樊智敏，郭辉，姚志强，宋燕
(中航飞机起落架有限责任公司，陕西汉中723200)
摘要：开缝衬套冷挤压强化是抗疲劳增寿技术中行之有效的强化技术。某型号起落架的上扭力臂 按设计要求需对！14[0.23mm小孔进行开缝衬套冷挤压强化，工件孔的结构特征属e/D<1.75的小边距孔类冷挤压。在实际生产中，按FTI公司规范进行开缝衬套冷挤压强化，多次发生挤压芯棒断裂现象°对上扭力臂工件!14±0.23mm小孔的挤压量计算和断裂原因分析，造成芯棒断裂的原因是：上扭力臂工件的孔深且挤压量大，芯棒选用材质脆硬，易发生疲劳断裂。因此，提出了优选开缝衬套和挤压芯棒的工艺改进方法，并选用相同材料、同热处理状态、同挤压工况的试件，进行了小孔冷挤压强化工艺试验。经试验验证，该方法可以保证上扭力臂工件开缝衬套冷挤压强化工艺的顺利开展。
关键词：开缝衬套；小边距孔；上扭力臂；挤压芯棒；工艺试验；断裂分析；挤压量；塑变量
中图分类号:TH12文献标志码:A
Research on Improvement of Mandrel Fracture Reinforced by Slotted Bushing Hole Extrusion
FAN Zhimin,GUO Hui,YAO Zhiqiang,SONG Yan
(AVIC Landing Gear Advanced Manufacturing Co.,Ltd.,Hanzhong723200,China)
Abstract:The cold extrusion strengthening of slotted bushings was an effective strengthening technology for anti-fatigue and longevity.Torque arm on a certain type of landing gear needed slotted liner cold extrusion strengthening for!14+0：0lo mm holes according to the design requirements,structure characteristics of workpiece hole belonged to e/D<1.75small margin hole and#kind of cold extrusion.In the actual production,the slotted bushings were strengthened by cold extru-BionaccordingtoBpecificationBoftheFTIcompany!andthefracturephenomenaofextruBionmandrelBoccurredmanytimeB. ArtifactBonthetorquearm14Y[0.0203mm holeBof extruBion quantity calculation and fracture analyBiBof the cauBeBBhowed that the cauBeBof fracture of rodBwaBhole depth and large amount of extruBion of torque arm on the workpiece!the rigid corerodofchoBen material!BoitwaBpronetooccurredfatiguefracture.ForthiBreaBon!itwaBpropoBedthataproceBBim-provementmethodforoptimizingtheunBealedbuBhingandextruBion mandrel.The teBt pieceBwith theBame material!the BameheattreatmentconditionandtheBameextruBioncondition wereBelectedtocarryoutthecold-extruBionBtrengthening proceBBteBtBwithBma l holeB.The experim
ental reBultBBhowed that thiBmethod could enBure theBmooth development of cold extruBionBtrengthening proceBBofBlo t ed buBhing of upper torBion arm workpiece.
Keywords:Blo t edbuBhing!Bma l marginhole!uppertorBionarm!extruded mandrel!proceBBteBt!fractureanalyBiB!
