1、 PAGE 52 學(xué)位類別：工程碩士 單位代碼：10287中圖分類號(hào) ： V267 密 級(jí)：公開工程碩士專業(yè)學(xué)位論文開縫襯套冷擠壓技術(shù)在飛機(jī)維修中的應(yīng)用學(xué) 號(hào)： 0207205 碩士生姓名： 張建超 工程領(lǐng)域： 交通運(yùn)輸工程 研究方向： 航空維修工程 導(dǎo)師姓名： 陳 果 副教授 及 職 稱： 薛琴梅 高級(jí)工程師 南京航空航天大學(xué)二八年四月Engineering Master Degree ThesisThe Application of the Split Sleeve Cold Expansion in Civil Aviation Aircraft MaintenanceA Thesis

2、inAviation EngineeringbyZhang JianChaoAdvised byVice Professor Chen Guo, Senior Engineer Xue QinMei Submitted in Partial Fulfillmentof the Requirementsfor the Degree ofMaster of EngineeringNanjing University of Aeronautics and AstronauticsApr., 2008I承諾書本人鄭重聲明：所呈交的學(xué)位論文，是本人在導(dǎo)師指導(dǎo)下，獨(dú)立進(jìn)行研究工作所取得的成果。盡我所知，除

3、文中已經(jīng)注明引用的內(nèi)容外，本學(xué)位論文的研究成果不包含任何他人享有著作權(quán)的內(nèi)容。對(duì)本論文所涉及的研究工作做出貢獻(xiàn)的其他個(gè)人和集體，均已在文中以明確方式標(biāo)明。本人授權(quán)南京航空航天大學(xué)可以有權(quán)保留送交論文的復(fù)印件，允許論文被查閱和借閱,可以將學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或其他復(fù)制手段保存論文。作者簽名： 日 期： 2008年4月 開縫襯套冷擠壓技術(shù)在飛機(jī)維修中的應(yīng)用南京航空航天大學(xué)工程碩士學(xué)位論文 PAGE 51摘 要當(dāng)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)整體性要求將損傷容限和持續(xù)安全運(yùn)營作為設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。我們面臨的挑戰(zhàn)是如何在新飛機(jī)和大量增長(zhǎng)的老齡飛機(jī)上經(jīng)濟(jì)地達(dá)到這些要求。損傷容限的補(bǔ)償

4、會(huì)造成飛機(jī)結(jié)構(gòu)的超重。不顧及修理中的殘余裂紋會(huì)危及長(zhǎng)期結(jié)構(gòu)整體性的安全，從而導(dǎo)致檢查次數(shù)增加和可能不必要的主要結(jié)構(gòu)件更換或修理。孔的冷擠壓是一種已經(jīng)證實(shí)的可以抑制裂紋在其原始孔中增長(zhǎng)的方法。本文討論如何在應(yīng)力強(qiáng)度中減少殘余壓應(yīng)力的技術(shù)和效力，以及允許更小的初始缺陷尺寸來符合損傷容限要求。我們的目的是如何將冷擠壓技術(shù)應(yīng)用于實(shí)際中，延長(zhǎng)疲勞壽命并提供永久性的修理。開縫襯套冷擠壓技術(shù)是基于損傷容限要求而開發(fā)和發(fā)展的，通過此工藝的應(yīng)用，可以改善緊固件孔的疲勞壽命，并且大大縮短飛機(jī)的維修時(shí)間。本文也詳細(xì)分析了幾個(gè)應(yīng)用開縫襯套冷擠壓的實(shí)例，并對(duì)此技術(shù)的應(yīng)用前景作了分析。關(guān)鍵詞： 冷擠壓，開縫襯套，損傷容限

5、，芯棒，組合規(guī)，STDN （標(biāo)準(zhǔn)工具直徑號(hào)），初絞刀，精絞刀AbstractAircraft structural integrity requirements now embrace damage tolerance requirements as the basis for design and continued safe operation. The challenge facing industry is how to economically achieve these requirements in both new and, to a greater extent, the g

6、rowing volume of aging aircraft. Compensating for damage tolerance analysis could lead to overweight structures. Not allowing for residual cracks in repairs could compromise the long term structural integrity, induce on-going inspection penalties and possibly result in unnecessary major structural r

7、eplacement or repair.Hole cold expansion is a proven method for retarding the growth of cracks originating in holes. This paper discusses the technology and the effectiveness of the induced residual compressive stresses in reducing the stress intensity factor and permitting the use of smaller initia

8、l flaw sizes to meet damage tolerance requirements.Some ideas are presented on how practical results and applications can be used to incorporate these benefits in analysis to extend fatigue life and provide terminating repair action in repairs.The split sleeve cold expansion is initialed and develop

9、ed bases on the damage tolerance requirements. The application of this process can improve the fatigue life of the fastener holes and greatly reduce the aircraft turn around time of aircraft maintenance. The thesis also analysis several examples of split sleeve cold expansion technique application.

10、The foreground of the cold expansion also analyzed.Keywords: Cold Expansion, Split Sleeve, Damage Tolerance, Mandrel, Combination gage, STDN(standard tool diameter no.), Starting Reamer, Finish Reamer目 錄 TOC o 1-3 u 摘 要 PAGEREF _Toc195427256 h IAbstract PAGEREF _Toc195427257 h II圖表清單 PAGEREF _Toc195

11、427258 h III第一章 緒論 PAGEREF _Toc195427259 h 11.1 冷擠壓技術(shù)發(fā)展的背景和意義 PAGEREF _Toc195427260 h 11.2 冷擠壓技術(shù)應(yīng)用后的優(yōu)越性 PAGEREF _Toc195427261 h 2第二章 開縫襯套冷擠壓工藝過程 PAGEREF _Toc195427262 h 62.1 工藝適用范圍 PAGEREF _Toc195427263 h 62.2 工藝說明 PAGEREF _Toc195427264 h 62.3 工藝優(yōu)越性 PAGEREF _Toc195427265 h 62.4 定義及符號(hào) PAGEREF _Toc195

12、427266 h 72.5 使用標(biāo)準(zhǔn)工具的冷擠壓工藝步驟 PAGEREF _Toc195427267 h 82.5.1 冷擠壓工藝概覽 PAGEREF _Toc195427268 h 82.5.2 冷擠壓詳細(xì)工藝步驟 PAGEREF _Toc195427269 h 9第三章 冷擠壓工藝中的技術(shù)要求 PAGEREF _Toc195427270 h 123.1 適用的材料 PAGEREF _Toc195427271 h 123.2 最小材料厚度 PAGEREF _Toc195427272 h 123.3 多種材料疊加 PAGEREF _Toc195427273 h 123.4 邊緣裕度要求 PAG

13、EREF _Toc195427274 h 133.5 孔的間距要求 PAGEREF _Toc195427275 h 133.6 擠壓量 PAGEREF _Toc195427276 h 133.7 估計(jì)的拉力 PAGEREF _Toc195427277 h 143.8 冷擠壓孔的幾何形狀 PAGEREF _Toc195427278 h 143.8.1 一般形狀 PAGEREF _Toc195427279 h 143.8.2 軸向凸緣 PAGEREF _Toc195427280 h 143.8.3 剪切不連續(xù)性 PAGEREF _Toc195427281 h 153.9表面鐓壓 PAGEREF _

14、Toc195427282 h 153.10 貼合面分離 PAGEREF _Toc195427283 h 163.11 鉸孔容差 PAGEREF _Toc195427284 h 163.12 冷擠壓以后的孔在緊固件安裝前的精鉸 PAGEREF _Toc195427285 h 163.13 緊固件干涉 PAGEREF _Toc195427286 h 163.14 去毛刺，倒角和倒圓弧 PAGEREF _Toc195427287 h 163.15 埋頭孔 PAGEREF _Toc195427288 h 173.16 后擋塊使用 PAGEREF _Toc195427289 h 173.17 襯套 PA

