摘 要：孔結(jié)構(gòu)的緊固連接件是航空領(lǐng)域中的重要基礎(chǔ)部件，其應(yīng)力集中問題一直受到學(xué)術(shù)界和工業(yè)界的重點(diǎn)關(guān)注。孔用襯套冷擠壓技術(shù)通過擠壓強(qiáng)化對(duì)孔結(jié)構(gòu)引入有效殘余應(yīng)力，改善孔壁周圍的微觀組織結(jié)構(gòu)，增強(qiáng)孔結(jié)構(gòu)的抗疲勞性能，從而提高航空飛行器的服役壽命。本文以強(qiáng)化后孔結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，分析了冷擠壓相關(guān)技術(shù)的研究現(xiàn)狀，綜述了襯套冷擠壓技術(shù)的工藝過程及系統(tǒng)組成，分別從應(yīng)力分布和微觀組織演化的角度對(duì)強(qiáng)化作用機(jī)理進(jìn)行系統(tǒng)分析和總結(jié)，詳細(xì)介紹了孔用襯套冷擠壓強(qiáng)化工藝條件對(duì)疲勞壽命的影響，歸納總結(jié)了孔結(jié)構(gòu)冷擠壓技術(shù)中疲勞斷口分析和壽命預(yù)測(cè)的研究結(jié)果。研究表明，冷擠壓強(qiáng)化后孔壁周圍的殘余應(yīng)力分布和微觀組織有所改善，通過引入殘余應(yīng)力抵消部分外部載荷沖擊，同時(shí)，有效抑制位錯(cuò)萌生、增值和滑移的有益位錯(cuò)胞形成，阻止了晶粒的滑動(dòng)，不僅降低了裂紋的擴(kuò)展速率，而且提高了孔結(jié)構(gòu)抗塑性變形能力。冷擠壓強(qiáng)化工藝參數(shù)的優(yōu)化對(duì)疲勞壽命有著重要的影響。分析斷口形貌和建立對(duì)應(yīng)工藝參數(shù)的數(shù)學(xué)模型，可以為疲勞壽命的精準(zhǔn)預(yù)測(cè)提供理論依據(jù)。最后結(jié)合實(shí)際生產(chǎn)工藝的技術(shù)需求，論文展望了襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)在未來研究中需解決的關(guān)鍵問題和發(fā)展趨勢(shì)。
關(guān)鍵詞：孔強(qiáng)化;襯套;冷擠壓;殘余應(yīng)力;疲勞壽命
孔結(jié)構(gòu)因可實(shí)現(xiàn)設(shè)備輕量化、連接可靠和維護(hù)方便等優(yōu)點(diǎn)被廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域中，飛機(jī)中大量的機(jī)械結(jié)構(gòu)是通過孔結(jié)構(gòu)進(jìn)行緊固連接[1-3]。但是緊固孔在起到連接和傳遞載荷作用的同時(shí)，破壞了原有設(shè)備結(jié)構(gòu)和材料上的連續(xù)性，服役過程中易產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象，在交變載荷的作用下會(huì)產(chǎn)生疲勞裂紋，甚至斷裂失效。研究表明，飛機(jī)故障的 50%~90%歸因于孔結(jié)構(gòu)的失效，疲勞破壞已經(jīng)成為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要破壞形式[4, 5]。因此提高孔結(jié)構(gòu)的抗疲勞強(qiáng)度對(duì)增強(qiáng)飛機(jī)使用性能及延長其壽命至關(guān)重要。
