Cfrp復合材料層合板裝配孔的冷擠壓強化方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明總的涉及復合材料表面強化技術，尤其涉及一種針對CFRP復合材料層合板裝配孔的冷擠壓強化方法。
【背景技術】
[0002]與金屬材料相比較，復合材料的比強度、比剛度、耐腐蝕性都更勝一籌，作為工業(yè)用材料其應用范圍日益廣泛。復合材料的用量已成為飛機先進性，乃至航空航天領域先進性的一個重要標志，是世界強國競相發(fā)展的核心技術，也是我國的重點發(fā)展領域。
[0003]碳纖維增強樹脂基復合材料(CFRP:Carbon Fiber Reinforced Plastic)層合板是一種由樹脂基體和碳纖維增強體一起固化而成的復合材料，具有高比強度和比剛度、良好的抗腐蝕性。作為輕量、高性能的材料，CFRP復合材料常用于汽車、船舶、醫(yī)療器械、鐵軌車輛、航空航天等領域，特別是作為飛機機體材料。在過去，CFRP復合材料僅用于負載較高的活動翼板等方面。但近年來，由于低油耗、低成本化、對室內空間舒適度等要求，CFRP復合材料在飛機上已獲得大量應用，如新型的超大型客機A380和波音787，均大量使用CFRP復合材料作為主要的結構材料。
[0004]目前，機械連接方式是CFRP復合材料制件裝配連接的主要的可靠連接方式，因此，CFRP復合材料應用過程中必須經歷精密制孔以滿足裝配要求。然而，復合材料構件上的孔破壞了構件的整體性，并且是結構零件上應力集中的薄弱環(huán)節(jié)，從而造成了 CFRP復合材料構件疲勞性能降低，直接影響了飛機耐久性設計。雖然國內相關研宄機構對CFRP復合材料結構件裝配孔的制備技術進行了廣泛的深入研宄，但是，研宄工作主要圍繞如何提高制孔質量與制孔效率而開展，CFRP復合材料層合板裝配孔如何進行抗疲勞制造并未引起普遍重視，還缺乏相關研宄成果的報道。

【發(fā)明內容】

[0005]本發(fā)明的目的就在于針對CFRP復合材料層合板制件提供一種結構簡單、操作方便的裝配孔的強化方法，該方法特別適用于飛機結構中的復合材料結構件在裝配過程中的抗疲勞制造。
[0006]為實現(xiàn)以上目的，本發(fā)明提供一種CFRP復合材料層合板裝配孔的冷擠壓強化方法，所述方法包括:
[0007]a、提供襯套，所述襯套能夠裝設于所述裝配孔內；
[0008]b、提供帶錐度的金屬芯棒，并將所述芯棒插入所述襯套中；
[0009]C、將所述襯套裝入所述裝配孔；
[0010]d、通過擠壓設備對所述芯棒施加軸向力，以使所述芯棒的最大直徑部位對所述襯套實施擠壓；
[0011]e、將所述芯棒移除，所述襯套被固持于所述裝配孔內。
[0012]根據(jù)一種優(yōu)選實施方式，所述襯套的材料為鈦合金，優(yōu)選為T1-6A1_4V。
[0013]通過上述技術方案，本發(fā)明針對CFRP復合材料層合板的裝配孔采用襯套，尤其是鈦合金襯套，并配合冷擠壓強化工藝，可以有效提高制件的疲勞壽命，延長飛機的服役時間。由于鈦合金襯套緊固在裝配孔內，增加了連接結構的耐磨性，并有助于裝配緊固件的拆卸和制件的維修。
[0014]根據(jù)一種實施方式，所述襯套為無縫襯套。
[0015]根據(jù)一種實施方式，所述芯棒包括具有最小直徑的安裝段和具有最大直徑的擠壓段，所述安裝段穿過所述襯套連接至所述擠壓設備用以對所述芯棒施加機械拉力。
[0016]有利地，所述襯套的外徑等于所述裝配孔的直徑，所述襯套的內徑小于所述芯棒的擠壓段的直徑，所述襯套的厚度< 1mm。通過這種方式，在擠壓過程中，復合材料層合板的裝配孔的孔壁發(fā)生彈性變形，而襯套發(fā)生塑性變形，在移除芯棒后，所述襯套就被緊固在所述裝配孔內。
