CN112322954A - 飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片及其制备、装配方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片，垫片的材料为添加有Ni、Ti、Nb元素的形状记忆合金，且形状记忆合金中Ni、Ti和Nb的原子比为a：b：c，其中a的取值范围为48.5～50.5，b的取值范围为46.5～48.5，c的取值范围为3.5～5.5。如此设置，垫片具有较强的超弹性和形状记忆效应，当温度和预紧力发生变化时，可以做出反应，使得垫板表面始终与壁板结构件内表面完全贴合，保证间隙补偿效果，提高连接的稳定性和可靠性。除此之外，当飞机服役时间壁板结构件的紧固螺栓出现松动时，导致压紧力变小，壁板结构件之间间隙增大，由于垫片的形状记忆效应，垫片的厚度会有一定的恢复，进一步提高压紧力，起到防松效果，保证飞机服役过程中的安全性。
Description
技术领域
本发明涉及飞机壁板加工组装技术领域，特别是涉及一种飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片及其制备、装配方法。
背景技术
近年来，随着我国自动装配制造水平的不断提高，我国航空制造领域飞速发展。飞机作为空中高速飞行交通运载工具，其零件组成、装配连接关系较为复杂。为提高载重能力、降低油耗并增加有效航程，飞机一般采用“质轻重载”的设计制造准则以保证飞机运行具有可观的经济性，因此飞机机体在保证足够强度和刚度的条件下，采用轻量化的金属薄壁结构。飞机机身壁板作为最常用的薄壁结构件，一般是由蒙皮、长桁、剪切角片和钣金框等钣金类零件装配而成。
由于加工或者装配等各种原因，飞机壁板的组成部件之间不可避免地出现装配间隙，过大的装配间隙会导致钻孔时的毛刺、翻边和切屑进入壁板结构内。除此之外，在进行机械连接时，也可能会因为过大的间隙量从而导致出现过大的装配应力，使被连接件和紧固件出现破坏，造成飞机机体的强度及抗疲劳性不足，对飞机的安全性和可靠性造成威胁。为了解决这个问题，现有技术中通常在装配间隙处设置垫片。但是，在使用一般的金属固体垫片进行间隙补偿时，由于壁板件刚度小，在装配过程中易翘曲变形，而普通金属固体垫片的刚度则较强，普通金属固定垫片无法与装配部件完全贴合，使间隙补偿的效果下降的问题。因此，如何解决现有技术中的金属垫片无法在飞机壁板结构件变形时与之完全适应贴合问题是本领域技术人员所亟需解决的技术问题。
发明内容
为解决以上技术问题，本发明提供一种能够始终与飞机壁板结构件保持贴合的飞机壁板用垫板。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
本发明提供一种飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片，所述垫片的材料为添加有Ni、Ti、Nb元素的形状记忆合金，且所述形状记忆合金中Ni、Ti和Nb的原子比为a：b：c，其中a的取值范围为48.5～50.5，b的取值范围为46.5～48.5，c的取值范围为3.5～5.5。
进一步地，所述垫片的材料中Ni、Ti和Nb的原子比为49：47：4。
进一步地，所述垫片上设有供螺栓穿过的贯通孔。
本发明还提供了一种飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片的制备方法，包括步骤：熔炼合金，按照如上任一项所述的原子比将原材料进行熔炼；第一次退火，在900-926.85℃的温度环境下，进行18小时以上的真空退火；第二次退火，在853.25-876.85℃下将合金制成板材，然后在853.25-876.85℃温度环境下，进行45分钟以上的真空退火；冷却，将所述垫片冷却2小时以上；表面处理，采用558-600粒度的砂纸对所述垫片进行表面抛光处理；防腐蚀处理，对所述垫片表面涂覆底漆；切割，将所述垫片进行分割。
进一步地，在所述熔炼合金步骤中采用真空非自耗电弧炉进行熔炼处理。
进一步地，所述熔炼合金步骤重复多次。
进一步地，在所述切割步骤中采用带锯对所述垫片进行分割。
本发明还提供了一种飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片的装配方法，其特征在于，准备如上任一项所述的飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片，使所述垫片的温度处于马氏体相变温度范围之间，并且在马氏体相变温度范围内拉伸所述垫片至所述垫片厚度与装配间隙相等，将所述垫片安装于装配间隙内，最后提高装配温度至奥氏体相变温度。