為了提高孔結(jié)構(gòu)的安全性與可靠性，國內(nèi)外諸多學(xué)者開展了大量研究工作。孔擠壓強(qiáng)化具有操作簡單、成本低、可控性好等優(yōu)點(diǎn)，成為航空結(jié)構(gòu)壽命增益的主要強(qiáng)化手段[6-8]。孔的冷擠壓強(qiáng)化核心工藝為芯棒擠壓，此過程為直徑大于待強(qiáng)化孔直徑的芯棒強(qiáng)行穿過待強(qiáng)化孔。為了保證擠壓強(qiáng)化精度，要求芯棒具有較高的抗變形能力，同時(shí)為了避免降低孔壁表面損傷，芯棒和孔壁需做潤滑處理。
但是孔結(jié)構(gòu)直接擠壓強(qiáng)化經(jīng)常會(huì)造成孔邊緣突起和孔壁的擦傷，因此后來又衍生出了襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)，即在擠壓芯棒與孔之間引入襯套作為傳遞介質(zhì)，擠壓時(shí)芯棒貼著襯套穿過孔，芯棒的擠壓力通過襯套傳遞給孔壁。這樣強(qiáng)化克服了“飛邊”、孔腰鼓和孔邊緣突臺(tái)等不良效果，并且提高了強(qiáng)化質(zhì)量。孔結(jié)構(gòu)冷擠壓襯套分為開縫襯套、無縫壓合襯套等形式。近年來我國襯套擠壓強(qiáng)化技術(shù)已逐步應(yīng)用于航空航天制造等領(lǐng)域，用于機(jī)翼和機(jī)身之間連接孔、機(jī)翼下表面螺栓孔、機(jī)身薄壁等飛機(jī)關(guān)鍵承力構(gòu)件連接孔的強(qiáng)化。本文介紹了襯套冷擠壓技術(shù)的工藝過程及系統(tǒng)硬件組成，分別從應(yīng)力分布、微觀組織方面闡述了強(qiáng)化機(jī)理，介紹了孔結(jié)構(gòu)擠壓強(qiáng)化疲勞壽命的研究現(xiàn)狀。最后結(jié)合實(shí)際生產(chǎn)工藝的發(fā)展需求，提出了目前研究需要解決的問題和未來的發(fā)展趨勢(shì)，為孔結(jié)構(gòu)冷擠壓強(qiáng)化研究的進(jìn)一步開展提供參考與思路。
1 襯套冷擠壓強(qiáng)化工藝分析
襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)具有操作簡便且強(qiáng)化效果好等優(yōu)點(diǎn)，已逐漸成為孔強(qiáng)化工藝中常用的方式之一。該技術(shù)的研究來源于美國疲勞技術(shù)公司(Fatigue Technology Inc., FTI)提出的干涉配合襯套安裝方法——ForceMate®法的襯套安裝技術(shù)[9]。在上世紀(jì)六十年代中期，國外最先對(duì)軍用飛機(jī)采用干涉配合強(qiáng)化技術(shù)，隨后將其推廣到民用飛機(jī)，如道格拉斯 DC-8 和波音 707 機(jī)型。至七十年代后期，冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)已經(jīng)開始應(yīng)用于波音 747、道格拉斯 DC-10 和洛克希德 L-1011 等機(jī)型。
因此，以美國 FTI 為主的企業(yè)逐步形成了系列化、參數(shù)化以及相對(duì)成熟的技術(shù)體系，實(shí)現(xiàn)了襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)在軍用及民用飛機(jī)中的系統(tǒng)化應(yīng)用，并已經(jīng)形成技術(shù)封鎖和壟斷[10]。我國針對(duì)襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)的研究起步較晚，主要應(yīng)用在航空和航天領(lǐng)域。但是大部分襯套仍然需要進(jìn)口，且冷擠壓技術(shù)較國外落后。