用于鉆削復合材料構件的刀具的設計方法以及其刀具的制作方法
【專利摘要】一種鉆削刀具的設計方法，所述刀具至少包括具有預定直徑的上級鉆頭和直徑大于預定直徑的下級鉆頭，所述方法包括：根據(jù)Fa=2A×10-1.089γ(f/2)0.5G1計算刀具的軸向鉆削力，根據(jù)</maths>計算材料分層臨界推力，根據(jù)Fa≤FT計算刀具參數(shù)，其中，所述刀具參數(shù)包括刀具主刃外徑處的前角γ、刀具的頂角2ε、刀具的橫刃寬度2w以及刀具的直徑2b、2c；以及根據(jù)計算得到的刀具參數(shù)來設計刀具。
【專利說明】用于鉆削復合材料構件的刀具的設計方法以及其刀具
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種用于鉆削復合材料構件的刀具的設計方法以及由該方法設計的刀具，尤其涉及一種用于在復合材料構件，尤其在碳纖維增強的復合材料構件上加工孔，尤其加工大直徑孔的刀具的設計方法以及由該方法設計的刀具。
【背景技術】
[0002]碳纖維具有十分優(yōu)異的力學性能和機械性能，與其他材料相比具有較高的比強度和比模量，碳纖維作為復合材料中的增強材料具有高強度高模量和高脆性等特點，而樹脂作為基體材料則具有低強度、低模量和韌性好等特點。世界上80年代以后進入服役的戰(zhàn)斗機，其機翼、尾翼部件大多采用碳纖維復合材料。在2005年服役的美國空軍最新F-22 “猛禽”戰(zhàn)斗機，復合材料占35%，飛機蒙皮壁板、機翼中間梁、機身隔框、艙門和其他部件等全部采用了碳纖維復合材料。美國的武裝直升機RAH-66，垂直起落、傾轉旋翼后又可高速巡航的V-22“魚鷹”，復合材料用量達結構重量的50%。B787機身主體結構采用復合材料，應用比例達到全機重量的50%;A380的尾段、機翼、中央翼盒、壓力隔框、垂直安定面和水平安定面等采用復合材料結構，應用比例達到32% ；A350復合材料應用與B787類似，應用比例達到52%。C系列飛機的尾段、機翼、中央翼盒、壓力隔框、垂尾和平尾等采用復合材料結構，應用比例達到37%。一些輕型飛機的復合材料應用比例更是高達90%以上，甚至出現(xiàn)了全復合材料飛機。復合材料應用的比例已經(jīng)成為衡量飛機先進性的重要標志之一。
[0003]在碳纖維復合材料的廣泛應用中，二次機械加工越來越多，尤其是在復合材料零件與其他零部件裝配連接時，不可避免要進行大量孔加工。例如一架F-16戰(zhàn)斗機有4萬個連接孔，一架波音747飛機有300多萬個連接孔。制孔成為復合材料零件產(chǎn)品制造過程中工作量最繁重的機械加工工序，美國先進的F-22戰(zhàn)斗機在研制過程中將復合材料鉆孔作為一項關鍵技術提出來。復合材料高效制孔是現(xiàn)代飛機制造業(yè)最關鍵技術之一。據(jù)報道，國外飛機組裝過程中，因鉆孔加工缺陷而導致報廢的碳纖維復合材料零件數(shù)量占全部報廢零件的60%以上。我國具有完全自主知識產(chǎn)權的大型客機C919的復合材料用量將達到15?23%，可以說當今先進復合材料結構所占比例的多少，在某種程度上已成為評價飛機性能的重要技術指標。
[0004]碳纖維復合材料由于各向異性以及強度高、硬度大、導熱性差等特點，使得其在孔加工時造成刀具磨損嚴重，刀具耐用度低以及孔缺陷嚴重等現(xiàn)象。
[0005]而傳統(tǒng)的鉆孔工藝已經(jīng)不能滿足大直徑孔加工的要求，本發(fā)明涉及一種用于復合材料增強復合材料的大直徑孔加工專用刀具。由于碳纖維增強復合材料是由質軟而粘性大的樹脂材料和強度高、硬度大的纖維增強材料混合而成的二相或多相結構，其力學性能呈各向異性，層間接觸強度低，切削過程中在切削力的作用下極易產(chǎn)生嚴重的加工缺陷，一般情況下，在9mm以上大直徑孔的復合材料鉆削過程中，極容易產(chǎn)生分層和撕裂等，極大地破壞復合材料層合板的強度；大直徑孔的加工過程要歷經(jīng)鉆擴鉸多道工序，生產(chǎn)效率低下。因此復合材料大直徑孔加工過程中，如何設計出刀具，使得加工出的孔徑精度高，成為要解決的一大難題。
