杜永華 聶利

摘要：針對(duì)目前航空裝備延壽修理設(shè)計(jì)需求，通過(guò)有限元分析和疲勞試驗(yàn)，研究了7050鋁合金孔板結(jié)構(gòu)開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化技術(shù)，對(duì)比分析了不同的相對(duì)擠壓量對(duì)于試驗(yàn)件殘余應(yīng)力及疲勞壽命的影響，結(jié)果表明：開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化能夠在孔邊危險(xiǎn)截面引入一定范圍的殘余壓應(yīng)力，隨著相對(duì)擠壓量的增加，殘余壓應(yīng)力呈增大趨勢(shì)，疲勞壽命也顯著增加。

關(guān)鍵詞：有限元分析；疲勞；開(kāi)縫襯套；擠壓強(qiáng)化；殘余應(yīng)力

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

0 引言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接主要以機(jī)械連接為主，而機(jī)械連接孔是典型的應(yīng)力集中結(jié)構(gòu)，在交變載荷的作用下極易產(chǎn)生疲勞裂紋，降低整機(jī)的安全性、可靠性及使用壽命[1]。因此，提高飛機(jī)構(gòu)件連接孔的疲勞壽命，對(duì)于保證飛機(jī)的高壽命尤為重要。目前，提高連接孔疲勞性能的主要方法是對(duì)孔進(jìn)行擠壓強(qiáng)化。孔擠壓強(qiáng)化能夠使得孔邊產(chǎn)生塑性應(yīng)變區(qū)，非塑性區(qū)回彈對(duì)塑性應(yīng)變區(qū)形成擠壓，從而形成有利的殘余壓應(yīng)力分布，這種殘余壓應(yīng)力能有效降低孔邊在外載荷作用下的拉應(yīng)力峰值[2-3]。

常用擠壓強(qiáng)化工藝有球擠壓、無(wú)襯套擠壓、開(kāi)縫襯套擠壓。開(kāi)縫襯套擠壓相比于其他擠壓工藝，避免了擠壓棒與孔壁直接接觸，能夠減小對(duì)孔壁的損傷，因而可以采用較大的擠壓量[4]。研究表明，采用開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化工藝可以提高孔類結(jié)構(gòu)2倍以上的疲勞壽命[5]。

當(dāng)前，我國(guó)航空維修領(lǐng)域面臨迫切的修理延壽需求，因此有必要研究連接孔的開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化技術(shù)，以保障后續(xù)飛機(jī)修理延壽工作。本文通過(guò)有限元仿真研究了不同的相對(duì)擠壓量下的孔邊殘余應(yīng)力分布情況，同時(shí)通過(guò)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證分析了不同相對(duì)擠壓量對(duì)疲勞壽命的影響，為開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化技術(shù)在航空維修領(lǐng)域應(yīng)用提供一定的技術(shù)依據(jù)。

1 試驗(yàn)件

試驗(yàn)件材料選取航空用7050高強(qiáng)鋁合金，其化學(xué)成分見(jiàn)表1。試驗(yàn)件尺寸如圖1所示，其中初始孔徑D按照不同擠壓量設(shè)計(jì)，分別為7.9mm、8.0mm、8.1mm，試驗(yàn)件厚度8mm。擠壓芯棒工作段直徑d=7.8mm，開(kāi)縫襯套厚度h=0.2mm。

2 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

工程中對(duì)擠壓量有兩種表達(dá)形式，即絕對(duì)擠壓量E和相對(duì)擠壓量Er，其換算關(guān)系如下：

其中，dn為終孔孔徑，Dn為初孔孔徑。各類試驗(yàn)件的相對(duì)擠壓量如表2所示。

按表2擠壓量對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化，然后按照HB5287-1996對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行軸向加載疲勞試驗(yàn)，應(yīng)力峰值σMAX=255MPa，應(yīng)力比R=0.1，加載頻率為15Hz，采用等幅正弦波加載。

3 有限元建模

本文采用ABAQUS軟件對(duì)試驗(yàn)件開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化過(guò)程進(jìn)行三維仿真模擬。考慮模型外觀尺寸具有對(duì)稱性，有限元建模時(shí)對(duì)模型進(jìn)行1/4簡(jiǎn)化，以減小計(jì)算量，有限元模型如圖2所示。襯套、芯棒及試驗(yàn)件網(wǎng)格全部采用C3D8R六面體單元，對(duì)于需重點(diǎn)關(guān)注的試驗(yàn)件孔邊區(qū)域、擠壓芯棒和襯套的網(wǎng)格進(jìn)行細(xì)化。邊界條件和約束參考實(shí)際擠壓過(guò)程設(shè)置，芯棒、襯套及試驗(yàn)件之間的摩擦系數(shù)取0.1。試驗(yàn)件材料為7050高強(qiáng)鋁合金，彈性模量為69GPa，泊松比0.33，抗拉強(qiáng)度σb=510MPa，屈服強(qiáng)度σ0.2=441MPa，延伸率=10%。芯棒和襯套均為高強(qiáng)度不銹鋼，彈性模量為210GPa，泊松比0.3。

