[发明专利]一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞机零/组件的加工，特别是涉及对飞机零/组件装配各类连接紧固件(如高锁螺栓、螺栓在铝、低碳钢、钛、高强度钢等材料)的连接孔的加工工艺。

背景技术

在航空制造工业中，提高飞机结构连接的疲劳寿命，是大家普遍关心的重要技术问题之一，其影响范围非常广泛，因此研究并力争提高飞机结构之间及结构与连接件之间的连接疲劳寿命，是一项非常有意义的工作。

目前，飞机结构件采用的主要连接方法是机械连接，一架大型飞机上装有一百多万个连接件。为了满足现代飞机高寿命的要求，国外许多著名飞机制造商花费大量的人力物力和财力对其进行旨在提高飞机连接接头寿命的研究工作，不断提高竞争能力和市场占有率，获得经济效益。

当今世界上许多先进飞机的疲劳寿命已达到八万飞行小时，甚至更高一些。为了制造高寿命的飞机结构，必须通过设计、材料、工艺和使用维护等多方面的共同努力方可达到。因此，制造高寿命的飞机结构是一项非常复杂的系统工作。

冷挤压工艺是提高连接件孔疲劳寿命的一个新途径，冷挤压孔通常也叫冷胀孔，其机理是在室温下利用高强度挤压工具对孔壁、倒角、埋头窝及孔周围施加压力，使被挤压部位的金属表面发生塑性变形，形成残余压应力层，从而达到提高结构疲劳寿命的目的。

冷挤压工艺用于高应力区，用于提高结构件的疲劳寿命。这种冷作强化方法是对金属进行挤压时，金属产生塑性变形，当挤压过程结束，金属材料的晶粒已经细化，表层材料微观硬度提高，显微粗糙度降低，从而提高了材料的屈服强度，而金属材料的疲劳性能与屈服强度在一定范围内为线性关系，故孔壁、园角和埋头窝底园弧冷挤压(应力压印)后都使孔壁塑性变胀大，形成残余压应力场，延缓直接围绕孔区域的裂纹出现和扩散，从而提高孔的疲劳寿命。

冷挤压孔的方法通常有三种：一是不带衬套的冷挤压；二是带开缝衬套的冷挤压，挤压后将开缝衬套去掉；还有一种是带不开缝衬套的冷挤压，挤压后衬套将保留在孔中。

开缝衬套冷挤压是对飞机零/组件装配各类连接紧固件高锁螺栓、螺栓在铝、低碳钢、钛、高强度钢等材料连接孔(孔径介于0.125～1.0″之间)的强化工艺，能对强化孔的表层施加有效的残余压应力，大幅度提高孔的耐疲劳抗裂纹性能。

开缝衬套冷挤压工艺中要保证最后的精绞终孔能够满足工艺规范要求，钻初孔是关键。采用开缝衬套冷挤压强化紧固件连接孔部位是翼身对接区，对接区域处空间有限，工艺通路较差，只能采用手工制孔。紧固件预制孔要穿越4～5层不同厚度的材料，最大厚度52mm，最大直径19.05mm，手工制孔难度很大。

随着我们对飞机连接件孔制造枝术工艺的不断研究，实践及应用，使我国的飞机制造水平再上一个新台阶，从而使飞机结构连接疲劳寿命将不断延长，使我们的飞机在安全性、经济性等方面得到不断的改善。这不仅将会产生显著的经济效益，而且还会带来重大的社会效益。

发明内容

本发明的目的是提供一种开缝衬套冷挤压加工连接孔的方法，特别是初孔的加工工艺，以准确高效地加工初孔，再经过对初孔进行开缝冷挤压来提高连接孔的疲劳寿命。

在飞机零部件的生产中，对于零/组件装配各类连接紧固件的连接孔，为了保证最后的精绞终孔能够满足工艺规范要求，钻初孔是关键。

要使得开缝衬套冷挤压后的终孔满足工艺要求，关键在于要先制备合格的初孔。在冷挤压工艺之前需要制备的初孔在合格范围内，才能保证后续的冷挤压、精铰、终孔检测满足要求。

通常紧固件孔(即连接孔)的制备工序如下：

钻初孔→铰初孔→测量初孔→冷挤压→精铰孔→测量精孔这样几个步骤，但实际操作很难达到要求。

本发明为了解决这个问题，提出了多次钻扩孔制备初孔，而且钻扩孔的次数根据初孔直径要求确定的技术方案。

本发明的开缝衬套冷挤压制备孔的方法，包括：钻初孔；铰初孔；检查孔的直径；检查芯棒；对孔进行冷挤压；检查冷挤压孔的直径；精铰孔；检查终孔直径；其中，钻初孔时，经过至少三次钻扩孔制备初孔，最初1次、2次或3次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″(有时表示为in，指单位为英寸)，最后1次、2次或3次的钻孔扩径量控制在每次0.010″～0.032″。

优选地，介于最初1次、2次或3次与最后1次、2次或3次之间的钻扩孔径量控制在每次0.032″～0.055″。

优选地，如名义直径(即标准件的外径)为3/8″时，通过三次钻扩孔次数完成钻初孔，其中，最初两次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后一次的钻孔扩径量控制在0.010″～0.032″。