CN102205488A - 一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法 - Google Patents

一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102205488A
CN102205488A CN2010101374117A CN201010137411A CN102205488A CN 102205488 A CN102205488 A CN 102205488A CN 2010101374117 A CN2010101374117 A CN 2010101374117A CN 201010137411 A CN201010137411 A CN 201010137411A CN 102205488 A CN102205488 A CN 102205488A
Authority
CN
China
Prior art keywords
hole
time
cold extrusion
brill
boring
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN2010101374117A
Other languages
English (en)
Inventor
陈洁
朱瑞鑫
方莲卿
杨田莉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Shanghai Aircraft Manufacturing Co Ltd
Original Assignee
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Shanghai Aircraft Manufacturing Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Commercial Aircraft Corp of China Ltd, Shanghai Aircraft Manufacturing Co Ltd filed Critical Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority to CN2010101374117A priority Critical patent/CN102205488A/zh
Publication of CN102205488A publication Critical patent/CN102205488A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Landscapes

  • Forging (AREA)

Abstract

一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法，包括：钻初孔；铰初孔；检查孔的直径；检查芯棒；对孔进行冷挤压；检查冷挤压孔的直径；精铰孔；检查终孔直径；其特征在于，经过多次钻扩孔完成钻初孔，而且控制每次扩孔的量不超过0.065″。本发明的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，通过对不同直径施以配合不同钻、铰工具规格和次数组合，制备的初孔用塞规检查满足要求，保证了后续开缝衬套冷挤压工序需要。