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
本发明的一种飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片，垫片的材料为添加有Ni、Ti、Nb元素的形状记忆合金，且形状记忆合金中Ni、Ti和Nb的原子比为a：b：c，其中a的取值范围为48.5～50.5，b的取值范围为46.5～48.5，c的取值范围为3.5～5.5。如此设置，垫片具有较强的超弹性和形状记忆效应，当温度和预紧力发生变化时，可以做出反应，使得垫板表面始终与壁板结构件内表面完全贴合，保证间隙补偿效果，提高连接的稳定性和可靠性。除此之外，当飞机服役时间壁板结构件的紧固螺栓出现松动时，导致压紧力变小，壁板结构件之间间隙增大，由于垫片的形状记忆效应，垫片的厚度会有一定的恢复，进一步提高压紧力，起到防松效果，保证飞机服役过程中的安全性。
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为本发明实施例中壁板结构件装配间隙的示意图；
图2为本发明实施例中飞机壁板用垫片处于预拉伸状态时的示意图；
图3为本发明实施例中飞机壁板用垫片安装状态示意图。
附图标记说明：1、蒙皮；2、长桁；3、垫片；4、螺栓。
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做出创造性劳动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。
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1-3所示，本发明实施例中提供了一种飞机壁板用垫片，垫片3的材料为添加有Ni、Ti、Nb元素的形状记忆合金，且形状记忆合金中Ni、Ti和Nb的原子比为a：b：c，其中a的取值范围为48.5～50.5，b的取值范围为46.5～48.5，c的取值范围为3.5～5.5。形状记忆合金作为一种新型智能材料，在热力学加载过程中会发生无扩散的马氏体相变过程，因此拥有超弹性与形状记忆效应两大优良效应，超弹性的形状记忆合金有助于抑制结构振动，降低结构的残余变形；形状记忆效应具有通过加热对已发生塑性变形的形状记忆合金提供恢复功能，在结构修复中起到至关重要的作用。本发明实施例中垫片3的材料为加入了Ni和Ti的Ti-Ni形状记忆合金，马氏体相状态下的形状记忆合金具有形状记忆效应,即特定成分合金在马氏体状态下加载变形，卸载后仍能保持变形后的形状，然后将变形后的合金加热到母相状态(即奥氏体相状态)时能恢复到加载前的形状的现象；处于母相状态的形状记忆合金具有良好的超弹性,即特定成分合金在外力作用下产生的应变超过其弹性极限应变量，卸载后合金可回复原来的形状。本发明实施例中垫片3的材料在Ti-Ni形状记忆合金的基础上加入了一定量的Nb，以增加形状记忆合金的恢复力并且使得相变滞后加宽。
如此设置，垫片3具有较强的超弹性和形状记忆效应，当温度和预紧力发生变化时，可以做出反应，使得垫板表面始终与壁板结构件内表面完全贴合，保证间隙补偿效果，提高连接的稳定性和可靠性。除此之外，当飞机服役时间壁板结构件的紧固螺栓4出现松动时，导致压紧力变小，壁板结构件之间间隙增大，由于垫片3的形状记忆效应，垫片3的厚度会有一定的恢复，进一步提高压紧力，起到防松效果，保证飞机服役过程中的安全性。
参考表1为Ni-Ti-Nb分子比例不同的三组形状极易合金；
表2为表1中各个样本的相变开始和结束温度，其中Ms为马氏体相变开始温度，Mf为马氏体相变结束温度，As为奥氏体相变开始温度，Af为奥氏体相变结束温度。
表1
表2
通过对三组形状记忆合金进行测试，不同温度下，添加有Nb元素的Ti-Ni形状记忆合金样品在奥氏体与马氏体状态变形和相变滞后温度范围为：
ΔT＝(AS-Ms)
本发明实施例还提供了一种飞机壁板用垫板的制备方法，包括步骤：
熔炼合金，按照上述任一项的原子比将原材料进行熔炼。由于Ni、Ti以及Nb的相对原子质量是已知的，所以根据三者的原子比能够得到三者的质量比，从而计算出需要的原料质量。可选地，可以采用真空非自耗电弧炉对合金进行熔炼。为了保证合金成分混合均匀，熔炼合金步骤可以重复多次。
第一次退火，在900-926.85℃的温度环境下，进行18小时以上的真空退火，本实施例中具体地，在926.85℃的温度环境下，进行24小时真空退火。
第二次退火，在853.25-876.85℃下将合金制成板材，然后在853.25-876.85℃温度环境下，进行45分钟以上的真空退火，本实施例中具体地，在876.85℃下将合金制成板材，然后在876.85℃温度环境下，进行45分钟真空退火。