15、GEREF _Toc195427290 h 173.17.1 襯套方向 PAGEREF _Toc195427291 h 183.17.2 襯套疊加 PAGEREF _Toc195427292 h 18第四章 開縫襯套冷擠壓技術(shù)在民航飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理中的實(shí)際應(yīng)用 PAGEREF _Toc195427293 h 194.1 MD11飛機(jī)垂直安定面4號(hào)班卓琴型接頭的緊固件修理 PAGEREF _Toc195427294 h 194.2 A300飛機(jī)機(jī)身中段47號(hào)框連接接頭的改裝 PAGEREF _Toc195427295 h 284.3 A340-300飛機(jī)機(jī)身40號(hào)框接頭孔裂紋修理 PAGEREF _

16、Toc195427296 h 314.4 其他的冷擠壓技術(shù)應(yīng)用 PAGEREF _Toc195427297 h 414.5 冷擠壓新工藝應(yīng)用中的難點(diǎn) PAGEREF _Toc195427298 h 42第五章 結(jié)論與展望 PAGEREF _Toc195427299 h 43參考文獻(xiàn) PAGEREF _Toc195427300 h 46致 謝 PAGEREF _Toc195427301 h 49攻讀碩士期間所發(fā)表的論文 PAGEREF _Toc195427302 h 50圖表清單圖清單：序號(hào)名 稱頁碼圖1.1緊固件孔中裂紋隨著飛行小時(shí)增長(zhǎng)的過程2圖1.2典型的光譜裂紋增長(zhǎng)結(jié)果3圖1.3裂紋增長(zhǎng)效

17、應(yīng)4圖2.1開縫襯套冷擠壓6圖2.2由冷擠壓產(chǎn)生的殘余應(yīng)力7圖2.3使用標(biāo)準(zhǔn)前蓋的冷擠壓工藝步驟8圖2.4檢驗(yàn)初始孔直徑9圖2.5芯棒檢驗(yàn)9圖2.6冷擠壓一個(gè)孔的過程10圖2.7檢查終孔直徑11圖3.1邊緣裕度定義13圖3.2孔的間距13圖3.3預(yù)期的典型冷擠壓估計(jì)拉力值14圖3.4軸向凸緣15圖3.5剪切不連續(xù)性15圖3.6表面鐓壓15圖3.7貼合面的分離16圖3.8襯套疊加18圖4.1服務(wù)通告MD11-55-025 需要檢查的六個(gè)緊固件孔位置19圖4.2服務(wù)通告MD11-55-025 需要檢查的六個(gè)緊固件孔位置的B視圖20圖4.3服務(wù)通告MD11-55-025 緊固件孔改裝121圖4.4服

18、務(wù)通告MD11-55-025 緊固件孔改裝222圖4.5服務(wù)通告MD11-55-025 緊固件孔改裝323圖4.6服務(wù)通告MD11-55-025 緊固件孔改裝424圖4.7服務(wù)通告MD11-55-025 緊固件孔改裝5 （接頭安裝）25圖4.8服務(wù)通告MD11-55-025 緊固件孔改裝626圖4.9服務(wù)通告MD11-55-025 緊固件孔改裝727圖4.10服務(wù)通告MD11-55-025 在中貨航B-2175飛機(jī)上的實(shí)施28圖4.11A300飛機(jī)機(jī)身中段47號(hào)框連接接頭改裝29圖4.12服務(wù)通告A300-57-6050中使用的工具和消耗器材30圖4.13A340飛機(jī)40號(hào)框檢查區(qū)域31圖4.

19、14B-2380（A340-300）飛機(jī)40框接頭處緊固件孔處裂紋（機(jī)身外側(cè)）32圖4.15B-2380（A340-300）飛機(jī)40號(hào)框處接頭（機(jī)身外側(cè)遠(yuǎn)端視圖）32圖4.16B-2380（A340-300）飛機(jī)40號(hào)框接頭處緊固件孔處裂紋32圖4.17B-2380（A340-300）飛機(jī)40號(hào)框左側(cè)接頭孔裂紋修理33圖4.18B-2380（A340-300）飛機(jī)40號(hào)框左側(cè)接頭孔裂紋修理（下面板沉孔面加工）34圖4.19B-2380（A340-300）飛機(jī)40號(hào)框左側(cè)接頭孔裂紋修理（龍骨梁內(nèi)）34圖4.20B-2380（A340-300）飛機(jī)40號(hào)框左側(cè)接頭孔裂紋修理（#6孔）35圖4.21

20、B-2380（A340-300）飛機(jī)40號(hào)框左側(cè)接頭孔裂紋修理（#7孔）35圖4.22下面板與龍骨梁位置示意圖37表清單：序號(hào)名 稱頁碼表4.1空客靜態(tài)強(qiáng)度分析報(bào)告（Page 1/3）38表4.2空客靜態(tài)強(qiáng)度分析報(bào)告（Page 2/3）39表4.3空客靜態(tài)強(qiáng)度分析報(bào)告（Page 3/3）40表4.4表4.4 A300-600飛機(jī)維修所使用的工具41第一章 緒論1.1 冷擠壓技術(shù)發(fā)展的背景和意義現(xiàn)代飛機(jī)在一個(gè)復(fù)雜的環(huán)境中營運(yùn)，受到外部載荷、環(huán)境、人為因素、以及經(jīng)濟(jì)等各方面的限制。為了能適應(yīng)這些營運(yùn)環(huán)境的劇烈變化并延長(zhǎng)飛機(jī)的服役期，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)經(jīng)歷了幾次變更。從最初的靜態(tài)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)發(fā)展到目

21、前，疲勞及其造成的裂紋已經(jīng)成了設(shè)計(jì)中要考慮的最大的問題，并且促成了設(shè)計(jì)理念中的幾處變化1。早期的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求符合靜態(tài)和動(dòng)態(tài)負(fù)載。直到二十世紀(jì)五十年代初，商用飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)以實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)為基礎(chǔ)，進(jìn)行了符合疲勞壽命的保守的設(shè)計(jì)。“安全壽命”概念中還沒有考慮到制造，服役期使用或修理中可能產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)性缺陷。這種方法也缺乏建立定期檢查程序的一致規(guī)范。其復(fù)雜性以及不精確的疲勞分析和材料固有的分散特性常常導(dǎo)致不應(yīng)發(fā)生的重要結(jié)構(gòu)過早退役的短壽預(yù)警。同樣，服役期缺陷的發(fā)生也比預(yù)期的要早。1948年馬丁202飛機(jī)的機(jī)翼失效和1954年德哈維飛機(jī)的機(jī)身失效促進(jìn)了“失效安全”設(shè)計(jì)理念的引入2，在這一設(shè)計(jì)理念中飛機(jī)主

