CN111609027B - 一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套，包括圆柱形的衬套主体，所述衬套主体的中部设置有圆柱形通孔，所述衬套主体的一端的内圆边设置有倒圆角，所述倒圆角与螺栓的螺栓杆和螺栓头之间的倒角相匹配；所述衬套主体的材料为形状记忆合金。本发明还提供一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的方法，在马氏体相变温度下，使衬套的外径减小、内径增大，然后将上述衬套安装在飞机壁板扩孔后的连接孔中，使衬套、螺栓和飞机壁板三者间隙配合，然后再加热衬套，使得衬套回复原形。本发明用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套及方法提高了飞机壁板扩孔后连接的安全性。
Description
技术领域
本发明涉及连接件技术领域，特别是涉及一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套及方法。
背景技术
大型飞机零部件结构朝着整体化设计与制造方向发展，但是机械连接仍然是不可缺少的方式并大量存在，飞机结构装配还是以螺栓连接为主。但由于飞机结构复杂，零组件数量巨大，而且大型壁板件成本较高，加工困难，零件的制造以及装配定位等工艺过程可能会出现一些偏差，在飞机壁板干涉连接过程中会出现错孔现象(参见图1)，从而导致飞机被连接件的结构强度要求无法得到满足，从而严重影响飞机的安全性和稳定性。
然而在个别孔出现偏差就舍弃整个连接件是十分不合理的方法，目前针对出现的上述问题，我国采取了许多补偿方法进行试验，但测试结果总是出现各种难以避免的问题。因为，在实际工况中，不同的补偿方法对飞机零部件的结构强度和使用寿命有着不同的影响。我们需要分析在孔位偏差时扩孔工艺对壁板结构强度的影响，以及扩孔完成后进行干涉连接如何最大程度提高其使用寿命。
目前采用的普通衬套和螺栓，在进行干涉连接时，采用静态压铆的方式将螺栓缓缓压入螺栓孔内。较大的干涉量很容易造成衬套和被连接件表面出现基体损伤，随着螺栓压入的过程，甚至会造成螺栓孔内出现较大面积的孔周损伤，从而降低壁板件的连接强度和使用寿命；此外，普通螺栓连接的大型壁板件，在服役一段时间后，极易出现自松动现象，从而导致壁板的安全系数降低；由于螺栓杆和螺栓头结合区域有一个倒角，该倒角导致结合区域的尺寸相较于螺栓杆直径变大，从而导致螺栓头端与被连接件接触，在施加拧紧力矩时，容易造成孔周损伤。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套及方法，以解决上述现有技术存在的问题，提高飞机壁板扩孔后连接的安全性。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
本发明提供了一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套，包括圆柱形的衬套主体，所述衬套主体的中部设置有圆柱形通孔，所述衬套主体的一端的内圆边设置有倒圆角，所述倒圆角与螺栓的螺栓杆和螺栓头之间的倒角相匹配；所述衬套主体的材料为形状记忆合金。
本发明还提供一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的方法，包括以下步骤：
(1)在马氏体相变温度下，对上述的用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套进行低温预变形处理；在马氏体相变温度下，对所述衬套进行预拉伸扩孔处理：首先利用相夹紧工装对衬套进行夹持，在万能试验机上对所述衬套进行拉伸，使衬套外径减小，同时利用芯棒对所述衬套的内壁进行扩孔变形处理，使所述衬套的内径增大；同时对飞机壁板上出现孔位偏差现象的连接孔进行扩孔处理，使所述连接孔中的上孔和下孔的大小一致，且所述上孔和所述下孔同轴；
