小直徑開縫襯套冷擠壓強化孔疲勞壽命研究.pdf

1、隨著C919大客機成功總裝下線，我國民用航空事業(yè)的發(fā)展又邁開了新的篇章。然而，民用航空事業(yè)的迅速發(fā)展，必然加大對飛機疲勞壽命使用要求的提高。開縫襯套冷擠壓強化技術(shù)能夠顯著提高飛機上緊固孔的疲勞壽命，因此該技術(shù)正被廣泛地應(yīng)用于航空工業(yè)領(lǐng)域。本文針對直徑在10mm以下范圍的開縫襯套進行了冷擠壓數(shù)值模擬仿真，研究該技術(shù)對帶孔試件疲勞增壽效果的影響，主要工作及取得的成果如下：
　　1.建立了帶孔試件冷擠壓強化有限元模擬仿真模型，對不同材料

2、的帶孔試件進行有限元模擬仿真。研究不帶開縫襯套與帶開縫襯套時，冷擠壓強化工藝對不同材料帶孔試件孔周圍切向應(yīng)力分布的影響；同時，改變擠壓量，研究擠壓量的變化對孔周圍切向應(yīng)力分布的影響。
　　2.在獲得有限元仿真結(jié)果的基礎(chǔ)上，對7050鋁合金帶孔試件進行了全壽命疲勞仿真和應(yīng)變壽命疲勞仿真，獲得了襯套有無、擠壓量變化、疲勞載荷變化等因素對其疲勞壽命的影響情況；建立了TC4鈦合金帶孔試件冷擠壓強化全壽命疲勞仿真模型，通過改變襯套的有無、擠

3、壓量的大小以及疲勞載荷的大小來研究這些因素對試件疲勞壽命的影響情況。
　　3.建立了7050鋁合金和TC4鈦合金帶孔試件在不同擠壓量和不同載荷條件下經(jīng)開縫襯套冷擠壓強化以后疲勞裂紋擴展仿真模型，獲得帶孔試件的疲勞裂紋擴展仿真壽命。通過獲得的疲勞壽命仿真值，將疲勞裂紋擴展仿真壽命結(jié)果與全壽命疲勞仿真和應(yīng)變壽命疲勞仿真結(jié)果作比較。
　　4.就全壽命疲勞仿真模型、應(yīng)變壽命疲勞仿真模型以及疲勞裂紋擴展仿真模型角度著手，從疲勞壽命增強