Description

一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法
技术领域
本发明涉及飞机零/组件的加工，特别是涉及对飞机零/组件装配各类连接紧固件(如高锁螺栓、螺栓在铝、低碳钢、钛、高强度钢等材料)的连接孔的加工工艺。
背景技术
在航空制造工业中，提高飞机结构连接的疲劳寿命，是大家普遍关心的重要技术问题之一，其影响范围非常广泛，因此研究并力争提高飞机结构之间及结构与连接件之间的连接疲劳寿命，是一项非常有意义的工作。
目前，飞机结构件采用的主要连接方法是机械连接，一架大型飞机上装有一百多万个连接件。为了满足现代飞机高寿命的要求，国外许多著名飞机制造商花费大量的人力物力和财力对其进行旨在提高飞机连接接头寿命的研究工作，不断提高竞争能力和市场占有率，获得经济效益。
当今世界上许多先进飞机的疲劳寿命已达到八万飞行小时，甚至更高一些。为了制造高寿命的飞机结构，必须通过设计、材料、工艺和使用维护等多方面的共同努力方可达到。因此，制造高寿命的飞机结构是一项非常复杂的***工作。
冷挤压工艺是提高连接件孔疲劳寿命的一个新途径，冷挤压孔通常也叫冷胀孔，其机理是在室温下利用高强度挤压工具对孔壁、倒角、埋头窝及孔周围施加压力，使被挤压部位的金属表面发生塑性变形，形成残余压应力层，从而达到提高结构疲劳寿命的目的。
冷挤压工艺用于高应力区，用于提高结构件的疲劳寿命。这种冷作强化方法是对金属进行挤压时，金属产生塑性变形，当挤压过程结束，金属材料的晶粒已经细化，表层材料微观硬度提高，显微粗糙度降低，从而提高了材料的屈服强度，而金属材料的疲劳性能与屈服强度在一定范围内为线性关系，故孔壁、园角和埋头窝底园弧冷挤压(应力压印)后都使孔壁塑性变胀大，形成残余压应力场，延缓直接围绕孔区域的裂纹出现和扩散，从而提高孔的疲劳寿命。
冷挤压孔的方法通常有三种：一是不带衬套的冷挤压；二是带开缝衬套的冷挤压，挤压后将开缝衬套去掉；还有一种是带不开缝衬套的冷挤压，挤压后衬套将保留在孔中。
开缝衬套冷挤压是对飞机零/组件装配各类连接紧固件高锁螺栓、螺栓在铝、低碳钢、钛、高强度钢等材料连接孔(孔径介于0.125～1.0″之间)的强化工艺，能对强化孔的表层施加有效的残余压应力，大幅度提高孔的耐疲劳抗裂纹性能。
开缝衬套冷挤压工艺中要保证最后的精绞终孔能够满足工艺规范要求，钻初孔是关键。采用开缝衬套冷挤压强化紧固件连接孔部位是翼身对接区，对接区域处空间有限，工艺通路较差，只能采用手工制孔。紧固件预制孔要穿越4～5层不同厚度的材料，最大厚度52mm，最大直径19.05mm，手工制孔难度很大。
随着我们对飞机连接件孔制造枝术工艺的不断研究，实践及应用，使我国的飞机制造水平再上一个新台阶，从而使飞机结构连接疲劳寿命将不断延长，使我们的飞机在安全性、经济性等方面得到不断的改善。这不仅将会产生显著的经济效益，而且还会带来重大的社会效益。
发明内容
本发明的目的是提供一种开缝衬套冷挤压加工连接孔的方法，特别是初孔的加工工艺，以准确高效地加工初孔，再经过对初孔进行开缝冷挤压来提高连接孔的疲劳寿命。
在飞机零部件的生产中，对于零/组件装配各类连接紧固件的连接孔，为了保证最后的精绞终孔能够满足工艺规范要求，钻初孔是关键。
要使得开缝衬套冷挤压后的终孔满足工艺要求，关键在于要先制备合格的初孔。在冷挤压工艺之前需要制备的初孔在合格范围内，才能保证后续的冷挤压、精铰、终孔检测满足要求。
通常紧固件孔(即连接孔)的制备工序如下：
钻初孔→铰初孔→测量初孔→冷挤压→精铰孔→测量精孔这样几个步骤，但实际操作很难达到要求。
本发明为了解决这个问题，提出了多次钻扩孔制备初孔，而且钻扩孔的次数根据初孔直径要求确定的技术方案。
本发明的开缝衬套冷挤压制备孔的方法，包括：钻初孔；铰初孔；检查孔的直径；检查芯棒；对孔进行冷挤压；检查冷挤压孔的直径；精铰孔；检查终孔直径；其中，钻初孔时，经过至少三次钻扩孔制备初孔，最初1次、2次或3次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″(有时表示为in，指单位为英寸)，最后1次、2次或3次的钻孔扩径量控制在每次0.010″～0.032″。
优选地，介于最初1次、2次或3次与最后1次、2次或3次之间的钻扩孔径量控制在每次0.032″～0.055″。
优选地，如名义直径(即标准件的外径)为3/8″时，通过三次钻扩孔次数完成钻初孔，其中，最初两次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后一次的钻孔扩径量控制在0.010″～0.032″。
如名义直径为7/16″时，通过四次钻扩孔来完成钻初孔，其中，最初三次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后一次的钻孔扩径量控制在0.010″～0.032″。
如名义直径为9/16″时，通过钻六次扩孔完成钻初孔，其中，最初三次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后两次的钻孔扩径量控制在每次0.010″～0.032″。
如名义直径为12/16″时，通过十次钻扩孔完成钻初孔，其中，最初三次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后三次的钻孔扩径量控制在每次0.010″～0.032″。
优选地，介于最初1次、2次或3次与最后1次、2次或3次之间的钻扩孔的扩孔径量最好控制在每次0.032～0.055″。
在钻初孔中，当钻扩孔的次数多于四次时，还包括铰孔。
优选地，在钻扩孔四次以后，钻扩孔与铰孔交替进行。
优选地，每次铰孔的量为0.010～0.032″。
优选地，钻初孔中，首次钻头直径为0.1935″。
优选地，名义直径为3/8英寸时，钻孔流程包括：首钻0.1935″，第一次钻扩到0.2490″，第二次钻扩到0.3120″，第三次扩申到0.3437″，以及精铰到0.3700″。
优选地，名义直径为7/16英寸时，钻孔流程包括：首钻0.1935″，第一次钻扩到0.2490″，第二次钻扩到0.3120″，第三次钻扩到0.3740″，第四次扩申到0.4062″，精铰到0.4325″。
优选地，名义直径为9/16英寸时，钻孔流程包括：首钻0.1935″，第一次钻扩到0.2490″，第二次钻扩到0.3120″，第三次钻扩到0.3740″，第四次钻扩到0.4219″，第一次铰到0.4370″，第五次钻扩到0.4688″，第二次铰到0.4995″，第六次扩申到0.5156″，以及精铰到0.5570″。
