扭力臂组件作为直升机旋翼系统中的关键部件之一,在飞机飞行过程中,承受复杂高频振动及交变载荷,其紧固孔连接处易发生疲劳破坏。为改善扭力臂孔的抗疲劳性能,企业通常采用冷挤压工艺对孔进行预处理。但是采用何种挤压工艺才能使扭力臂孔疲劳寿命达到最佳,是企业所困扰的主要问题。因此很有必要解决这个问题,本文主要从以下几个方面进行研究。(1)本文首先通过三维非线性接触有限元对扭力臂孔进行力学特性分析。基于多轴疲劳理论,结合扭力臂疲劳试验,应用 Smith-Watson-Topper(SWT)和Fatemi-Socie(FS)损伤准则对交变载荷下扭力臂孔的裂纹萌生位置以及疲劳寿命进行预测,并对这两种损伤准则预测的精确性进行了比较。最终确定了合理的疲劳寿命预测公式。结果表明:SWT准则相比于FS准则,无论是在预测裂纹萌生位置方面,还是在预测疲劳寿命方面都有更高的精准性;通过对扭力臂孔疲劳断口进行显微镜观察,发现扭力臂孔的疲劳破坏属于Ⅰ型破坏,且孔面有多个裂纹源同时开始萌生,并沿径向向孔内部扩展。(2)其次对扭力臂进行了孔挤压强化分析,研究孔面残余压应力的分布,以及不同挤压工艺下孔面残余压应力的变化趋势。结果表明:挤压过后,孔面残余压应力分布极其不均匀,靠近挤出端位置残余压应力较大,靠近挤入端位置次之,孔的中部相对较小;随着距离孔边缘越来越远,残余压应力先增大后减小,最后趋于稳定;随着挤压量的增加,孔面最大残余压应力逐渐增加,当挤压量超过0.5mm时基本趋于稳定;在较低摩擦系数水平下,摩擦系数的改变对扭力臂孔面残余压应力的影响不大。而挤入端和孔中部的径向残余压应力对摩擦系数的改变比较敏感,挤出端的径向残余压应力则不敏感。(3)最后对孔挤压工艺下扭力臂孔的疲劳寿命进行了预测,以此确定最佳挤压工艺。并且对孔面残余压应力和疲劳寿命的内在联系做了分析。结果表明:扭力臂孔的疲劳寿命随着挤压量的增加基本呈现出增大的趋势,最后趋于稳定;当扭力臂孔破坏点位置作为挤出端时,寿命提升效果最好,该情况下挤压量为0.3mm时疲劳寿命最佳;残余压应力和疲劳寿命呈现正相关关系,它可以提高疲劳寿命的原因是它不仅可以降低循环应变幅,还可以降低平均循环应力。