CN113579663A - 一种提高2124-t851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法 - Google Patents

一种提高2124-t851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法 Download PDF

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臧金鑫
戴圣龙
赵志国
张立新
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Abstract

本发明提供了一种提高2124‑T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法；本发明的方法是在航空零件机加工过程的最后阶段采用高转速低切深量的加工方法（如将2124‑T851厚板按零件设计要求进行机械加工，粗铣平面及槽型，剩余的机械加工余量为2~4mm时，精铣平面及槽型，精铣时控制单道次切削量为0.3~1.0mm），降低机加工对带孔零件的损伤，从基体层面提高整体零件的疲劳寿命；对于孔周边，根据孔径的不同，针对性的选择冷挤压或压印强化的方式，在孔的周边形成一定的残余压应力，从而提高带孔零件的疲劳寿命。本发明的方法可提高带孔航空零件疲劳寿命9倍以上，且本发明操作工艺简单，有利于生产控制。

Description

一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法
技术领域
本发明属于铝合金零部件制造技术领域，具体涉及一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法。
背景技术
现代飞机设计主要思路为长寿命、高可靠，因此，对飞机主承力结构的使用寿命提出了更高的要求，在此背景下，大量的新材料及新技术得到开发和应用。
其中，2124-T851铝合金具有较高的强度、优良的抗腐蚀性能、断裂韧度、耐中温性能，可见其是一种典型的高纯、高强、高韧型铝合金，主要用于制造飞机框、梁等主承力结构件，是飞机的主承力结构之一。
螺接和铆接是飞机构件间主要连接方法，因开孔的边缘部位存在严重的结构应力集中，孔结构很容易发生疲劳断裂，影响航空安全性和可靠性，因此，提高连接孔部位疲劳寿命是航空工业普遍关心的关键技术之一。2124-T851铝合金作为飞机主承力结构，如何提高其带孔航空零件疲劳寿命是亟待解决的技术问题。
发明内容
为了改善现有技术的不足，本发明的目的是提供一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法，采用该方法能有效提高零件疲劳性能，延长使用寿命。
为解决此技术问题，本发明的技术方案是：
一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法，该方法包括以下步骤：
（1）采用钻孔的方式在2124-T851厚板上进行预制孔，且钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小1.0%~8.0%；
（2）对步骤（1）的钻孔的孔径进行强化处理，所述强化处理是采用直接芯棒冷挤压的方式进行强化，或采用开缝衬套冷挤压的方式进行强化，或采用压印的方式进行强化；
（3）采用铰刀铰孔至设计的孔径尺寸，且孔内壁表面粗糙度不大于1.6μm。
根据本发明的实施方式，步骤（1）中，所述2124-T851厚板的厚度为40~155mm，例如为40mm、50mm、60mm、70mm、80mm、90mm、100mm、110mm、120mm、130mm、140mm或150mm。
根据本发明的实施方式，步骤（1）中，所述2124-T851厚板优选为精铣后的2124-T851厚板。
根据本发明的实施方式，步骤（1）中，具体包括如下步骤：
将2124-T851厚板按零件设计要求进行机械加工，粗铣平面及槽型，剩余的机械加工余量为2~4mm时，精铣平面及槽型，精铣时控制单道次切削量为0.3~1.0mm（如0.3mm、0.4mm、0.5mm、0.6mm、0.7mm、0.8mm、0.9mm或1mm），采用钻孔的方式在精铣后的2124-T851厚板上进行预制孔，且钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小1.0%~8.0%。本发明中，通过控制2124-T851厚板的机械加工过程，如控制精铣时控制单道次切削量，可以有效提高零件整体的疲劳寿命，使得带孔部位及不带孔部位的疲劳寿命均有所提高。
根据本发明的实施方式，步骤（1）中，所述设计的孔径尺寸为4~80mm，例如为4mm、10mm、20mm、30mm、40mm、50mm、60mm、70mm或80mm。
根据本发明的实施方式，步骤（1）中，所述设计的孔径尺寸为4~10mm时，钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小4.0%~8.0%；所述设计的孔径尺寸为10~30mm时，钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小2.0%~6.0%；所述设计的孔径尺寸为30~80mm时，钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小1.0%~1.5%，这样设计可以更好地保证强化工艺的开展。
根据本发明的实施方式，步骤（2）中，所述设计的孔径尺寸为4~10mm时，采用直接芯棒冷挤压或开缝衬套冷挤压的方式进行强化，冷挤压量为3.0~7.8%：所述设计的孔径尺寸为10~30mm时，采用开缝衬套冷挤压的方式进行强化，冷挤压量为1.8~5.8%；所述设计的孔径尺寸为30~80mm时，采用压印的方式进行强化，压印深度为0.2~1.2mm。本发明中，根据设计孔径的大小，选择不同的强化方式对孔进行强化，从而可以在不同大小的孔的周边形成一定的残余压应力，从而提高带孔零件的疲劳寿命。
