越低，AA2B06鋁合金和TA15鈦合金孔擠壓疲勞增益越大；Lacarac等[58]研究發(fā)現(xiàn)，最大應(yīng)力低于0.5σy、應(yīng)力比低于0.7時，AA2024-T351和AA2650鋁合金孔擠壓試樣疲勞壽命可顯著提高。實際研究中，通常要研究孔擠壓在低應(yīng)力載荷和高應(yīng)力載荷兩種情況下的疲勞增益。劉一兵和邢文珍[59]還研究了疲勞載荷對LY12CZ和LC4CS孔擠壓殘余應(yīng)力衰減的影響。大量研究表明，擠壓強(qiáng)化連接孔在低應(yīng)力載荷條件下可獲得較大疲勞增益，在高應(yīng)力載荷條件下疲勞增益則相對較小。

4.3 溫 度

一般而言，連接孔是在室溫環(huán)境下服役，但并不排除在高溫環(huán)境下服役，例如當(dāng)超聲速協(xié)和飛機(jī)飛行速達(dá)2.05馬赫數(shù)時，氣動加熱效應(yīng)可使溫度升至100～130 ℃，飛行速度達(dá)2.5馬赫數(shù)時可升溫至160 ℃，而100 ℃足以使鋁合金發(fā)生蠕變和殘余應(yīng)力松弛。另外，在維修中或者發(fā)生突發(fā)性事故時，孔擠壓構(gòu)件都有可能處于暫時的高溫中。因此，溫度對孔擠壓構(gòu)件疲勞增益的影響值得關(guān)注。

因為高應(yīng)力區(qū)能量高，所以加熱后其能量降低就明顯，故孔擠壓殘余應(yīng)力越大，在高溫環(huán)境下時，其應(yīng)力松弛程度就越大[58]。金屬材料晶粒內(nèi)和晶界上的原子擴(kuò)散、位錯運(yùn)動和晶體滑移的難易程度，也會明顯影響溫度造成的應(yīng)力松弛速率。王強(qiáng)等[47]發(fā)現(xiàn)A-100鋼孔擠壓試樣在200 ℃下保溫10 h后孔壁殘余應(yīng)力可剩65%，而在350 ℃下保溫10 h后僅剩14%；Clark和Johnson[60]發(fā)現(xiàn)AA7050-T7451孔擠壓試樣在104 ℃下暴露250 h后孔壁殘余應(yīng)力還剩86.4%；Liu等[61]把AA7050-T7451孔擠壓構(gòu)件暴露在177 ℃環(huán)境下，發(fā)現(xiàn)暴露時間在3 h以內(nèi)時，疲勞壽命隨暴露時間增大明顯減小，而超過3 h后，疲勞壽命則相對穩(wěn)定不再變化；Chakherlou和Aghdam[38]也發(fā)現(xiàn)孔擠壓構(gòu)件在高溫條件保溫后，因殘余應(yīng)力松弛疲勞壽命會明顯降低。以上研究表明，高溫會造成孔擠壓殘余應(yīng)力松弛并影響疲勞壽命增益，應(yīng)力松弛程度受到殘余應(yīng)力幅值、高溫作用時間以及材料本身的影響。

圖22 試驗溫度譜模擬飛行真實溫度譜[62]Fig.22 Experiment temperature spectrum simulating actual flying temperature spectrum[62]

4.4 栓 接

圖23 3種栓接孔擠壓連接孔預(yù)緊接觸面斷口[63]Fig.23 Clamped faying surfaces of the bolted cold expanded specimens for three cases[63]

