凡志磊，葛恩德，肖睿恒，王耀

(上海飛機制造有限公司，上海 201324)

0 引言

為提高飛機結構的疲勞壽命，國內外科研機構和航空制造企業(yè)都致力于研究飛機疲勞壽命的提高方法。緊固件孔是機體結構的典型應力集中區(qū)，受緊固件孔邊緣應力集中的影響(圖1)，使孔成為結構的薄弱部位，在外部載荷的作用下極易產生疲勞裂紋，對飛機的安全性、可靠性和使用壽命產生不利的影響。另外，在制造過程中，如果在緊固件孔邊存在微觀裂紋，在應力集中和外力的共同作用下，會對結構的疲勞壽命產生重大影響[1-2]。

圖1 孔的邊緣應力集中

機械連接是飛機結構連接的主要形式，對機體結構上的連接孔進行強化是提高結構疲勞壽命的重要手段。一項有關飛機結構件服役期疲勞失效的調查統(tǒng)計分析表明，約有70%的疲勞裂紋源于鉚釘、螺栓連接孔，這已成為航空器結構失效主要的根源之一[3-4]。因此，減小緊固件孔周圍應力集中的影響，改善飛機結構的抗疲勞性能，是飛機設計制造中的重要研究內容，通過對緊固件孔進行冷擠壓強化是提高飛機壽命的一種經(jīng)濟有效方法。

1 開縫襯套冷擠壓

1.1 開縫襯套冷擠壓工藝

開縫襯套冷擠壓是20世紀70年代初發(fā)展起來的一種孔擠壓工藝方法(圖2)。開縫襯套冷擠壓包括液壓泵、拉槍、芯棒、襯套以及配套使用的鉆頭、鼻釘帽及孔徑量規(guī)等。在進行冷擠壓時，先將襯套放在芯棒的導向段上，襯套連同芯棒一起插人孔內。當使用拉槍拉動芯棒時，襯套被鼻頂帽頂住以限制其軸向運動，在拉力作用下芯棒從開縫襯套中通過，使開縫襯套沿徑向擴張，進而使結構孔受到徑向擠壓[5]。開縫襯套的存在使得冷擠壓過程中避免了孔被擦傷，保護孔壁免受芯棒的軸向拉力影響，同時無需額外的潤滑，具有單側施工、效率高、擠壓率可控、終孔可二次加工等優(yōu)點，廣泛用于鋁合金、欽合金及合金鋼孔的冷擠壓[6]。

圖2 開縫襯套冷擠壓

1.2 冷擠壓機理

冷擠壓強化是利用比被擠材料更硬的擠壓工具對孔內壁、埋頭窩等表面施加壓力，以改善孔疲勞性能的工藝方法。在擠壓芯棒擠壓孔的過程中，孔壁附近的金屬層受到徑向擠壓力的影響，發(fā)生塑性變形，使更深層金屬材料發(fā)生彈性變形，冷擠壓完成后，彈性變形層回彈，進而擠壓塑性變形層，使塑性變形層形成殘余壓應力(圖3)。當孔邊受外部拉應力作用時，拉應力和冷擠壓殘余壓應力疊加，可以降低整體應力水平，進而提高結構疲勞壽命[7]。更進一步，冷擠壓塑性變形可以引入晶粒位錯到金屬材料中，提高其抗腐蝕性能[8]。殘余應力的存在還可以使得實際應力低于材料自身的裂紋擴展門檻值，可以有效抑制裂紋的擴展[9]。

圖3 孔周殘余壓應力示意圖

2 開縫襯套冷擠壓損傷

冷擠壓使得材料具有壽命延長所必需的適當殘余壓應力，材料在冷擠壓時，擠壓率不能超過材料的延伸率。在開縫襯套冷擠壓中，冷擠壓損傷起始于開縫襯套導致的剪切不連續(xù)處，在高強度鋁合金橫向面的法向孔進行開縫襯套冷擠壓時，由于其延伸率較低，所以對襯套開口方向敏感。

