加工工艺对7075 铝合金紧固孔表面质量的影响

为确定最佳制孔工艺、获得理想表面特性,从表面完整性和疲劳寿命角度对7075铝合金飞机紧固孔表面质量进行了实验性和数值仿真研究.通过比较常规多步制孔和钻扩铰一步复合工艺(Winslow),发现钻扩铰多步慢进给工艺(DBM)和Winslow所产生的表面具有较小的Ra值,较少的加工缺陷、较大的残余压应力及较高的疲劳强度,而后者的Ra值低于前者60％,疲劳寿命高于前者23％;基于实验数据,建立了切削参数对表面粗糙度和残余应力影响的经验公式;应用数值仿真分析了加工过程中应变和切削温度的变化规律;探讨了Winslow工艺的强化机理;指出适当减少进给量、增加切削速度能够提高紧固孔的表面质量.     

制孔工艺对紧固孔疲劳性能的影响

分别在传统制孔工艺和Winslow制孔工艺下,对7050T7351铝合金材料的双犬骨连接件疲劳试验结果进行对比与可靠性分析;基于当量初始裂纹（EIFS）理论和符合性判据,计算不同制孔工艺下的原始疲劳质量;采用体视显微镜和扫描电镜对疲劳断口进行分析;对Winslow制孔工艺强化机理进行了定性的探讨。研究表明：改进工艺后,紧固孔的疲劳寿命均有所提高,分散性降低,疲劳强度增加;紧固孔的当量初始裂纹小于0．125mm,符合抗疲劳耐久性设计的要求;裂纹形核的位置不变,裂纹扩展区疲劳条带变窄。     

紧固孔的加工工艺对其表面残余应力的影响

检测了 5种制孔工艺在飞机装配紧固孔内所产生的表面周向残余应力 ;分析了影响残余应力的因素 ;探讨了残余应力对紧固孔疲劳寿命的影响     

激光加工密集群孔技术

主要介绍了混合器壳体上小孔的激光加工方法和激光制孔工艺参数的选择 ,对激光工艺的加工效果进行了分析。     

机轮轮毂内腔凸键螺纹孔加工技术

分析了机轮轮毂内腔凸键螺纹孔加工难点,介绍了加工螺纹孔的工艺方法及取得的技术经济效果。     

大直径交点孔螺旋铣精加工技术研究

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R_a1.6μm,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。     

难加工材料精密孔高效珩磨技术研究进展

珩磨技术凭借加工精度高、材料去除率大的优势,广泛应用于精密孔加工.航空发动机广泛采用高温合金、钛合金、不锈钢等航空难加工材料,其难加工性降低了珩磨加工的材料去除及误差修正能力,限制了珩磨工艺在航空发动机精密孔加工中的进一步应用.为突破难加工材料珩磨工艺瓶颈,对难加工材料珩磨工艺特性进行分析,并以高效精密珩磨工艺及工具为切入点,归纳了航空难加工材料精密孔高效珩磨技术现状,并对其发展趋势进行了预测.     

飞机数字化装配系统中机身交点孔加工方法研究

针对传统交点孔加工方法加工精度低且存在回弹变形的问题,设计了一种满足飞机大部件数字化装配要求的机身交点孔精加工方法,根据交点孔的加工特性完成了机身定位与固持、数控加工中心定位以及加工工艺的总体设计,确定了交点孔加工程序原点的计算方法和编程原则,最后通过交点孔试切加工试验验证了加工方法的可行性。     

电火花微细孔加工工艺实验研究

根据电火花微细加工的特点，通过各种工艺实验研究了微能放电参数、电极对材料以及加工液对电火花微细孔加工速度和侧边间隙的影响规律，寻求兼顾加工速度和精度的工艺参数组合。     

深孔加工关键技术及发展

深孔加工技术是一项仍在发展的综合技术。综述了深孔加工的难点及发展概况,分析了其关键技术。着重分析热量散放、排屑处理、工具导向、加工系统与加工工艺。探讨了该领域的研究动态。     

航空发动机叶片气膜孔测量技术研究

基于航空发动机叶片冷却气膜孔的设计、加工和国家＂十一五＂计量科研项目的技术攻关及检测试验研究,本文简要介绍了叶片气膜孔位置度检测技术的思路、途径和方法,力求解决叶片气膜孔加工中的量值传递或溯源的难题,使我国在叶片等空间曲面小孔测量领域实现重大突破。     

几种典型的长寿命连接制造技术

主要介绍了干涉配合铆接、干涉配合螺接、长寿命连接的制孔和长寿命连接孔强化等典型的长寿命连接制造技术,分析了长寿命连接制造的主要技术特点和工艺方法，以及该项技术在国内国外飞机生产中的应用现状。     

空心长轴深孔加工工艺研究

以某发动机空心长轴零件深孔加工为研究对象,设计了长径比为15,长度超过1米的整体硬质合金刀杆,在某加工项目试验中,应用这种超长整体硬质合金刀杆,在细长比大于10的空心长轴的深孔镗削加工中,改变了传统的深孔加工工艺,满足了空心长轴深孔加工中严格的壁厚差要求,取得了明显的效果.     