目前我國襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)的研究主要集中于航天院所和高校科研單位[11, 12]。雖然已經(jīng)開展的相關(guān)研究推動(dòng)了冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)的發(fā)展，但是冷擠壓后孔強(qiáng)化效果和使用壽命上與國外相比具有一定差距，成熟襯套冷擠壓技術(shù)和設(shè)備的相關(guān)研究報(bào)道較少。
1.1 工藝系統(tǒng)硬件組成
襯套冷擠壓強(qiáng)化系統(tǒng)主要由襯套、擠壓芯棒、擠壓設(shè)備、潤滑劑和待強(qiáng)化工件組成。作為擠壓芯棒和待強(qiáng)化工件間擠壓力傳遞的介質(zhì)，壓合襯套是一種重要的孔結(jié)構(gòu)冷擠壓襯套，如圖 1 所示[11]。與其它襯套相比，壓合襯套以過盈方式置孔內(nèi)，能夠?qū)崿F(xiàn)更高的擠壓過盈強(qiáng)化量，同時(shí)可以補(bǔ)償孔壁因?yàn)槟p而產(chǎn)生的誤差。壓合襯套的加工精度較高，加工難度較大。襯套材料的優(yōu)選是確保其發(fā)揮強(qiáng)化性能的基礎(chǔ)。常用襯套材料為不銹鋼材料。302 不銹鋼具有延伸性小、鉻和鎳含量高，耐腐蝕性和耐磨性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)。這能夠保證冷擠壓時(shí)襯套能夠滿足擠壓芯棒的擠壓強(qiáng)度要求，并可以避免斷裂而劃傷孔內(nèi)表面。擠壓芯棒是冷擠壓強(qiáng)化設(shè)備的關(guān)鍵部件，主要由 1)連接段、2)導(dǎo)向段、3)和 5)前后錐段以及 4)工作段組成，其中工作段為起到強(qiáng)化作用的部位。
芯棒要求具備較高的硬度，避免擠壓過程磨損和變形失效，硬度一般為 HRC≥63~66。為了避免芯棒表面過于粗糙對(duì)襯套內(nèi)孔壁造成劃痕損傷，一般芯棒表面的粗糙度小于 0.2 μm。其常用材料為鎢系和鎢鉬系高速鋼。孔冷擠壓強(qiáng)化設(shè)備可以依據(jù)工作方式和動(dòng)力來源分類，主要分為拉拔和推壓兩種方式，動(dòng)力來源于液壓、氣動(dòng)和氣液混合動(dòng)力供給裝置。為了降低強(qiáng)化后孔壁表面損傷，擠壓中的潤滑劑的使用尤為重要，不僅能夠顯著減低芯棒工作段和襯套內(nèi)孔摩擦系數(shù)，而且能夠有效傳導(dǎo)擠壓過程中的溫度，避免局部溫度過高導(dǎo)致的表面粘結(jié)行為。
1.2 冷擠壓強(qiáng)化過程
襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)即通過襯套將擠壓芯棒的擠壓力傳遞給孔壁，在壓合襯套冷擠壓強(qiáng)化過程主要分為初孔加工、孔擠壓強(qiáng)化和終孔加工三個(gè)階段。初孔加工時(shí)，對(duì)待強(qiáng)化孔進(jìn)行機(jī)械加工使其滿足相應(yīng)的尺寸與精度。進(jìn)行孔擠壓強(qiáng)化時(shí)，首先依據(jù)待強(qiáng)化孔尺寸選擇合適的襯套和芯棒型號(hào)，將襯套預(yù)先潤滑后安裝在擠壓芯棒上，將芯棒連接段裝入拉槍中，芯棒-襯套組件放置于強(qiáng)化孔結(jié)構(gòu)中;然后利用鼻頂帽限制襯套在芯棒拉回方向的自由度，啟動(dòng)氣泵帶動(dòng)拉槍將芯棒拉出。芯棒的工作段直徑大于襯套內(nèi)孔直徑，在芯棒拉出時(shí)以過盈擠壓的方式通過襯套內(nèi)孔。襯套膨脹發(fā)生塑性變形使得襯套外壁對(duì)孔結(jié)構(gòu)進(jìn)行擠壓，待強(qiáng)化孔壁因受到擠壓力的作用也隨之發(fā)生塑性變形，從而在孔周圍產(chǎn)生殘余應(yīng)力，提高了孔的疲勞壽命;最后襯套被安裝在孔中成為結(jié)構(gòu)的一部分，完成孔的冷擠壓強(qiáng)化過程。終孔加工時(shí)，針對(duì)擠壓強(qiáng)化后的孔進(jìn)行后期處理，確保滿足與其相配合零部件的裝配要求。