其中，所述直接芯棒冷挤压为将带锥度的金属芯棒插入控制，对芯棒的端部施加机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过孔后停止加压；
其中，所述开缝衬套冷挤压为在挤压工具与孔壁间用一层开缝的钢质衬套隔开来进行冷挤压，对芯棒的端部施加机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过孔后停止加压；
其中，压印为采用压印钳或压印机对孔周边进行强化。
根据本发明的实施方式，步骤（3）中，孔内壁表面粗糙度例如为0.4~1.6μm，再例如为0.8~1.6μm。
本发明中，所述的挤压量为孔直径的变形量与孔原始直径的百分比。
本发明的有益效果：
本发明提供了一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法；本发明的方法是在航空零件机加工过程的最后阶段采用高转速低切深量的加工方法（如将2124-T851厚板按零件设计要求进行机械加工，粗铣平面及槽型，剩余的机械加工余量为2~4mm时，精铣平面及槽型，精铣时控制单道次切削量为0.3~1.0mm），降低机加工对带孔零件的损伤，从基体层面提高整体零件的疲劳寿命；对于孔周边，根据孔径的不同，针对性的选择冷挤压或压印强化的方式，在孔的周边形成一定的残余压应力，从而提高带孔零件的疲劳寿命。本发明的方法可提高带孔航空零件疲劳寿命9倍以上，且本发明操作工艺简单，有利于生产控制。
具体实施方式
下文将结合具体实施例对本发明的方法做更进一步的详细说明。应当理解，下列实施例仅为示例性地说明和解释本发明，而不应被解释为对本发明保护范围的限制。凡基于本发明上述内容所实现的技术均涵盖在本发明旨在保护的范围内。
下述实施例中所使用的实验方法如无特殊说明，均为常规方法；下述实施例中所用的试剂、材料等，如无特殊说明，均可从商业途径得到。
实施例1
航空零件设计的孔径尺寸为8mm，其零件制备方法如下：
（1）机加工
将2124-T851厚板按零件设计要求进行机械加工：
粗铣平面及槽型，剩余机加工余量4mm时进行精铣；
精铣平面及槽型，精铣时单道次切深0.3~1mm，切削至设计厚度；
采用钻孔的方式预制孔，钻孔的孔径比设计的孔径尺寸小4.0~8.0%；
（2）孔强化
采用直接芯棒或开缝衬套冷挤压的方式对孔进行冷挤压，冷挤压量为3.0~7.8%；
（3）铰孔
采用铰刀铰孔至孔径8mm，孔内壁表面粗糙度0.8~1.6μm。
表1为采用与未采用本发明制备带孔零件的疲劳寿命的对比效果，从表1可以看出，采用本发明的方法，带孔航空零件疲劳寿命提高了10倍以上。
表1 实施例1的实施效果
制备工艺 精加工切深量/mm 钻孔孔径/mm 挤压方式 冷挤压量 铰孔后孔径/mm 终孔表面光洁度/μm 施加应力/MPa 应力比 疲劳寿命/周
实施例1.1 0.3 7.36 芯棒 7.8% 8.0 0.8 260 0.1 447890
实施例1.2 0.8 7.45 开缝衬套 5.0% 8.0 1.6 260 0.1 425096
实施例1.3 0.6 7.59 芯棒 4.5% 8.0 0.8 260 0.1 399994
实施例1.4 1.0 7.68 开缝衬套 3.0% 8.0 1.6 260 0.1 419032
对比例1.1 2.0 7.90 — 0.0% 8.0 3.2 260 0.1 35699
对比例1.2 0.3 7.90 — 0.0% 8.0 3.2 260 0.1 56793
对比例1.3 2.0 7.36 芯棒 7.8% 8.0 0.8 260 0.1 123284
对比例1.4 0.3 7.36 芯棒 7.8% 8.0 3.2 260 0.1 112486
对比例1.5 0.3 7.36 — 0.0% 8.0 0.8 260 0.1 45725
实施例2
航空零件设计的孔径尺寸为25mm，其零件制备方法如下：
（1）机加工
将2124-T851厚板按零件设计要求进行机械加工：
粗铣平面及槽型，剩余机加工余量4mm时进行精铣；
精铣平面及槽型，精铣时单道次切深0.3~1mm，切削至设计厚度；
采用钻孔的方式预制孔，钻孔的孔径比设计的孔径尺寸小2.0~6.0%；
（2）孔强化
采用开缝衬套冷挤压的方式对孔进行冷挤压，冷挤压量为1.8~5.8%；
（3）铰孔
采用铰刀铰孔至孔径25mm，孔内壁表面粗糙度0.8~1.6μm。
表2为采用与未采用本发明制备带孔零件的疲劳寿命的对比效果，从表2可以看出，采用本发明的方法，带孔航空零件疲劳寿命提高了9倍以上。
表2 实施例2的实施效果
制备工艺 精加工切深量/mm 钻孔孔径/mm 挤压方式 冷挤压量 铰孔后孔径/mm 终孔表面光洁度/μm 施加应力/MPa 应力比 疲劳寿命/周
实施例2.1 0.3 23.5 开缝衬套 5.80% 25.0 0.8 260 0.1 563524
实施例2.2 0.6 23.8 开缝衬套 4.50% 25.0 1.6 260 0.1 578642
实施例2.3 0.8 24.2 开缝衬套 3.00% 25.0 0.8 260 0.1 567890
实施例2.4 1.0 24.5 开缝衬套 1.80% 25.0 1.6 260 0.1 559896
对比例2.1 2.0 24.8 — 0.00% 25.0 3.2 260 0.1 55699
对比例2.2 0.8 24.8 — 0.00% 25.0 3.2 260 0.1 67983
对比例2.3 2.0 23.7 开缝衬套 5.8% 25.0 0.8 260 0.1 158942
对比例2.4 0.3 23.5 开缝衬套 5.80% 25.0 3.2 260 0.1 114523
对比例2.5 0.3 23.5 — 0.00% 25.0 0.8 260 0.1 78526