优选地，名义直径为3/4英寸时，钻孔流程把包括：首钻0.1935″，第一次钻扩到0.2490″，第二次钻扩到0.3120″，第三次钻扩到0.3740″，第四次钻扩到0.4219″，第一次铰到0.4370″，第五次钻扩到0.4688″，第二次铰到0.4995″，第六次钻扩到0.5312″，第三次铰到0.5620″，第七次钻扩到0.5938″，第三次铰到0.6245″，第八次扩申到0.6445″，第九次扩申到0.6645″，第十次扩申到0.6875″，以及精铰到0.7495″。
优选地，在上述的钻初孔中，在精铰前还包括初铰，检验及冷挤压。
优选地，在上述的钻初孔中，在精铰后还包括塞规检验。
当然，本发明的方法不仅仅限于以上所述的孔径，还可用于其他孔径的初孔的加工。
制备的初孔再进行初绞、检验、冷挤压、检验、精绞及塞规检验。
本发明通过对不同直径施以配合不同钻、铰工具规格和次数组合，制备的初孔用塞规检查满足要求，保证了后续开缝衬套冷挤压工序需要。
优选地，根据本发明的方法，针对名义直径在3/8～3/4″之间的四种孔径(3/8″、7/16″、9/16″、3/4″)的加工，初孔的钻扩孔次数为3～10次。为方便工人操作，设计了一套合理的制孔流程及步骤，较小的孔分3次钻孔，较大的孔分更多次的扩和铰，如制备名义直径为3/4″(19.05mm)时的孔，厚度达52mm的多层材料，需要10次钻扩孔+4次铰(交错组合)+初铰→塞规检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验这样一个复杂的程序过程。
本发明建立的对不同直径规格的开缝衬套制备初孔的工艺方法，通过对不同直径施以配合不同钻、铰工具规格和次数组合，制备的初孔用塞规检查满足要求，保证了后续开缝衬套冷挤压工序需要，而且开孔准确率高以及工作效率高。
附图说明
图1是本发明的开缝衬套冷挤压制备孔的流程图。
图2是根据本发明的一种开缝衬套冷挤压制备孔的流程的图示示意图，其中21-钻初孔(初孔钻)，22-铰初孔(初孔铰刀)，23-检查孔的直径(组合量规)，24-检查芯棒(芯棒量规)，25-对孔冷挤压(芯棒、衬套及鼻顶帽)(包括25A、25B、25C、25D和25E)，25A-将衬套装在芯棒上，25B-将芯棒和衬套插进初孔，25C-将鼻顶帽紧压在工件上，25D-使用拉枪对孔进行冷挤压25E-移开并扔掉衬套，26-检查冷挤压孔的直径(塞规)，27-精铰孔及检验冷挤压(具有来年感规功能的精铰刀，28-安装紧固件。
图3是根据本发明的方法制备的初孔，对其进行开衬套冷挤压的示意图，其中，1-经过润滑的喇叭型开缝衬套，2-芯棒，3-工件，4-鼻顶帽组件，5-拉枪。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的特点进行较为详细的说明。
本发明的开缝衬套冷挤压过程见图1。
如图1所示，在开缝衬套冷挤压工艺中，包括：多次钻初孔；铰初孔；检查孔的直径；检查芯棒；对孔进行冷挤压，其中，对孔进行冷挤压又依次包括：将衬套装在芯棒上，将芯棒和衬套插进初孔，将鼻顶帽紧压在工件上，使用拉枪对孔进行冷挤压，移开并扔掉衬套；检查冷挤压孔的直径；精铰孔；检查终孔直径。然后再在加工好的连接孔中安装紧固件。
如图3所示是对按照本发明的方法加工的初孔进行开缝衬套冷挤压的示意图，其中，1表示经过润滑的喇叭型开缝衬套，2表示芯棒，3表示工件，4表示鼻顶帽组件，5表示拉枪。具体开缝衬套冷挤压的过程为，将衬套1装在芯棒2上，再将芯棒2和衬套1插进初孔，将鼻顶帽4紧压在工件3上，使用拉枪5，对孔进行冷挤压，移开并扔掉衬套1。
图2是根据本发明的一个开缝衬套冷挤压过程的图示。其中用初孔钻多次钻初孔21，用初孔铰刀进行铰初孔22，用组合量规进行检查孔的直径23，用芯棒量规进行检查芯棒24，通过芯棒、衬套及鼻顶帽对孔冷挤压25，孔的冷挤压又包括将衬套装在芯棒上25A，将芯棒和衬套插进初孔25B，将鼻顶帽紧压在工件上25C，使用拉枪对孔进行冷挤压25D，移开并扔掉衬套25E，用塞规检查冷挤压孔的直径26，使用具有量规功能的精铰刀进行精铰孔及检验冷挤压27，最后在加工好的孔中安装紧固件28。
整个冷挤压工艺完成的关键取决于三个关键尺寸：初孔直径，芯棒的大径，衬套的厚度，后两项由供应商提供的工具和标准件来保证，而制备合格的初孔则是整个工艺过程的关键。
由于实施冷挤压强化的翼身对接区域空间有限，只能手工制孔，原因在于多层材料组合后制孔须在装配现场。紧固件预制孔要穿越4～5层不同厚度的材料，最大厚度52mm，最大直径19.05mm，手工制孔难度很大，要使得开缝衬套冷挤压后的终孔满足工艺要求，关键在于要先制备合格的初孔，如果制孔工具和工序选择不当，则有可能造成报废。
因为缺少自动进给钻等自动化加工设备，为了保证制孔质量，必须设计合理的制孔流程和工序，包括各种规格不同钻具和绞刀的合理组合，并对工艺进行固化。
为方便工人操作，模拟飞机上采用的材料、厚度组合，选择合适的钻孔、绞孔、量规、精绞等工具，通过工艺试验，设计了一套合理的制孔流程表及步骤，如较小的孔分3次钻孔，较大的孔分更多次的扩和铰，而制备3/4″(19.05mm)，厚度达52mm的多层材料，需要10次钻扩孔+4次铰(交错组合)+初铰→塞规检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验这样一个复杂的程序过程。
具体地，如紧固件名义直径为6/16″(初孔0.3590″～0.3620″)时，在制初孔过程中，共钻扩孔3次，其中，最初两次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后一次的钻孔扩径量控制在0.010″～0.032″；如紧固件名义直径为7/16″(初孔0.4210″～0.4240″)时，在制初孔过程中，共钻扩孔4次，最初三次的钻孔扩径量为每次0.055″～0.065″，最后一次的钻孔扩径量控制在0.010″～0.032″；再如紧固件名义直径为9/16″(初孔0.5370″～0.5400″)时，在制初孔过程中，共钻扩孔6次，其中，最初3次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后两次的钻孔扩径量控制在每次0.010～0.032″；又如紧固件名义直径为12/16″(初孔0.7180″～0.7210″)时，在制初孔过程中，钻扩孔10次，其中，最初3次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后三次的钻孔扩径量控制在每次0.010″～0.032″。
优选地，根据初孔的直径，确定芯棒的大径。如紧固件名义直径为6/16″(初孔0.3590″～0.3620″)时，芯棒大径为0.3530″～0.3540″；如紧固件名义直径为7/16″(初孔0.4210″～0.4240″)时，芯棒大径为0.4070″～0.4180″；再如紧固件名义直径为9/16″(初孔0.5370″～0.5400″)时，芯棒大径为0.5330″～0.5340″；又如紧固件名义直径为12/16″(初孔0.7180″～0.7210″)，芯棒大径为0.7148″～0.7165″。