襯套冷擠壓強(qiáng)化將直接影響整機(jī)的服役性能，強(qiáng)化失效能夠造成重大事故。因此，開展襯套冷擠壓的強(qiáng)化機(jī)理及疲勞壽命研究，對(duì)于指導(dǎo)襯套冷擠壓強(qiáng)化工藝，提高民用和軍用飛機(jī)的服役壽命，促進(jìn)航空制造領(lǐng)域的發(fā)展都具有重要意義。
2 襯套冷擠壓強(qiáng)化機(jī)理
冷擠壓強(qiáng)化提高孔服役壽命的內(nèi)在機(jī)制可歸納為孔壁處殘余應(yīng)力場(chǎng)的產(chǎn)生、微觀組織的變化和宏觀表面質(zhì)量的改善[12]。經(jīng)過芯棒-襯套組件冷擠壓的強(qiáng)化孔周圍晶體發(fā)生畸變、扭曲和滑移等缺陷，從而形成大量位錯(cuò)。在位錯(cuò)的增值和擴(kuò)展過程中，由于交互作用的存在使得應(yīng)力作用下晶體缺陷被抑制，形成了應(yīng)力強(qiáng)化層，從而限制了被擠壓件的損傷[13]。經(jīng)過芯棒擠壓強(qiáng)化后的孔壁被引入了有益殘余應(yīng)力場(chǎng)，殘余應(yīng)力的介入不僅抵消促使裂紋產(chǎn)生的能量，而且間接改變了裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子，從而起到緩解裂紋萌生和擴(kuò)展的作用。同時(shí)，與孔結(jié)構(gòu)相配合的襯套會(huì)使得殘余應(yīng)力場(chǎng)有所抵消，間接降低了外載荷破壞孔壁結(jié)構(gòu)的風(fēng)險(xiǎn)。待強(qiáng)化孔結(jié)構(gòu)經(jīng)過初加工后，表面完整性有所改變，形成微觀“波峰-波谷”周期性微結(jié)構(gòu)，使得孔壁表面更加粗糙。而經(jīng)過冷擠壓強(qiáng)化的作用后，“波峰”結(jié)構(gòu)被壓平，并發(fā)生向“波谷”流動(dòng)的趨勢(shì)，因此“波峰-波谷”周期性微結(jié)構(gòu)相互融合，從而提高了表面完整性，緩解了應(yīng)力集中，提高了孔結(jié)構(gòu)的服役性能[14]。
2.1 冷擠壓強(qiáng)化的應(yīng)力狀態(tài)研究
襯套的冷擠壓強(qiáng)化可以改善孔結(jié)構(gòu)的應(yīng)力狀態(tài)。擠壓后的塑性變形層受到彈性區(qū)沿著半徑方向恢復(fù)力的作用，在孔壁的一定深度范圍內(nèi)產(chǎn)生強(qiáng)化層，徑向和周向分布著較高的殘余壓應(yīng)力。壓合襯套冷擠壓強(qiáng)化可以減少孔壁周圍應(yīng)力集中區(qū)域和微裂紋源，抑制晶體滑移，從而能夠顯著地增強(qiáng)緊固孔的使用性能，進(jìn)而為航空飛行器的長壽命服役提供保障。
