【正文】 彈性變形能大于或等于金屬材料所需的屈服塑性變形能, 在金屬表面產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力。機(jī)械噴丸成形時(shí), 每個(gè)金屬?gòu)椡瓒家愿咚僮矒艚饘侔寮谋砻? 使受噴表面的金屬圍繞每個(gè)彈丸向四周延伸, 金屬的延伸超過(guò)材料的屈服極限, 產(chǎn)生塑性變形, 形成壓抗, 從而引起受噴表層的面積加大, 但表層材料的延伸又為內(nèi)層金屬所牽制, 因而在板件內(nèi)部產(chǎn)生了內(nèi)應(yīng)力, 內(nèi)應(yīng)力平衡的結(jié)果使板件發(fā)生雙向彎曲變形, 從而使板料成形。它用以成形外形變化平緩的蒙皮類鈑金件, 這些零件可以是等厚板、變厚度板和帶筋整體壁板, 是飛機(jī)工業(yè)成形整體壁板和整體厚蒙皮零件的主要方法之一。由下表可見(jiàn), 加套擠壓孔的疲勞壽命比直接芯棒擠壓約高20 % , 而出口端的孔邊凸臺(tái)高度僅為直接擠壓的37 % , 加套擠壓效果明顯優(yōu)于直接芯棒擠壓。擠孔時(shí), 先將芯棒和襯套一起插入孔中并使槍頭牢固對(duì)準(zhǔn)工件。直接芯棒擠壓(圖a ) , 可以是拉擠, 也可是壓擠, 二者作用相同, 只是加力方式不同。冷擠壓能在孔周圍產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力的強(qiáng)化層, 是最有效、簡(jiǎn)便、實(shí)用的工程強(qiáng)化方法?？椎闹車鸀楦邞?yīng)力集中區(qū), 是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞斷裂源。 小孔強(qiáng)化的傳統(tǒng)工藝介紹下傳統(tǒng)孔強(qiáng)化的技術(shù)：冷擠壓技術(shù)和機(jī)械噴丸技術(shù)。近年來(lái)，隨著高能粒子束的發(fā)展，出現(xiàn)了激光沖擊強(qiáng)化和離子注入表面處理等技術(shù)，并且已經(jīng)發(fā)展成為抗疲勞斷裂制造技術(shù)的一個(gè)重要組成部分。但是, 鋁合金也存在諸多問(wèn)題, 如在氯離子及堿性介質(zhì)存在的情況下,極易發(fā)生點(diǎn)腐蝕、縫隙腐蝕、應(yīng)力腐蝕和腐蝕疲勞等多種形式的破壞, 硬度較低、摩擦系數(shù)高、磨損大, 容易拉傷且難以潤(rùn)滑導(dǎo)致鋁合金耐磨性差。保障關(guān)鍵零部件的壽命與可靠性，避免疲勞裂紋引發(fā)的失效發(fā)生，已成為關(guān)鍵零部件修復(fù)和延壽工程中的核心科學(xué)問(wèn)題之一。在各類結(jié)構(gòu)件中，往往由于裂紋的存在而使結(jié)構(gòu)還遠(yuǎn)沒(méi)有達(dá)到材料的強(qiáng)度極限時(shí)就發(fā)生破壞。隨著科技的進(jìn)步和工業(yè)技術(shù)的發(fā)展，延長(zhǎng)各種類型產(chǎn)品的服務(wù)壽命，以避免突然被破壞所帶來(lái)災(zāi)難的需要越來(lái)與迫切。以期獲得表面與基體本身都不可能有的優(yōu)異性能，其成本效益比是很高的。貝爾提出表面工程的概念。 Fatigue fracture。 Fatigue life；Numerical simulation。最后通過(guò)仿真分析式樣開(kāi)孔前后殘余應(yīng)力場(chǎng)和沖擊前后的疲勞性能得出光斑搭接處理對(duì)疲勞壽命的影響。研究過(guò)程為：首先以abaqus軟件為平臺(tái)，制定了小孔強(qiáng)化數(shù)值模擬總體思路，通過(guò)對(duì)激光沖擊工藝參數(shù)進(jìn)行理論分析，提出激光沖擊參數(shù)的優(yōu)化區(qū)域，以功率密度，脈沖寬度，光斑直徑，沖擊次數(shù)為研究對(duì)象，系統(tǒng)分析在其單獨(dú)改變時(shí)對(duì)殘余應(yīng)力場(chǎng)的影響。故本文采用激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)，通過(guò)對(duì)比分析，采用強(qiáng)化效果更好的先激光沖擊后開(kāi)孔的工藝方法。安徽工業(yè)大學(xué)畢業(yè)設(shè)計(jì)論文激光沖擊對(duì)小孔疲勞壽命的影響Effect of laser shock processing on fatigue life of fastener hole學(xué)院 機(jī)械工程學(xué)院姓名 專業(yè) 機(jī)械設(shè)計(jì)制造及其自動(dòng)化設(shè)計(jì)日期 指導(dǎo)教師 摘 要，對(duì)材料進(jìn)行表面改性或延壽。鋁合金小孔是構(gòu)件上典型的應(yīng)力集中結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)，在交變載荷作用下極易產(chǎn)生疲勞裂紋，造成疲勞斷裂。通過(guò)實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬分析研究了不同激光沖擊下小孔區(qū)域的殘余應(yīng)力場(chǎng)及其疲勞性能，并對(duì)疲勞斷口進(jìn)行了相應(yīng)分析。然后通過(guò)對(duì)疲勞斷口的觀察，來(lái)分析材料抗疲勞性能的強(qiáng)弱。