优选地，根据初孔的直径，确定衬套的厚度。如紧固件名义直径为6/16″(初孔0.3590″～0.3620″)，衬套厚度为0.0100″；如紧固件名义直径为7/16″(初孔0.4210″～0.4240″)，衬套厚度为0.0100″；再如紧固件名义直径为9/16″(初孔0.5370″～0.5400″)，衬套厚度为0.0120″；又如紧固件名义直径为12/16″(初孔0.7180″～0.7210″)，衬套厚度为0.0150″。
该工艺关键是选择合适的工具编号，如STDN(编号STDN，FTI公司工具编号)对工艺有效性非常重要。一旦确定合适的STDN，也容易确定冷挤压所需的所有相关工具。
以下通过具体实施例进行说明。
一种支线飞机机翼对接区开缝衬套冷挤压工具选用：
(1)液压泵FT-200(2662-001 ASSEMBLY，FT-200B PAUMP)
(2)拉枪LB-25(2305-004 Assy，LB Puller)
注：用于紧固件名义直径小于等于9/16英寸孔的开缝衬套冷挤压的拉枪。
(3)拉枪MB-30(2426-001 Assy，MB Puller)
注：用于紧固件名义直径等于3/4英寸孔的开缝衬套冷挤压的拉枪。
表1所示是对不同初孔直径对应的开缝衬套冷挤压工艺中的主要流程。
表1对不同初孔直径对应的开缝衬套冷挤压工艺
标准件牌号   名义直径，in   终孔直径，in   初孔直径，in 工艺方案
HST12AP12 3/8   0.3700～0.372   0.3590～0.3620   3次钻扩孔+初铰→检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验
HST12AP14 7/16   034325～0.4345   0.4210～0.4240   4次钻扩孔+初铰→塞规检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验
NAS6809A 9/16   0.5570～0.56   0.5370～0.5400   6次钻扩孔+2次铰+初铰→塞规检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验
NAS6812 3/4 0.7495～0.7505 0.7180～0.7210   10次钻扩孔+4次铰(交错组合)+初铰→塞规检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验
其中，HST12AP12、HST12AP14、NAS6809A以及NAS6812是FIT公司生产的开缝衬套的型号。
其中，名义直径为标准件或紧固件的外径。
表2铝合金和低碳钢冷挤压工艺中高干涉冷挤压要求  单位：英寸
Figure GSA00000079504600081
注：
(1)公差±0.0005英寸。
(2)制造公差±0.0002英寸。
(3)允许的最小直径，芯棒量规直径+0.0002/-0.0001英寸。
(4)润滑剂使用前的检查，容差为+0.0004/-0.0002英寸。
(5)
A表示初孔量规“通过”直径；容差为+0.0000/-0.0002英寸。
B表示初孔量规“不通过”直径；容差为+0.0002/-0.0000英寸。
C表示冷挤压验证直径适用于精铰刀引导杆(容差为+0.0000/-0.0005英寸)，将冷挤压检验量规放置于正确位置(容差为+0.0002/-0.0000英寸)。
最后确定的制孔、绞孔、精绞、测量、开缝衬套冷挤压的流程见表3。
表3中，名义直径是指标准件的外径。终孔直径是指开缝衬套冷挤压以后的最终孔径，初孔直径是指开缝衬套冷挤压以前的最后孔径。
根据试验情况，从最初的定位孔直到最后确定的冷挤压前终初孔，对试验所使用的7050-T7451铝合金材料而言，前2～5次每次的钻孔扩径量一般控制在0.055～0.065″左右，最后1～3次每次的钻孔扩径量一般控制在0.010～0.032″左右。
表3中，实施例1是制备参考标准件3/8″孔(9.52mm)，厚度达36.3mm的多层材料，需要3次钻扩孔+初铰→塞规检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验。其标准件牌号为HST12AP12。
实施例2是制备参考标准件7/16″孔(11.1mm)，厚度达42.3mm的多层材料，需要4次钻扩孔+初铰→塞规检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验。其标准件牌号为HST12AP14。
实施例3是制备参考标准件9/16″孔(14.3mm)，厚度达47.1mm的多层材料，需要6次钻扩孔+2次铰(交错组合)+初铰→塞规检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验。其标准件牌号为NAS6809A。
Figure GSA00000079504600101
实施例4是制备3/4″(19.05mm)孔，厚度达52mm的多层材料，需要10次钻扩孔+4次铰(交错组合)+初铰→塞规检验→冷挤压→检验→精铰→塞规检验。其标准件牌号为NAS6812。
表3中，012、017、019，005、006、007、008等为市售的国际通用的英制钻扩工具号，而如012(0.2490×0.1900)中第一个数字是大头尺寸，第二个数字是小头尺寸。
表3中，“CBSR”或“CBR”打头的型号如“CBSR-12-O-N-1”、“CBR-12-O-N-1-0.3700”等代表FTI公司的STDN系列标准铰刀工具
采用以上钻扩孔工艺方案，具有几项优点：
(a)采用表中流程制孔，方便了工人操作，步骤和流程合理，节省了工人自行配刀具所花费的辅助时间，提高工效，工人仅需按照表中所列钻头号和铰刀号规格按序操作即可满足制孔要求，避免了因人为拿错刀具而造成质量问题的概率，得到操作者的好评。
(b)采用表中工艺流程操作，能够满足手工制备初孔的质量要求，提高了生产效率。
(c)工艺流程合理，保证了后续的冷挤压和精铰工序顺利进行，该流程和步骤保证了ARJ21系列支线飞机五架份研制批阶段的开缝衬套冷挤压过程的合格交付。
工艺试验得到的参数补充和完善ZPS03670-08000。
本工艺方法和试验结果证明，能够满足工艺规范的要求，为公司开缝衬套冷挤压制造工艺提供了满足需要的工艺参数。
以上通过具体实施例对本发明的方法进行了详细说明，但不仅仅限于这些实施例，在不脱离本发明构思的前提下，还可以有更多其他变化或改进的实施例，而这些变化和改进都应属于权利要求要求保护的范围。