2.1 材料延伸率

由于高強度鋁合金如7085-T7651在橫向面有著相對低的延展率(表1)，因此在對高強度鋁合金開縫襯套冷擠壓時需要額外注意襯套開口的影響。

表1 7085-T7651鋁合金的延伸率

2.2 冷擠壓凸痕

冷擠壓的孔有一個特征，就是它有一個襯套開縫引起的微小凸痕，如圖4所示。

圖4 冷擠壓凸痕

在高強度鋁合金冷擠壓中產生損傷的主要原因是由于基體材料的延伸率小于擠壓率，導致冷擠壓過程中材料剪切不連續(xù)，進而產生損傷，主要發(fā)生在橫向面孔冷擠壓襯套開口處，通?？走厯p傷可以通過后續(xù)鉸孔去除。在7050、7085等鋁合金鍛件和厚板材料冷擠壓過程中，當開縫襯套定位在主紋理方向的45°時(L-45-S)，受襯套擠壓過程中擴張變形產生的軸向拉力影響，潛在損傷起始于開縫導致的剪切不連續(xù)處并沿著長向擴展，如圖5所示。

圖5 冷擠壓損傷機理

3 開縫襯套冷擠壓試驗研究

選取7085-T7651材料在S-L面進行開縫襯套冷擠壓試驗，以研究襯套朝向對開縫襯套冷擠壓性能的影響。試驗件形式見圖6，試驗參數(shù)見表2。

圖6 試驗件示意圖

表2 7085-T7651材料孔強化試驗參數(shù)

試驗流程如下：制初孔、鉸孔—測量冷擠壓前孔徑—開縫襯套冷擠壓—檢測冷擠壓孔徑—鉸終孔—擠壓量分析—熒光滲透檢查—力學性能試驗。

3.1 擠壓量

擠壓量是影響孔冷擠壓強化效果的重要因素[10]。合適的擠壓量既可以有效提高結構的疲勞壽命，又不會對結構孔產生擠壓損傷。擠壓量有絕對擠壓量和相對擠壓量(擠壓率)，兩種擠壓量的計算公式如下：

絕對擠壓量：E=Di+2t-D0

相對擠壓量：I=[(Di+2t-D0)/D0]×100%

式中：E為絕對擠壓量；I為相對擠壓量；Di為冷擠壓銷棒大徑；D0為冷擠壓初孔直徑；t-襯套厚度。

對冷擠壓試驗件進行測量并計算，兩組試件的相對擠壓量為3.1%～4.2%，與表1中的延伸率數(shù)據(jù)比較可以得出：本試驗孔強化擠壓率高于7085鋁合金短橫向的延伸率，即冷擠壓對7085鋁合金橫向面孔可能產生不利影響。

3.2 力學性能試驗

通過對兩組朝向試件進行疲勞試驗，得到不同朝向力學性能試驗結果，從而判斷襯套朝向對冷擠壓性能的影響。

a)試驗設備

本次試驗采用MTS 370電液伺服疲勞試驗機。

b)試驗參數(shù)

試驗載荷譜為等幅正弦波，應力比為0.06，試驗頻率為10 Hz，試驗載荷為155MPa。疲勞試驗加載通過一固定夾頭和一活動夾頭來實現(xiàn)。疲勞試驗機上夾頭固定，下夾頭連接試驗機作動缸，施加循環(huán)載荷。試驗件夾持深度為50mm,夾持過程中對7085-T7651鋁合金試驗件采用劃線方式進行對中裝夾。

c)試驗過程

正式試驗前，應對每件試驗件進行對中調節(jié)和PID調節(jié)。

1)對中調節(jié)