Bqueezingquantity!plaBticvariable
据统计，70%的飞机机体疲劳失效事故起因于结构连接部位，其中80%的疲劳裂纹发生于连接孔处。因此改善孔的抗疲劳性能对我国航空事业的发展尤为重要，且必不可少3*。开缝衬套冷挤压强化是国际飞行器制造业中一种先进的冷挤压强化技术，能有效提高孔结构件的使用寿命，其挤压强化技术原理是采用一开缝衬套将挤压芯棒与孔壁隔开，以避免芯棒直接接触孔壁，芯棒工作环部分的直径加上衬套本身的厚度应略大于孔径，通过外力使得芯棒以过盈的方式挤压孔壁，使孔周围形成塑性变形的强化层。塑性变形层内组织结构发生变化，产生残余压应力，降低孔壁的表面粗糙度，进而提高材料的疲劳强度和结构抗疲劳能力卩6*。开缝衬套孔挤压强化，按孔的挤压量大小将孔冷挤压分为3类:
I类冷挤压，指在初孔与工具间具有高的挤压量（4%〜5.5%），适用于孔间距至少3倍于孔直径、e/ D%1.75时；％类冷挤压，指在初孔与工具间具有中等挤压量（3%〜4%），适用于孔间距至少2.25倍于孔直径、e/D%1.75时；#类冷挤压，适用于e/D< 1.75时。当图样或数模中特定区域小边距孔（e/D
爆破片
<1.75）的孔有冷挤压强化要求时，应针对构件上小边距和组合孔的冷挤压进行研究，给出相应的挤压量，规范实施孔的冷挤压操作）710*。
1上扭力臂开缝衬套冷挤压强化芯棒断裂原因分析
上扭力臂为某型号起落架重要零件，材料为40CrNi2Si2MoVA钢，热处理后（强度b=（1960+
真空注型机
100）MPa）需对一处^14±0020mm小孔进行开缝衬套冷挤压强化，挤压前初孔尺寸为013.64+007mm （见图1），挤压后成品尺寸为014^020mm，挤压长度为18mm，孔边距l=e/D=19/14=1.36V1.75，属于#类开缝衬套冷挤压。该零件开缝衬套冷挤压强化相比其他类似规格的待挤压孔深度（一般为6〜8mm）更深，虽然开缝衬套（开缝衬套为FTI产品）冷挤压强化严格遵守美国FTI工艺过程，但是在挤压过程中多次发生芯棒断裂现象。
025省牆013.641-07
~k厂
1()+聘
图1上扭力臂小孔挤压前初孔尺寸
1.1挤压量分析
开缝衬套：CNS-210-E-0-16F（厚度为0.52 mm）。
芯棒：CNM-210-E-0-1-40-V2（大端直径为013.31mm）。
顶冒组件：MEN-26E1801F。
综合量规:CNG-210-E-0O
芯棒量规：CNMG-210-E-0o
挤压塑变量'挤压后孔径一挤压前初孔孔径' 0045（mm）'
注：通过测量综合量规CNG-210-E-0可得初孔直径=0.5370X25.4=13.64（mm）；挤压后直径=0.5405X25.4=13.73（mm），挤压塑变量=（13.73—13.64）d2=0.045（mm）。
挤压量Ia=（芯棒大径+2倍的衬套厚度一初孔直径）/初孔直径'（13.31+2X0.52—13.64）/ 13.64=5.2%o
规范要求挤压量为4.0%〜6.7%，上扭力臂孔挤压量符合规范要求'
1.2芯棒断裂原因分析
上扭力臂在孔挤压过程中发生多次芯棒断裂问题，对其中某一个芯棒进行断口显微组织分析°从低倍断口看（见图2a），芯棒属于瞬时的一次脆性断裂，且在断裂前芯棒变形很小°图2J中圈出区域为断裂开始位置，呈现凹坑形状，断口上的黑点是长时间放置出现的锈蚀。
b）断裂开始位置
a）断口显微组织
图2芯棒低倍断口图
对断裂开始位置采用高倍镜放大（见图3a）进行观察，可将断裂区域划分为：1）处于最边缘的断口平滑A区，约为200"m宽，推测为芯棒的表面镀层；2）b区是裂纹生长位置，材料组织比较松散；3）C 区为瞬间断裂扩展区，呈现沿断裂方向发散的特点°图3J是裂纹萌生位置的放大图，反映出该芯棒裂纹开始位置并不在表面，而发生在外圈保护层A区和芯棒材料本身B区的交界处，此处存在较多的显微裂纹和显微孔洞，在外力作用下容易萌生裂纹，如白线圈内所示°B区裂纹生长，出现类似疲劳裂纹的
周期性条纹，此外沿着裂纹扩展方向也有一些裂纹，如黑线圈所示。瞬间断裂的C区有一个凹坑(直径约为500M m)，可能此处有结合不紧密的内部缺陷，在外力作用下产生区域性破裂，最终导致芯棒迅
速扩展断裂。
a)断裂区域划分
b)裂纹
图3裂纹萌生位置放大图
通过断口显微分析：芯棒破坏属于脆性断裂o 断裂原因如下：孔边距远小于1.75，挤压量较大且被挤压孔较深；芯棒选用的材质比较硬脆，易发生疲劳断裂。
2工艺试验
