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本文研究了将超声波能量施予刀具,使其产生一定振幅的超频振动铰孔的工艺方法。进行了铰孔精度、表面粗糙度及其铰孔规律的试验,也探讨了振铰孔的机理。 相似文献
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在飞机装配过程中经常需要进行大直径交点孔的精加工。交点孔的直径大、材料工艺性差导致精加工时切削力大、振动大,不同耳片间初孔不同心导致刀具受力不均易引偏,装配制孔作业环境复杂导致大型加工设备使用困难。目前主要加工方法为使用自动进给钻进行多次的扩孔和铰孔,制孔效率低、使用刀具种类多、成本高。螺旋铣孔是航空航天领域出现的制孔新方法,在难加工材料大直径孔加工中,与传统的钻、扩、铰工艺相比具有更好的制孔质量和效率,尤其在扩孔加工时,螺旋铣孔刀具不会被初孔引偏,优势明显。基于便携式螺旋铣孔装备,开展了大直径交点孔扩孔精加工试验,检测了加工孔的尺寸精度和孔壁表面质量,并进一步研究了孔壁表面完整性,结果表明,孔径尺寸精度优于±0.05 mm,孔壁粗糙度优于Ra1.6μm,验证了采用螺旋铣孔方法实现飞机装配交点孔精加工的可行性。 相似文献
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对开缝衬套冷挤压机和芯棒直接冷挤压孔的工艺方法进行了比较,并对开缝衬套冷挤压孔工艺参数进行研究,同时对孔挤压后铰削量与疲劳寿命的关系以及孔挤压后残余应力释放进行了研究 。 相似文献
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开展孔冷挤压过程有限元仿真计算是残余应力分布获取和疲劳寿命预测的前提。在有限元建模阶段,设置铰削层单元与基体材料单元之间的分界面,是模拟铰制终孔工艺过程的关键。通过弹塑性力学分析,建立了挤压强化过程芯棒、衬套和被挤压强化连接孔的应力分析方法;基于分析中得到的不同位置处微单元的径向位移量,建立了铰削分界面相对位置计算模型。并开展了关键参数的敏感性分析,定量研究了关键参数变化对残余应力分布和径向位移量的影响程度。本工作为孔冷挤压强化有限元模型建立中,铰削层单元与基体材料单元分界面相对位置确定,提供了便捷可靠的方法。 相似文献
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镁合金在航空工业中早已得到广泛的应用。但在加工过程中却存在着温差变形、弹性变形等特殊问题。本文仅对镁合金铰孔中的弹性变形做以下初步探讨。某材料为ZM5T_4的一个零件,要求在φ9.8的底孔中铰削φ10D(~( 0.03))孔。所选用铰刀的实际尺寸为φ10.005,但铰削后,铰刀却不易退出,10D塞规的通端也无法塞入。显而易见,铰削后的孔径小于铰刀实际尺寸,未能达到图纸要求。我们认为这是由于镁合金材料在内孔铰削时因弹性变形引起孔径收缩所致。为解决这个问题,我们做了一些试验,并初步探讨了孔径收缩量和铰削余量间的函数关 相似文献
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基于低频轴向振动钻削理论和深孔振动钻削的工艺实践,在经过改造的深孔振动钻床上,成功地进行了材料为42CrNiMo的Φ9.5×2255mm超深孔振动粘削,获得了优良的加工质量。 相似文献
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碳纤维复合材料广泛应用于航空航天、国防、医疗等领域,针对碳纤维复合材料制孔过程中出现的入口剥离、出口分层、撕裂与毛边等质量问题,结合振动辅助切削对制孔工艺进行改进。为了有效预测碳纤维复合材料振动辅助制孔工艺的效果,结合碳纤维复合材材料本构模型进行振动辅助制孔有限元仿真建模研究。借鉴已有的复合材料本构模型,构建了碳纤维复合材料力学模型;针对仿真碳纤维复合材料在制孔过程中的分层现象,提出了黏性层模型用于模拟复合材料层间损伤,并建立了有限元仿真模型;通过在刀具边界条件上施加振动模式,实现了振动辅助制孔的有限元仿真建模。将建立的有限元仿真模型的仿真结果与已有文献试验结果进行了比较,验证了所建的有限元仿真模型的正确性,并对比分析了普通钻削制孔与振动辅助钻削制孔的仿真结果。最后得出结论:采用振动辅助钻削碳纤维复合材料可以有效地降低轴向力,抑制毛刺和分层产生。 相似文献
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铝合金孔的冷挤压强化 总被引:2,自引:0,他引:2
首先比较了冷挤压强化紧固件孔的两种方法,而后讨论了铝合金孔冷挤压中挤压量选择、回弹量确定及挤后铰削量三个重要问题,最后介绍了冷挤压所获得的疲劳寿命增益。 相似文献
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本文对某型飞机主承力框在全机疲劳试验中出现裂纹的Ф5孔孔边进行应力分析,并对将Ф5孔铰为Ф8孔后的孔边也进行了应力分析及对比。 相似文献