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文檔簡介
1、緊固件連接部位是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要疲勞源,提高孔內(nèi)壁的疲勞強(qiáng)度是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計和制造的重要任務(wù)之一??桌鋽D壓技術(shù)利用金屬的變形能力,使孔周圍在擠壓過后產(chǎn)生一層殘余壓應(yīng)力,當(dāng)結(jié)構(gòu)承受循環(huán)交變載荷時,孔邊的殘余壓應(yīng)力可以抵消外載產(chǎn)生的部分拉應(yīng)力,從而提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度。因此,孔冷擠壓技術(shù)已經(jīng)成為了工程實(shí)踐中最常用的抗疲勞強(qiáng)化工藝。
本文利用彈塑性力學(xué)相關(guān)知識,在一定理想條件的假設(shè)下對擠壓后孔邊殘余應(yīng)力分布進(jìn)行了理論計算,給出了應(yīng)力分
2、布表達(dá)式,通過算例分析以及與試驗(yàn)值的比較發(fā)現(xiàn),理論計算結(jié)果與測量結(jié)果趨勢一致,誤差在可接受范圍內(nèi),表明理論計算方法可行。此外,本文利用ABAQUS彈塑性有限元分析軟件對孔擠壓過程進(jìn)行了二維數(shù)值仿真,結(jié)果顯示仿真結(jié)果與理論計算結(jié)果吻合非常好,在此基礎(chǔ)上,通過對孔擠壓真實(shí)過程的模擬,對擠壓孔進(jìn)行了三維數(shù)值仿真,探討了殘余應(yīng)力在孔厚度方向上的分布規(guī)律。
本文在對擠壓孔殘余應(yīng)力分析的基礎(chǔ)上,利用應(yīng)力場強(qiáng)法的概念對擠壓孔的疲勞壽命進(jìn)行了
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