[发明专利]一种孔的拉扭耦合冷挤压强化芯棒及其强化方法

说明书

本发明公开了一种孔的拉扭耦合冷挤压强化芯棒及其强化方法，包括芯棒本体；芯棒本体包括芯棒强化头、芯棒中部和芯棒尾部；芯棒强化头的前、后两端均为锥形面，芯棒强化头中间部位的外轮廓为圆柱面，圆柱面上间隔相同的圆心角沿芯棒长度方向切除圆心角对应的扇形圆柱面；芯棒中部为圆柱形，圆柱形表面开设矩形槽；芯棒尾部开设螺纹，并与拉伸装置螺纹连接。本发明通过间隔相同的圆心角沿芯棒长度方向切除圆心角对应的扇形圆柱面，减小了强化过程中芯棒与孔壁的接触面积50％，减小拉伸方向理论强化阻力50％，降低了高强化量、大直径孔的冷挤压强工艺难度，有效地解决了高强化量、大直径孔结构强化阻力大导致的无法强化的问题。

技术领域

本发明属于机械加工的技术领域，具体涉及一种孔的拉扭耦合冷挤压强化芯棒及其强化方法。

背景技术

机械连接以其工艺简单、可靠性好、便于拆卸、传载大等优点在航空航天领域被广泛应用，例如在飞机装配制造中其占飞机连接结构的70％以上。尽管机械连接具有诸多优点，但机械连接孔破坏了整体结构完整性，并造成应力集中、局部损伤等不利影响，同时引起外载荷下孔周应力分布复杂，属于典型的结构危险点。特别在周期载荷下，研究表明，飞行疲劳事故中，有70％以上的疲劳裂纹起始于连接部位，50％～90％的飞机疲劳源于紧固孔的疲劳破坏。因此，机械连接孔结构的疲劳性能强化对于提升航空航天产品结构的服役可靠性意义重大。

目前，冷挤压强化是航空航天机械连接孔结构疲劳性能强化最主要的工艺方法之一，主要分为直接冷挤压强化和带衬套冷挤压强化。通常情况下，直接冷挤压强化通过芯棒对孔壁进行冷挤压，迫使孔壁发生塑性变形，孔周形成有益残余压应力，同时孔壁材料微观组织结构得到改善，进而提高连接孔结构疲劳寿命。然而，由于强化量的存在，直接强化过程中孔轴向将形成明显的强化阻力，强化阻力导致孔壁材料沿孔轴向流动，造成孔周应力分布紊乱，同时在孔出口处形成明显的“凸瘤”，进而演变为典型的应力集中危险点。此外，在高强化量或大直径孔的情况下，强化阻力将导致直接冷挤压强化无法进行甚至芯棒拉断。带衬套冷挤压强化(如开缝衬套和压合衬套冷挤压强化)通过衬套过渡，避免了芯棒和孔壁直接接触，可显著减小孔壁沿孔轴向流动，但仍然不能解决强化方向上强化阻力过大的难题，且衬套制造工艺要求苛刻，衬套价格十分昂贵。

为了避免使用衬套，专利号为201510026586.3的发明公开了一种结构件连接孔的摩擦挤压强化工具和方法，该发明将摩擦挤压头旋转并匀速插入连接孔内，然后静止旋转2～5s后拔出。该方法可在孔壁面附近形成较均匀分布的残余压应力，避免了强化阻力在孔轴向引起的残余应力紊乱，同时孔壁面附近材料产生晶格畸变、位错密度增加，从而实现对连接孔的摩擦挤压强化。然而，该方法亦不能减小强化阻力，在高强化量、大直径孔中应用困难。为了减小强化阻力的不利影响，专利号为201910637084.2的发明则公开了一种旋转式孔冷挤压强化装置与方法，该发明首先通过带有螺纹的芯棒在驱动手柄的配合下沿轴向运动推动梯形挤压块完成孔壁的局部挤压，然后旋转驱动手柄一周将梯形挤压块的挤压量均匀施加到孔周，解决了残余应力在孔壁厚度方向不均的问题，提升了孔周整体的疲劳强化效果。然而，该发明因为强化装置结构设计的限制，可实现的最大强化量较低，不适合大直径孔强化，且强化头结构尺寸较大，在小直径孔结构中应用亦存在较大局限性。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术中的上述不足，提供一种孔的拉扭耦合冷挤压强化芯棒及其强化方法，以解决高强化量、大直径孔结构强化阻力大导致的无法强化的问题。

为达到上述目的，本发明采取的技术方案是：

一种孔的拉扭耦合冷挤压强化芯棒，其包括芯棒本体；芯棒本体包括芯棒强化头、芯棒中部和芯棒尾部；芯棒强化头的前、后两端均为锥形面，芯棒强化头中间部位的外轮廓为圆柱面，圆柱面上间隔相同的圆心角沿芯棒长度方向切除圆心角对应的扇形圆柱面；芯棒中部为圆柱形，圆柱形表面开设矩形槽；芯棒尾部开设螺纹，并与拉伸装置螺纹连接。

优选地，圆心角的角度为90°、60°、45°、36°或30°。