钛合金螺旋铣孔孔径偏差研究

螺旋铣孔是航空航天领域新出现的制孔技术,其切削过程中会产生径向切削力,从而引起刀具变形并造成孔径偏差。针对该问题开展了钛合金螺旋铣孔孔径偏差试验,分析了包括进给方向在内的不同加工参数对孔径偏差的影响规律;基于螺旋铣孔运动学原理对不同进给方向下的材料去除过程和径向切削力方向进行了研究,分析了不同进给方向下的孔径偏差变化规律及形成原因,并设计切削力试验进行了验证;通过分析不同加工参数下的未变形切屑形状及径向切削力变化情况,研究了各加工参数对孔径变化趋势的影响规律。研究结果表明,当进给方向为顺时针时,刀具受背离孔心的径向切削力的作用向孔径外侧发生挠曲变形,导致所加工孔径大于理论孔径;当进给方向为逆时针时则相反。进给速度和导程的增加将加剧孔径偏差,切削速度的增加则会减弱孔径偏差。     

锪窝孔边扇形角裂纹应力强度因子的三维有限元分析

 根据航空等领域内锪窝铆接及锪窝锣接构件的典型结构特征,采用三维的十节点四面体等参有限单元模型,分别对无裂纹及孔边含裂纹锪窝孔 /直通孔结构进行了模拟分析;得到了锪窝孔构件的危险部位及90°,120°锪窝孔边扇形角裂纹的应力强度因子,给出了覆盖面广的计算曲线;通过对计算结果的分析,讨论了裂纹长度、孔径以及板厚等因素对应力强度因子的影响。和已有的文献比较表明,本文数值结果精确,方法可靠。     

复合材料干涉连接钉载分配研究

复合材料在飞机机体主承力结构中的使用越来越广泛,间隙连接使复合材料许用应变值难以发挥,影响了接头效率,为此提出采用用于复合材料结构的干涉连接紧固系统,以使孔周应力状态和应力集中系数得以改善,提高连接接头的钉载分配能力和结构抗载能力。     

机翼用铝合金材料原始疲劳质量对比

当前航空工业的发展对于超高强铝合金材料的需求十分迫切,实现该材料的国产化并达到良好的质量效果至关重要。为了对中国航空工业中常用的7XXX新型铝合金材料的原始疲劳质量（IFQ）进行评估,选取裂纹萌生时间（TTCI）和当量初始缺陷尺寸（EIFS）作为对比参量,分别对中国飞机机翼用7XXX紧固孔试件和俄系BXXX紧固孔试件开展了低、中、高3种应力水平下的疲劳试验,通过对比分析得到了两种试件在不同应力水平下的TTCI趋于一致,最大仅相差3.71%;得到了每个试件的EIFS,应用疲劳统计学方法验证了两种试件材料各自的EIFS值无显著性差异;提出了一种不同超越概率下的结构细节当量初始缺陷模型,直接有效地对飞机结构细节的质量风险进行了评估;建立并对比分析了两种试件结构细节的通用EIFS分布,结果均小于中国军用手册规定的0.125 mm,且在超越概率为5%时,7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的通用EIFS值。     

冷轧扭钢筋在施工中的应用及经济效益分析

根据在工程中应用冷轧扭钢筋施工的具体实践，介绍了冷轧扭钢筋的物理力学性能、加工制作、绑扎过程及其外观特征，并对其应用的经济效益作了分析说明，对当前的节能降耗有一定的积极意义。     

Ironing effect on surface integrity and fatigue behavior during ultrasonic peening drilling of Ti-6Al-4V

Imposing compressive residual stress field around a fastening hole serves as a universal method to enhance the hole fatigue strength in the aircraft assembly filed. Ultrasonic Peening Drilling (UPD) is a recently proposed hybrid hole making process, which can achieve an integration of strengthening and precision-machining with a one-shot-drilling operation. Due to the ironing effect of tool flank surface, UPD introduces large compressive residual stress filed in hole subsurface. In order to reveal the strengthening mechanism of UPD, the influence of ultrasonic vibration and tool dynamic relief angle on ironing coverage rate and its corresponding effect on surface integrity in UPD were analyzed. The experiments were conducted to verify the influence of ironing effect on surface integrity and fatigue behavior of Ti-6Al-4V hole in UPD. The results indicate that the specimen features smaller surface roughness, higher micro-hardness, plastic deformation degree and circumferential compress residual stress under higher ironing coverage rate. The fatigue life increases with the raise of ironing coverage rate, and the fatigue source site in UPD shifts from surface to subsurface comparing with that without vibration assistance. The results demonstrates that a better strengthening effect can be obtained by reasonably controlling the ironing coverage rate in UPD.