Claims (17)

1.一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法，包括：钻初孔，铰初孔，对孔进行冷挤压，精铰孔，以及检查终孔直径，其特征在于，经过多次钻扩孔来完成钻初孔，而且控制每次钻孔扩径量不超过0.065″。
2.如权利要求1所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，钻扩孔次数为至少三次。
3.如权利要求1或2所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，最初1次、两次或3次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″；最后1次、两次或3次的钻孔扩径量控制在每次0.010″～0.032″。
4.如权利要求1～3任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，介于最初1次、两次或3次与最后1次、两次或3次之间的钻孔扩径量控制在每次0.032″～0.055″。
5.如权利要求1～4任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，名义直径为3/8″时，共进行三次钻扩孔来完成钻初孔，其中，最初两次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后一次的钻孔扩径量控制在0.010″～0.032″；或
名义直径为7/16″时，对于初孔，共进行四次钻扩孔来完成钻初孔，其中，最初三次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后一次的钻孔扩径量控制在0.010″～0.032″；或
名义直径为9/16″时，共进行六次钻扩孔来完成钻初孔，其中，最初三次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后两次的每次钻孔扩径量控制在0.010″～0.032″；或
名义直径为12/16″时，共进行十次钻扩孔来完成钻初孔，其中，最初三次的钻孔扩径量控制在每次0.055″～0.065″，最后三次的钻孔扩径量控制在每次0.010″～0.032″。
6.如权利要求1～5任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，铰初孔后还包括检查孔的直径以及检查芯棒，对孔进行冷挤压后，还包括检查冷挤压孔的直径。
7.如权利要求1～6任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，所述的开缝衬套冷挤压包括：
将衬套装在芯棒上；
将芯棒和衬套插进初孔；
将鼻顶帽紧压在工件上；
使用拉枪对孔进行冷挤压；
移出衬套。
8.如权利要求1～7任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，当钻扩孔的次数多于四次时，还包括铰孔。
9.如权利要求8所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，在钻扩孔四次以后，钻扩孔与铰孔交替进行。
10.如权利要求8或9所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，每次铰孔的量为0.010～0.032″。
11.如权利要求1～10任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，钻初孔中，首次钻头直径为0.1935″。
12.如权利要求1～11任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，名义直径为3/8英寸时，钻孔流程包括：首钻0.1935″，第一次钻扩到0.2490″，第二次钻扩到0.3120″，第三次扩申到0.3437″，以及精铰到0.3700″。
13.如权利要求1～11任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，名义直径为7/16英寸时，钻孔流程包括：首钻0.1935″，第一次钻扩到0.2490″，第二次钻扩到0.3120″，第三次钻扩到0.3740″，第四次扩申到0.4062″，精铰到0.4325″。
14.如权利要求1～11任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，名义直径为9/16英寸时，钻孔流程包括：首钻0.1935″，第一次钻扩到0.2490″，第二次钻扩到0.3120″，第三次钻扩到0.3740″，第四次钻扩到0.4219″，第一次铰到0.4370″，第五次钻扩到0.4688″，第二次铰到0.4995″，第六次扩申到0.5156″，以及精铰到0.5570″。
15.如权利要求1～11任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，名义直径为3/4英寸时，钻孔流程把包括：首钻0.1935″，第一次钻扩到0.2490″，第二次钻扩到0.3120″，第三次钻扩到0.3740″，第四次钻扩到0.4219″，第一次铰到0.4370″，第五次钻扩到0.4688″，第二次铰到0.4995″，第六次钻扩到0.5312″，第三次铰到0.5620″，第七次钻扩到0.5938″，第三次铰到0.6245″，第八次扩申到0.6445″，第九次扩申到0.6645″，第十次扩申到0.6875″，以及精铰到0.7495″。
16.如权利要求12～15任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，在精铰前还包括初铰，检验及冷挤压。
17.如权利要求12～16任一所述的开缝衬套冷挤压加工孔的方法，其特征在于，在精铰后还包括塞规检验。
CN2010101374117A 2010-03-31 2010-03-31 一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法 Pending CN102205488A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2010101374117A CN102205488A (zh) 2010-03-31 2010-03-31 一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2010101374117A CN102205488A (zh) 2010-03-31 2010-03-31 一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN102205488A true CN102205488A (zh) 2011-10-05

