CN113109191A - 一种2a50、2a14合金结合面及r区强化方法 - Google Patents

一种2a50、2a14合金结合面及r区强化方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于飞机零组件的设计制造技术领域领域，具体涉及一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，所述方法通过对2A50、2A14合金紧固组件的叠层与孔进行冷挤压抗疲劳断裂性能试验；得出了疲劳寿命的增益值，并对试验结果进行了分析，找到了影响疲劳寿命的主要因素，提出了相应的改进措施；本发明对确定2A50、2A14合金零件的接触面及R区进行冷挤压强化，同时采用先进的生产技术和新型高效能的加工、制造手段，提高零组件的加工精度、装配精度，合理地分配细化、简化流程和优化工艺等环节控制。从而提升零组件各向综合性能指标要求，该方法能够提高了产品的疲劳寿命，使零件制造的技术和质量控制更加简单，具有可靠性强、适用性广和实施方便等的特点。

Description

一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法
技术领域
本发明属于飞机零、组、部件的设计、零件加工、公差配合等领域，涉及2A50、2A14合金紧固组件间结合面与孔壁金属强化控制方法。
背景技术
对于大中型运输飞机接头零件，紧固组件在装配时，由于金属材料的流动性，在孔口、结合面及R区形成材料堆积(即毛刺)。毛刺的根部蕴藏了大量的微裂纹，并在结合面之间出现了一定的间隙。孔口和R区的堆积材料，采用打磨或其它加工方法可以清除，但叠层之间的间隙却无法排除。必须对未进行过冷挤压而无间隙的钉载孔和进行过冷挤压而带有一定间隙的钉载孔试件进行抗疲劳断裂性能的对比试验。通过对未进行过冷挤压强化的2A50、2A14合金组件进行模拟试验，同时又对进行过冷挤压强化的2A50、2A14合金组件进行模拟试验，两种抗疲劳断裂性能比对试验，得出了疲劳寿命的增益值，并对试验结果进行了分析，找到了影响疲劳寿命的主要因素，提出了相应的改进措施。
发明内容
1.解决的技术问题
本发明是因为2A50、2A14合金紧固组件在装配时，受挤压作用有一部分材料堆积在夹缝间隙中间，而且有一部分材料被挤入连接孔内的材料，在外载荷P的循环往复作用下，形成许多毛刺，这些毛刺逐渐划伤孔角，使孔角产生微裂纹，降低了孔的疲劳寿命。
通过对2A50、2A14合金零件接触面及R区进行喷丸等冷挤压强化处理，降低该区域的拉应力、增加压应力、提高抗疲劳断裂性能，并且能够充分提升原用金属材料性能指标，提高大型中型运输飞机的质量和使用寿命，还能降低大型中型运输飞机的研制和生产成本。
2.技术方案
本发明是通过对2A50、2A14合金紧固组件的叠层与孔进行冷挤压抗疲劳断裂性能试验；得出了疲劳寿命的增益值，并对试验结果进行了分析，找到了影响疲劳寿命的主要因素，提出了相应的改进措施；本发明具体技术方案如下。
一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，所述方法包括以下步骤：
步骤S1，对飞机紧固组件所用的相关合金材料进行挤压前后对比模拟性能测试，并对其零组件公差配合间隙和受力情况进行取值分析，同时采集所需数据：挤压量、表面粗造度、平面度、同轴度和载荷受力、冷挤压和结合力大小等数据，
步骤S2，根据取值数据和产品使用技术条件要求，对图样进行设计，对该零组件提出材料热处理状态要求、合金结合面大小、强化R区要求、尺寸配合间隙要求；
步骤S3，根据步骤S2中设计要求，对所需零组件的加工、装配过程进行精准排序，编制并固化工艺流程；
