7050铝合金是目前航空工业中应用较广的金属材料,该材料主要具有密度低、强度高、塑性好且抗疲劳性能优异等特点,飞机起落架中大量选用7050铝合金耳片做连接件。耳片的耳孔处存在较严重的应力集中,且起落架在服役过程中常常为耳片带来循环载荷,容易引发耳片在耳孔处的疲劳断裂。因此,采取一定措施减小耳片耳孔处的应力集中,提高耳片的疲劳性能,对保障飞行安全、延长飞机服役寿命具有重大意义。为提高耳片紧固孔的疲劳性能,本文对不同尺寸的7050-T7451国产铝合金厚板制耳片开展了孔挤压强化工艺,以期通过改变耳片的应力分布与微观组织达到提高疲劳性能的目的。随后对试样开展了疲劳试验,对其疲劳断裂性能进行了探究,还分析了微观组织对耳片疲劳性能的影响规律,并对孔挤压过程进行了三维有限元分析,讨论了残余应力对耳片疲劳性能的影响。主要的研究结果如下:孔挤压工艺可有效提高7050铝合金耳片的疲劳寿命。未强化的小尺寸耳片峰值应力为45 MPa,耳片疲劳循环达到10~6次,强化后的小尺寸耳片峰值应力为55 MPa即可达到10~6次。经孔挤压强化的大尺寸耳片,在特定的峰值应力下(55 MPa),疲劳循环周次由198027提升至334500,疲劳寿命提升幅度为68.9%。未经孔挤压强化时,小尺寸耳片低周疲劳性能较好,大尺寸耳片高周疲劳性能较好。经孔挤压强化后,峰值应力较低时,小尺寸耳片疲劳性能更加优异;峰值应力较高时,两种尺寸耳片的疲劳寿命基本相同,均超过10~6次。在低周疲劳循环阶段,疲劳载荷较大,更多的累积缺陷与增大的应力集中系数为主要影响因素,导致大尺寸耳片低周疲劳性能不如小尺寸耳片。而在高周疲劳阶段,疲劳载荷较小,大尺寸耳片由耳孔内壁到耳片外侧表面距离为20 mm,小尺寸耳片仅为5 mm,大尺寸耳片发生疲劳断裂时裂纹要通过更长的行程,因此疲劳寿命较长。未经孔挤压强化时,耳片疲劳裂纹源主要位于孔角处、孔壁处且数量较多;而经孔挤压强化后,耳片的疲劳裂纹主要起源于孔壁次表面。小尺寸耳片挤压强化前疲劳辉纹间距为16.36μm,经孔挤压强化后疲劳辉纹间距为7.7μm,降低幅度为52.9%;大尺寸耳片挤压强化前疲劳辉纹间距为7.28μm,经孔挤压强化后疲劳辉纹间距为4.8μm,降低幅度为34.1%。这充分说明通过孔挤压强化可显著降低孔表面的应力集中系数,改变裂纹源位置,显著降低裂纹扩展速率,提升裂纹扩展寿命。Abaqus有限元分析表明,经过挤压后,小尺寸耳片残余压应力分布区域更广;两种尺寸耳片挤出端比挤入端残余压应力更大、分布区域更广。