鈦-鋁混合疊層結構應用開縫襯套冷擠壓技術的工藝性研究

馮琳娜，殷之平，王浩然，陳曉靜

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鈦-鋁混合疊層結構應用開縫襯套冷擠壓技術的工藝性研究

馮琳娜1，殷之平2，王浩然1，陳曉靜1

（1.上海飛機制造有限公司，上海 200436；2.西北工業大學，陜西 西安 710072）

針對在鈦合金-鋁合金混合疊層上采用開縫襯套冷擠壓強化技術的工藝可行性進行了系統研究。根據不同的冷擠壓參數，分別對結構形式相同的3個試驗件上的緊固件孔進行冷擠壓，分析對比了冷擠壓后的孔徑數據，并檢查了孔壁質量。結果表明，在鈦-鋁混合疊層上采用開縫襯套冷擠壓強化技術是可行的，并提出了適合實際的工藝參數和操作方法。

鈦合金；夾層結構；開縫襯套；冷擠壓

1 概述

飛機結構中存在大量的緊固件孔，其帶來的孔邊應力集中和潛在裂紋所造成的孔邊疲勞破壞，是飛機結構的主要疲勞源。因此，如何減小孔邊應力集中的影響，改善機體結構的抗疲勞性能，確保飛機的可靠性和安全性，一直是設計人員和制造人員的重要研究課題。

開縫襯套冷擠壓工藝是提高緊固件孔抗疲勞性能的主要方式之一，其原理是將開縫襯套裝在一根具有過盈量的錐形擠壓棒上，將擠壓芯棒強行拉過緊固件孔，擠壓力通過開縫襯套均勻傳遞到緊固件孔壁上，使孔的周圍產生有利的殘余壓應力，延緩初始裂紋的產生和裂紋的擴展速度，從而延長結構的壽命[1]。

目前，國內關于開縫襯套冷擠壓技術的應用，僅限于對單一鋁合金材料疊層或者單一鈦合金材料疊層上的緊固件孔，對鈦合金-鋁合金混合疊層結構則無相關可借鑒的經驗。然而，隨著飛機設計水平的提高，鈦-鋁混合夾層結構在飛機上的應用越來越多，這對飛機裝配工藝提出了新的要求，因此，有必要對鈦-鋁混合疊層進行開縫襯套冷擠壓強化的工藝可行性進行研究。

針對以上問題，本文設計了3組試驗件，按不同的開縫襯套冷擠壓參數對各試驗件上的緊固件孔進行冷擠壓，在此基礎上對鈦-鋁混合疊層采用開縫襯套冷擠壓技術的工藝可行性進行了分析和研究。

2 試驗內容

2.1 試驗件規劃

結合某機型特定部位的結構形式及材料特點，設計3個結構形式相同的試驗件。根據不同的冷擠壓參數對3個試驗件分別進行冷擠壓，詳細設計如下。

3組試驗件均為4塊金屬板夾緊后形成的金屬疊層，4塊金屬板的長寬相同，長度為均400 mm，寬度均為200 mm，厚度均為28.8 mm，具體夾層材料如表1所示。

表1 試驗件的疊層材料

根據機體上已采用的緊固件類型，選取NAS6809U29（－18號孔）和CFBL1003AG12-14A（－12號孔）2種緊固件孔徑進行冷擠壓，在每個試驗件上制16個－18孔，20個－12孔。試驗件結構形式如圖1所示。

圖1 試驗件上緊固件孔排布

2.2 開縫襯套冷擠壓工具及參數

根據試驗件的夾層材料厚度及孔徑大小選擇配套的開縫襯套冷擠壓工具。對第一組試驗件按鈦合金工藝參數進行冷擠壓；第二組試驗件按鋁合金工藝參數進行冷擠壓；第三組試驗件拆分疊層后分別對鈦板和鋁板進行冷擠壓，鈦板采用鈦合金參數冷擠壓，鋁板采用鋁合金參數冷擠壓，然后將各層復位。鈦合金與鋁合金冷擠壓參數如表2所示。

表2中值（冷擠壓驗證直徑）指的是冷擠壓完成后校驗塞規的直徑，孔徑需大于值才能表明此次冷擠壓合格。

2.3 試驗過程

將3組試驗件定位后并夾緊，對緊固件孔進行開縫襯套冷擠壓主要流程如圖2所示。

表2 冷擠壓工藝參數

3 試驗數據分析

3.1 冷擠壓后孔徑數據分析

完成對3組試驗件的開縫襯套冷擠壓操作后，測量試驗件上各個孔的孔徑并記錄。

3.1.1 第一組與第二組孔徑數據分析

對第一組與第二組試驗件上緊固件孔的初孔孔徑、冷擠壓后的孔徑進行采樣測量，篩選后進行分析比對，結果如圖3所示，圖中值為冷擠壓后的校驗塞規的直徑。

注：X軸為孔的數目，Y軸為冷擠壓后孔徑大小

由圖3中的數據及實際生產中的工藝規定得出表3。

表3 試驗件冷擠壓后孔徑

在以往的生產操作及工藝文件中，對于冷擠壓后的孔徑并沒有一個明確范圍，僅僅要求冷擠壓后孔徑必須大于值，即用冷擠壓工具配套的塞規進行檢查，塞規通過緊固件孔即認為冷擠壓合格。表3反映出2組試驗件上冷擠壓后的緊固件孔徑均在要求范圍：比值（即冷擠壓后校驗塞規直徑）要大，比終孔最大直徑要小，符合制孔工藝規范。

