刘儒军，吴晓儒
（国营芜湖机械厂，安徽芜湖241007）
0引言
飞机结构连接孔常见故障有孔壁划伤、磨损超差、装
配孔错位等，结构耐久性是在规定的使用和维修条件下
结构寿命的一种度量[1]，在飞机维修过程中，维修工程师往往根据结构连接件的结构形式、连接作用等采取针对
供墨系统
性修理，常采用的修理方法有紧固件加大一级、结构贴补
加强，或借鉴飞机在设计时在连接孔中增加衬套方式，在
孔内压入衬套进行修理确保恢复孔配合尺寸，实现快速
有效修理作业[2-3]。
但常规的修复方法存在一定的局限性，如使用加大
一级的紧固件，需重新定制紧固件，其定制紧固件工艺流
程复杂、周期长、通用性不强，且需要对紧固件连接的其
他结构部位同步扩孔处理，维修性不强；飞机蒙皮上一般
埋头连接孔，采用贴补加强方式在超差孔外部铆接压窝
垫片、贴补加强片等，增加了质量、影响蒙皮外表气动外
形等；在孔内采用机械压入衬套或冷缩装配衬套作为孔
径补偿方式易造成结构件孔内划伤，存在抗滑移、抗振动
能力不强，小边距耳片孔结构强度减弱、造成应力集中等 问题[3-4]。
1衬套先进冷挤压技术
马赫劳赫[5]提出局部疲劳强度概念，如果有效应力大于局部疲劳强度，将可能萌生疲劳裂纹。疲劳损伤主要是由拉应力产生的，而残余应力是自平衡系统，中心孔受挤压或预拉伸后产生自平衡残余压应力，孔边最大残余压应力为σr，当外加循环载荷作用时，孔边疲劳破坏区的合成应力水平下降，若冷作变形量过大，可能会使表层产生
衬套微裂纹，反而降低零件的疲劳强度，如图1所示。残余压力强度因子
ΔK小于门
槛值ΔK th时,柴油机起动器
疲劳裂纹不
扩展[6-8]。
失效的
基本判据公
式为
R max(或R v,max)≤［R］=K/n。
式中：R max为简单加载时横截面上最大负载点的应力；R v,max为复杂加载时横截面上最大负载点的应力；［R］为许用应力；K为材料特性；n为安全系数。
连接孔衬套修复作为一种修理方式，陶思危等[9-10]基于疲劳分析理论，从数值模拟等角度分析得出了连接孔采取衬套修复的可行性、有效性。美国疲劳技术有限公司（FTI）在常规的衬套冷缩或压力装配之外提出了一种新的衬套安装工艺，即压合衬套冷挤压安装，压合衬套采用冷挤压技术，使用专用工具，把间隙配合的衬套在结构连接件孔内挤压膨胀产生塑性变形，挤压完毕后结构回弹，孔与衬套外壁均被强化，并实现在孔内的安装。孔芯棒冷挤压时，挤压芯棒使孔径胀大，孔壁及紧靠孔壁一定深度的材料层发生塑性变形，与该层紧邻的更深层材料发生弹性变形，芯棒挤出后时弹性变形层对塑性变形层反向加载，在孔壁一定深度范围内产生残余压应力。
摘要：针对飞机结构连接孔径超差问题，引入冷挤压衬套用于孔径修复，提出适用于小边距耳片通孔及埋头孔修复方法，建立典型连接结构的有限元模型，分析冷挤压压合衬套安装后结构件强度及抗疲劳性能，得出冷挤压压合衬套可用于飞机结构连接件孔径超差修理，并改善提高结构抗疲劳强度。
关键词：冷挤压；衬套；孔径修复；疲劳
中图分类号:V215.5文献标志码:A文章编号：1002-2333（2021）03-0050-03 Repair of Out-of-tolerance Connecting Hole Structure Based on Bush Cold Extrusion Technology
LIU Rujun,WU Xiaoru
(Wuhu State-owned Factory of Machining,Wuhu241007,China)
Abstract:Aiming at the problem of out-of-tolerance connecting aperture of aircraft structure,cold-extrusion bushings are introduced for aperture repair,and methods for repairing through-holes and countersinks of small margin lugs are proposed,and finite element models of typical connecting structures are established and analyzed.After the cold-extrusion compression bushing is installed,the strength and fatigue resistance of the structural parts show that the cold-extruded compression bushing can be used to repair the out-of-tolerance aperture of the aircraft structural connector,and improve the fatigue strength of the structure.
