擠壓孔連接件疲勞壽命分析的應(yīng)力場強法.pdf

1、緊固件連接部位是飛機結(jié)構(gòu)的主要疲勞源，提高孔內(nèi)壁的疲勞強度是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和制造的重要任務(wù)之一。孔冷擠壓技術(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，從而提高飛機結(jié)構(gòu)的疲勞強度。因此，孔冷擠壓技術(shù)已經(jīng)成為了工程實踐中最常用的抗疲勞強化工藝。
　　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)力分布進行了理論計算，給出了應(yīng)力分

2、布表達式，通過算例分析以及與試驗值的比較發(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，通過對孔擠壓真實過程的模擬，對擠壓孔進行了三維數(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)力場強法的概念對擠壓孔的疲勞壽命進行了