摘要：开缝衬套冷挤压强化是抗疲劳增寿技术中行之有效的强化技术,广泛应用于飞机关键零件连接孔的强化中,实际工程应用场景下强化的孔端面多为非配合平面,对于强化后的孔出口端的材料凸起可通过修挫、铣削加工去除,无难度;但针对飞机全动小翼的核心零件回转梁圆柱轴线上的相贯孔的孔挤压强化实施难度大,主要是因为回转梁材料为钛合金、外圆尺寸精度高且有防腐蚀的喷涂层,强化后如何去除圆轴上孔口周围隆起的材料并保证高精度外圆尺寸,如何保证孔挤压强化不破坏喷涂层等都是施工中的工艺难点,这造成孔挤压工艺在这类场景下迟迟不能应用。文章针对此场景,从工程应用角度进行试验设计及验证,最终得出了可行的工艺方案,成功解决了孔挤压工艺在钛合金回转梁圆柱相贯孔上的应用难题。

摘要：螺接和铆接是飞机结构主要连接方法,因为孔边存在严重结构应力集中,孔结构很容易发生疲劳断裂,影响航空安全性和可靠性,因此,提高连接孔疲劳强度是航空业普遍关心的关键技术问题之一。孔挤压是当前国际上应用最为广泛的连接孔抗疲劳制造技术,具有不改变结构设计、材料,不增加飞机重量,成本低、效果好等优势。本文从孔挤压技术发展、孔挤压强化机理、孔挤压影响因素、服役条件对孔挤压疲劳增益影响以及再挤压对预疲劳连接孔疲劳增益影响等5个方面进行了较为系统的总结,并基于孔挤压技术研究现状和航空工业发展实际需求,分析了当前研究的不足,提出了一些未来研究孔挤压技术需要关注的方向。

摘要：采用X射线应力仪、粗糙度检测仪和透射电镜等对Ti1023钛合金孔挤压表面层性能进行对比分析,讨论带衬套孔的强化机理。结果表明：孔挤压（过盈量1%-3%）强化改善了孔壁表面粗糙度（Ra从1.722μm降低到了0.349μm）,增加了钛合金表面硬度（Hv值从32提高到了38）,引入了残余应力场分布,从而改善了钛合金的微动疲劳性能（极限值从385 MPa提高到了619 MPa）。

摘要：在零件的表面引入残余压应力能够显著改善其疲劳性能。本文对比了不同过盈量挤压下TC18钛合金耳片的疲劳性能,并结合断口形貌分析了挤压提高耳片疲劳寿命的机制。同时比较了不同平均应力水平下耳片的疲劳寿命。结果表明,在选择的挤压量下,随挤压量的增加,耳片的疲劳寿命提高;未挤压耳片的疲劳源在试样表面,而经挤压强化后疲劳源趋向于分布在试样次表面。在相同的最大应力下,平均应力越低,耳片的寿命越短。

摘要：本文对比了不同孔挤压强化工艺参数对7085-T7452铝合金锻件的强化效果,用X射线衍射仪测定了孔壁表层的残余应力分布,用扫描电镜观察了疲劳断口的形貌特征,并用透射电镜观察了强化层不同深度位错组织分布情况。结果表明:7085铝合金锻件经过孔挤压强化,疲劳寿命最高是未强化的11倍;强化后孔壁形成了一定深度的残余压应力层,对材料的疲劳寿命提升有重要作用。

摘要：复合材料结构件间的装配需大量孔加工,出、入口和孔内壁的加工损伤会严重削弱结构的抗破坏性,影响结构件的承载能力和服役时间,甚至导致严重的安全问题。为了研究复合材料层合板孔挤压力学性能及失效形式,对4 mm厚的碳纤维复合材料层合板标准试样进行孔挤压性能测试,并通过扫描电子显微镜(SEM)对试样的断口区域进行检测扫描。检测及试验结果表明:4 mm碳纤维复合材料层合板孔挤压平均强度值为745.71 MPa,失效形式为撕脱。