Keywords:cold extrusion;bushing;aperture repair;fatigue
图1孔边挤压对疲劳强度的影响50
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图4衬套冷挤压安装过程示意图（FTI 安装）
压合衬套
结构件
拉
针对常拆卸孔，通过安装冷挤压干涉配合的压合衬
套，可以对孔起到保护作用，增大孔的承重面积，减少应力集中，避免紧固件不间断安装与拆卸对孔造成的磨损，及反复应力引起孔径超差。国内刘晓龙[11]、何志明[12]、张小辉[13]等开展了开缝衬套冷挤压有限元分析，但对压合衬套冷挤压强化研究的较少。面向飞机结构连接孔超差修复，区别于常规的机械压入衬套及冷缩装配衬套方法，引入冷挤压压合衬套技术，提出适用于小边距耳片通孔及埋头孔修复方法，建立典型连接结构的有限元模型，分析冷挤压压合衬套安装后结构件强度及抗疲劳性能，实现连接孔的修复。
2小边距通孔耳片衬套冷挤压修复2.1通孔修复前预处理
康志坚飞机结构件连接孔因使用程度的不同，超差大小差异性较大，采用衬套修复时，通常采用对原机超差孔铰孔加大，预制加大规格衬套方式处理。在铰孔加大时，应确保原孔的同心度。飞机结构件连接孔通常无法从飞机上拆卸，需开展原位铰孔，为确保扩孔后孔的中心点位置不变，在对椭圆孔进行扩孔时，铰刀一般会向孔内超差方向偏移，导致孔越铰越偏，耳片孔超差示意如图2所示，可采取以下措施处理：
1）从原机未超差的配合孔一侧铰孔。飞机结构连接件为多耳孔结构时，当单个耳片孔径超差，铰刀可从原机未超差的配合孔一侧进入，可以起到引导作用，在铰刀进给过程中控制铰刀不随超差孔位置偏移，确保扩孔后孔的中心点位置不变。该方法适用于与超差孔装配的飞机结构连接件配合孔未超差的状态。
2）在超差孔上安装辅助凸台工件。单耳孔超差时，采用上述方法无法实现，可设计辅助凸台工件，起到定位引孔的作用。其操作方法为：根据飞机结构特点，制作辅助凸台工件，如图3所示，工件凸台部分直径可根据飞机孔径超差前公称尺寸设计，借助超差孔周边连接孔作为辅助凸台工件的固定点。具体操作步骤为：把辅助凸台工件的凸台部分放入原机耳片超差孔中，使用大力钳等工具把辅助凸台工件与原机耳片夹紧，利用引孔器等工具把利用施
工钉把辅助凸台工件与原机耳片固定。在辅助凸台工件上定位出原机耳片中心点，铰刀从辅助凸台工件一侧开始逐级铰孔，直至扩孔至要求尺寸。
3）原机孔填充，重新开孔定位。无论是单耳还是多耳，当无法借助其他结构作为铰刀纠偏的辅助工装时，可采用
原机孔填充的方式解
决。其方法是采用补焊、
填充固体胶等方式把超差孔完成填充，然后重新开展，可
控制铰刀进给方向。固体胶可选用固化速度快、结构强度高的胶实施。2.2衬套安装
根据结构连接孔扩孔后尺寸选配对应规格的压合衬套，衬套外径与扩孔后连接孔间隙配合，将压合衬套从芯棒安装端套在芯棒上，再把芯棒从安装端插入拉，之后把带有衬套的芯棒放置到待修复的连接孔中，拉牵引芯棒穿过衬套，芯棒锥形部位冷挤压衬套的同时也挤压结构件连接耳片孔，衬套安装到位。安装压合衬套后，无论是同心衬套还是偏心衬套，其内径尺寸需按孔轴压配埋头孔连接件衬套冷挤压修复
3.1修复前预处理
埋头孔连接件通常位于飞机机体结构外表面，主要为整流蒙皮及整体壁板，表面气动外形要求较高，
常规贴补加强增重且易造成较大阶差。采用冷挤压压合衬套修复时，有两类修复方法：一是只对单层连接件孔扩孔并安装压合衬套；二是对多层连接件结构孔统一扩孔并安装压合衬套，连接形式如图5所示。衬套安装前，可按照上文通孔扩孔方式对埋头孔进行扩孔处