(2)将预变形处理后的所述衬套与飞机壁板上扩孔处理后的连接孔间隙配合，然后将螺栓与所述衬套间隙配合；将所述衬套加热至-3.15℃～16.85℃，由于形状记忆合金的记忆效应发生回复作用，所述衬套的内径减小且外径增大，同时产生回复力作用，使得所述衬套与所述螺栓中的螺栓杆以及所述连接孔的孔壁产生相互挤压应力作用，由于摩擦系数的存在，产生沿轴向的摩擦力，进一步起到防松作用；同时由于轴向恢复产生的轴向力，转化为自锁摩擦力矩达到防松效果；
(3)加热完成后，在所述螺栓上安装螺母，通过施加拧紧力矩，产生预紧力，从而产生自锁摩擦力矩，使所述衬套、所述螺栓以及飞机壁板紧密配合。
优选的，所述衬套与所述螺栓杆之间的相对干涉量根据公式
确定，其中，D为所述螺栓杆的直径，d1为所述衬套的内径。
优选的，所述衬套与所述飞机壁板之间的相对干涉量根据公式
确定，其中L1为所述衬套的外径，l为所述连接孔的直径。
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
本发明用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套及方法提高了飞机壁板扩孔后连接的安全性。本发明用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套可以在飞机壁板的连接板扩孔后装配到连接孔内，与螺栓形成干涉连接，从而最大程度降低螺杆和壁板件的损伤程度，提高紧固件和被连接件的使用寿命，保证飞机壁板件使用的安全性。本发明能够保证在进行螺栓干涉连接的过程中，即使存在较大的干涉量，也可以最大程度的降低连接过程中出现的损伤，弥补了高频冲击、振动下环境显下飞机壁板件的结构强度和使用寿命，提高了飞机壁板连接孔处连接结构的安全性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为现有技术中飞机壁板连接孔偏差现象的结构示意图；
图2为本发明用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套的结构示意图；
图3为本发明用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套的连接示意图一；
图4为本发明用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套的连接示意图二；
其中：1-衬套主体，101-倒圆角，2-飞机壁板，3-连接孔，4-螺栓，401- 螺栓头，402-螺栓杆。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套及方法，以解决上述现有技术存在的问题，提高飞机壁板扩孔后连接的安全性。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图1至图4所示：本实施例用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套包括圆柱形的衬套主体1，衬套主体1的中部设置有圆柱形通孔，衬套主体1的一端的内圆边设置有倒圆角101，倒圆角101与螺栓4的螺栓杆402和螺栓头401之间的倒角相匹配；衬套主体1的材料为镍钛形状记忆合金。
本发明还提供一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的方法，包括以下步骤：
(1)在马氏体相变温度(Ms＝-43.15℃～Mf＝-93.15℃)下，对上述的用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套进行低温预变形处理；在马氏体相变温度下，对衬套进行预拉伸扩孔处理：首先利用相夹紧工装对衬套进行夹持，在万能试验机上对衬套进行拉伸，使衬套外径减小6.284mm，同时利用芯棒对衬套的内壁进行扩孔变形处理，使衬套的内径增大5.828mm；同时对飞机壁板2 上出现孔位偏差现象的连接孔3进行扩孔处理，使连接孔3中的上孔和下孔的大小一致，且上孔和下孔同轴；
衬套与螺栓杆402之间的相对干涉量根据公式
确定，其中，D为螺栓杆402的直径，d1为衬套的内径。衬套与飞机壁板2之间的相对干涉量根据公式