22、結(jié)構(gòu)的失效不會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)的失事。這一方法是通過增加承載路徑和備用部件的結(jié)構(gòu)冗余設(shè)計(jì)來完成的。但是這種新的方法還是缺乏對(duì)預(yù)先存在的損傷的定量評(píng)估，并且沒有對(duì)周期性檢查提出明確的要求。二十世紀(jì)七十年代末，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要部件設(shè)計(jì)使用失效安全標(biāo)準(zhǔn),將損傷容限的檢查要求加入到維護(hù)計(jì)劃中。這是聯(lián)邦航空條例(FAR) Part 25.571附錄45所強(qiáng)制要求的。此附錄的主要目的是將疲勞，腐蝕或意外損傷而產(chǎn)生的裂紋等主要結(jié)構(gòu)因素加入到定期檢查項(xiàng)目中，使得這些結(jié)構(gòu)故障在被檢查到之前不會(huì)發(fā)展到造成結(jié)構(gòu)失效。為使結(jié)構(gòu)能夠延緩大范圍損傷的發(fā)生，并且進(jìn)行預(yù)期（耐久性），加入了一個(gè)新的標(biāo)準(zhǔn)（損傷容限），使得結(jié)構(gòu)在損傷狀態(tài)下

23、必須能承受一定預(yù)期的負(fù)載，直到損傷可以通過檢查發(fā)現(xiàn)，并進(jìn)行修復(fù)3。損傷容限概念：引入損傷容限概念激發(fā)了對(duì)結(jié)構(gòu)損傷檢測(cè)可靠性和檢測(cè)方法的更多的關(guān)注。但是在檢查和加工過程中忽略的裂紋仍然會(huì)產(chǎn)生重大的問題，尤其是受到廣布疲勞損傷影響的老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)4，我們的目的是用最有效的修理來將強(qiáng)度和抗疲勞性能恢復(fù)到最終設(shè)計(jì)水平。損傷容限設(shè)計(jì)理念的核心是假設(shè)結(jié)構(gòu)部件中的所有疲勞重要區(qū)域，在定期檢查間隔期間即使缺陷存在的情況下也必須能承受飛機(jī)服役期的載荷5。因此，確定檢查時(shí)間間隔是損傷容限設(shè)計(jì)的首要目標(biāo)。檢查時(shí)間間隔是通過以下的因素來確定的，其中包括：部件幾何形狀和材料性能，負(fù)載光譜，無損檢測(cè)的檢出性，剩余強(qiáng)度，疲勞

24、測(cè)試數(shù)據(jù)或類似部件的服役歷史，檢查/修理的可接近性，以及經(jīng)濟(jì)性等等。圖1.1 顯示了在緊固件孔中裂紋隨著飛行小時(shí)增長(zhǎng)的過程（即在設(shè)計(jì)中不允許有與不穩(wěn)定的裂紋擴(kuò)展而達(dá)到臨界尺寸）。很明顯任何可以阻止裂紋增長(zhǎng)的工藝，如孔的冷擠壓都可以延長(zhǎng)其檢查間隔6。安全壽命臨界缺陷尺寸裂紋長(zhǎng)度NDI可檢出缺陷尺寸初始缺陷尺寸飛行小時(shí)圖1.1 緊固件孔中裂紋隨著飛行小時(shí)增長(zhǎng)的過程LL1安全極限=從初始缺陷到達(dá)臨界缺陷尺寸的時(shí)間（例如：孔周圍0.050英寸半徑的角落缺陷）。可以用作不可檢查結(jié)構(gòu)的壽命限制。LL2從最小的NDI可檢出缺陷尺寸到臨界缺陷尺寸的時(shí)間IT1第一次檢查間隔=安全極限/2IT2第二次檢查間隔=（

25、IT1+LL2）/2ITn第n次檢查間隔=（ITn-1+LLn）/21.2 冷擠壓技術(shù)應(yīng)用后的優(yōu)越性到目前為止，飛機(jī)結(jié)構(gòu)中最頻繁發(fā)生疲勞問題的地方是緊固件孔7，在孔的周圍制造和其他的一些缺陷是非常普遍的。在飛機(jī)營運(yùn)中，這些缺陷的負(fù)面影響由于孔周圍的高應(yīng)力集中而放大，從而導(dǎo)致疲勞裂紋。在老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)中，特別是在出現(xiàn)廣布疲勞損傷的情況下，在檢查和加工過程中遺漏大的裂紋的可能性是很高的。如果裂紋留在孔中和加大尺寸緊固件混合在一起，則（1）局部應(yīng)力水平由于材料的減少而增加；（2）來自孔的應(yīng)力集中加上原有裂紋的應(yīng)力集中因素的組合會(huì)造成裂紋增長(zhǎng)的加速。在孔的周圍產(chǎn)生永久性的壓應(yīng)力8長(zhǎng)期以來一直被認(rèn)為是一種

26、通過抑制裂紋發(fā)生和增長(zhǎng)的延長(zhǎng)疲勞壽命的方法。通常用來在孔周圍產(chǎn)生壓應(yīng)力的方法有旋片噴丸、滾輪拋光、芯軸擠壓、模壓等方法。但是這些技術(shù)只能產(chǎn)生相對(duì)較淺的壓縮應(yīng)力區(qū)域，并且受到制作過程中的變化以及操作者技能的影響。因此這些孔的處理對(duì)于有效地延長(zhǎng)疲勞壽命有很大的局限性。干涉配合緊固件通常也用于改善疲勞壽命。這些緊固件系統(tǒng)的有效性隨著孔周圍的應(yīng)力分布的干涉等級(jí)和材料性能而變化，同時(shí)也非常依賴于安裝過程9。當(dāng)在之前有缺陷的孔中安裝干涉配合緊固件時(shí)，阻止裂紋增長(zhǎng)的能力將取決于合成應(yīng)力強(qiáng)度因素、干涉配合的等級(jí)以及所施加的應(yīng)力。與之前提到的工藝不同，孔的冷擠壓的優(yōu)點(diǎn)是10：(1)以一個(gè)高的壓縮應(yīng)力產(chǎn)生一個(gè)大的

27、可控制的殘余壓縮應(yīng)力區(qū)域，（2）不會(huì)受到表面光潔度的嚴(yán)重影響，（3）產(chǎn)生最小量的表面干擾（典型的是小于0.125毫米），（4）不會(huì)取決于安裝的整體性（即緊固件的干涉配合）在開縫襯套冷擠壓工藝中，孔的擠壓是通過孔拉一個(gè)帶有錐度的芯棒來完成的，在芯棒上裝上預(yù)先潤(rùn)滑的開縫襯套。芯棒和襯套設(shè)計(jì)成可以在孔的周圍產(chǎn)生預(yù)定量的彈性變形，在該區(qū)域依次產(chǎn)生一個(gè)雙軸向參與壓縮應(yīng)力狀態(tài)11。在此工藝的典型施工過程中，孔邊緣附近的周邊峰值壓縮應(yīng)力幾乎等于材料的壓縮屈服強(qiáng)度。殘余壓縮應(yīng)力區(qū)通常從孔的邊緣擴(kuò)展一個(gè)半徑到一個(gè)直徑的范圍。壓縮應(yīng)力通過離開孔的拉應(yīng)力來平衡，其數(shù)值是材料屈服強(qiáng)度的百分之十到二十五（在邊距小于3倍

28、直徑的地方可能更高）。一次性使用的開縫襯套降低了芯棒的拉力，保證可控制的徑向擠壓，并且允許實(shí)施單邊工藝。冷擠壓產(chǎn)生了一個(gè)孔的永久性的略微增大。而后孔可以鉸到最終尺寸或者留在冷擠壓狀態(tài)12。圖1.2典型的光譜裂紋增長(zhǎng)結(jié)果開縫襯套冷擠壓無冷擠壓英寸裂紋長(zhǎng)度(a)英寸通過冷擠壓產(chǎn)生的壓縮應(yīng)力通過降低裂紋處的應(yīng)力強(qiáng)度因素來降低裂紋開口的有效位移。圖1-2顯示了典型的光譜裂紋增長(zhǎng)結(jié)果，該結(jié)果是在有1/4英寸6(毫米)孔的7075-T7351鋁中得到的，圖上有做過冷擠壓和未做冷擠壓的兩條曲線。裂紋增長(zhǎng)效應(yīng)13：冷擠壓的主要效果是通過降低應(yīng)力強(qiáng)度因素范圍(K)和應(yīng)力比（R，最小應(yīng)力與最大應(yīng)力之比）來降低裂紋