Family

ID=44694710

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2010101374117A Pending CN102205488A (zh) 2010-03-31 2010-03-31 一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102205488A (zh)

Cited By (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103212900A (zh) * 2012-01-19 2013-07-24 昆山思拓机器有限公司 一种适用于支架切割设备的整体式衬套结构及其加工工艺
CN103302120A (zh) * 2012-03-09 2013-09-18 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种单双耳接头对接孔冷挤压强化处理工艺方法
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
CN104368617A (zh) * 2014-11-06 2015-02-25 邯郸新兴特种管材有限公司 一种交叉扩孔法
CN105666036A (zh) * 2014-11-17 2016-06-15 昌河飞机工业（集团）有限责任公司 一种孔与衬套二次挤压强化的装配方法
CN105855791A (zh) * 2015-01-19 2016-08-17 中国科学院沈阳自动化研究所 一种结构件连接孔的摩擦挤压强化方法
CN105855790A (zh) * 2015-01-19 2016-08-17 中国科学院沈阳自动化研究所 一种结构件连接孔的摩擦挤压强化工具和方法
CN106584357A (zh) * 2016-12-14 2017-04-26 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种双作用液压扩张器
CN108754121A (zh) * 2018-06-13 2018-11-06 江苏大学 一种孔壁激光喷丸复合挤压强化的装置及其方法
CN109280751A (zh) * 2018-09-05 2019-01-29 华东理工大学 一种赫兹接触旋转挤压强化装置及强化工艺
CN109304619A (zh) * 2018-09-21 2019-02-05 华东理工大学 可变径旋转冷挤压强化工艺装置
CN109468445A (zh) * 2018-09-05 2019-03-15 华东理工大学 一种基于微凸点与涂层复合旋转挤压强化装置及强化工艺
CN110564936A (zh) * 2019-09-20 2019-12-13 西安聚行机电科技发展有限公司 一种全品类孔冷挤压强化方法
CN111975283A (zh) * 2020-07-24 2020-11-24 中国航发北京航空材料研究院 提高带螺栓孔轮盘循环寿命的冷挤压方法及工装
CN112961967A (zh) * 2021-02-03 2021-06-15 四川大学 一种开孔结构孔口单侧冷挤压疲劳强化装置及强化方法
CN112983958A (zh) * 2021-03-19 2021-06-18 南京航空航天大学 一种带螺纹套的多开缝衬套直径可变装置及其使用方法
CN113579663A (zh) * 2021-09-26 2021-11-02 中国航发北京航空材料研究院 一种提高2124-t851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法
CN113664460A (zh) * 2021-09-26 2021-11-19 中国航发北京航空材料研究院 一种提高7050-t7451铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法
CN114160596A (zh) * 2021-11-19 2022-03-11 航天精工股份有限公司 一种金属冷挤压衬套专用拉枪及使用方法
CN114535331A (zh) * 2022-02-24 2022-05-27 中国人民解放军陆军装甲兵学院 一种增大挤压孔周向残余压应力的方法及其应用
CN114807548A (zh) * 2022-03-24 2022-07-29 南京航空航天大学 一种可分离式的挤压芯棒超声振动孔挤压强化装置及其运行工艺
US11542571B2 (en) 2017-05-04 2023-01-03 Jiangsu University Laser shock and supersonic vibration extrusion co-strengthening device and method