關(guān)鍵詞：激光沖擊處理，疲勞壽命，數(shù)值模擬，殘余應(yīng)力場(chǎng)，疲勞斷口，鋁合金小孔 ABSTRACTLaser shock modification and lifeextending technology is the use of the laser beam highly concentrated in the direction and energy as a tool for surface modification or extension of the material. The technology make the prehensive use of modern physics. Chemistry. Computer. Materials manufacturing technology and other aspects of Results or it has a significant impact on ponent manufacturing.Aluminum alloy holes are the typical locations of stress concentration which easily generate fatigue cracks under cyclic loading and yield fatigue this text use the laser shock peening the parative better process of LSP before holedrilling was adopted to study the residual stress field of fastener holes at different parameters and its fatigue property by the methods of experiments and simulations,and fatigue fracture were analyzed.The research process is as following:based on the FEM code ABAQUS,the general idea of Numerical simulation to strengthen holes was the LSP parameters was analyzed,and then presented the optimizing region of LSP ,selected the power density,pulse width,spot diameter and shot numbers as the research object,without considering the interaction between the shock parameters,the effect of laser shock parameters on the residual stress field were studied.Then observating the fatigue fracture indicated the strength of antifatigue ,through the simulation we can study the residual stress field of specimens before and after holedrilling and the fatigue properties of specimens before and after we can get the point of the effect of treatment on the fatigue life of spot overlappingKEY WORDS:Laser shock processing。 Residual stress field。 Aluminum alloy 第一章 緒 論 前言 20世紀(jì)80年代英格蘭伯明翰大學(xué)教授湯姆他認(rèn)為，表面工程是“將材料表面與基體一起作為一個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)和改性?！边@一論述十分精辟，表面技術(shù)和效益之間的關(guān)系，以及表面工程的科學(xué)意義。裂紋的疲勞破壞是造成結(jié)構(gòu)破壞的一項(xiàng)重要因素。這些災(zāi)難性事件大多是由表面裂紋或穿透裂紋擴(kuò)展引起的。鋁合金比重小, 但卻有著接近或超過(guò)優(yōu)質(zhì)鋼的強(qiáng)度, 具有熱脹系數(shù)低、易于成形、熱導(dǎo)率高、成本低廉等優(yōu)點(diǎn), 廣泛應(yīng)用于航空、航天、汽車、包裝、建筑、電子等各個(gè)領(lǐng)域。這些在很大程度上都限制了鋁合金的使用范圍。激光沖擊波技術(shù)利用其極高的沖擊壓力,對(duì)材料作沖擊改性處理, 在金屬的沖擊強(qiáng)化處理和材料的沖擊精密成型等領(lǐng)域已獲得廣泛的應(yīng)用。 冷擠壓技術(shù)飛機(jī)絕大多數(shù)構(gòu)件是通過(guò)在孔中安裝緊固件而裝配在一起的。要延長(zhǎng)結(jié)構(gòu)壽命, 必須對(duì)孔進(jìn)行強(qiáng)化。冷擠壓強(qiáng)化有直接芯棒擠壓和加套擠壓兩種方法。加套擠壓(圖b )所用芯棒的最大直徑略小于孔徑, 開(kāi)縫襯套( 內(nèi)壁帶干態(tài)潤(rùn)滑膜) 在擠壓前預(yù)先套在芯棒小徑部位。 啟動(dòng)拉槍后, 活塞回收, 芯棒穿過(guò)襯套, 通過(guò)襯套間接擠壓孔壁。文中加套擠壓試驗(yàn)是在從美國(guó)疲勞公司引進(jìn)的開(kāi)縫襯套擠孔設(shè)備上進(jìn)行的 機(jī)械噴丸技術(shù) 機(jī)械噴丸成形是20 世紀(jì)50 年代隨著飛機(jī)整體壁板的應(yīng)用, 在噴丸強(qiáng)化工藝的基礎(chǔ)上發(fā)展起來(lái)的一種工藝方法。機(jī)械噴丸成形的基本原理是利用高速?gòu)椓髯矒艚饘侔寮砻? 使受噴表面的表層材料產(chǎn)生塑性變形, 導(dǎo)致殘余應(yīng)力, 逐步使整體達(dá)到外形曲率要求的一種成形方法。上下表層為殘余壓應(yīng)力機(jī)械噴丸成型后板料的特點(diǎn)：A