29、增長(zhǎng)速率應(yīng)力強(qiáng)度因素是作用在裂紋上的應(yīng)力的一個(gè)尺度。此效應(yīng)顯示在圖1.3中。另外，殘余應(yīng)力的存在會(huì)改變不穩(wěn)定破裂結(jié)構(gòu)的臨界裂紋長(zhǎng)度，因?yàn)樗鼤?huì)降低靜態(tài)應(yīng)力強(qiáng)度因素。裂紋增長(zhǎng)速率的降低和臨界裂紋長(zhǎng)度的增加明顯改善了結(jié)構(gòu)的損傷容限。圖1.3裂紋增長(zhǎng)效應(yīng)從冷擠壓開始的疲勞裂紋增長(zhǎng)壽命的增加根據(jù)冷擠壓后裂紋增長(zhǎng)速率推算的等于裂紋增長(zhǎng)的循環(huán)數(shù)在損傷容限設(shè)計(jì)中使用開縫襯套冷擠壓技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)：降低初始缺陷尺寸：盡管損傷容限概念已長(zhǎng)期使用在民用和軍用飛機(jī)中，但沒有統(tǒng)一的規(guī)則來將孔的開縫襯套冷擠壓的優(yōu)點(diǎn)應(yīng)用到損傷容限設(shè)計(jì)中。到目前為止，最好的應(yīng)用準(zhǔn)則在美國空軍的規(guī)范USAF中，比如MIL-A-83444(,段落C)

30、。在有預(yù)裂紋的樣板上通過實(shí)驗(yàn)室測(cè)試表明，這些準(zhǔn)則基本上說明了冷擠壓可以符合緊固件孔的缺陷增長(zhǎng)要求。更長(zhǎng)的檢查時(shí)間間隔在損傷容限設(shè)計(jì)中，孔的冷擠壓最明顯的結(jié)果是延長(zhǎng)了檢查的時(shí)間間隔。在相同的負(fù)載下，冷擠壓后達(dá)到失效和安全極限的循環(huán)數(shù)增加了，從而延長(zhǎng)了檢查的時(shí)間間隔14。結(jié)構(gòu)重量減輕15 ，這是新一代的軍用飛機(jī)的更高性能和機(jī)動(dòng)性要求，以及商用飛機(jī)更長(zhǎng)航程和更大的有效負(fù)載要求需要更輕的飛機(jī)結(jié)構(gòu)。在這些應(yīng)用中，孔的冷擠壓可以作為損傷容限設(shè)計(jì)中結(jié)構(gòu)重量減輕的基礎(chǔ)。下圖顯示了在孔的冷擠壓用于增加孔周圍的允許操作應(yīng)力時(shí)，疲勞壽命是如何延長(zhǎng)的。作為近似值，孔周圍的重量減輕等于允許應(yīng)力增加的倒數(shù)。這樣的話，如果

31、冷擠壓后孔周圍允許增加25%的應(yīng)力，則孔周圍的重量減輕大約為。1.3 本文主要研究?jī)?nèi)容（1）本文第一章緒論部分從損傷容限的概念著手，對(duì)冷擠壓技術(shù)發(fā)展的意義和背景作了詳細(xì)的闡述，對(duì)孔的開縫襯套冷擠壓技術(shù)發(fā)展進(jìn)行了描述。并且安排了本文主要研究工作。（2）第二章對(duì)開縫襯套冷擠壓工藝的適用范圍及工藝優(yōu)越性作了基本的描述，并介紹了開縫襯套冷擠壓工藝中常用的符號(hào)和工藝步驟。（3）第三章詳細(xì)研究冷擠壓中的相關(guān)技術(shù)要求，其中包括了適用的材料最小材料厚度、多種材料疊加、邊緣裕度要求、孔的間距要求、擠壓量、估計(jì)的拉力、冷擠壓孔的幾何形狀、表面鐓壓、貼合面分離、鉸孔容差、冷擠壓以后的孔在緊固件安裝前的精鉸、緊固件干

32、涉、去毛刺，倒角和倒圓弧、埋頭孔、后擋塊使用、襯套等相關(guān)內(nèi)容。（4）第四章研究孔的冷擠壓技術(shù)在實(shí)際應(yīng)用中的例子，包含了在空客飛機(jī)和波音飛機(jī)上的多個(gè)實(shí)際應(yīng)用，以詳盡而豐富的材料證明了開縫襯套冷擠壓技術(shù)在飛機(jī)維修中的優(yōu)越性，并對(duì)冷擠壓技術(shù)在應(yīng)用中的難點(diǎn)進(jìn)行了分析。（5）第五章對(duì)開縫襯套冷擠壓技術(shù)的實(shí)際應(yīng)用和未來的發(fā)展前景進(jìn)行了回顧與展望，由于其可以對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)重要部位進(jìn)行強(qiáng)化，提高疲勞壽命，并且易于施工和節(jié)省維修工時(shí)，可以預(yù)期在今后的飛機(jī)結(jié)構(gòu)維修工作中冷擠壓技術(shù)將得到更多的推廣與發(fā)展。第二章 開縫襯套冷擠壓工藝過程2.1 工藝適用范圍開縫襯套冷擠壓工藝所能應(yīng)用的孔徑的范圍是0.125到1.0英寸（3

33、.2-25.5毫米）。可用于鋁、中強(qiáng)度鋼、鈦和高強(qiáng)度鋼（最大240 ksi，即169.2Kg/mm2）。同時(shí)也給出在鋁合金中直徑最多到9/16英寸（14.3毫米）孔的冷擠壓方法和工具要求。2.2 工藝說明開縫襯套冷擠壓是通過拉一個(gè)錐形的芯棒，芯棒上先裝上經(jīng)潤(rùn)滑的開縫襯套，然后芯棒穿過孔來完成的，如圖3-1所示。一次性使用的開縫襯套的作用是降低芯棒的拉力，保證孔的正確的徑向擠壓，排除對(duì)孔的損傷并允許進(jìn)行單邊工藝。前蓋組件拉槍組件經(jīng)潤(rùn)滑的帶喇叭口的開縫襯套芯棒工件圖2.1 開縫襯套冷擠壓通過芯棒和襯套施加的擠壓量對(duì)于鋁和低碳鋼是4.0%，對(duì)于高強(qiáng)度金屬是5.5%。所需要的孔的最終直徑通常是通過對(duì)冷

34、擠壓以后的孔鉸孔來達(dá)到的。2.3 工藝優(yōu)越性通過初始孔拉芯棒的作用可以造成材料的徑向塑性流動(dòng)，并造成殘余壓縮應(yīng)力的環(huán)形區(qū)域，如圖2-2所示由冷擠壓產(chǎn)生的殘余壓縮應(yīng)力通過降低應(yīng)力強(qiáng)度因素顯著增加疲勞壽命，并且通過降低施加在孔上的應(yīng)力比增加裂紋增長(zhǎng)時(shí)間。殘余壓縮周向應(yīng)力峰值約等于材料的壓縮屈服強(qiáng)度。對(duì)于大多數(shù)材料來說，直徑1/2英寸以下的孔，壓縮應(yīng)力區(qū)域的跨度為從孔的邊緣開始為一個(gè)孔的直徑。張應(yīng)力的平衡區(qū)域要超出周向壓縮應(yīng)力區(qū)域16。張力10-15%的拉伸屈服強(qiáng)度離孔的距離壓縮力殘余壓縮區(qū)約等于壓縮屈服強(qiáng)度圖2.2 由冷擠壓產(chǎn)生的殘余應(yīng)力2.4 定義及符號(hào)La 擠壓量，由初孔直徑百分比表示的總膨脹