步骤S4，根据材料热处理状态要求、合金结合面大小，制定合金结合面挤压方案，包括：挤压量、结合面粗造度、平面度、同轴度等要求；
步骤S5，对挤压后产生的R区毛刺、微裂纹进行清除，清除后要满足尺寸公差要求；
步骤S6，根据R区强化要求，制定喷丸强化工艺和确定R区域，同时确定喷丸强化工艺时间和前后次序，并保证留有足够的工艺余量进行间隙加工；
步骤S7，根据间隙控制要求，对尺寸公差进行工序间控制，确保加工精度满足零组件最终尺寸公差和2A50、2A14合金结合面及R区强化要求；
步骤S8，对零件进行试加工鉴定，对零组件进行装配鉴定验证；
步骤S9，将验证合格的零组件进行设计和工艺固化。
优选的，步骤S1中，通过模拟挤压对比试验，对在孔口、结合面、R区形成材料堆积(即毛刺)、以及毛刺的根部蕴藏了大量的微裂纹进行清除；
优选的，步骤S1中，挤压强化后，由于受加工工艺限制，无法去除结合面之间装配叠层间隙的，保留结合面之间出现的装配叠层间隙；该组件强化前后疲劳寿命能够提高10％～50％，对比情况见表1、表2所示；
优选的，步骤S1中，挤压强化后，能够通过相关加工工艺方法，可以去除挤压强化后零组件装配叠层间隙的(即无间隙要求的情况)，去除挤压强化后零组件装配叠层之间的间隙，该组件强化前后疲劳寿命将可提高2倍以上。对比情况见表1、表2所示
优选的，步骤S2中，提出粗造度(3.2μm)、平面度(0.05㎜)、垂直度(0.02㎜)、对称度(0.05㎜)设计要求。
优选的，步骤S3中，编制工艺规程，对挤压强化、喷丸强化、叠层间隙、毛刺清除、微裂纹清除、尺寸公差、位置公差等的加工内容和方法进行精准排序。
优选的，步骤S8中，通过模拟抗疲劳断裂性能试验对零组件进行装配鉴定验证；并通过对比评估设计效果。
3.有益效果
从试验结果可以看出，冷挤压有利于提高孔的疲劳寿命。
1、若冷挤压后零件尺寸公差配合保留试验件的叠层间隙，在一般情况下疲劳寿命可提高10％～50％；
2、严格控制试验件的质量和冷挤压强化工艺，并适当的选择挤压量，其疲劳寿命可提高90％以上；
3、如果冷挤压强化后，去除试验件叠层之间的间隙，那么疲劳寿命将可提高2倍以上。
根据不同材料、不同冷挤压强化工艺、不同尺寸配合公差等试验的数值，对确定2A50、2A14合金零件的接触面及R区进行冷挤压强化，同时采用先进的生产技术和新型高效能的加工、制造手段，提高零组件的加工精度、装配精度，合理地分配细化、简化流程和优化工艺等环节控制。从而提升零组件各向综合性能指标要求，该方法能够提高了产品的疲劳寿命，使零件制造的技术和质量控制更加简单，具有可靠性强、适用性广和实施方便等的特点。
附图说明
本发明包括3张附图，附图及附图说明如下：
图1为紧固组件示意图
其中：1-零件A，2-零件B，3-对接螺栓；
图2为模拟搭接疲劳试验示意图；
图3产生的断口形状示意图；
具体实施方式
以下结合试验结合和附图对本发明做进一步详细描述；
如图1、图2所示，某一种2A50、2A14合金紧固组件组成包括：1-零件A，2-零件B，3-对接螺栓；两件零件通过对接螺栓连接为一体，两个零件之间必然会存在一个结合面，对接螺栓孔与结合面之间的过渡区在外力作用下，极易出现R区裂纹点；同时，受挤压作用有一部分材料堆积在夹缝间隙中间；同时，因为2A50、2A14合金紧固组件在装配时，受挤压作用有一部分材料堆积在夹缝间隙中间，而且有一部分材料被挤入连接孔内的材料，在外载荷P的循环往复作用下，形成许多毛刺，这些毛刺逐渐划伤孔角，使孔角产生微裂纹，降低了孔的疲劳寿命；如图3所示，其形成过程为：角裂纹形成→角裂纹扩展→穿透裂纹形成→穿透类物扩展→断裂。
基于此，本发明提出了一种2A50、2A14合金紧固组件结合面及R区强化方法，具体实施包括以下步骤：
(1)首先对飞机紧固组件所用的相关合金材料进行模拟性能测试，并对其零组件公差配合和受力情况进行可行性分析，同时采集所需数据；
