基于弹塑性理论的钛合金孔冷挤压回弹分析

为获得钛合金孔冷挤压后回弹量,提出基于弹塑性理论的幂强化材料孔冷挤压后回弹量计算方法。将TC4钛合金孔冷挤压后回弹量的试验测量结果与理论模型计算结果进行比较,验证了模型的准确性,同时利用模型分析了挤压量和初孔直径对TC4钛合金孔冷挤压后回弹量的影响。     

开缝衬套冷挤压孔工艺参数研究

对开缝衬套冷挤压机和芯棒直接冷挤压孔的工艺方法进行了比较，并对开缝衬套冷挤压孔工艺参数进行研究，同时对孔挤压后铰削量与疲劳寿命的关系以及孔挤压后残余应力释放进行了研究 。     

开缝衬套冷挤压孔工艺

对开缝衬套冷挤压孔和芯棒直接冷挤压孔的工艺方法进行了比较,并对开缝衬套冷挤压孔工艺参数、孔挤压后铰削量与疲劳寿命的关系以及孔挤压后残余压应力释放进行了研究.     

铝合金冷挤压孔疲劳试验观察和分析

本文给出了冷挤压孔疲劳试验中观察到的现象，并分析了产生这些现象的原因。材料厚为９．５ｍｍ的铝合金试件孔冷挤压采用开缝衬套冷挤压和芯棒直接冷挤压两种方法；载荷谱是变幅载荷。从试验结果可以看出，冷挤压孔在疲劳源、裂纹扩展方式等方面与未挤压孔有明显区别。     

用冷挤压法实现衬套与孔的干涉配合

介绍了干涉配合衬套的冷挤压安装技术，并在安装工艺和提高孔疲劳寿命方面与传统的液氮冷缩法作了对比，冷挤压法在工艺上和在对孔的增寿效果上都显著优于液氮冷缩法。     

孔强化对7050铝合金残余应力分布的影响

采用开缝衬套冷挤压工艺对飞机用7050铝合金进行挤压强化,针对不同挤压量及铰削量对孔边残余应力分布的影响进行对比,分析得到挤压量及铰削量与残余应力分布的关系.研究表明:采用冷挤压孔强化技术可以改善孔边应力分布,形成有利的残余压应力层.强化后铰孔会减弱残余压应力,对于φ6mm孔铰削量应控制在0.16mm范围内.残余压应力随强化量的增加而增大,5％的挤压量残余压应力值最大达到-276MPa.     

冷挤压孔抗疲劳增寿机理与试验研究

从受力机理、金属流动规律、微观组织结构变化、显微硬度变化等方面对冷挤压孔进行了分析，探讨了冷挤压孔的抗疲劳增寿机理，并对无衬套和带衬套挤压的差异进行了比较。     

孔冷挤压残余应力计算与工艺参数确定

利用弹塑性理论建立了孔冷挤压的载荷、位移、应力以及残余应力分布表达式；对与疲劳寿命紧密相关的切向残余应力计算式进行了试验验证，结果表明：理论计算与试验结果基本符合；并提出了确定合适挤压量的方法。     

孔冷挤压残余应力计算与工艺参数确定

本文利用弹塑性理论建立了孔冷挤压的载荷，位移，应力以及残余应力分布表达式，并对与疲劳寿命紧密相关的切向残余应力计算式进行了实验验证，实验结果表明理论计算与实验结果是基本符合的。本文还提出了确定合适的挤压量的方法。     

孔冷挤压有限元仿真中的铰削分界面位置确定方法

开展孔冷挤压过程有限元仿真计算是残余应力分布获取和疲劳寿命预测的前提。在有限元建模阶段,设置铰削层单元与基体材料单元之间的分界面,是模拟铰制终孔工艺过程的关键。通过弹塑性力学分析,建立了挤压强化过程芯棒、衬套和被挤压强化连接孔的应力分析方法;基于分析中得到的不同位置处微单元的径向位移量,建立了铰削分界面相对位置计算模型。并开展了关键参数的敏感性分析,定量研究了关键参数变化对残余应力分布和径向位移量的影响程度。本工作为孔冷挤压强化有限元模型建立中,铰削层单元与基体材料单元分界面相对位置确定,提供了便捷可靠的方法。     

冷挤压强化对GH4169合金孔结构室温低循环疲劳寿命影响

对GH4169合金中心孔板材试样进行冷挤压强化,测试了挤压前后GH4169中心孔板材试样在663 MPa/20℃条件下的低循环疲劳寿命;分别采用扫描电镜、X射线衍射残余应力仪、表面轮廓仪分析了疲劳断口、疲劳过程中残余应力场的演化以及表面形貌。结果表明:冷挤压强化后孔结构的疲劳寿命提高为原始试样的2.6倍。冷挤压强化对孔壁的强化效果使得冷挤压试样疲劳源萌生于倒角处单源,而原始试样萌生于孔壁多源。经过50000周次疲劳实验,冷挤压强化残余压应力有所松弛,但进口端与出口端的表面残余应力分别保持了55%和75%。冷挤压后孔壁表面粗糙度R_a由0.354μm减小到0.297μm。     