35、量，即孔的膨脹量與初孔直徑的百分比Cx 冷擠壓，在孔周圍產(chǎn)生殘余壓縮應(yīng)力的工藝過程CxD 冷擠壓后孔直徑，即襯套開縫形成的凸緣線以外的孔徑 e/D 邊界裕度，孔中心到零件邊緣之間距離(e),與標(biāo)稱最終孔徑(D)的比值 EHD 原有孔徑，在鉸孔、冷擠壓或任何其它與冷擠壓有關(guān)操作前的孔徑 FHD 最終孔徑，安裝緊固件前的孔徑 SHD 初孔直徑，冷擠壓前規(guī)定的孔徑 STDN 標(biāo)準(zhǔn)工具直徑號(hào)，識(shí)別專用尺寸工具所用工具號(hào) 臨界工具尺寸用于孔的冷擠壓或相關(guān)質(zhì)量檢查保證的任何工具尺寸 緊固件干涉量緊固件光桿直徑和裝配孔徑之間的差值 材料疊加厚度指孔所在位置結(jié)構(gòu)的層疊厚度，即孔的總深度剪切不連續(xù)性由襯套開縫引

36、起的，發(fā)生在孔邊緣靠近軸線的非臨界疲勞不規(guī)則現(xiàn)象襯套線發(fā)生在冷擠壓孔中，與襯套開縫相對(duì)應(yīng)的輕微凸起軸向線孔距兩個(gè)相鄰孔間中心線的距離表面鐓壓在冷擠壓時(shí)，發(fā)生在孔周圍和周邊附近由于軸向材料移動(dòng)而造成的超出平面的變形。2.5 使用標(biāo)準(zhǔn)工具的冷擠壓工藝步驟2.5.1 冷擠壓工藝概覽初鉆頭，鉆初孔初鉸刀，鉸初孔復(fù)合規(guī)，檢查孔芯棒環(huán)規(guī)，檢查芯棒冷擠壓孔裝開縫襯套到芯棒上芯棒和襯套插到初孔zohgn將前蓋頂住工件驅(qū)動(dòng)槍對(duì)孔冷擠壓退出襯套報(bào)廢用通止規(guī)檢查冷擠壓的孔徑關(guān)鍵工藝步驟工具要求檢查最終孔徑精鉸刀規(guī)最終鉸孔安裝緊固件冷擠壓工藝綜合性能的關(guān)鍵是適當(dāng)使用擠壓量。初孔直徑，芯棒主徑和襯套厚度，這三個(gè)關(guān)鍵尺寸

37、決定使用的擠壓量。這些尺寸在編準(zhǔn)工具直徑號(hào)（STDN）表中規(guī)定。確定合適的STDN選用工具是重要的。圖2.3 使用標(biāo)準(zhǔn)前蓋的冷擠壓工藝步驟2.5.2 冷擠壓詳細(xì)工藝步驟以下段落為冷擠壓的基本步驟，這些步驟在冷擠壓過程中必須遵守。 鉆初始孔和鉸初始孔初始孔必須鉆和鉸到標(biāo)準(zhǔn)工具直徑號(hào)表格中規(guī)定的尺寸。初始孔的喇叭口、橢圓度或桶形要求不能超過表格中的要求。埋頭孔的初始孔要求和直孔是相同的。初始孔和鉸好的孔的表面粗糙度必須為125微英寸或更光滑。如鉆孔能達(dá)到光潔度要求，則可以不需要鉸孔。初孔必須垂直于與拉槍前蓋接觸的表面在2度內(nèi)，與背面的垂直度在10度內(nèi)。切割潤(rùn)滑液取決于材料類型，但通常情況下，對(duì)于鉆

38、孔和鉸孔操作推薦使用不會(huì)產(chǎn)生殘余的切割潤(rùn)滑液。鉆鉸后必須清除潤(rùn)滑液以防襯套在冷擠壓過程中產(chǎn)生軸向移動(dòng)。 檢驗(yàn)初孔使用復(fù)合規(guī)或其它扁平通止規(guī)檢驗(yàn)初孔直徑。深孔或多種材料如鋼/鋁層疊孔，要注意在孔的整個(gè)長(zhǎng)度內(nèi)，孔徑的公差都在標(biāo)準(zhǔn)工具號(hào)表所規(guī)定的范圍內(nèi)。如圖2.4所示。不合格合格圖2.4 檢驗(yàn)初始孔直徑 檢驗(yàn)芯棒在正常使用中，芯棒主徑應(yīng)使用芯棒環(huán)規(guī)定期進(jìn)行檢查，同時(shí)也應(yīng)該在工作開始和結(jié)束時(shí)進(jìn)行檢查。當(dāng)在鈦和高強(qiáng)鋼材料上使用時(shí)，檢查應(yīng)該更加頻繁一些。由于芯棒主徑對(duì)于孔的正確冷擠壓是非常關(guān)鍵的，所以芯棒應(yīng)該盡可能多的進(jìn)行檢查。芯棒主徑允許磨損到標(biāo)準(zhǔn)直徑工具號(hào)表格中規(guī)定的最小直徑。磨損到低于下限的芯棒必須

39、更換以保證工藝的整體性。芯棒主徑也可以用千分尺或卡尺進(jìn)行檢查。如圖2.5所示。芯棒檢驗(yàn)合格不合格并報(bào)廢芯棒圖2.5 芯棒檢驗(yàn) 冷擠壓一個(gè)孔的過程要冷擠壓一個(gè)孔，首先將襯套裝到芯棒上直道它頂住前蓋。襯套應(yīng)有一個(gè)非常小的間隙并且與芯棒的小徑貼合。爾后將芯棒和襯套組合放入初始孔。將前蓋牢牢頂住工件，啟動(dòng)拉槍將芯棒從襯套中抽出，襯套保留在工件中，繼續(xù)施加拉槍的壓力直到芯棒從工件中穿過。芯棒離開結(jié)構(gòu)后，松開并取下拉槍。拉槍會(huì)自動(dòng)退出芯棒以準(zhǔn)備安裝下一個(gè)襯套。由于襯套是一次性使用的，所以從孔中取出襯套并報(bào)廢。圖2.6 冷擠壓一個(gè)孔的過程 檢查冷擠壓后的孔直徑通過使用通止塞規(guī)或組合規(guī)來驗(yàn)證正確的冷擠壓量。塞

40、規(guī)直徑（同時(shí)也是精鉸刀規(guī)的無切削量的導(dǎo)向直徑）的尺寸是可以配合到冷擠壓以后的孔中，但不能配合到未經(jīng)冷擠壓的孔。有兩個(gè)平面的塞規(guī)必須將一個(gè)平面對(duì)準(zhǔn)凸線以正確檢查冷擠壓以后的孔。如圖2.7所示。在冷擠要過程中一定要保證以下幾點(diǎn)：保證選擇和使用正確的冷擠壓工具用芯棒檢查規(guī)檢查芯棒是否磨損檢查襯套在冷擠壓過程中是否有破損的跡象不合格的孔必須重新進(jìn)行冷擠壓。還應(yīng)引起注意的是用于鋁或低碳鋼的擠壓工具不適用于高強(qiáng)鋼或鈦。通止規(guī)精鉸刀規(guī)精鉸刀規(guī)復(fù)合規(guī)已經(jīng)冷擠壓的孔或或未經(jīng)冷擠壓的孔圖2.7 檢查終孔直徑 鉸孔后的處理冷擠壓以后，孔要鉸刀要安裝的緊固件所需要的尺寸。典型的到公稱直徑的鉸孔容差在STDN表格中提供

