拉－拉疲劳载荷对孔壁强度的影响

卢国鑫，王 强，王 欣，陆 峰

(北京航空材料研究院，北京 100095)

0 引言

飞机结构的孔连接处是疲劳危险部位［1］，孔连接处的疲劳寿命直接影响整个结构的疲劳寿命，研究孔零件的疲劳断裂机理对选取合适工艺提高孔疲劳寿命具有重要意义［2］。通常利用观察疲劳断口的方法来研究金属材料疲劳断裂机制［3－4］，从材料表面完整性、组织结构、晶体缺陷等方面寻找疲劳失效的原因。孔零件等复杂结构试样的疲劳断裂主要由结构因素导致，疲劳载荷对复杂结构金属材料硬度、残余应力等强度指标产生的影响缺少研究。

在实际工程应用中，一般利用孔挤压强化的手段来提高孔零件的疲劳寿命，其主要原理就是孔强化改善孔壁材料组织结构并引入残余压应力提高了孔壁薄弱区域的强度［5－6］。本研究主要分析疲劳断裂中心圆孔试样孔壁的显微硬度与残余应力分布，并利用有限元模拟的方法建立中心圆孔试样经受拉－拉疲劳载荷的简化模型，对试验获得的孔壁强度结果进行分析解释，通过材料强度的变化进一步诠释“应力集中”现象，以期得到孔结构对拉－拉疲劳载荷作用下孔零件断裂失效结果的影响。

1 试验过程

试验选取40CrNi2Si2MoVA中心圆孔试样，其力学性能如表1，试样规格如图1所示。

表1 40CrNi2Si2MoVA的力学性能［7］Table 1 Mechanical properties of 40CrNi2Si2MoVA steel

图1 试验用孔试样规格Fig.1 Specification of sample

40CrNi2Si2MoVA中心圆孔试样进行疲劳试验，选取最大拉－拉疲劳载荷为σmax=550 MPa，R=0.1，f=10 Hz，正弦波。对疲劳断裂中心圆孔试样孔周边不同部位取样，具体位置见图2。……