可重复运载火箭典型结构孔强化应力分析

针对运载火箭典型结构材料,利用ABAQUS软件建立有限元模型,在此基础上进行冷挤压孔强化仿真,分析不同强化比例下孔周应力,并考虑回弹量的铆接后孔周应力进行分析,得到最佳孔强化比例。通过拉伸试验进行验证,确定孔强化最佳强化比例。     

开缝衬套挤压技术在飞机维修中的应用

在孔的强化技术中,开缝衬套冷挤压新工艺在不改变结构形式、材料和重量的情况下,对飞机结构重要和关键部位的孔,进行强化工艺处理,能产生有利的残余压缩应力,提高疲劳寿命,缩短维修周期。本文从损伤容限概念着手,对冷挤压技术开发的意义和背景进行了阐述;对开缝衬套冷挤压工艺的适用范围、工艺步骤、及其某些技术要求作了较详细介绍。     

国内消息

我厂一零件尺寸如图1所示,因采购不到合格尺寸的紫铜管,一时成了关键。我们采用了冷挤压的方法将内孔φ1冷挤压至φ1.05~(+0.02)满足了生产需要。     

紧固件孔衬套冷挤压强化技术

紧固件孔冷挤压强化是提高飞机紧固件连接结构寿命的最有效措施之一。在国内飞机制造业中无衬套挤压已获得应用，而衬套挤压尚在研究中。本文就衬套冷挤压强化技术的原理、分类、操作过程、主要参数、施工要点等问题加以阐述。     

压合衬套强化耳片的疲劳寿命评估

压合衬套是一种通过冷挤压安装的高干涉量衬套,主要用于提高连接孔的疲劳及损伤容限性能.试验证明安装压合衬套可以有效提高耳片的疲劳寿命,但目前没有合理有效的分析方法能够评估其疲劳寿命增益.为了填补这一空白,研究了一种压合衬套强化耳片的疲劳寿命评估方法,该方法充分考虑残余应力及衬套过盈配合对耳片孔的支持作用.首先,对压合衬套...     

孔挤压强化对FGH95合金室温及高温疲劳性能的影响

孔是一种典型的应力集中结构。本文研究了芯棒直接冷挤压对FGH95合金试样中心孔的高、低温疲劳寿命的影响规律,并采用扫描电镜、粗糙度仪、X射线应力测量仪及显微硬度计等仪器分析了疲劳断口和孔壁表面完整性主要参数,探讨了FGH95合金孔挤压强化机制。结果表明:相比未挤压试样,孔挤压试样在室温、650MPa的中值疲劳寿命提高了0.9倍以上,而527℃、575MPa的中值疲劳寿命提高了10.3倍以上。分析表明,孔壁经冷挤压后,孔壁表面粗糙度大幅下降,孔壁沿径向形成了一定深度的残余压应力层和组织硬化层,对中心孔试样的室温、高温疲劳寿命的提升具有重要作用。另外,晶界的存在和相邻晶粒的晶体学取向差异会对疲劳裂纹扩展路径产生显著的影响。     

孔挤压强化对超高强7055-T7751厚板组织性能的影响

采用挤压棒直接冷挤压的方法,对比分析了超高强7055-T7751铝合金厚板带孔试样孔挤压前后的疲劳寿命;通过透射电镜观察、扫描电镜观察以及X射线应力分析等方法,研究了7055-T7751厚板带孔试样的疲劳断口形貌特征、微观组织变化以及孔壁表层的残余应力场。结果表明,采用3%~5%的挤压量对7055-T7751厚板进行孔挤压强化可取得较好的疲劳强化效果,试件的疲劳寿命提高了33倍以上;孔挤压后的强化层深度约为7mm,最大残余应力出现在距孔边约0.5mm处,应力值为-554MPa。强化层内形成的位错胞状结构和残余压应力可有效延缓疲劳裂纹的扩展速率,从而提高试件的疲劳寿命。     

7B50-T7451铝合金板材孔挤压工艺性能研究

采用挤压棒直接冷挤压的方法对7 B50-T7451铝合金厚板进行了孔挤压强化,对比分析了其孔挤压前后疲劳寿命;并与第三代高纯7050-T7451铝合金厚板孔挤压强化效果进行对比.通过扫描电镜(SEM)、透射电子显微镜(TEM)以及X射线应力(XRD)等方法,研究了两种合金的疲劳断口形貌特征、微观组织变化以及孔表层的残余...     

孔冷挤压强化在飞机装配中的应用

为改善机体结构抗疲劳性,消除敞孔处应力集中的不良影响,在结构紧固件孔实施冷挤压工艺是飞机结构增寿的主要措施之一。本文就这项新技术在飞机装配中的应用进行了阐述。