擠壓強(qiáng)化連接孔完成螺栓連接后，與螺帽接觸的孔端材料沿孔軸向處于被壓縮狀態(tài)，根據(jù)泊松比效應(yīng)，其沿孔徑向和周向就處于拉伸狀態(tài)，從而在孔端形成一個額外的周向壓應(yīng)力，疊加在孔擠壓引入的周向殘余壓應(yīng)力上，有助于連接孔疲勞壽命的進(jìn)一步提高，疲勞試驗結(jié)果證實了這一分析[63]。但是，受疲勞載荷、墊圈與孔端的接觸摩擦等影響，栓接的擠壓連接孔失效模式會有變化。圖23中BCEH6818N-DW+47 kN表示采用干墊圈(Dry Washer)并施加6 818 N預(yù)緊力螺栓連接擠壓強(qiáng)化連接孔，試驗加載疲勞載荷為47 kN；BCEH6818N-DW+31 kN表示采用干墊圈并施加6 818 N預(yù)緊力螺栓連接擠壓強(qiáng)化連接孔，試驗加載疲勞載荷為31 kN；BCEH6818N-LW+31 kN表示采用潤滑墊圈(Lubricated Xasher)并施加6 818 N預(yù)緊力螺栓連接擠壓強(qiáng)化連接孔，試驗加載疲勞載荷為31 kN；由圖23可見，在高周疲勞時(低載荷作用下)，因為墊圈與孔端有足夠時間反復(fù)微動摩擦，疲勞源集中出現(xiàn)在擠入端孔端與墊圈接觸的微動區(qū)(墊圈內(nèi)圓和外圓之間的孔端區(qū)域)，而非擠入端孔邊；但在低周疲勞時(高載荷作用下)，由于沒有足夠時間進(jìn)行反復(fù)摩擦，微動疲勞裂紋沒有時間形成，疲勞源仍然集中萌生在擠入端孔邊緣；若疲勞載荷、預(yù)緊力均一致，采用干墊圈時，裂紋萌生在與載荷方向呈20°夾角(θ)的微動區(qū)，而采用潤滑墊圈時，裂紋萌生在與載荷方向呈90°夾角的疲勞危險區(qū)，據(jù)此認(rèn)為潤滑可降低微動的不利影響。以上研究表明，疲勞載荷、預(yù)緊力、墊圈摩擦系數(shù)三者對擠壓強(qiáng)化連接孔疲勞壽命有著復(fù)雜的影響，顯然，栓接預(yù)緊力愈大，則因為泊松比效應(yīng)產(chǎn)生的附加周向壓應(yīng)力會愈大，但此時墊圈與孔端的接觸摩擦力也會增大，究竟是不是預(yù)緊力越大，孔擠壓連接孔疲勞壽命就越大，受微動摩擦和墊圈潤滑因素的影響，尚需要進(jìn)一步研究證實。

5 預(yù)疲勞連接孔的孔擠壓疲勞增益

無論飛機(jī)在制造時用沒用孔擠壓強(qiáng)化技術(shù)，在飛機(jī)服役一段時間后進(jìn)行維修或大修時，連接孔均已存在不同程度的疲勞損傷，若此時考慮使用孔擠壓技術(shù)恢復(fù)或提高連接孔疲勞強(qiáng)度，則必須關(guān)注已存在疲勞損傷對孔擠壓疲勞增益的影響。

王智和李京珊[64]對6.5 mm厚AA2024-T351原始機(jī)加低載荷傳遞栓接孔結(jié)構(gòu)施加FASTAFF載荷譜，在預(yù)先消耗了25%疲勞壽命后進(jìn)行孔擠壓強(qiáng)化，發(fā)現(xiàn)總疲勞壽命比新孔擠壓強(qiáng)化后的壽命要大；Wanger等[65]以AA7075-T651為對象，施加恒幅載荷，開展了類似研究，發(fā)現(xiàn)在預(yù)先消耗10%～40%原壽命后再擠壓強(qiáng)化，可獲得最佳疲勞增益。這表明原始機(jī)加連接孔在消耗疲勞壽命20%左右時，再進(jìn)行擠壓強(qiáng)化，可獲得更好的疲勞增益。

Wanger等[65]對比研究了不擠壓、孔擠壓、孔擠壓后立刻再擠壓、孔擠壓使用一段時間(大約消耗孔擠壓壽命的50%)后再擠壓等4種不同情況下的疲勞壽命，其比值分別為1∶14∶21∶30。Bemard等[66]研究發(fā)現(xiàn)在預(yù)消耗擠壓強(qiáng)化連接孔疲勞壽命的10%～30%時進(jìn)行再次擠壓，可獲得最佳疲勞增益。由此可見，在合適的時機(jī)對預(yù)疲勞擠壓強(qiáng)化連接孔再次實施擠壓強(qiáng)化，結(jié)構(gòu)壽命在一次擠壓增壽的基礎(chǔ)上會有進(jìn)一步的提高。