[0017]優(yōu)選地，所述裝配孔通過包括先對復合材料層合板進行鉆孔加工，之后對所鉆制的孔進行鉸孔精加工而制得。
[0018]優(yōu)選地，在所述步驟d之前，調整所述復合材料層合板、所述襯套和所述芯棒的相對位置，使得所述襯套完全包含在所述裝配孔內。
[0019]根據(jù)一種實施方式，所述襯套通過所述擠壓設備的擋塊表面定位于所述裝配孔內。
[0020]本發(fā)明的優(yōu)點至少在于:
[0021]1、改善了 CFRP復合材料層合板制件的缺口敏感性，從而提高了帶孔復合材料制件的疲勞壽命。這是因為CFRP復合材料層合板裝配孔經由鈦合金襯套實施冷擠壓強化后，在復合材料的裝配孔的孔壁產生彈性變形并存在較高的預緊力。并且，鈦合金襯套的外壁與裝配孔的內壁均勻接觸，消除了接觸應力集中。此外，擠壓后的鈦合金襯套存在塑性變形，具有很尚的殘余應力。
[0022]2、鈦合金相對于CFRP復合材料具有良好的耐磨性能，經鈦合金襯套冷擠壓強化后，裝配緊固件與裝配孔的孔壁之間的接觸變?yōu)檠b配緊固件與鈦合金襯套的內壁之間的接觸，從而大幅度提高裝配孔的抗磨損性能。與現(xiàn)有技術相比，經由根據(jù)本發(fā)明的方法處理過的CFRP復合材料層合板制件的疲勞壽命比未實施擠壓處理的制件提高I倍以上。
[0023]3、提高了 CFRP復合材料層合板制件的拆卸和維修性。通過該方法處理過的CFRP復合材料層合板，在裝配緊固件的拆卸過程中不損傷CFRP材料，可對飛機的復合材料損傷制件進行更換和維修。
[0024]4、根據(jù)本發(fā)明的方法操作簡單，利于生產控制。
【附圖說明】
[0025]本發(fā)明的其它特征以及優(yōu)點將通過以下結合附圖詳細描述的優(yōu)選實施方式更好地理解，其中:
[0026]圖1是根據(jù)本發(fā)明的CFRP復合材料層合板的裝配孔冷擠壓強化方法的鉆孔示意圖；
[0027]圖2是鉸孔示意圖；
[0028]圖3是將芯棒插入襯套的示意圖；
[0029]圖4是將襯套裝入裝配孔的示意圖；
[0030]圖5是調整襯套、芯棒和裝配孔的相對位置的示意圖；
[0031]圖6是拉拔芯棒穿過襯套的示意圖；
[0032]圖7是將芯棒移除后襯套保持于裝配孔內的示意圖。
【具體實施方式】
[0033]在以下實施方式的詳細描述中，以本發(fā)明技術方案為前提給出了詳細的實施方式和具體的操作過程，但本發(fā)明的保護范圍不限于下述實施方式。
[0034]下面結合圖1至圖7對本發(fā)明的技術方案做進一步的說明。圖1至圖7依次圖釋出了根據(jù)本發(fā)明一種實施方式的CFRP復合材料層合板裝配孔的冷擠壓強化方法的操作過程，具體可操作如下:
[0035]步驟1:使用例如硬質合金鉆頭2對CFRP復合材料層合板I進行鉆孔加工，保證裝配孔11出入口處的復合材料層合板無分層現(xiàn)象，如圖1所示；
[0036]步驟2:使用鉸刀3對步驟I中鉆制的裝配孔11進行鉸孔加工，使鉸孔后的孔壁光滑，孔出入口處無毛刺，如圖2所示；
[0037]步驟3:將芯棒4的安裝端從無縫鈦合金襯套5的內孔穿過，如圖3所示，并通過芯棒4自身的螺紋段43連接到擠壓設備(圖6)的內螺紋孔中，同時使襯套5套設于芯棒4的小直徑段41上；
[0038]步驟4:將芯棒4連同鈦合金襯套5 —起穿過裝配孔11，操作過程不能損傷裝配孔的孔壁，為了清楚起見，圖4至圖6中假設裝配孔設置于復合材料層合板的端面上；
[0039]步驟5:調整復合材料層合板1、襯套5和芯棒4的相對位置，使得復合材料層合板表面緊靠擠壓設備6的擋塊表面61，從而無縫鈦合金襯套5完全包含在裝配孔內，如圖5所示;
[0040]步驟6:通過擠壓設備6對芯棒4施加軸向力，使芯棒4具有最大直徑的擠壓段42在穿過襯套5的過程中，對襯套5進行冷擠壓，如圖6所示，進而無縫襯套5受芯棒4的擠壓而膨脹；