实施例3
航空零件设计的孔径尺寸为80mm，其零件制备方法如下：
（1）机加工
将2124-T851厚板按零件设计要求进行机械加工：
粗铣平面及槽型，剩余机加工余量4mm时进行精铣；
精铣平面及槽型，精铣时单道次切深0.3~1mm，切削至设计厚度；
采用钻孔的方式预制孔，钻孔的孔径比设计的孔径尺寸小1.0~1.5%；
（2）孔强化
采用压印的方式对孔进行强化，压印量为0.2~1.2mm；
（3）铰孔
采用铰刀铰孔至孔径80mm，孔内壁表面粗糙度0.8~1.6μm。
表3为采用与未采用本发明制备带孔零件的疲劳寿命的对比效果，从表3可以看出，采用本发明的方法，带孔航空零件疲劳寿命提高了9倍以上。
表3 实施例3的实施效果
制备工艺 精加工切深量/mm 钻孔孔径/mm 挤压方式 压印量/mm 铰孔后孔径/mm 终孔表面光洁度/μm 施加应力/MPa 应力比 疲劳寿命/周
实施例3.1 0.3 78.8 压印 0.2 80 0.8 260 0.1 794678
实施例3.2 0.6 79.0 压印 0.5 80 1.6 260 0.1 786423
实施例3.3 0.8 79.2 压印 0.8 80 0.8 260 0.1 754842
实施例3.4 1.0 79.2 压印 1.2 80 1.6 260 0.1 789063
对比例3.1 2.0 79.4 — — 80 3.2 260 0.1 75231
对比例3.2 0.6 79.4 — — 80 3.2 260 0.1 98735
对比例3.3 2.0 78.8 压印 0.2 80 0.8 260 0.1 235672
对比例3.4 0.3 78.8 压印 0.2 80 3.2 260 0.1 326783
对比例3.5 0.3 78.8 — — 80 0.8 260 0.1 96743
以上，对本发明的实施方式进行了说明。但是，本发明不限定于上述实施方式。凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种提高2124-T851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法，该方法包括以下步骤：
（1）采用钻孔的方式在2124-T851厚板上进行预制孔，且钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小1.0%~8.0%；
（2）对步骤（1）的钻孔的孔径进行强化处理，所述强化处理是采用直接芯棒冷挤压的方式进行强化，或采用开缝衬套冷挤压的方式进行强化，或采用压印的方式进行强化；
（3）采用铰刀铰孔至设计的孔径尺寸，且孔内壁表面粗糙度不大于1.6μm。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤（1）中，所述2124-T851厚板的厚度为40~155mm。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤（1）中，具体包括如下步骤：
将2124-T851厚板按零件设计要求进行机械加工，粗铣平面及槽型，剩余的机械加工余量为2~4mm时，精铣平面及槽型，精铣时控制单道次切削量为0.3~1.0mm，采用钻孔的方式在精铣后的2124-T851厚板上进行预制孔，且钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小1.0%~8.0%。
4.根据权利要求1或3所述的方法，其中，步骤（1）中，所述设计的孔径尺寸为4~80mm。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，步骤（1）中，所述设计的孔径尺寸为4~10mm时，钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小4.0%~8.0%；所述设计的孔径尺寸为10~30mm时，钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小2.0%~6.0%；所述设计的孔径尺寸为30~80mm时，钻孔的孔径尺寸比设计的孔径尺寸小1.0%~1.5%。
6.根据权利要求4所述的方法，其中，步骤（2）中，所述设计的孔径尺寸为4~10mm时，采用直接芯棒冷挤压或开缝衬套冷挤压的方式进行强化，冷挤压量为3.0~7.8%：所述设计的孔径尺寸为10~30mm时，采用开缝衬套冷挤压的方式进行强化，冷挤压量为1.8~5.8%；所述设计的孔径尺寸为30~80mm时，采用压印的方式进行强化，压印深度为0.2~1.2mm。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤（2）中，所述直接芯棒冷挤压为将带锥度的金属芯棒插入控制，对芯棒的端部施加机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过孔后停止加压。
8.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤（2）中，所述开缝衬套冷挤压为在挤压工具与孔壁间用一层开缝的钢质衬套隔开来进行冷挤压，对芯棒的端部施加机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过孔后停止加压。
9.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤（2）中，所述压印为采用压印钳或压印机对孔周边进行强化。
10.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤（3）中，孔内壁表面粗糙度为0.4~1.6μm。
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