關(guān)于預(yù)疲勞連接孔在孔擠壓前是否需要鉸削消除疲勞層或微裂紋，Len[67]認(rèn)為在初始裂紋不超過某一特定值時，孔擠壓增壽值不隨初始裂紋長度的不同而變化；Pell等[68]也發(fā)現(xiàn)孔擠壓A7U4SG-T651鋁合金含裂紋和不含裂紋試件后，兩組試驗壽命的平均值沒有明顯的差別。王智和李京珊[64]認(rèn)為孔擠壓前沒必要專門鉸孔去掉孔壁上已存在微裂紋，理由如下：①孔擠壓壽命增益主要來自裂紋擴(kuò)展壽命，而對裂紋萌生壽命沒有太大影響，故鉸削不一定會帶來一個新的裂紋萌生壽命；②鉸孔量較小時，不可能徹底清除初始裂紋，這樣裂紋再次出現(xiàn)的時間非常短；鉸孔量較大時，雖然能將初始裂紋清除干凈，但同時會使孔邊距減少，應(yīng)力水平提高，使得孔擠壓所帶來的壽命增益大打折扣。

6 結(jié)論與展望

如今，孔擠壓技術(shù)在西方航空工業(yè)發(fā)達(dá)國家已經(jīng)發(fā)展的比較成熟，波音、空客等公司已將該技術(shù)應(yīng)用在多種商用飛機(jī)和軍用飛機(jī)制造和維修的結(jié)構(gòu)增壽中[69]。隨著損傷容限設(shè)計理論和耐久性設(shè)計理論在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計中的應(yīng)用和發(fā)展，航空界對連接孔構(gòu)件疲勞強(qiáng)度給予了更大的關(guān)注，有報道指出已有工程師將孔擠壓技術(shù)用在了現(xiàn)代飛機(jī)的可靠性設(shè)計中，并直接將孔擠壓壽命增益計入飛機(jī)設(shè)計壽命。但是，孔擠壓疲勞增益受影響因素較多，隨著航空業(yè)對飛機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性、安全性、長壽命、低維修成本等設(shè)計要求的不斷提高，孔擠壓作為一種可有效提高連接孔疲勞強(qiáng)度的技術(shù)，仍有許多問題需要進(jìn)一步研究，現(xiàn)總結(jié)如下：

1) 研究新型航空材料如鈦合金、鋁鋰合金、復(fù)合材料以及多層異材疊層結(jié)構(gòu)連接孔的孔擠壓強(qiáng)化工藝，并從殘余應(yīng)力和微觀結(jié)構(gòu)兩個角度深入分析不同材料的孔擠壓抗疲勞強(qiáng)化機(jī)理。

2) 開發(fā)可引入沿厚度方向均勻分布的孔擠壓技術(shù)和工藝，突破擠入端殘余應(yīng)力不佳對進(jìn)一步提高連接孔疲勞強(qiáng)度的制約。

3) 深入開展栓接預(yù)緊力、墊片潤滑狀態(tài)，以及服役環(huán)境下的循環(huán)溫度變化、腐蝕環(huán)境、疲勞載荷等因素對孔擠壓疲勞增益的影響規(guī)律及機(jī)理研究。

4) 深入開展孔擠壓強(qiáng)化對疲勞裂紋萌生和裂紋擴(kuò)展的影響研究，衡量兩者在全壽命疲勞增益中的權(quán)重比，構(gòu)建擠壓強(qiáng)化連接孔的全疲勞壽命預(yù)測模型。

5) 開展孔擠壓強(qiáng)化對預(yù)疲勞原始機(jī)加連接孔和預(yù)疲勞擠壓強(qiáng)化連接孔的再擠壓強(qiáng)化效果研究，為解決老齡飛機(jī)延壽連接孔剩余疲勞強(qiáng)度不足、飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理連接孔處理等工作提供理論支撐。

6) 研究開縫襯套加工制備技術(shù)，盡快實現(xiàn)襯套加工國產(chǎn)化；針對飛機(jī)實際結(jié)構(gòu)連接孔空間開敞性特征，設(shè)計和加工偏移適配器、鼻頂帽等工具附件，最大限度減小孔擠壓工藝實施的結(jié)構(gòu)空間限制。

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