4 有限元分析結(jié)果

連接孔經(jīng)過(guò)擠壓強(qiáng)化之后會(huì)在孔邊產(chǎn)生徑向、切向以及板厚三個(gè)方向的殘余應(yīng)力，而對(duì)受軸向拉伸疲勞載荷作用下孔板結(jié)構(gòu)的疲勞壽命影響最大的是切向殘余應(yīng)力。因此，本文主要關(guān)注模型最小截面（危險(xiǎn)截面）孔邊切向殘余應(yīng)力，并對(duì)其分布規(guī)律進(jìn)行研究。對(duì)于本文中的有限元模型，S11方向（X方向）的殘余應(yīng)力即為最小截面處的切向殘余應(yīng)力。

圖3為3.8%擠壓量下孔邊切向殘余應(yīng)力分布云圖，圖4為3.8%擠壓量下切向殘余應(yīng)力分布規(guī)律。從中可以看出，開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化后，試驗(yàn)件孔壁附近引入較大殘余壓應(yīng)力，在擠出端孔壁附近殘余壓應(yīng)力達(dá)到極值-747MPa，同時(shí)試驗(yàn)件擠入面孔邊存在1mm深度左右的殘余拉應(yīng)力，殘余拉應(yīng)力極值為491MPa，但是殘余壓應(yīng)力作用范圍遠(yuǎn)大于殘余拉應(yīng)力作用范圍，且殘余壓應(yīng)力極值遠(yuǎn)大于殘余拉應(yīng)力極值。

圖5為不同擠壓量下擠出面切向殘余應(yīng)力分布規(guī)律。從中可以看出，隨著擠壓量的增大，殘余壓應(yīng)力極值明顯提高，且孔壁附近引入殘余壓應(yīng)力深度也有明顯增加。

5 試驗(yàn)結(jié)果

圖6所示為不同擠壓量下7050鋁合金試驗(yàn)件的軸向拉伸疲勞壽命試驗(yàn)結(jié)果，隨著擠壓量的增加，試驗(yàn)件疲勞壽命明顯提高。未進(jìn)行開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化的試驗(yàn)件的疲勞壽命僅有15330次，1.3%擠壓量下試驗(yàn)件的疲勞壽命為20026次，2.5%擠壓量下試驗(yàn)件的疲勞壽命為25362次，當(dāng)擠壓量為3.8%時(shí)，試驗(yàn)件的疲勞壽命達(dá)到37789次，是未進(jìn)行擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)件的2.5倍。其中值得關(guān)注的是，隨著擠壓量的增加，疲勞壽命的提高幅度逐漸增加，當(dāng)擠壓量從0%～1.3%時(shí)，疲勞壽命提高了4696次，當(dāng)擠壓量從1.3%～2.5%時(shí)，疲勞壽命提高了5336次，而當(dāng)擠壓量從2.5%～3.8%時(shí)，疲勞壽命提高了12427次。

6 結(jié)論

本文通過(guò)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證了開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化工藝，采用ABAQUS有限元軟件對(duì)開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化過(guò)程進(jìn)行了仿真模擬，分析了擠壓強(qiáng)化后鋁板的殘余應(yīng)力分布，得出以下結(jié)論：

1）開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化能夠在孔壁附近引入一定范圍的殘余壓應(yīng)力，同時(shí)也會(huì)在孔壁擠入端引入小范圍殘余拉應(yīng)力，殘余壓應(yīng)力極值及范圍遠(yuǎn)大于殘余拉應(yīng)力。

2）隨著相對(duì)擠壓量的增加，孔壁一定范圍內(nèi)引入的殘余壓應(yīng)力大小及范圍都有明顯增加。

3）開(kāi)縫襯套擠壓強(qiáng)化工藝能夠明顯提高7050鋁合金孔板結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，且隨著擠壓量的增加，疲勞壽命明顯提高，與有限元分析結(jié)果相符。

參考文獻(xiàn)

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作者簡(jiǎn)介

杜永華，助理工程師，碩士，主要從事殲強(qiáng)機(jī)結(jié)構(gòu)修理、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理等研究。

聶利，助理工程師，碩士，主要從事殲強(qiáng)機(jī)結(jié)構(gòu)修理研究。