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飞机结构件紧固孔强化技术综述 总被引:1,自引:0,他引:1
对紧固孔强化处理,以提高飞机结构件在交变载荷作用下的疲劳寿命。基于紧固孔强化技术的发展现状,从强化机制、实施方法、强化效果、存在的问题和应用场合等方面,对冷挤压、干涉配合、滚压、机械喷丸和激光冲击强化五种飞机结构件紧固孔强化技术进行分析比较。分析认为,五种强化技术都各自存在突出问题,激光冲击强化技术优势明显。传统的强化技术仍将在未来的一段时间内作为飞机结构疲劳断裂设计的基本的强化工艺;激光冲击强化技术由于处理方式的环保性和突出的强化效果,在提高小孔疲劳寿命方面具有巨大潜力。 相似文献
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TC4开缝衬套冷挤压残余应力分布有限元仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
开缝衬套冷挤压工艺在孔的周围产生残余压应力,广泛应用于航空结构件疲劳增寿。冷挤压后孔周围的残余应力分布对预测带孔试样的疲劳寿命至关重要。针对开缝衬套冷挤压工艺构造了二维有限元模型,研究了TC4钛合金孔冷挤压后的残余应力分布,并对比了不同相对挤压量下试样中间层上最大残余压应力值,得到了初孔半径为3.175mm的孔的最佳相对挤压量。 相似文献
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TC4板孔冷挤压强化残余应力分布与疲劳寿命 总被引:1,自引:0,他引:1
开展了不同挤压量下TC4钛合金板孔冷挤压强化有限元仿真研究,得到了挤压强化后最小截面的切向残余应力分布规律,分析了挤压量对受载试样孔边应力分布的影响,探讨了挤压量、残余应力和疲劳增益三者之间的内在关系。采用开缝衬套冷挤压强化工艺对TC4带孔板件进行冷挤压和疲劳验证试验。研究结果表明,挤压强化后的孔边切向压缩残余应力可以有效降低孔周应力集中程度,优化受拉试样最小截面应力分布,改变裂纹源的位置并延长疲劳裂纹的萌生和扩展寿命,有效提高试样疲劳寿命。综合仿真和疲劳试验得到TC4板孔最优挤压量为4%。 相似文献
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碳纤维增强复合材料(CFRP)及由钛合金Ti-6Al-4V和CFRP组成的金属复合材料叠层结构广泛应用于现代航空工业。大型客机结构件之间主要通过铆接和高锁螺栓连接,根据波音与空客公司发布的数据显示,最新一代B787与A380上装配孔的数量已超百万,装配过程中的制孔效率与质量直接决定了客机整体装配效率及关键结构件的疲劳寿命,从而间接影响了客机的生产成本以及飞行可靠性。随着飞机数字化装配的快速发展,传统的钻孔工艺会产生很多加工缺陷,工序复杂,加工孔质量不能满足要求,因此,有必要优化制孔工艺,设计新型专用刀具。本文通过研究螺旋铣孔运动学特性,分析螺旋铣孔的工艺特点,设计了一种新型螺旋铣孔专用刀具,并以加工过程的轴向切削力、出入口加工质量以及刀具磨损为评价指标,验证该新型专用刀具的切削性能。结果表明,专用刀具在干切削条件下能够实现复材孔无分层、钛合金孔无毛刺加工,大幅提高刀具寿命,解决了传统立铣刀对CFRP及CFRP/钛合金叠层结构进行螺旋铣孔时刀具寿命低、加工质量差等问题。 相似文献
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为了提高航空耳片结构疲劳性能,建立TC4钛合金耳片孔开缝衬套冷挤压与干涉配合复合强化有限元模型,分析了复合强化工艺参数对孔周塑性变形及结构疲劳寿命的影响。设计耳片孔周残余应力测试试验,验证了模型的准确性。复合强化工艺参数的研究结果表明:孔壁材料随芯棒的塑性流动使孔壁变形量在厚度方向上分布不均,弹塑性边界随挤压量的增长向耳片外侧转移;交变载荷下应力幅值的最大值始终位于孔壁处,且入口处应力水平最高;针对TC4钛合金耳片结构,3%挤压量与1%干涉量的复合强化工艺参数组合,疲劳寿命增益效果最好。 相似文献