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0131648A2 (en) * 1983-07-11 1985-01-23 Fatigue Technology, Inc. Method of cold expanding and sizing fastener holes
US5127254A (en) * 1991-07-10 1992-07-07 Fatigue Technology, Inc. Method and apparatus for split sleeve cold expansion of openings in structural members
CN1843690A (zh) * 2006-04-17 2006-10-11 江苏华阳金属管件有限公司 冷挤压成型管道配件的方法
EP1803526A1 (en) * 2005-12-28 2007-07-04 Fatigue Technology, Inc. Mandrel assembly and method of using the same
CN101648227A (zh) * 2009-08-27 2010-02-17 浙江拓进五金工具有限公司 一种套筒的多功位冷挤压成型方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0131648A2 (en) * 1983-07-11 1985-01-23 Fatigue Technology, Inc. Method of cold expanding and sizing fastener holes
US5127254A (en) * 1991-07-10 1992-07-07 Fatigue Technology, Inc. Method and apparatus for split sleeve cold expansion of openings in structural members
EP1803526A1 (en) * 2005-12-28 2007-07-04 Fatigue Technology, Inc. Mandrel assembly and method of using the same
CN1843690A (zh) * 2006-04-17 2006-10-11 江苏华阳金属管件有限公司 冷挤压成型管道配件的方法
CN101648227A (zh) * 2009-08-27 2010-02-17 浙江拓进五金工具有限公司 一种套筒的多功位冷挤压成型方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘华东: "紧固件孔衬套冷挤压强化技术", 《航空工程与维修》 *
张建超: "开缝衬套挤压技术在飞机维修中的应用", 《民用飞机设计与研究》 *
陈明等: "带切缝衬套冷挤压强化工艺研究", 《新技术新工艺》 *