工件表層殘余應(yīng)力場(chǎng)直接影響其疲勞性能。孔冷擠壓殘余應(yīng)力的研究主要分為解析法、實(shí)驗(yàn)檢測(cè)和數(shù)值模擬。Yan[16]提出了求解空心圓筒-帶孔板模型的殘余應(yīng)力的精確解法，研究了不同可靠性系數(shù)下飛機(jī)結(jié)構(gòu)的不同壽命關(guān)系。Hsu 和 Forman[17]基于彈塑性有限變形的流動(dòng)理論，結(jié)合了修正后的 RambergOsgood 材料本構(gòu)關(guān)系，提出了無限大薄板應(yīng)力狀態(tài)的精確解析模型，獲得了冷擠壓孔卸載后的殘余應(yīng)力。Joede[18]引入多項(xiàng)式系數(shù)修正因子，建立了不同壁厚下孔強(qiáng)化后的殘余應(yīng)力數(shù)學(xué)模型，并且通過有限元模擬和實(shí)驗(yàn)檢測(cè)驗(yàn)證了模型的準(zhǔn)確性。
南京航空航天大學(xué)朱海對(duì)冷擠壓孔周圍殘余應(yīng)力進(jìn)行了理論分析，建立了加載過程應(yīng)力和位移分析數(shù)學(xué)模型，并將計(jì)算值與冷擠壓后孔壁周向殘余應(yīng)力實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果如圖 6 所示[19]。由對(duì)比結(jié)果可知，理論計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值具有相同趨勢(shì)，但數(shù)值存在微量偏差。此情況歸因于理論計(jì)算進(jìn)行了材料理想彈塑性變形的假設(shè)，但是實(shí)際工作時(shí)達(dá)屈服極限后工件內(nèi)部應(yīng)力并不會(huì)瞬間減小，另外由于實(shí)驗(yàn)檢測(cè)手段差異和人為誤差的存在使得測(cè)量時(shí)難免會(huì)產(chǎn)生偏差。
冷擠壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力的解析方法應(yīng)用時(shí)，由于實(shí)際冷擠壓孔沿軸線(板厚度)方向存在較大應(yīng)力梯度，這種方法難以解決復(fù)雜的試件形狀、邊界條件與載荷形式等實(shí)際冷擠壓工藝問題。同時(shí)，采用屈服準(zhǔn)則、應(yīng)力狀態(tài)、材料模型和卸載方式的不同，獲得的結(jié)果也有所差異。雖然解析方法存在不足之處，但是其能夠定量給出冷擠壓孔后殘余應(yīng)力分布的數(shù)學(xué)表達(dá)式，便于參數(shù)化研究，為后續(xù)有限元分析與實(shí)驗(yàn)研究提供理論支撐，因而仍具有研究價(jià)值。冷擠壓后孔周殘余應(yīng)力的實(shí)驗(yàn)檢測(cè)可以依靠相關(guān)實(shí)驗(yàn)設(shè)備來實(shí)現(xiàn)。
通過檢測(cè)孔周圍彈性應(yīng)變、位移或磁場(chǎng)特性等與內(nèi)應(yīng)力有關(guān)的變量可以推導(dǎo)殘余應(yīng)力分布情況[20]。孔結(jié)構(gòu)的殘余應(yīng)力檢測(cè)主要分為有損檢測(cè)和無損檢測(cè)。有損檢測(cè)包括環(huán)芯法、剝層法和裂紋柔度法。該檢測(cè)法技術(shù)成熟且檢測(cè)可靠，但將會(huì)對(duì)檢測(cè)樣件造成損傷。無損檢測(cè)包括 X 射線衍射法、超聲波法、中子衍射法和磁測(cè)法等，對(duì)檢測(cè)樣件不易造成損傷，從而確保了樣件的使用性能[21]。Zhang 等[22]分別采用了等高線法、X 射線法測(cè)定了 EN8 鋼板冷擠壓孔的周向應(yīng)力。采用這種測(cè)量方法獲得的實(shí)驗(yàn)值與有限元仿真結(jié)果進(jìn)行了比較分析，如圖 8 所示。研究結(jié)果表明：等高線法與有限元法計(jì)算結(jié)果吻合良好，等高線法可以替代現(xiàn)有殘余應(yīng)力測(cè)量方法，為孔冷擠壓后裂紋萌生和擴(kuò)展的研究提供技術(shù)支持。