(2)根据试验采集零组件的表面粗造度、平面度、同轴度和载荷受力、冷挤压和结合力大小等数据，确定零组件的结合间隙、尺寸公差及配合、结合力和冷挤压强化等数值关系，以便在设计、加工、装配等研制环节之用；
(3)根据试验数据和相关技术条件要求，设计零组件图并提出各项技术性能指标要求，标明具体的技术质量标准、尺寸公差、冷挤压(喷丸)强化部位及结合力大小等要求；
(4)根据设计零组件图要求，确定研制制造方案，编制零组件加工和装配工艺规程；
(5)紧固组件在装配时，由于金属材料的流动性，在孔口、结合面及R区形成材料堆积(即毛刺)。毛刺的根部蕴藏了大量的微裂纹，并在结合面之间出现了一定的间隙。孔口和R区的堆积材料，应采用打磨或其它加工方法可以清除，但叠层之间的间隙却无法排除；
(6)根据图纸、工艺加工和装配过程等技术要求，合理制定冷挤压(喷丸)强化部位的工序，充分提高金属材料被强化的作用，满足紧固件孔进行冷挤压强化要求，从而提升产品的抗疲劳寿命；
(7)零件进行试加工鉴定，零组件进行装配鉴定，鉴定合格后进行装机加载使用鉴定；
(8)研制定型后固化设计、工艺要求，并投入批生产。
实施例1，
为了使试验尽可能模拟飞机零、组件的真实情况，试验件的厚度、热处理要求及材料的机械性能，均做得与飞机零件接近。试验件的表面粗糙度、平面度、孔的对称度等按零组件图纸要求进行模拟加工制作，如图2所示，试验件表面不许划伤。2A50CS试验件按最终热处理CS(固溶+人工时效)状态硬度为HB＝105kgf/mm2，强度极限为Pσb＝390MPa。螺栓或销钉的材料均为30CrMnSiA钢。
试验时，力的作用线P与螺栓孔的对称中心线一致，如图1所示。加载形式为等幅循环加载，应力比R＝0.1。为了保证试验的准确程度，并不使试验时间过长，调整力Pmax的大小，使试件的疲劳寿命在105～106个载荷循环的范围内，对于同一材料的一组试验件，Pmax保持一致。
1)2A50CS试件的试验数据如表1所示，其中：试验载荷；Pmax＝16KN，试验件频率：f＝90Hz，初孔直径：D1＝7.8MM，终孔直径：D2＝8mm，挤压量：E＝3.46％，连接螺栓直径：d＝8mm。
表1 2A50CS试件疲劳试验寿命值表
Figure BDA0002994707750000061
2)2A14CS试件的试验数据如表2所示，其中：试验载荷；Pmax＝20KN，试验件频率：f＝90Hz，初孔直径：D1＝9.7MM，终孔直径：D2＝10mm，挤压量：E＝4.02％，连接螺栓直径：10＝8mm。
表2 2A14CS试件疲劳试验寿命值表
Figure BDA0002994707750000071
2、通过对表1、表2数据对比分析整理：
对于2A50CS试件，经孔壁冷挤压后保留叠层间隙状态的寿命值，比未挤压强化状态的寿命值提高41％。
对2A14CS试件，经孔壁冷挤压后保留叠层间隙状态的寿命值，比未挤压强化状态的寿命值提高91％。
经冷挤压强化后的2A50CS、2A14CS合金零件，同时去除叠层之间的间隙，则这种紧固组件的疲劳寿命值，比未经过冷挤压A50CS、2A14CS合金零件的紧固组件寿命疲劳值提高2倍以上。可见，本发明所提出的强化方法，大大提升了零组件各向综合性能指标要求，显著提高了产品的疲劳寿命。
本发明通过模拟抗疲劳断裂性能试验，对零组件进行装配鉴定验证；并采集工艺准备所需的试验数据定量数值，应用冷挤压技术，对2A50、2A14合金零组合件的叠层间隙和挤压量进行正确选择，有利于提高孔的疲劳寿命。若冷挤压后保留试验件的叠层间隙，在一般情况下疲劳寿命可提高10％～50％；如严格把控零组件的公差配合尺寸和冷挤压强化工艺，并适当的选择挤压量和结合力，其疲劳寿命可提高90％以上；冷挤压强化后，如果去除试验件叠层之间的间隙，那么疲劳寿命将可提高2倍以上。

