擠壓孔連接件疲勞壽命分析的應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)法.pdf

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(jì)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(guò)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(shí)，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(shí)，在一定理想條件的假設(shè)下對(duì)擠壓后孔邊殘余應(yīng)力分布進(jìn)行了理論計(jì)算，給出了應(yīng)力分

2、布表達(dá)式，通過(guò)算例分析以及與試驗(yàn)值的比較發(fā)現(xiàn)，理論計(jì)算結(jié)果與測(cè)量結(jié)果趨勢(shì)一致，誤差在可接受范圍內(nèi)，表明理論計(jì)算方法可行。此外，本文利用ABAQUS彈塑性有限元分析軟件對(duì)孔擠壓過(guò)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(jì)算結(jié)果吻合非常好，在此基礎(chǔ)上，通過(guò)對(duì)孔擠壓真實(shí)過(guò)程的模擬，對(duì)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(duì)擠壓孔殘余應(yīng)力分析的基礎(chǔ)上，利用應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)法的概念對(duì)擠壓孔的疲勞壽命進(jìn)行了