2.2 冷擠壓強(qiáng)化的微觀組織變化
經(jīng)過冷擠壓強(qiáng)化后的孔結(jié)構(gòu)不僅引入了殘余應(yīng)力場(chǎng)，而且孔壁表層微觀組織結(jié)構(gòu)得到改善。微觀組織的改變有效抑制了疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展，從而提高了孔結(jié)構(gòu)的服役性能。近年來對(duì)冷擠壓強(qiáng)化后顯微組織的變化已經(jīng)引起了人們的重視。Faghih 等對(duì)鎂合金進(jìn)行了冷擠壓強(qiáng)化后對(duì)顯微組織進(jìn)行了分析，研究了擠壓量對(duì)微觀組織變化的影響。
高強(qiáng)度冷擠壓作用下，在顯微組織中發(fā)現(xiàn)了晶間缺陷。5%冷脹試樣的 SEM 顯微照片顯示晶粒完全纏繞，沒有任何微缺陷;而 6%冷擠壓試樣則存在晶間缺陷或微裂紋。缺陷的存在是由于引起的過度塑性變形，導(dǎo)致晶粒的滑動(dòng)。此外，相分布圖也證實(shí)了納米金屬化合物在晶界處析出，阻礙了位錯(cuò)的運(yùn)動(dòng)。因此，位錯(cuò)在析出相周圍堆積，從而提高了力學(xué)性能。同時(shí)發(fā)現(xiàn)冷擠壓后孔周的高位錯(cuò)密度和高體積分?jǐn)?shù)的孿晶使得硬度增加，孔邊位置中間面的孿晶體積分?jǐn)?shù)大于擠入面和擠出面。
3 冷擠壓強(qiáng)化的疲勞壽命研究進(jìn)展
孔冷擠壓強(qiáng)化疲勞壽命研究是確保設(shè)備穩(wěn)定工作和預(yù)測(cè)維護(hù)周期的重要指標(biāo)，將宏觀的疲勞失效形式轉(zhuǎn)化為疲勞壽命研究，定量的描述設(shè)備安全服役時(shí)間。冷擠壓強(qiáng)化的疲勞壽命主要分為數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究，其中數(shù)值模擬研究主要表現(xiàn)在疲勞壽命預(yù)測(cè)、工藝參數(shù)影響規(guī)律上。對(duì)孔冷擠壓的實(shí)驗(yàn)研究，目前主要集中在疲勞壽命預(yù)測(cè)、孔疲勞壽命增益的工藝參數(shù)影響、冷擠壓后孔壁顯微組織變化以及強(qiáng)化試件的疲勞斷口分析等方面。
3.1 冷擠壓強(qiáng)化的孔疲勞壽命預(yù)測(cè)
為了探究冷擠壓強(qiáng)化后孔的疲勞壽命，國內(nèi)外學(xué)者開展了大量的研究工作。針對(duì)疲勞壽命數(shù)值模擬研究，部分學(xué)者基于得到的殘余應(yīng)力結(jié)果，應(yīng)用名義應(yīng)力法或局部應(yīng)力應(yīng)變法等疲勞壽命分析方法對(duì)孔擠壓后的危險(xiǎn)單元進(jìn)行疲勞壽命估算;也有學(xué)者在孔冷擠壓數(shù)值仿真基礎(chǔ)上，基于零件 S-N 曲線，利用疲勞壽命分析軟件進(jìn)行壽命仿真。基于有限元方法的數(shù)值模擬技術(shù)可以實(shí)現(xiàn)冷擠壓后襯套和孔結(jié)構(gòu)的疲勞壽命估算和預(yù)測(cè)。Lacarac[39]基于有限元仿真與帕里斯定律，提出了疲勞裂紋增長速率的預(yù)測(cè)方法。上海交通大學(xué)對(duì)鋁合金芯棒和襯套擠壓強(qiáng)化進(jìn)行了仿真，估算了循環(huán)載荷作用下的疲勞壽命，并進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證[40]。