确定，其中L1为衬套的外径，l为连接孔3 的直径。设计预变形后圆柱销衬套外径为被连接件孔的98％～99.5％，同时螺栓杆402外径应满足为衬套内径的98％～99.5％。其中螺栓杆402与衬套内径的间隙量为Δ1＝d2-D，其中，d2为变形处理后衬套的内径，D为螺栓杆402 直径；连接孔3与衬套外径的间隙量大小为Δ2＝l-L2，其中L2为衬套外径， l为连接孔3的直径。
(2)将预变形处理后的衬套与飞机壁板2上扩孔处理后的连接孔3间隙配合，然后将螺栓4与衬套间隙配合，装配间隙分别为内径Δ1＝0.058mm，外径Δ2＝0.063mm(间隙量为1％)；将衬套加热至(As＝-3.15～Af＝16.85℃)，由于形状记忆合金的记忆效应发生回复作用，衬套的内径减小且外径增大，同时产生回复力作用，使得衬套与螺栓4中的螺栓杆402以及连接孔3的孔壁产生相互挤压应力作用，由于摩擦系数的存在，产生沿轴向的摩擦力，进一步起到防松作用；同时由于轴向恢复产生的轴向力，转化为自锁摩擦力矩达到防松效果；
(3)加热完成后，在螺栓4上安装螺母，通过施加拧紧力矩，产生预紧力，从而产生自锁摩擦力矩，使衬套、螺栓4以及飞机壁板2紧密配合。
镍钛形状记忆合金作为一种功能材料，由于其优良的形状记忆特性而广泛应用于航空、航天领域的装配连接过程。采用镍钛合金制成的紧固件，与现有螺栓4连接中普通紧固件相比，可以有效提高容错率，最大程度降低产品制造成本，提高飞机壁板2的连接强度和使用寿命。通过对多种不同含量 Nb的镍钛合金相变温度大小进行测试如表1所示，不同温度下，低Nb合金样品在奥氏体与马氏体状态变形与相变滞后温度范围：ΔT＝(AS-Ms)；其中， AS为变形开始后马氏体逆向变开始温度，Ms为马氏体相变开始温度。基于一定相变温度下，加入一定比例的Nb有利于提高镍钛形状记忆合金的相变滞后，改善合金的微观组织和相变特征。通过实验验证，得到基于相变温度下最优原子百分含量占比的Ni-Ti-Nb形状记忆合金，如表1所示，选择A2为优选材料，将其制作成衬套。
表1不同Nb含量的Ni-Ti-Nb合金基体
本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (3)
1.一种用于补偿飞机壁板连接孔偏差的方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)在马氏体相变温度下，对用于补偿飞机壁板连接孔偏差的衬套进行低温预变形处理，所述衬套包括圆柱形的衬套主体，所述衬套主体的中部设置有圆柱形通孔，所述衬套主体的一端的内圆边设置有倒圆角，所述倒圆角与螺栓的螺栓杆和螺栓头之间的倒角相匹配；所述衬套主体的材料为形状记忆合金；在马氏体相变温度下，对所述衬套进行预拉伸扩孔处理：首先利用相夹紧工装对衬套进行夹持，在万能试验机上对所述衬套进行拉伸，使衬套外径减小，同时利用芯棒对所述衬套的内壁进行扩孔变形处理，使所述衬套的内径增大；同时对飞机壁板上出现孔位偏差现象的连接孔进行扩孔处理，使所述连接孔中的上孔和下孔的大小一致，且所述上孔和所述下孔同轴；
(2)将预变形处理后的所述衬套与飞机壁板上扩孔处理后的连接孔间隙配合，然后将螺栓与所述衬套间隙配合；将所述衬套加热至-3.15℃～16.85℃，由于形状记忆合金的记忆效应发生回复作用，所述衬套的内径减小且外径增大，同时产生回复力作用，使得所述衬套与所述螺栓中的螺栓杆以及所述连接孔的孔壁产生相互挤压应力作用，由于摩擦系数的存在，产生沿轴向的摩擦力，进一步起到防松作用；同时由于轴向恢复产生的轴向力，转化为自锁摩擦力矩达到防松效果；
(3)加热完成后，在所述螺栓上安装螺母，通过施加拧紧力矩，产生预紧力，从而产生自锁摩擦力矩，使所述衬套、所述螺栓以及飞机壁板紧密配合。
2.根据权利要求1所述的用于补偿飞机壁板连接孔偏差的方法，其特征在于：所述衬套与所述螺栓杆之间的相对干涉量根据公式
确定，其中，D为所述螺栓杆的直径，d1为所述衬套的内径。
3.根据权利要求1所述的用于补偿飞机壁板连接孔偏差的方法，其特征在于：所述衬套与所述飞机壁板之间的相对干涉量根据公式
确定，其中L1为所述衬套的外径，l为所述连接孔的直径。
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