正式試驗前應對同種狀態(tài)材料的首批試驗件進行靜力加載，加載值為20%正式試驗峰值載荷，加載過程中應全程采集應變，計算試驗件彎曲百分比，計算公式如下：

Bz=[(ε1-ε2)/(ε1+ε2)]×100%

式中：Bz為寬度方向彎曲百分比；ε1、ε2分別為#1、#2應變片應變值。

加載20%正式試驗峰值載荷，采集應變，計算彎曲百分比，要求Bz低于5%。每個試驗件,載荷調試時記錄應變片數(shù)據(jù)，根據(jù)應變片數(shù)據(jù)調整夾持位置保證試驗件夾持對中滿足5%。

2)PID調節(jié)

在試驗件對中調節(jié)完畢后，對每一種試驗件中首個疲勞試驗件進行PID調節(jié)，確認該構型試驗件在加載過程中PID值。

PID調節(jié)過程中載荷最大值選用60%正式試驗峰值應力對應載荷，加載波形為正弦波，應力比R為0.06，頻率選用正式試驗頻率，PID調節(jié)后施加載荷命令值與反饋值相同。圖7為試件的PID調節(jié)結果。

圖7 PID調節(jié)

3)試驗加載

試驗加載時應保證加載作用線與試驗件載荷軸線一致，避免附加彎矩的產生。試驗時應平穩(wěn)加載，靜態(tài)誤差不超過±1%，動態(tài)誤差不超過±3%。

4)試驗數(shù)據(jù)采集

疲勞試驗過程中載荷、位移、時間數(shù)據(jù)采集頻率為100 Hz。采集第(1，2，3，4，5，6，7，8，9)×(10，102，103，104，105，106)個循環(huán)數(shù)，測量載荷、位移、時間等數(shù)據(jù)，記錄數(shù)據(jù)點數(shù)量，應確保能分辨出一個完整循環(huán)的峰值和谷值，推薦一個循環(huán)記錄不少于100個有效數(shù)據(jù)點。

采集試驗開始后100周、結束前100周的試驗數(shù)據(jù)，包括載荷、位移、時間。

選取與L向呈45°方向及平行于L向試件方向各8個試驗件進行疲勞試驗，試驗件均在孔邊萌生裂紋，裂紋沿垂直加載方向向孔邊擴展，直至斷裂失效或觸發(fā)設限保護，試驗停止。典型斷裂試樣見圖8，試驗件斷口形貌見圖9。對斷裂試驗件斷口進行目視檢查，無氣孔、雜質等明顯缺陷。

圖8 疲勞斷裂試樣

圖9 試驗件斷口形貌

d)試驗結果

表3為不同襯套開縫朝向的疲勞壽命測量結果。根據(jù)表3繪制不同襯套開縫朝向的疲勞壽命對比圖。從表3和圖10中可以看出：

圖10 疲勞壽命對比圖

表3 材料退化系數(shù)表

與L向45°冷擠壓試件的中值疲勞壽命明顯低于平行于L向試件，前者約為后者的70%。與L向45°冷擠壓試件疲勞壽命的對數(shù)壽命標準差明顯大于平行于L向試件，說明其疲勞壽命的分散程度大于平行于L向試件，說明襯套平行于L向對提高結構抗疲勞增益的一致性更好。

4 結語

1)高強度鋁合金由于其材料特性的特殊性，對其開縫襯套冷擠壓強化工藝參數(shù)開展研究很有必要。高強度鋁合金在短橫向紋理面具有低延伸率，因此對這些鋁合金短橫向紋理方向的孔進行開縫襯套冷擠壓時需要特別注意。為達到最好的強化效果，在對短橫向平面和長橫向平面內的孔進行開縫襯套冷擠壓時，建議將開縫襯套方向朝L向。

2)通過本試驗研究可知，通過優(yōu)化襯套朝向，可以提高其抗疲勞性能，且可以進一步提高其抗疲勞增益的一致性。

3)影響冷擠壓性能的因素很多，包括擠壓量、襯套朝向、鉸銷量、基體材料的性能以及安裝緊固件的配合關系等，后續(xù)需綜合考慮各影響因素對冷擠壓性能的影響，以獲得最優(yōu)的冷擠壓工藝參數(shù)。