41、。實(shí)際的容差取決于干涉量和施工時(shí)規(guī)定的間隙。對(duì)于一個(gè)開放的孔，冷擠壓后的孔可以留在冷擠壓以后（未鉸孔）狀態(tài)或鉸到小于最大規(guī)定孔徑的任何尺寸直徑。 安裝緊固件緊固件可以按任何批準(zhǔn)方法裝入經(jīng)過冷擠壓，鉸孔后處理過的孔中。冷擠壓過程會(huì)使材料充分硬化使得安裝干涉配合緊固件比較困難。在大部分情況下，緊固件在冷擠壓以后的孔當(dāng)中的安裝與未經(jīng)冷擠壓的孔中的安裝是同樣容易的。第三章 冷擠壓工藝中的技術(shù)要求3.1 適用的材料絕大多數(shù)鋁，低碳鋼，鋼，鈦和鎳基合金都可以進(jìn)行冷擠壓。任何應(yīng)變硬化的材料會(huì)產(chǎn)生必要的殘余壓縮應(yīng)力使疲勞壽命得到改善。在更多的新材料和大的單件機(jī)械加工的結(jié)構(gòu)中，考慮在不同的平面中與鉆孔位置相關(guān)的

42、材料性能是非常重要的，即與鉆孔的紋理方向相關(guān)的材料性能。在任何材料中，材料的失效應(yīng)變百分比（拉長(zhǎng)百分比）必須要大于冷擠壓工藝中所施加的擠壓量的百分比。由于此原因，在某些合金材料中紋理方向17不能進(jìn)行一定程度的冷擠壓。在很少量的材料中達(dá)到一定程度的冷擠壓過程中發(fā)現(xiàn)孔周圍輻射出裂紋或剪切撕裂。在大多數(shù)情況下，裂紋產(chǎn)生在剪切不連續(xù)處，與襯套開縫相關(guān)。在這種情況下，最大的擠壓量需要根據(jù)合金以及襯套縫隙方向等情況進(jìn)行調(diào)整。一些鋁合金材料對(duì)于擠壓量和襯套縫隙方向很敏感，特別是當(dāng)鉆孔垂直于短橫截面時(shí)，這些材料包括7050/7018，7178（型材）和2124合金。調(diào)查發(fā)現(xiàn)在一些鋁鋰合金的冷擠壓過程中，由于在

43、紋理方向較低的拉長(zhǎng)率會(huì)產(chǎn)生裂紋/剪切撕裂。3.2 最小材料厚度在薄壁，單板材料中的孔冷擠壓會(huì)造成孔周圍材料的扭曲，從而降低疲勞性能。最小材料厚度通常不得低于要冷擠壓的孔的直徑的1/5。只有在緊固件安裝后有足夠的夾緊可以將扭曲去除，或者扭曲不會(huì)產(chǎn)生靜態(tài)負(fù)載或配合問題的情況下，扭曲和鑄板凹陷的存在是可以接受的。在直孔和埋頭孔中扭曲都可以通過使用后擋塊或者減少擠壓量來消除。3.3 多種材料疊加冷擠壓也可以在多種材料（鋁和鈦，鋁和鋼等等）疊加的情況下進(jìn)行。擠壓量范圍應(yīng)根據(jù)所疊加的材料所要達(dá)到的最大疲勞強(qiáng)度來選擇。對(duì)于疊加材料中含鈦或高強(qiáng)鋼，則建議使用V2芯棒材料。V2材料可以保證芯棒主徑可以在高屈服強(qiáng)

44、度的材料中產(chǎn)生的高擠壓量下保持住。需要引起注意的是在每種材料中冷擠壓后最終的孔徑是不同的。即：使用鋁冷擠壓工具擠壓鋁合金和鈦后，檢驗(yàn)規(guī)不能穿過鈦因?yàn)槔鋽D壓后會(huì)有一些“回彈”。作為一個(gè)通用的原則，建議不要在包括復(fù)合材料在內(nèi)的疊加材料中進(jìn)行冷擠壓。應(yīng)該將疊加材料分開并且僅擠壓金屬部件。在金屬零件的冷擠壓過程中產(chǎn)生的干涉量會(huì)損壞復(fù)合材料。3.4 邊緣裕度要求在冷擠壓過程中邊緣裕度要求1.75或更大。邊緣裕度定義為從孔的中心開始到邊緣的長(zhǎng)度(e)與孔的直徑(D)的比率。試驗(yàn)表明在e/D不小于等于1時(shí)，在公稱擠壓量下可以達(dá)到滿意的冷擠壓。在e/D很低時(shí)，會(huì)出現(xiàn)明顯的邊緣鼓脹。通常襯套的開縫應(yīng)遠(yuǎn)離自由邊緣

45、。如圖4-1所示。圖3.1 邊緣裕度定義3.5 孔的間距要求冷擠壓時(shí)，在兩個(gè)相鄰的孔之間孔的間距應(yīng)至少是孔徑的三倍（3D）,如圖4.2所示。對(duì)于間距小于孔徑三倍的孔，在相鄰的孔中插入一個(gè)有0.0005到0.002英寸間隙的銷子并對(duì)沒有銷子的孔進(jìn)行冷擠壓。取出銷子并在冷擠壓過的孔中裝入有相同間隙的銷子，對(duì)未經(jīng)冷擠壓的孔進(jìn)行相同的步驟。對(duì)于孔的間距比較小的區(qū)域，所有的孔都應(yīng)該按同樣的方式進(jìn)行冷擠壓。沒有冷擠壓過的孔的間距過小會(huì)造成孔邊緣產(chǎn)生殘余拉伸應(yīng)力，從而導(dǎo)致在使用負(fù)載下的過早疲勞裂紋。圖3.2 孔的間距3.6 擠壓量孔的最佳擠壓量主要取決于材料機(jī)械性能和孔徑。擠壓量同時(shí)也受到與表面鐓壓的工程位

46、置，工具的標(biāo)準(zhǔn)化，以及所預(yù)期的制造變量的容差的影響。擠壓量按以下公式給出其中：D為主芯棒直徑；t為襯套厚度；SHD為初孔直徑在鋁和低碳鋼（最高到80ksi Fty），擠壓量范圍從3到6%。對(duì)于鈦和高強(qiáng)鋼（最大240 ksi）擠壓量范圍從4.5到6.7%。擠壓量范圍取決于初孔和工具容限。3.7 估計(jì)的拉力所預(yù)期的典型冷擠壓估計(jì)拉力值在圖4.3中顯示。這些估計(jì)拉力值是基于技術(shù)報(bào)告AFML-TR-74-10, “Sleeve Cold Working Fastener Holes,” J.L. Phillips, February 1974，并且僅僅是作為選擇所需拉槍組件的一個(gè)導(dǎo)向。疊加材料的最大拉