Claims (8)

1.一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤S1，对飞机紧固组件所用的相关合金材料进行挤压前后对比模拟性能测试，并对其零组件公差配合间隙和受力情况进行取值分析，同时采集所需数据；
步骤S2，根据取值数据和产品使用技术条件要求，对图样进行设计，对该零组件提出材料热处理状态要求、合金结合面大小、强化R区要求、尺寸配合间隙要求；
步骤S3，根据步骤S2中设计要求，对所需零组件的加工、装配过程进行精准排序，编制并固化工艺流程；
步骤S4，根据材料热处理状态要求、合金结合面大小，制定合金结合面挤压方案；
步骤S5，对挤压后产生的R区毛刺、微裂纹进行清除，清除后要满足尺寸公差要求；
步骤S6，根据R区强化要求，制定喷丸强化工艺和确定R区域，同时确定喷丸强化工艺时间和前后次序，并保证留有足够的工艺余量进行间隙加工；
步骤S7，根据间隙控制要求，对尺寸公差进行工序间控制，确保加工精度满足零组件最终尺寸公差和2A50、2A14合金结合面及R区强化要求；
步骤S8，对零件进行试加工鉴定，对零组件进行装配鉴定验证；
步骤S9，将验证合格的零组件进行设计和工艺固化。
2.根据权利要求1所述的一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，其特征在于，步骤S1中，采集所需数据至少包括挤压量、表面粗造度、平面度、同轴度和载荷受力、冷挤压和结合力大小。
3.根据权利要求1所述的一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，其特征在于，步骤S1中，通过模拟挤压对比试验，对在孔口、结合面、R区形成材料堆积、以及毛刺的根部蕴藏的微裂纹进行清除。
4.根据权利要求1所述的一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，其特征在于，步骤S1中，挤压强化后，对于受加工工艺限制，无法去除结合面之间装配叠层间隙的，保留结合面之间出现的装配叠层间隙。
5.根据权利要求4所述的一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，其特征在于，步骤S1中，对于无间隙要求的，去除挤压强化后零组件装配叠层之间的间隙。
6.根据权利要求1所述的一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，其特征在于，步骤S2中，设计要求是：粗造度3.2μm、平面度0.05㎜、垂直度0.02㎜、对称度0.05㎜。
7.根据权利要求1所述的一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，其特征在于，步骤S3中，编制工艺规程，对挤压强化、喷丸强化、叠层间隙、毛刺清除、微裂纹清除、尺寸公差、位置公差进行精准排序。
8.根据权利要求1所述的一种2A50、2A14合金结合面及R区强化方法，其特征在于，步骤S8中，通过模拟抗疲劳断裂性能试验对零组件进行装配鉴定验证。
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Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3365926A (en) * 1964-11-17 1968-01-30 Monarch Rubber Company Manufacture of plate metal parts with integral threaded fasteners
JPH1077609A (ja) * 1996-09-02 1998-03-24 Kawada Kogyo Kk 鋼橋部材製作方法
JP2002310853A (ja) * 2001-04-11 2002-10-23 Kobe Steel Ltd 圧入嵌合部材の設計方法および圧入嵌合部材
CN101583536A (zh) * 2007-02-28 2009-11-18 波音公司 用于装配零件组件的方法
CN103468898A (zh) * 2013-08-30 2013-12-25 中航飞机起落架有限责任公司 一种金属零件孔边r型面微挤压的抗疲劳制造装置及工艺
CN103952651A (zh) * 2014-05-13 2014-07-30 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 一种合金结构孔的组合强化方法
FR3034336A1 (fr) * 2015-03-31 2016-10-07 Mz Intelligent Systems Procede de grenaillage pour formage precis de panneaux metalliques de grande taille
CN106513453A (zh) * 2016-11-18 2017-03-22 山东科技大学 一种非晶合金热挤压装置及方法
CN110263487A (zh) * 2019-07-02 2019-09-20 中国航空综合技术研究所 一种机械产品加速疲劳寿命试验方法
CN110532632A (zh) * 2019-08-01 2019-12-03 西安交通大学 一种基于分区硬化的装配结合面连接性能均匀性提升方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3365926A (en) * 1964-11-17 1968-01-30 Monarch Rubber Company Manufacture of plate metal parts with integral threaded fasteners
JPH1077609A (ja) * 1996-09-02 1998-03-24 Kawada Kogyo Kk 鋼橋部材製作方法
JP2002310853A (ja) * 2001-04-11 2002-10-23 Kobe Steel Ltd 圧入嵌合部材の設計方法および圧入嵌合部材
CN101583536A (zh) * 2007-02-28 2009-11-18 波音公司 用于装配零件组件的方法
CN103468898A (zh) * 2013-08-30 2013-12-25 中航飞机起落架有限责任公司 一种金属零件孔边r型面微挤压的抗疲劳制造装置及工艺
CN103952651A (zh) * 2014-05-13 2014-07-30 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 一种合金结构孔的组合强化方法
FR3034336A1 (fr) * 2015-03-31 2016-10-07 Mz Intelligent Systems Procede de grenaillage pour formage precis de panneaux metalliques de grande taille
CN106513453A (zh) * 2016-11-18 2017-03-22 山东科技大学 一种非晶合金热挤压装置及方法
CN110263487A (zh) * 2019-07-02 2019-09-20 中国航空综合技术研究所 一种机械产品加速疲劳寿命试验方法
CN110532632A (zh) * 2019-08-01 2019-12-03 西安交通大学 一种基于分区硬化的装配结合面连接性能均匀性提升方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
余江 等: "铝合金紧固孔复合强化工艺研究", 表面技术, vol. 45, no. 11, pages 153 - 158 *
王亮 等: "孔挤压强化工艺对７ Ａ １ ２铝合金组织及疲劳性能影响的研究", 新技术新工艺, no. 11, pages 14 - 17 *
胡愈刚 等: "孔边 Ｒ型面挤压强化工艺技术研究", 新技术新工艺, pages 35 - 37 *
郝书宏 等: "HB/Z170-2005-航空金属零件孔挤压强化工艺", 中华人民共和国航空行业标准, pages 1 - 10 *

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Eschen et al. Local weakening of honeycomb core for improved surface quality and bonding in co-cured sandwich panels
Cacko et al. Verification of numerical modeling of the SPR joint by experimental stack-up
Stahr et al. Simulation of embedded components in PCB environment and verification of board reliability

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