Bahloul[41]為研究應(yīng)力水平、過盈配合尺寸和擴(kuò)孔直徑對(duì)裂紋單邊缺口拉伸試樣疲勞壽命的影響，將有限元方法與蒙特卡羅可靠性分析方法相結(jié)合，研究發(fā)現(xiàn)直徑為 6mm 的過干涉配合孔具有更高的有效殘余壓應(yīng)力分布和更高的疲勞壽命。針對(duì)不同過盈配合尺寸，研究修正了等概率 S-N 曲線和可靠性-壽命曲線，為后續(xù)孔冷擠壓強(qiáng)化疲勞壽命預(yù)測(cè)提供技術(shù)支持。王幸[42]在基于有限元方法獲得 TC4 中心孔板疲勞數(shù)據(jù)后，通過累積損傷準(zhǔn)則實(shí)現(xiàn)對(duì)給定載荷譜下的壽命預(yù)測(cè)，并建立了非線性累積損傷模型，預(yù)測(cè)結(jié)果和試驗(yàn)值的比值在 0.5~2 倍內(nèi)，圖 16 為強(qiáng)化前后中心孔板疲勞壽命預(yù)測(cè)的結(jié)果。南京航空航天大學(xué)以開縫襯套為研究對(duì)象，開展了冷擠壓強(qiáng)化的疲勞壽命仿真研究，開發(fā)了疲勞強(qiáng)度預(yù)測(cè)軟件，并研制了襯套冷擠壓強(qiáng)化疲勞壽命預(yù)測(cè)系統(tǒng)，為襯套冷擠壓強(qiáng)化疲勞壽命的預(yù)測(cè)研究提供了思路[43, 44]。
3.2 孔疲勞壽命增益的工藝條件影響
影響冷擠壓強(qiáng)化后孔疲勞壽命增益的工藝條件主要包含被擠壓件的材料屬性和幾何尺寸、芯棒結(jié)構(gòu)和擠壓量、襯套厚度及擠壓方式等等。相關(guān)研究表明傳統(tǒng)冷縮襯套由于擠壓量小，疲勞增益效果有限，而過大的擠壓量導(dǎo)致襯套孔壁易損傷而產(chǎn)生裂紋源。采用 0.5mm 甚至更大干涉擠壓量的壓合襯套，在疲勞增益方面是傳統(tǒng)冷縮法的 3 倍以上[45, 14]。Yan[46]建立了 AISI 4130 鋼襯套和 7050-T7451 鋁合金板材的有限元模型，計(jì)算了疲勞裂紋形核壽命。該方法在飛機(jī)艙壁上連接主起落架和鎖緊機(jī)構(gòu)的孔處進(jìn)行了演示。研究結(jié)果表明：冷擠壓強(qiáng)化后裂紋形核的疲勞壽命提高為 6.6 倍，裂紋擴(kuò)展的疲勞壽命提高為 4.9 倍。
張小輝等人針對(duì)7B04-T651 鋁合金試件進(jìn)行了冷擠壓強(qiáng)化模擬，得到了不同擠壓方式下材料的流動(dòng)特征，如圖 17 所示[47]。該研究驗(yàn)證了襯套在抑制材料軸向流動(dòng)方面的優(yōu)勢(shì)，從而提高了試件的疲勞壽命。二次擠壓強(qiáng)化技術(shù)可以在保證底孔有足夠的強(qiáng)化效果下，實(shí)現(xiàn)襯套與孔壁的緊密配合，從而有效提高連接件的疲勞壽命[48]。
4 襯套冷擠壓強(qiáng)化面臨的關(guān)鍵問題
雖然冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)隨著研究的不斷深入，其研究成果也在不斷地豐富。然而國內(nèi)襯套在孔冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)中起步較晚，尤其壓合襯套冷擠壓的基礎(chǔ)研究更加匱乏，導(dǎo)致襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)在實(shí)際生產(chǎn)工藝中尚存在需要解決的關(guān)鍵問題，主要有以下幾個(gè)方面：
