7050铝合金结构孔冷挤压疲劳增益机理研究
摘要
随着航空工业的日益发展，无论是军用领域还是民用领域，提高飞机结构件的疲劳
寿命变得非常重要。7050铝合金作为一种典型的航空材料，被广泛使用，具有密度小、
强度高、成本低等优点。本文将使用开缝衬套孔冷挤压强化技术去提高7050铝合金结
构孔的疲劳寿命，同时结合理论公式推导方法、三维有限元模拟仿真方法和试验测量方
法，研究7050铝合金结构孔冷挤压疲劳增益机理；研究开缝衬套孔冷挤压强化工艺中，
多种工艺参数对7050铝合金结构孔残余应力分布的影响；研究挤压量和铰削量对7050
铝合金结构孔疲劳寿命的影响。主要的研究内容如下：
（1）根据弹塑性理论，结合基本方程、本构方程、加载过程中的弹塑性解以及卸
载过程中的弹塑性解，再结合应力叠加原理，给出了孔冷挤压的残余应力解析解。
（2）开缝衬套孔冷挤压完成后，会在结构孔周边产生残余应力强化层，进而提高
7050铝合金结构孔的疲劳寿命。随着相对挤压量的增加，残余应力逐渐增大，当相对挤
压量为5.3%的时候，挤入面切向残余应力达到最大值398MPa，但挤压量不宜过大，过
大将会导致结构孔壁发生严重损坏，材料堆积也将很严重；沿着孔壁方向，随着厚度的
增加，切向残余应力先增大后减小，在孔壁中间区域达到最大值，基材厚度为6mm-12mm
最为适合本文冷挤压尺；随着开缝衬套厚度增加，残余应力逐渐增大；而对于本文的冷
挤压尺寸来说，衬套厚度为0.203mm或0.254mm最为合适；开缝衬套孔冷挤压过程中
孔边距要求1.75倍或者更大；直接芯棒孔冷挤压对于材料的轴向堆积更为严重，开缝衬
套孔冷挤压造成的材料轴向流动较小；开缝衬套孔冷挤压产生的切向残余应力极值大于
直接芯棒挤压产生的切向残余应力极值；孔间距应至少为四倍的孔径；铰削的目的是为
了去除凸脊和微小裂纹。
（3）采用X射线衍射法，测量7050铝合金结构孔冷挤压强化后的残余应力，同时
和有限元模拟结果对比分析，研究结果表明：残余应力试验测量值和有限元数值模拟值
在整体上的变化趋势相差不大；采用Fe-safe疲劳分析软件和高频疲劳试验机，对7050
铝合金进行疲劳寿命仿真和疲劳寿命试验，研究结果表明：在一定的相对挤压量范围之
内，随着相对挤压量的增加，疲劳寿命先增加后减少；不同型号基材，有不同的最优铰
削量，在一定的铰削量下，疲劳寿命提高多倍；对比分析疲劳试验结果和有限元仿真结
果，二者变化趋势相同，验证了本文有限元建模的合理性。
哈尔滨工程大学硕士学位论文
本文研究7050铝合金结构孔冷挤压强化技术，对于冷挤压强化技术的发展具有一
定的意义，同时也为航空铝合金材料的疲劳性能分析提供了重要方法。
关键词：7050铝合金；开缝衬套；残余应力；有限元模拟；疲劳寿命
7050铝合金结构孔冷挤压疲劳增益机理研究
ABSTRACT
Withthedevelopmentoftheaviationindustry,improvingthefatiguelifeofaircraft
structuralpartsinbothmilitaryandcivilfieldsisessential.Asatypicalaviationmaterial,
7050aluminumalloyiswidelyused,withlowdensity,highstrength,andlow-costadvantages.
Inthispaper,thefatiguelifeof7050aluminumalloystructuralholeshasbeenimprovedby
slottedbushingholescoldexpansionstrengtheningtechnology.Meanwhile,themechanism
ofcoldexpansionfatiguegaini