47、力是通過達(dá)到最大拉力的單獨(dú)材料和/或厚度來確定的。圖3.3 預(yù)期的典型冷擠壓估計(jì)拉力值3.8 冷擠壓孔的幾何形狀3.8.1 一般形狀冷擠壓以后的孔呈略微的漏斗形狀。對(duì)應(yīng)于前蓋的孔的端部直徑通常大于孔的芯棒進(jìn)入端。冷擠壓以后的孔徑，除了凸緣線高度以外，對(duì)于典型的緊固件孔徑來說沿孔的整個(gè)長(zhǎng)度的變化量不大于0.0015英寸。冷擠壓以后的孔徑主要取決于初孔直徑，通過芯棒和襯套施加的擠壓量，以及材料的彈性。3.8.2 軸向凸緣軸向凸緣，對(duì)應(yīng)于襯套中的開縫位置，在冷擠壓過程中留在了孔的內(nèi)壁。該凸緣通常在最終鉸孔時(shí)鉸去。凸緣的存在經(jīng)過完整的測(cè)試，是不會(huì)對(duì)冷擠壓以后孔的疲勞性能造成影響的。作為一般原則，形成軸

48、向凸緣的襯套縫隙應(yīng)遠(yuǎn)離自由邊緣，遠(yuǎn)離凸耳部分（即朝向結(jié)構(gòu)的最厚部分），并且與低失效應(yīng)變材料的最弱紋理方向成0或90。凸緣（未按比例）表面鐓壓圖3.4軸向凸緣3.8.3 剪切不連續(xù)性此表面現(xiàn)象是在冷擠壓過程中由襯套中的開縫引起的，通常非常淺并且只產(chǎn)生在高強(qiáng)度鋁合金中。大量的疲勞測(cè)試表明，此非臨界的不規(guī)則不會(huì)對(duì)冷擠壓以后的孔的疲勞性能造成不利影響。剪切不連續(xù)性是目視可見的不規(guī)則并且不是造成冷擠壓孔不合格的原因。但如果在最終鉸孔后發(fā)現(xiàn)裂紋或剪切撕裂，則孔是不合格的并且需要進(jìn)行處理。剪切不連續(xù)性圖3.5剪切不連續(xù)性3.9表面鐓壓如圖4.6所示，冷擠壓過程在孔的周邊周圍和附近產(chǎn)生了一個(gè)超出平面的變形。此

49、變形不會(huì)影響由冷擠壓產(chǎn)生的疲勞壽命的改進(jìn)。表面鐓壓范圍從對(duì)于鋼的最低0.002英寸一直到對(duì)于鋁的最高0.010英寸。表面鐓壓 芯棒出口側(cè)芯棒行程方向表面鐓壓 芯棒進(jìn)入側(cè)圖3.6表面鐓壓表面鐓壓可以通過機(jī)械加工去除，但這通常是不需要的。因?yàn)楸砻骁厜簳r(shí)在孔邊緣的局部化的效果，絕大部分可以在最終的鉸孔過程中去除。如果符合緊固件安裝規(guī)范的要求則表面鐓壓是可以接受的。孔的芯棒出口處的表面鐓壓要略大于進(jìn)口處的。3.10 貼合面分離疊加的材料必須牢固地夾緊以保證貼合面在初孔準(zhǔn)備，孔冷擠壓和最終鉸孔過程中接觸。在冷擠壓以后可能會(huì)有一些貼合面的分離。該結(jié)果與表面鐓壓直接相關(guān)。通常在安裝緊固件后如果一個(gè)0.005

50、英寸（0.125毫米）厚的填隙片在孔的邊緣不能解除緊固件，則貼合面的分離是允許的。如圖4.7所示。對(duì)于孔的開縫襯套冷擠壓貼合面密封劑的正常使用或連接部分的濕安裝是允許的。壓力滲漏試驗(yàn)表明冷擠壓過程不會(huì)影響密封接頭的整體性。小的貼合面分離必須小于0.005英寸圖3.7 貼合面的分離3.11 鉸孔容差開縫襯套冷擠壓系統(tǒng)可以在冷擠壓以后進(jìn)行公稱范圍的最終鉸孔以滿足緊固件配合要求。孔可以進(jìn)一步加大到不影響預(yù)期疲勞壽命的最大極限，預(yù)期的疲勞壽命是通過孔周圍的殘余壓縮應(yīng)力獲得的。3.12 冷擠壓以后的孔在緊固件安裝前的精鉸STDN表格中的冷擠壓孔的直徑比要安裝的緊固件的直徑略小一些，需要進(jìn)行精鉸以使孔的尺

51、寸滿足緊固件配合要求。最大的金屬去除量限于初孔直徑的約20%或0.065英寸（1.64毫米），取其中較小值。通常在公稱直徑上冷擠壓的孔越大，鉸孔的容差也就越大。在此限制內(nèi)精鉸不會(huì)對(duì)疲勞性能造成顯著影響。可不需要重新冷擠壓的最大允許終孔直徑在STDN表格中列出，如果一個(gè)孔必須重新定尺寸，則需要使用加大級(jí)的工具重新進(jìn)行孔的冷擠壓。3.13 緊固件干涉緊固件干涉通過使用精鉸刀規(guī)精鉸將冷擠壓孔到緊固件直徑來控制。3/16到3/8直徑的緊固件干涉典型范圍為0.001到0.005英寸。3.14 去毛刺，倒角和倒圓弧冷擠壓孔可以使用傳統(tǒng)方法去毛刺，倒角和倒圓弧。STDN表格中的冷擠壓孔最大鉸孔容差可用作確定

52、倒角或圓弧最大直徑的指導(dǎo)。在埋頭孔上的疲勞測(cè)試表明在冷擠壓后即使埋頭直徑比最大孔徑大得多，重要的疲勞壽命還是可以獲得的。最終的操作如倒角和倒圓弧應(yīng)該在孔冷擠壓以后完成。多種材料疊加去毛刺時(shí)通常不需要將材料分開。3.15 埋頭孔開縫襯套冷擠壓的許多應(yīng)用涉及埋頭孔。冷擠壓埋頭孔可以通過三種方法達(dá)到。第一種方法是先冷擠壓直孔而后機(jī)械加工埋頭。這一方法通常用在有銳邊存在的薄壁材料中。在生產(chǎn)新件時(shí)，這一方法提供了最高的疲勞壽命。第二種方法是使用FTI的專利埋頭孔前蓋冷擠壓埋頭孔。在此方法中芯棒和前蓋組合同時(shí)冷擠壓孔的內(nèi)壁以及埋頭部分。這是對(duì)已有埋頭窩的孔的最好的冷擠壓方法。這主要用在修理加工過程中，但也

53、可在新的生產(chǎn)線上使用。在薄壁材料中，埋頭冷擠壓前蓋可能需要使用后擋塊。第三種方法是將孔擴(kuò)大約3/64”去除孔的部分埋頭然后冷擠壓孔留下的直段部分，但由于此方法的疲勞壽命低，所以不推薦。此方法可以在飛機(jī)處于應(yīng)急狀態(tài)的情況下使用。但由于此方法要去除大量好的材料并需要安裝加大尺寸的緊固件所以有時(shí)還是不能使用的。3.16 后擋塊使用后擋塊是在冷擠壓過程中提供高拉力或?qū)τ诒”诮Y(jié)構(gòu)提供平面穩(wěn)定性的一塊材料。后擋塊必須用模量和屈服強(qiáng)度等于或高于要冷擠壓的結(jié)構(gòu)的材料制成。擋塊中通常要加工有與結(jié)構(gòu)中的初孔相等的初孔。對(duì)于在薄壁結(jié)構(gòu)中使用埋頭孔前蓋對(duì)埋頭孔進(jìn)行冷擠壓，后擋塊應(yīng)放在埋頭的對(duì)面以提供更高的拉力。更高的