理并锪窝处理。3.2衬套安装
埋头孔径超差采用内外双衬套完成安装，具体操作根据结构连接孔扩孔后尺寸选配对应规格的带翻边的内衬套和外衬套，带锥形的芯棒及止动环。从芯棒两端分别装配外衬套、内衬套及止动环，装配状态如图6所示。将装配好内外衬套及止动环的芯棒由芯棒夹持端插入待修复孔，然后芯棒夹持端安装在拉上，外衬套直接进入超差孔，此时外衬套与超差孔属于间隙配合。拉工作使芯棒收缩，外衬套受到芯棒工作部位锥度的冷挤压膨胀，并推动内衬套嵌入外衬套内，内衬套完全进入外衬套内部，取下芯棒上止动环，继续推出芯棒，外衬套膨胀后的弹性回弹将内衬套固定，完成衬套安装。
图3在超差孔上安装辅助凸台工件图2耳片孔径超差示意图
图5埋头孔超差修复示意图
图6衬套安装状态示意图
51
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（编辑邵明涛）
作者简介：丁建伟（1995—），男，硕士研究生，研究方向为材料表面
改性；
邱长军（1966—），男，博士，教授，研究方向为金属材料表面改性。
通信作者：邱长军,**********************。收稿日期:2020-09-07
表1
各类材料力学性能
零件
材料
抗拉强度/MPa 屈服强度/MPa 弹性模量
/（N ·m -2）泊松比
芯棒刚体
————衬套17-4PH 不锈钢131********.00.272机体7050-T7451铝合金
510
441
70.30.300
图7不同尺寸的参与应力分布
（a ）D =16.95mm
（b ）D =22.6mm
4冷挤压后结构件强度模拟分析
4.1有限元模型建立
7050-T7451铝合金属于轻质、高强材料，大量用于飞机机体主要承力结构件上，本文以飞机结构件大
量使用的7050-T7451铝合金耳片连接孔为研究对象，建立有限元模型，为了减小计算量，同时避免边界效应的影响，选用U 形耳片。
采用ABAQUS 三维有限元分析模型在材料属性中加入断裂判据来模拟模型的挤压，耳片与衬套采用C3D10（十结点四面体二次完全积分单元），对应力的计算结果很精确，适用于模拟应力问题，且一般情况下没有剪切自锁问题。
材料力学性能如表1所示。
4.2模拟结果分析
图7分别表示D =16.95mm 和D =22.6mm 时衬套与耳片挤压强化后的切向残余应力分布图。从图中可以看出，不同直径挤压后耳片承受的应力不同，直径越大，耳片承受的应力越大。挤压后在衬套周围形成残余应力，残余压应力沿厚度方向变化较大。
结论
1）冷挤压压合衬套作为一种飞机结构连接件孔径超差的修复方法，安装工艺方法便捷、快速，是孔维修和恢复应有尺寸的有效方法。相对普通衬套，抗滑移、抗旋转、抗振动能力大幅提升。同时提出各类超差孔保持同心度的扩孔方法，解决手工操作难题。
2）根据残余应力分析及有限元模拟，采用冷挤压压合衬套技术可在易造成应力集中的基材孔周围形成残余压应力，有效提升基材结构的疲劳寿命和疲劳强度，小边距下使用，最大限度挖掘减轻结构质量的潜能，提高损伤容限。新金瓶酶2
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（编辑张立明）
作者简介：刘儒军（1985—），男，硕士，工程师，从事飞机机体结构修阳极钢爪
理技术研究工作；
吴晓儒（1993—），女，硕士，助理工程师，从事飞机机体结构修理技术研究工作。
收稿日期：2020-10-09
（上接第49页）
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