[发明专利]一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法

说明书

本发明提供了一种提高2124‑T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法；本发明的方法是在航空零件机加工过程的最后阶段采用高转速低切深量的加工方法（如将2124‑T851厚板按零件设计要求进行机械加工，粗铣平面及槽型，剩余的机械加工余量为2~4mm时，精铣平面及槽型，精铣时控制单道次切削量为0.3~1.0mm），降低机加工对带孔零件的损伤，从基体层面提高整体零件的疲劳寿命；对于孔周边，根据孔径的不同，针对性的选择冷挤压或压印强化的方式，在孔的周边形成一定的残余压应力，从而提高带孔零件的疲劳寿命。本发明的方法可提高带孔航空零件疲劳寿命9倍以上，且本发明操作工艺简单，有利于生产控制。

技术领域

本发明属于铝合金零部件制造技术领域，具体涉及一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法。

背景技术

现代飞机设计主要思路为长寿命、高可靠，因此，对飞机主承力结构的使用寿命提出了更高的要求，在此背景下，大量的新材料及新技术得到开发和应用。

其中，2124-T851铝合金具有较高的强度、优良的抗腐蚀性能、断裂韧度、耐中温性能，可见其是一种典型的高纯、高强、高韧型铝合金，主要用于制造飞机框、梁等主承力结构件，是飞机的主承力结构之一。

螺接和铆接是飞机构件间主要连接方法，因开孔的边缘部位存在严重的结构应力集中，孔结构很容易发生疲劳断裂，影响航空安全性和可靠性，因此，提高连接孔部位疲劳寿命是航空工业普遍关心的关键技术之一。2124-T851铝合金作为飞机主承力结构，如何提高其带孔航空零件疲劳寿命是亟待解决的技术问题。

发明内容

为了改善现有技术的不足，本发明的目的是提供一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法，采用该方法能有效提高零件疲劳性能，延长使用寿命。

为解决此技术问题，本发明的技术方案是：

一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法，该方法包括以下步骤：

（1）采用钻孔的方式在2124-T851厚板上进行预制孔，且钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小1.0%~8.0%；

（2）对步骤（1）的钻孔的孔径进行强化处理，所述强化处理是采用直接芯棒冷挤压的方式进行强化，或采用开缝衬套冷挤压的方式进行强化，或采用压印的方式进行强化；

（3）采用铰刀铰孔至设计的孔径尺寸，且孔内壁表面粗糙度不大于1.6μm。

根据本发明的实施方式，步骤（1）中，所述2124-T851厚板的厚度为40~155mm，例如为40mm、50mm、60mm、70mm、80mm、90mm、100mm、110mm、120mm、130mm、140mm或150mm。

根据本发明的实施方式，步骤（1）中，所述2124-T851厚板优选为精铣后的2124-T851厚板。

根据本发明的实施方式，步骤（1）中，具体包括如下步骤：

将2124-T851厚板按零件设计要求进行机械加工，粗铣平面及槽型，剩余的机械加工余量为2~4mm时，精铣平面及槽型，精铣时控制单道次切削量为0.3~1.0mm（如0.3mm、0.4mm、0.5mm、0.6mm、0.7mm、0.8mm、0.9mm或1mm），采用钻孔的方式在精铣后的2124-T851厚板上进行预制孔，且钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小1.0%~8.0%。本发明中，通过控制2124-T851厚板的机械加工过程，如控制精铣时控制单道次切削量，可以有效提高零件整体的疲劳寿命，使得带孔部位及不带孔部位的疲劳寿命均有所提高。