冷却，将垫片3冷却2小时以上，本实施例中具体地，将垫片3冷却两小时，冷却时间，主要看降温速率以及加工时的初始温度值。
表面处理，采用600粒度的砂纸对垫片3进行表面抛光处理。
防腐蚀处理，对垫片3表面涂覆底漆。
切割，将垫片3进行分割。例如，可以利用带锯将板材分割为合适尺寸的垫片3。
本发明实施例中还提供了一种飞机壁板用垫片的装配方法，先准备如上任一项所述的飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片3，使垫片3的温度处于马氏体相变温度范围之间，并且在马氏体相变温度范围内拉伸垫片3至垫片3的厚度与装配间隙相等。例如，可以利用万能试验机对垫片3进行拉伸，撤去外力后垫片3将保持拉伸后的状态。由于现有技术中在对飞机壁板件进行间隙补偿时，金属固定垫片厚度往往需要大于间隙厚度，在将金属固定垫片嵌入间隙时常常因为干涉量的存在，由于受到轴向剪切力的作用，使得金属固定垫片、飞机壁板件中的蒙皮1、长桁2等受到一定程度的破损，从而影响装配精度，降低组件的装配质量，因此，本实施例中将垫片3拉伸至与间隙厚度相同。然后，将垫片3安装于装配间隙内，最后提高装配温度至奥氏体相变温度，当垫片3温度大于奥氏体相变开始温度时，由于垫片3的形状记忆效应，垫片3开始恢复形变，垫片3的表面沿周向呈波纹型结构，使得垫片3与壁板结构件，即长桁2和蒙皮1之间的接触面积增大，从而有效增强间隙配合的紧密性，提高连接件的紧固性和安全性。并且处于奥氏体状态下形状记忆合金垫片3具有超弹性的特点，在一定程度上可以降低飞机的振动幅度，提高飞机的安全性和稳定性。
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 (8)
1.一种飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片，其特征在于，所述垫片的材料为添加有Ni、Ti、Nb元素的形状记忆合金，且所述形状记忆合金中Ni、Ti和Nb的原子比为a：b：c，其中a的取值范围为48.5～50.5，b的取值范围为46.5～48.5，c的取值范围为3.5～5.5。
2.根据权利要求1所述的飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片，其特征在于，所述垫片的材料中Ni、Ti和Nb的原子比为49：47：4。
3.根据权利要求1所述的飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片，其特征在于，所述垫片上设有供螺栓穿过的贯通孔。
4.一种飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片的制备方法，其特征在于，包括步骤：
熔炼合金，按照权利要求1-3任一项所述的原子比将原材料进行熔炼；
第一次退火，在900-926.85℃的温度环境下，进行18小时以上的真空退火；
第二次退火，在853.25-876.85℃下将合金制成板材，然后在853.25-876.85℃温度环境下，进行45分钟以上的真空退火；
冷却，将所述垫片冷却2小时以上；
表面处理，采用558-600粒度的砂纸对所述垫片进行表面抛光处理；
防腐蚀处理，对所述垫片表面涂覆底漆；
切割，将所述垫片进行分割。
5.根据权利要求4所述的飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片的制备方法，其特征在于，在所述熔炼合金步骤中采用真空非自耗电弧炉进行熔炼处理。
6.根据权利要求4所述的飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片的制备方法，其特征在于，所述熔炼合金步骤重复多次。
7.根据权利要求4所述的飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片的制备方法，其特征在于，在所述切割步骤中采用带锯对所述垫片进行分割。
8.一种飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片的装配方法，其特征在于，准备如权利要求1-3任一项所述的飞机壁板装配间隙补偿形状记忆合金垫片，使所述垫片的温度处于马氏体相变温度范围之间，并且在马氏体相变温度范围内拉伸所述垫片至所述垫片厚度与装配间隙相等，将所述垫片安装于装配间隙内，最后提高装配温度至奥氏体相变温度。
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