[0041]步驟7:將芯棒4從無縫鈦合金襯套5的內孔拔出，由于襯套5產生塑性變形，復合材料的裝配孔在襯套5擠壓下發(fā)生彈性變形，襯套5被緊固在裝配孔內，如圖7所示。
[0042]作為優(yōu)選示例，該實施方式中芯棒4的具有最大直徑的擠壓段42被構造為直徑一致的圓柱體，且該圓柱體的長度可近似等于或大于襯套5的長度。然而，可以理解的是，其它構造也是可能的。例如，擠壓段42的長度可小于襯套5的長度；或者，芯棒被構造為紡錘形，其最大直徑部分可以為平滑過渡的曲線。
[0043]本發(fā)明的技術內容及技術特點已揭示如上，應當理解的是，上述實施方式存在許多修改方式，這些方式對相關領域技術人員來說是很明顯的。這些修改/變型落入本發(fā)明的相關領域中，也應當包括在所附的權利要求的范圍中。
【主權項】
1.CFRP復合材料層合板裝配孔的冷擠壓強化方法，其特征在于，所述方法包括: a、提供襯套，所述襯套能夠裝設于所述裝配孔內； b、提供帶錐度的金屬芯棒，并將所述芯棒插入所述襯套中； c、將所述襯套裝入所述裝配孔； d、通過擠壓設備對所述芯棒施加軸向力，以使所述芯棒的最大直徑部位對所述襯套實施擠壓； e、將所述芯棒移除，所述襯套被固持于所述裝配孔內。
2.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，所述襯套的材料為鈦合金。
3.根據(jù)權利要求2所述的方法，其特征在于，所述襯套的材料為T1-6A1-4V。
4.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，所述襯套為無縫襯套。
5.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，所述芯棒包括具有最小直徑的安裝段和具有最大直徑的擠壓段，所述安裝段穿過所述襯套連接至所述擠壓設備用以對所述芯棒施加機械拉力。
6.根據(jù)權利要求5所述的方法，其特征在于，所述襯套的外徑等于所述裝配孔的直徑，所述襯套的內徑小于所述芯棒的擠壓段的直徑，所述襯套的厚度< 1_。
7.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，所述裝配孔通過先對復合材料層合板進行鉆孔加工，之后對所鉆制的孔進行鉸孔精加工而制得。
8.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步驟d之前，調整所述復合材料層合板、所述襯套和所述芯棒的相對位置，使得所述襯套完全包含在所述裝配孔內。
9.根據(jù)權利要求8所述的方法，其特征在于，所述襯套通過所述擠壓設備的擋塊表面定位于所述裝配孔內。
【專利摘要】本發(fā)明提供一種CFRP復合材料層合板裝配孔的冷擠壓強化方法，所述方法包括：a、提供襯套，所述襯套能夠裝設于所述裝配孔內；b、提供帶錐度的金屬芯棒，并將所述芯棒插入所述襯套中；c、將所述襯套裝入所述裝配孔；d、通過擠壓設備對所述芯棒施加軸向力，以使所述芯棒的最大直徑部位對所述襯套實施擠壓；e、將所述芯棒移除，所述襯套被固持于所述裝配孔內。本發(fā)明針對CFRP復合材料層合板的裝配孔采用襯套并配合冷擠壓強化工藝，可以有效提高制件的疲勞壽命，延長飛機的服役時間。由于襯套緊固在裝配孔內，增加了連接結構的耐磨性，并有助于裝配緊固件的拆卸和制件的維修。
【IPC分類】B32B38-04
【公開號】CN104626726
【申請?zhí)枴緾N201510064333
【發(fā)明人】方偉, 劉登偉, 葛恩德, 蘇宏華, 肖睿恒
【申請人】中國商用飛機有限責任公司, 上海飛機制造有限公司
【公開日】2015年5月20日
【申請日】2015年2月6日