54、拉力可以增加在埋頭孔上前蓋的作用，從而增加疲勞壽命。當(dāng)埋頭窩靠近銳邊時(shí)對(duì)于埋頭孔來說后擋塊是必須的。對(duì)于薄壁結(jié)構(gòu)中的直孔（D/t5時(shí)，其中D=孔徑，t=部件厚度），要在孔的兩側(cè)使用后擋塊以減少可能由冷擠壓過程產(chǎn)生的超出平面的變形。減少變形可以保證孔在徑向擠壓并且改善疲勞壽命和結(jié)構(gòu)的承載能力。3.17 襯套開縫襯套冷擠壓工藝中的一個(gè)重要部分是經(jīng)過潤(rùn)滑的開縫襯套。開縫襯套在冷擠壓過程中提供四個(gè)重要功能：允許公稱直徑處的單邊操作提供冷擠壓過程的全部潤(rùn)滑保證孔的徑向擠壓在冷擠壓過程中保護(hù)工件不被損壞并且增加芯棒的耐久性襯套有帶開口的和直的兩種構(gòu)型。根據(jù)施工和工具情況確定使用何種構(gòu)型的襯套。有一些原則在

55、使用襯套時(shí)是必須遵守的：襯套長(zhǎng)度要比材料疊加的厚度至少長(zhǎng)1/32英寸（0.75毫米）。在使用后擋塊時(shí)材料也必須突出相同的長(zhǎng)度。由于在擠壓過程中變形和失去潤(rùn)滑，所以襯套不能重復(fù)使用。襯套在內(nèi)外表面不能涂額外的潤(rùn)滑劑因?yàn)檫@會(huì)造成更高的拉力和滑動(dòng)從而造成對(duì)疲勞性能的影響。襯套在冷擠壓過程中不能滑動(dòng)也不能損壞（即襯套在擴(kuò)口端損壞）。如果在冷擠壓過程中襯套發(fā)生軸向滑動(dòng)，使得襯套的另一端進(jìn)入孔中，或者襯套損壞，則孔必須重新冷擠壓。如果孔的損壞不超出最終的冷擠壓尺寸，則可以用相同的工具和新的襯套重新進(jìn)行冷擠壓。孔可以用相同尺寸的工具重新進(jìn)行冷擠壓（使用新的襯套），這對(duì)疲勞壽命沒有影響。3.17.1 襯套方向

56、工藝性能不受到在孔當(dāng)中開縫襯套方向的影響，除非邊緣裕度小于1.75e/D，在這種情況下推薦襯套的開縫應(yīng)遠(yuǎn)離窄邊。需要注意的是在某些材料如7010或7050鋁合金在短的橫向紋理方向可能需要特殊的襯套間隙方向并減小擠壓量。在大部分情況下襯套開口的方向應(yīng)垂直于縱向紋理方向，以減少與剪切不連續(xù)性相關(guān)的剪切撕裂或裂紋的產(chǎn)生的可能性。3.17.2 襯套疊加在FTI公司生產(chǎn)的開縫襯套中，直徑從1/8”到4 1/2”,長(zhǎng)度從1/4”到6 1/2”。最好使用單一長(zhǎng)度的襯套尤其是在比較深的孔中。但是如果沒有單一長(zhǎng)度的襯套時(shí)，在深孔中進(jìn)行冷擠壓襯套的疊加使用也是允許的。為便于冷擠壓后襯套的拆卸，應(yīng)保證襯套開縫相互對(duì)

57、準(zhǔn)。選擇襯套長(zhǎng)度以保證襯套的連接點(diǎn)從孔的背面開始小于一個(gè)孔徑。總的襯套長(zhǎng)度必須突出孔的背面1/32英寸。襯套連接點(diǎn)不能在多種材料疊加的貼合面的1/32英寸范圍內(nèi)。不可接受原因：長(zhǎng)度必須比材料疊加厚度長(zhǎng)1/32英寸不可接受原因：襯套開縫未對(duì)準(zhǔn)不可接受原因：襯套接頭離開背面小于一個(gè)孔徑可接受圖3.8 襯套疊加第四章 開縫襯套冷擠壓技術(shù)在民航飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理中的實(shí)際應(yīng)用4.1 MD11飛機(jī)垂直安定面4號(hào)班卓琴型接頭的緊固件修理在MD11飛機(jī)的營運(yùn)中，航空公司向波音公司報(bào)告連接4號(hào)班卓琴型接頭和穿越吊架帽型件的緊固件失效，這些緊固件失效發(fā)生在有30000到50000飛行小時(shí)和6000到10000次起落的飛

58、機(jī)上，至少有5架飛機(jī)上發(fā)現(xiàn)了此情況。波音經(jīng)過分析后認(rèn)為緊固件的失效是由疲勞引起的。為此波音公司在2007年7月頒發(fā)了服務(wù)通告MD11-55-025,要求對(duì)這些緊固件孔進(jìn)行檢查并進(jìn)行改裝和修理。改裝的方案是按MD11結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)51-12-01章節(jié)進(jìn)行孔的冷擠壓。穿越吊架的壓條4號(hào)班卓琴型接頭需要檢查的六個(gè)緊固件孔位置如圖4.1所示。圖4.1 服務(wù)通告MD11-55-025 需要檢查的六個(gè)緊固件孔位置4號(hào)班卓琴型接頭穿越吊架帽型件向內(nèi)看，顯示左側(cè)，右側(cè)對(duì)稱完成連接4號(hào)班卓琴型接頭前后法蘭和穿越吊架帽型件的緊固件孔改裝后，要安裝的緊固件和標(biāo)準(zhǔn)孔徑就有一個(gè)間隙配合。改裝后緊固件之間就會(huì)有更均勻的負(fù)載

59、分配，從而降低在此位置產(chǎn)生疲勞的可能性。服務(wù)通告要求執(zhí)行的過程如下：對(duì)所有六個(gè)緊固件孔按無損檢測(cè)手冊(cè)NDT進(jìn)行渦流探傷檢查是否有裂紋，對(duì)有裂紋的接頭則按圖4.2B視圖中的要求在孔周圍進(jìn)行挖補(bǔ)。對(duì)于無裂紋的緊固件孔則進(jìn)行冷擠壓工作。進(jìn)行冷擠壓工作時(shí)，最大冷擠壓孔徑不能超過0.500英寸。冷擠壓工作按照結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)51-12-01章節(jié)進(jìn)行。對(duì)于孔徑大于0.500英寸的孔，則需確認(rèn)孔半徑與邊距之間的比率(R/C)最多不超過0.32。邊距半徑典型的裂紋4號(hào)班卓琴型接頭圖4.2服務(wù)通告MD11-55-025 需要檢查的六個(gè)緊固件孔位置的B視圖圖4.1和圖4.2中： = 1 * GB3 進(jìn)行渦流探傷，無裂

60、紋，則進(jìn)入步驟 = 2 * GB3 進(jìn)行冷擠壓 如果發(fā)現(xiàn)如視圖B所示的裂紋，則按B視圖進(jìn)行挖補(bǔ)， = 2 * GB3 冷擠壓，最大孔徑不得超過0.50英寸，并且需要確認(rèn)孔半徑與邊距之比應(yīng)小于等于0.32 = 3 * GB3 在確認(rèn)孔半徑與邊距比小于等于0.32后，按圖4.3至圖4.4進(jìn)行改裝 = 4 * GB3 如孔半徑與邊距比大于0.32，則按圖4.5至圖4.9進(jìn)行改裝如果4號(hào)班卓琴型接頭前后法蘭上所有冷擠壓孔的半徑與邊距比率在0.320的限制范圍內(nèi)，則按圖4.3至圖4.4改裝緊固件孔。圖4.3服務(wù)通告MD11-55-025 緊固件孔改裝1穿越吊架帽型件4號(hào)班卓琴型接頭向內(nèi)看，顯示左側(cè)，右側(cè)