7050鋁合金孔板開縫襯套擠壓強化研究

杜永華 聶利

摘要：針對目前航空裝備延壽修理設計需求，通過有限元分析和疲勞試驗，研究了7050鋁合金孔板結構開縫襯套擠壓強化技術，對比分析了不同的相對擠壓量對于試驗件殘余應力及疲勞壽命的影響，結果表明：開縫襯套擠壓強化能夠在孔邊危險截面引入一定范圍的殘余壓應力，隨著相對擠壓量的增加，殘余壓應力呈增大趨勢，疲勞壽命也顯著增加。

關鍵詞：有限元分析；疲勞；開縫襯套；擠壓強化；殘余應力

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

0 引言

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

常用擠壓強化工藝有球擠壓、無襯套擠壓、開縫襯套擠壓。開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，采用開縫襯套擠壓強化工藝可以提高孔類結構2倍以上的疲勞壽命[5]。

當前，我國航空維修領域面臨迫切的修理延壽需求，因此有必要研究連接孔的開縫襯套擠壓強化技術，以保障后續飛機修理延壽工作。本文通過有限元仿真研究了不同的相對擠壓量下的孔邊殘余應力分布情況，同時通過疲勞試驗驗證分析了不同相對擠壓量對疲勞壽命的影響，為開縫襯套擠壓強化技術在航空維修領域應用提供一定的技術依據。

1 試驗件

試驗件材料選取航空用7050高強鋁合金，其化學成分見表1。試驗件尺寸如圖1所示，其中初始孔徑D按照不同擠壓量設計，分別為7.9mm、8.0mm、8.1mm，試驗件厚度8mm。擠壓芯棒工作段直徑d=7.8mm，開縫襯套厚度h=0.2mm。

2 試驗設計

工程中對擠壓量有兩種表達形式，即絕對擠壓量E和相對擠壓量Er，其換算關系如下：

其中，dn為終孔孔徑，Dn為初孔孔徑。各類試驗件的相對擠壓量如表2所示。

按表2擠壓量對試驗件進行開縫襯套擠壓強化，然后按照HB5287-1996對試驗件進行軸向加載疲勞試驗，應力峰值σMAX=255MPa，應力比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軟件對試驗件開縫襯套擠壓強化過程進行三維仿真模擬?？紤]模型外觀尺寸具有對稱性，有限元建模時對模型進行1/4簡化，以減小計算量，有限元模型如圖2所示。襯套、芯棒及試驗件網格全部采用C3D8R六面體單元，對于需重點關注的試驗件孔邊區域、擠壓芯棒和襯套的網格進行細化。邊界條件和約束參考實際擠壓過程設置，芯棒、襯套及試驗件之間的摩擦系數取0.1。試驗件材料為7050高強鋁合金，彈性模量為69GPa，泊松比0.33，抗拉強度σb=510MPa，屈服強度σ0.2=441MPa，延伸率=10%。芯棒和襯套均為高強度不銹鋼，彈性模量為210GPa，泊松比0.3。

4 有限元分析結果

連接孔經過擠壓強化之后會在孔邊產生徑向、切向以及板厚三個方向的殘余應力，而對受軸向拉伸疲勞載荷作用下孔板結構的疲勞壽命影響最大的是切向殘余應力。因此，本文主要關注模型最小截面（危險截面）孔邊切向殘余應力，并對其分布規律進行研究。對于本文中的有限元模型，S11方向（X方向）的殘余應力即為最小截面處的切向殘余應力。

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

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

5 試驗結果

圖6所示為不同擠壓量下7050鋁合金試驗件的軸向拉伸疲勞壽命試驗結果，隨著擠壓量的增加，試驗件疲勞壽命明顯提高。未進行開縫襯套擠壓強化的試驗件的疲勞壽命僅有15330次，1.3%擠壓量下試驗件的疲勞壽命為20026次，2.5%擠壓量下試驗件的疲勞壽命為25362次，當擠壓量為3.8%時，試驗件的疲勞壽命達到37789次，是未進行擠壓強化試驗件的2.5倍。其中值得關注的是，隨著擠壓量的增加，疲勞壽命的提高幅度逐漸增加，當擠壓量從0%～1.3%時，疲勞壽命提高了4696次，當擠壓量從1.3%～2.5%時，疲勞壽命提高了5336次，而當擠壓量從2.5%～3.8%時，疲勞壽命提高了12427次。

6 結論

本文通過疲勞試驗驗證了開縫襯套擠壓強化工藝，采用ABAQUS有限元軟件對開縫襯套擠壓強化過程進行了仿真模擬，分析了擠壓強化后鋁板的殘余應力分布，得出以下結論：

1）開縫襯套擠壓強化能夠在孔壁附近引入一定范圍的殘余壓應力，同時也會在孔壁擠入端引入小范圍殘余拉應力，殘余壓應力極值及范圍遠大于殘余拉應力。

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

3）開縫襯套擠壓強化工藝能夠明顯提高7050鋁合金孔板結構的疲勞壽命，且隨著擠壓量的增加，疲勞壽命明顯提高，與有限元分析結果相符。

參考文獻

[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.

[2]范娟，李付國，李江，王少剛.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.

[3]王洪達.TC4孔的帶開縫襯套冷擠壓殘余應力分布有限元仿真[D].南京：南京航空航天大學.2010.

[4]陳明，傅仕偉，王珉.帶切縫襯套冷擠壓強化工藝研究[J].新技術新工藝，1997（6）：27-28.

[5]葛恩德，蘇宏華等.TC4板孔冷擠壓強化殘余應力分布與疲勞壽命[J].中國機械工程，2015，26（7）：971-976.

作者簡介

杜永華，助理工程師，碩士，主要從事殲強機結構修理、復合材料結構修理等研究。

聶利，助理工程師，碩士，主要從事殲強機結構修理研究。