Cited By (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103212900B (zh) * 2012-01-19 2016-03-09 昆山思拓机器有限公司 一种适用于支架切割设备的整体式衬套结构及其加工工艺
CN103212900A (zh) * 2012-01-19 2013-07-24 昆山思拓机器有限公司 一种适用于支架切割设备的整体式衬套结构及其加工工艺
CN103302120A (zh) * 2012-03-09 2013-09-18 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种单双耳接头对接孔冷挤压强化处理工艺方法
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
CN103952651B (zh) * 2014-05-13 2016-01-20 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
CN104368617B (zh) * 2014-11-06 2016-08-31 邯郸新兴特种管材有限公司 一种交叉扩孔法
CN104368617A (zh) * 2014-11-06 2015-02-25 邯郸新兴特种管材有限公司 一种交叉扩孔法
CN105666036A (zh) * 2014-11-17 2016-06-15 昌河飞机工业（集团）有限责任公司 一种孔与衬套二次挤压强化的装配方法
CN105666036B (zh) * 2014-11-17 2018-01-16 昌河飞机工业（集团）有限责任公司 一种孔与衬套二次挤压强化的装配方法
CN105855791A (zh) * 2015-01-19 2016-08-17 中国科学院沈阳自动化研究所 一种结构件连接孔的摩擦挤压强化方法
CN105855790A (zh) * 2015-01-19 2016-08-17 中国科学院沈阳自动化研究所 一种结构件连接孔的摩擦挤压强化工具和方法
CN105855791B (zh) * 2015-01-19 2018-12-25 中国科学院沈阳自动化研究所 一种结构件连接孔的摩擦挤压强化方法
CN105855790B (zh) * 2015-01-19 2019-01-08 中国科学院沈阳自动化研究所 一种结构件连接孔的摩擦挤压强化工具和方法
CN106584357A (zh) * 2016-12-14 2017-04-26 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种双作用液压扩张器
US11542571B2 (en) 2017-05-04 2023-01-03 Jiangsu University Laser shock and supersonic vibration extrusion co-strengthening device and method
CN108754121A (zh) * 2018-06-13 2018-11-06 江苏大学 一种孔壁激光喷丸复合挤压强化的装置及其方法
CN108754121B (zh) * 2018-06-13 2019-08-27 江苏大学 一种孔壁激光喷丸复合挤压强化的装置及其方法
CN109280751A (zh) * 2018-09-05 2019-01-29 华东理工大学 一种赫兹接触旋转挤压强化装置及强化工艺
CN109468445B (zh) * 2018-09-05 2020-11-10 华东理工大学 一种基于微凸点与涂层复合旋转挤压强化装置及强化工艺
CN109468445A (zh) * 2018-09-05 2019-03-15 华东理工大学 一种基于微凸点与涂层复合旋转挤压强化装置及强化工艺
CN109280751B (zh) * 2018-09-05 2020-05-22 华东理工大学 一种赫兹接触旋转挤压强化装置及强化工艺
CN109304619A (zh) * 2018-09-21 2019-02-05 华东理工大学 可变径旋转冷挤压强化工艺装置
CN110564936B (zh) * 2019-09-20 2021-07-09 西安聚行机电科技发展有限公司 一种全品类孔冷挤压强化方法
CN110564936A (zh) * 2019-09-20 2019-12-13 西安聚行机电科技发展有限公司 一种全品类孔冷挤压强化方法
CN111975283A (zh) * 2020-07-24 2020-11-24 中国航发北京航空材料研究院 提高带螺栓孔轮盘循环寿命的冷挤压方法及工装
CN111975283B (zh) * 2020-07-24 2023-03-14 中国航发北京航空材料研究院 提高带螺栓孔轮盘循环寿命的冷挤压方法及工装
CN112961967A (zh) * 2021-02-03 2021-06-15 四川大学 一种开孔结构孔口单侧冷挤压疲劳强化装置及强化方法
CN112983958A (zh) * 2021-03-19 2021-06-18 南京航空航天大学 一种带螺纹套的多开缝衬套直径可变装置及其使用方法
CN112983958B (zh) * 2021-03-19 2022-04-29 南京航空航天大学 一种带螺纹套的多开缝衬套直径可变装置及其使用方法
CN113579663A (zh) * 2021-09-26 2021-11-02 中国航发北京航空材料研究院 一种提高2124-t851铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法
CN113664460A (zh) * 2021-09-26 2021-11-19 中国航发北京航空材料研究院 一种提高7050-t7451铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法
CN114160596A (zh) * 2021-11-19 2022-03-11 航天精工股份有限公司 一种金属冷挤压衬套专用拉枪及使用方法
CN114535331A (zh) * 2022-02-24 2022-05-27 中国人民解放军陆军装甲兵学院 一种增大挤压孔周向残余压应力的方法及其应用
CN114807548A (zh) * 2022-03-24 2022-07-29 南京航空航天大学 一种可分离式的挤压芯棒超声振动孔挤压强化装置及其运行工艺

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102205488A (zh) 一种开缝衬套冷挤压加工孔的方法
CN101941131A (zh) 汽缸螺孔修复方法及实现该方法的专用刮刀和丝锥
CN113868725B (zh) 基于结构化知识的三维工艺规程引导式方法及***
CN104502527A (zh) 飞机结构件模型缺陷自动检测方法
Rahme et al. Drilling of thick composite material with a small-diameter twist drill
CN111531319A (zh) 一种内燃机机体主轴孔修复方法及应用
Singh Rsm: A key to optimize machining: multi-response optimization of CNC turning with Al-7020 alloy
Rathod et al. Optimization of tool life, surface roughness and production time in CNC turning process using Taguchi method and ANOVA
CN108279173A (zh) 一种套管抗剪切性能评价方法
CN212398908U (zh) 一种快速更换并具有防错功能的化铣样板定位装置
Oezkaya et al. Chip formation simulation and analysis of the mechanical loads during micro single-lip deep hole drilling of Inconel 718 with varying cooling lubricant pressure
CN106514259B (zh) 一种锥度螺栓孔向结构件引孔的方法
Carvajal et al. Research study of factors affecting difference between hole diameters in hybrid metal-composite drilling
CN106825654B (zh) 一种转子组合件更换补加工方法
CN108829935A (zh) 一种钣金件三维设计检查方法及***
Li et al. Geometrical shape and dimension errors and surface roughness of stepped holes in a beryllium bronze-aluminum alloy joint produced by forming reamer
US20070269282A1 (en) System and method of boring a pre-formed guide in a single pass
CN108723454B (zh) 一种提高螺旋铣削加工精度的铣刀及设计方法
CN113000980A (zh) 一种管线下料的施工工艺方法
CN106825688B (zh) 用于飞机大翼主承力梁修理型材钻孔的引孔工具及工艺
CN105930569B (zh) 控制叠层板钻孔层间毛刺的压紧力调整方法
CN104259846B (zh) 一种插接式捆绑支座的无约束装配方法
Zheng et al. Optimization of cutting parameters for deep hole drilling of 42CrMo steel
CN110682058A (zh) 一种超厚蜂窝夹层结构大曲率位置处制孔方法
CN203696939U (zh) 主起落架枢纽轴安装孔端面腐蚀修理工具

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20111005