(1)關(guān)于冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)數(shù)據(jù)和成果集中在對(duì)數(shù)值模擬或?qū)嶒?yàn)結(jié)果的規(guī)律總結(jié)上，缺乏相關(guān)參數(shù)對(duì)強(qiáng)化效果的定量分析，并且大多建立的力學(xué)解析模型未考慮外載，而與實(shí)際強(qiáng)化效果相差較大。(2)針對(duì)冷擠壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力的研究，目前大多數(shù)的研究結(jié)果往往是單一因素對(duì)殘余應(yīng)力分布結(jié)果的影響，而沒有全面考察強(qiáng)化過程中多個(gè)因素耦合作用對(duì)殘余應(yīng)力分布的共同作用。(3)對(duì)殘余應(yīng)力的研究大多聚焦在宏觀上力學(xué)特性的分布規(guī)律上，而對(duì)冷擠壓過程中被強(qiáng)化件材料組織流動(dòng)規(guī)律機(jī)理揭示的研究較少，因此對(duì)襯套冷擠壓強(qiáng)化微觀機(jī)理研究還不夠深入。(4)針對(duì)冷擠壓強(qiáng)化疲勞壽命的研究，目前學(xué)者主要集中在利用數(shù)值模擬和疲勞實(shí)驗(yàn)的方法來評(píng)估疲勞壽命數(shù)值上，但對(duì)強(qiáng)化后試件在載荷作用下疲勞裂紋的增長機(jī)制研究較少。(5)由于疲勞試驗(yàn)存在著費(fèi)時(shí)、費(fèi)力等缺點(diǎn)，對(duì)襯套冷擠壓疲勞壽命的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)目前仍是研究的難點(diǎn)，針對(duì)襯套冷擠壓疲勞壽命仿真預(yù)測(cè)模型與系統(tǒng)的開發(fā)也是亟待解決的問題。
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5 未來發(fā)展趨勢(shì)
根據(jù)實(shí)際生產(chǎn)工藝的需求，孔用襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)未來需要在強(qiáng)化效果、疲勞壽命增益、強(qiáng)化工藝參數(shù)、疲勞壽命預(yù)測(cè)等方面開展前沿研究。主要體現(xiàn)在以下主要方向：(1)強(qiáng)化效果定量分析與力學(xué)解析模型;(2)冷擠壓強(qiáng)化微觀機(jī)理和疲勞裂紋機(jī)制;(3)孔用襯套冷擠壓工藝參數(shù)的優(yōu)化;(4)冷擠壓關(guān)鍵參數(shù)的關(guān)聯(lián)耦合分析;(5)殘余應(yīng)力與疲勞壽命仿真預(yù)測(cè)系統(tǒng)。6 結(jié)語孔結(jié)構(gòu)的冷擠壓技術(shù)是實(shí)現(xiàn)其應(yīng)力和疲勞強(qiáng)化的重要手段，對(duì)航空飛行器孔結(jié)構(gòu)的有效固聯(lián)將產(chǎn)生顯著的影響。本文分析了襯套冷擠壓強(qiáng)化工藝，總結(jié)了襯套冷擠壓強(qiáng)化機(jī)理，揭示了冷擠壓強(qiáng)化中應(yīng)力和微觀組織變化機(jī)制，歸納了冷擠壓強(qiáng)化疲勞壽命的研究進(jìn)展，并提出了襯套冷擠壓強(qiáng)化面臨的關(guān)鍵問題及未來的發(fā)展趨勢(shì)。
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作者：林忠亮 1, 2，白清順 1，王洪飛 1，唐偉 2，吳保全 1
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