3.1.2 孔徑在3組試驗件上冷擠壓后的差異

對3組試驗件中-12的冷擠壓孔徑進行測量并分析，對比結果如圖4所示。

注：X軸為孔的數目，Y軸為冷擠壓后孔徑

由圖4可得到三組試驗件上－12的緊固件孔按不同擠壓參數冷擠壓后的孔徑范圍，如表4所示。

第三組試驗件中，按鈦合金參數冷擠壓的鈦板上的孔徑與第一組試驗件中按鈦合金參數冷擠壓的孔徑接近（相差最大0.03 mm），第三組試驗件中按鋁合金參數冷擠壓后的鋁板上孔徑與第二組樣板按鋁板孔徑相差較大（最大0.12 mm）。

經分析認為導致此現象出現的原因是當按鋁合金參數對試驗件進行冷擠壓時，疊層中的鈦合金材料比鋁合金材料強度高，限制了鋁合金材料的擠壓量，因此，鈦-鋁疊層的擠壓量遠小于單一鋁板的擠壓量；而按鈦合金參數時，則孔徑差異不明顯。表格中第三組試驗件，同是-12孔徑按不同冷擠壓參數擠壓后孔徑不同，這導致復位疊層時，各層緊固件孔不同軸，為復位帶來困難，且復位后鉸孔難度提高。

表4 －12孔徑范圍

3.2 冷擠壓孔的制孔質量

對試驗件上冷擠壓后的孔的質量進行檢查，主要有以下問題。

3.2.1 翻邊

冷擠壓完成后孔的出口處有翻邊，如圖5所示，這是由于芯棒在軸向上被拉出時材料軸向受力造成的。這種翻邊對第一、二組試驗件無影響，但由于第三組試驗件是分開疊層進行冷擠壓，翻邊導致疊層復位時各層材料之間無法緊密貼合，需要對每層金屬板的緊固件孔周邊進行打磨。這將帶來額外的工作量，因此，實際過程應盡量避免將疊層材料分開冷擠壓。

圖5 冷擠壓孔的周邊

3.2.2 孔壁質量

冷擠壓后孔壁上存在微小的凸痕外形，如圖6所示。在后續的鉸孔工序中會把這個凸痕鉸掉。以往疲勞試驗表明，鉸銷凸痕不會影響冷擠壓孔的疲勞性能[3]。

圖6 冷擠壓孔質量

4 小結

本文分別按鈦合金冷擠壓參數和鋁合金材料冷擠壓參數，對3組試驗件進行了開縫襯套冷擠壓強化，通過數據采集分析和外觀檢查得出以下結論：①第一組試驗件（根據鈦合金參數冷擠壓）工藝實施無困難。②第二組試驗件（根據鋁合金參數冷擠壓）工藝實施無困難，但工具選擇時應考慮芯棒強度。③第三組試驗件（將疊層分開按不同參數冷擠壓強化后復位）存在較多問題，比如復位后由于各夾層孔周邊有突起情況，容易造成各層材料貼合不緊密；復位會對孔的同軸度產生影響，因此，復位夾層時操作難度大、成本較高。④各組試驗件進行冷擠壓操作時材料夾層必須完全定位夾緊，因為夾層分界面處材料的約束能力小，如果不夾緊就會在各層形成翻邊，使夾層間出現間隙，形成疲勞源。根據工藝試驗結果，在鈦-鋁混合疊層上進行開縫襯套冷擠壓強化工藝，按鈦合金參數或鋁合金參數，工藝上都具備可行性，但如果將疊層分開后進行冷擠壓，則工藝上存在很大困難。

［1］劉長珍，唐有乾，李立.開縫襯套冷擠壓孔工藝［J］.航空制造技術，2000（04）：46-49.

［2］張建超.開縫襯套冷擠壓技術在飛機維修中的應用［J］.民用飛機設計與研究，2008（03）：43-49.

［3］汪裕炳.鋁合金孔的冷擠壓強化［J］.航空工藝技術，1994（06）：1-5.

V262.4

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2018.22.024

2095－6835（2018）22－0024－03

馮琳娜（1984—），女，碩士，現從事飛機結構裝配工藝工作。

〔編輯：張思楠〕