为解决上扭力臂孔挤压芯棒断裂问题，需在满足塑变量前提下，重新寻一款替代原开缝衬套孔挤压的芯棒和开缝衬套。查阅FTI公司《利用标准系列开缝衬套进行孔的冷挤压和沉头孔的冷挤压》工艺规范，发现一个与014.2H12初孔尺寸比较接近，其塑变量为0.06mm的开缝衬套，其塑变量比防扭臂0.045mm略大0.015mm。因此，理论上可用014.2H12孔挤压工具进行替代挤压。为进一步确定挤压效果是否满足规范要求，需在工艺试验件上进行挤压验证。
2.1工艺试验件
为确保工艺试验准确反映实际挤压强化工况，工艺试验件选择与零件同材料的40CrNi2Si2MoVA钢，热处理状态(强度b'(1960+100)MPa)也与零件一致。试件挤压部位结构根据零件简化为如图4所示，初孔尺寸0D为013.64+007mm，孔边距与零件相同。
图4孔挤压工艺试件
2.2挤压工量具
电梯轨道综合量规:CNG-751-C-0o
开缝衬套：CNS-751O0-16F(厚度为0.325 mm)。
芯棒：CNM-751-C-0-2-50-V2(大端直径为013.53mm)。
顶冒组件：MEN26b-1801F。
芯棒量规：CNMG-751-C-0。
终孔量规:CNFG-751-C-0-M14.2/14.3。
挤压塑变量'挤压后孔径-挤压前初孔孔径' 0.06(mm)。
注：通过测量综合量规CNG-751-C-0可得初孔直径=0.5370X25.4=13.64(mm)；挤压后直径=0.542X25.4=13.76(mm)，挤压塑变量' (13.76—13.64)d2=0.06(mm)。
挤压量"=(芯棒大径+2倍的衬套厚度一初孔直径)/初孔直径=(13.53+2X0.325—13.64)/ 13.64=4.0%。
2.3试验数据分析
按图4分别制取14件工艺试验件，采用新开缝衬套和挤压芯棒进行强化挤压，具体情况见表1'
表1试验数据分析
试件编号挤前尺寸/挤后尺寸/塑变量/
套链
mm
结论
自动甩干拖把挤压芯棒
及衬套mm mm
1号13670138050068
2号13670138000065
3号13680138000060
4号13680138100060
5号13695138100058
6号13700138200060
CNM-751-C-0-7号13705138300062
符合2-50-V2
8号13710138350062CNS-751-C-0-16F 9号13715138250055
10号13720138350057
11号1373138450057
12号1373138350053
13号13770138650048
14号13775138700048
通过工艺试验件的开缝衬套挤压强化试验可知：使用新开缝衬套和挤压芯棒进行冷挤压强化，可满足塑变量要求’
3产品试验数据
对上扭力臂某3项零件使用表1确定的新开缝衬套型号和挤压芯棒规格进行挤压强化，塑变量符合工艺规范挤压量4.0%〜6.7%，符合冷挤压强化要求。同时，在额定挤压过程中，未发生芯棒断裂现象。产品试验数据见表2。
表2产品试验数据
零件挤前尺寸/挤后尺寸/塑变量/
荧光灯电子镇流器
mm 结论
挤压芯棒
及衬套
编号mm mm
LJ113700138500075CNM-751-C-0-LJ213690138550083符合2-50-V2
LJ313710138500070
CNS-751-C-0-16F 4结语
开缝衬套冷挤压强化技术是抗疲劳增寿技术中行之有效的强化技术。虽然该项技术在国内外航空领域广泛应用，但是国内技术成熟度与国外还有一定的差距[11]…上扭力臂作为某型号起落架重要零件，因特定区域小边距孔(e/D<1.75)有冷挤压强化要求，按常规操作，在挤压过程中曾多次发生芯棒断裂现象。分析挤压量均在规范要求的范围内，断口显微分析可知，芯棒破坏属于脆性断裂。断裂原因是在挤压量较大、孔较深的情况下，芯棒发生了脆性疲劳断裂。为此，参照FTI工艺规范选取了一款尺寸接近、塑变量略大的开缝衬套和挤压芯棒，通过工艺验证，各项指标符合规范。本文可作为小边距孔的开缝衬套冷挤压强化、开缝衬套和挤压芯棒优选的一种工艺方法。
参考文献
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作者简介：樊智敏(1964-)，男，大学本科，工程师，主要从事机械加工工艺及技术管理等方面的研究。
收稿日期=2021-02-25
责任编辑张国珍
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