[0006]關于碳纖維復合材料孔加工刀具的專利，專利申請?zhí)枮?01310047795.7的專利公開了一種釬焊結構的碳纖維增強復合材料的專用金剛石鉆頭，特點在于刀體側壁上開有清屑孔，在刀體的頭部連接鉆頭，鉆頭帶有一組槽口。專利申請?zhí)枮?01220148618.9的專利公開了碳纖維復合材料和鈦合金螺旋銑孔專用刀具，特點在于切削頭部和頸部為階梯狀，在刀頸的切削頭部沿周邊均勻設置有四個周邊銑齒。專利申請?zhí)枮?01220592135.8的專利公開了一種加工碳纖維增強復合材料與鈦合金疊層板的鉆頭，特點在于鉆尖部的鉆尖角為三頂角設置。以上專利存在的一個共同點是都沒有涉及可以加工大直徑孔的刀具，只是強調單一加工方式，無法完成大直徑孔的一次性加工。

【發(fā)明內容】

[0007]本發(fā)明提供一種用于鉆削復合材料構件的刀具的設計方法，尤其提供了一種用于在復合材料構件，尤其在碳纖維增強的復合材料構件上加工孔，尤其是大直徑孔的刀具的設計方法。
[0008]本發(fā)明解決了鉆削過程中復合材料構件內部的復合材料容易分層的技術問題?？朔藦秃喜牧蠘嫾绕涫翘祭w維增強的復合材料構件的孔(尤其大直徑孔)難加工的技術問題，并且提高了加工效率。
[0009]本發(fā)明還克服了加工孔尤其是大直徑孔需要多把刀具的缺點，提供了一種鉆削刀具，可以實現(xiàn)一次性地完成整個加工過程，同時達到較好的孔表面質量。為實現(xiàn)這一目的，本發(fā)明的技術解決方案是建立鉆頭鉆削力模型，結合鉆頭分層臨界力模型，通過保證鉆削力小于臨界分層鉆削力來實現(xiàn)鉆削的參數(shù)設計和優(yōu)化。
[0010]根據(jù)上述目的，設計了一種用于鉆削復合材料構件的刀具的方法，其中，所述刀具至少包括上級鉆頭和從所述上級鉆頭連續(xù)延伸并且其直徑大于所述上級鉆頭的下級鉆頭，所述方法被設計成當所述下級鉆頭開始鉆削時軸向鉆削力小于或等于材料分層臨界推力。具體地，所述方法包括:
[0011]-根據(jù)i計算刀具的軸向鉆削力，其中，所述上級鉆頭的半徑被預定，A為常數(shù)，Y為預定的刀具主刃外徑處的前角，f為預定的刀具的進給率；
【權利要求】
1.一種用于鉆削復合材料構件的刀具的設計方法，所述刀具至少包括上級鉆頭和從所述上級鉆頭連續(xù)延伸并且其直徑大于所述上級鉆頭的下級鉆頭，所述設計方法被設計成當所述下級鉆頭開始鉆削時鉆削軸向力小于或等于材料分層臨界推力，所述方法包括: -根據(jù)Fa=2A X I0-1._Y (f/2) °_ 5G1計算刀具的軸向鉆削力，其中，所述上級鉆頭的半徑被預定，A為常數(shù)，Y為預定的刀具主刃外徑處的前角，f為預定的刀具的進給率；fif IV2sin2sI , (l-T2)i?2 + v/si!r(e)lnrwisinw W
2.一種用于鉆削復合材料構件的刀具，其根據(jù)如權利要求1所述的設計方法得到的，其包括刀具主體部分和刀柄部分。
3.根據(jù)權利要求2所述的刀具，其特征在于，所述刀具主體部分包括用于鉆孔的鉆孔段和從所述鉆孔段沿著所述刀具的軸向方向繼續(xù)延伸的用于擴孔的擴孔段，其中，當進行擴孔時，所述鉆孔段被視為上級鉆頭，所述擴孔段被視為下級鉆頭。
4.根據(jù)權利要求2所述的刀具，其特征在于，所述刀具主體部分包括用于鉆孔的鉆孔段、從所述鉆孔段沿著所述刀具的軸向方向繼續(xù)延伸的用于擴孔的擴孔段和從所述擴孔段沿著所述刀具的軸向方向繼續(xù)延伸的用于鉸孔的鉸孔段，其中，當進行擴孔時，所述鉆孔段被視為上級鉆頭，所述擴孔段被視為下級鉆頭，當進行鉸孔時，所述擴孔段被視為上級鉆頭，所述鉸孔段被視為下級鉆頭。
5.根據(jù)權利要求2所述的刀具，其特征在于，所述刀具主體部分包括用于鉆孔的鉆孔段、從所述鉆孔段沿著所述刀具的軸向方向繼續(xù)延伸的用于逐級擴孔的多個擴孔段和從所述擴孔段沿著所述刀具的軸向方向繼續(xù)延伸的用于鉸孔的鉸孔段，其中，當進行第一級擴孔時，所述鉆孔段被視為上級鉆頭，所述第一個擴孔段被視為下級鉆頭，當進行鉸孔時，所述最后一個擴孔段被視為上級鉆頭，所述鉸孔段被視為下級鉆頭，當以中間的擴孔段進行擴孔時，所在擴孔段被視為下級鉆頭，與所在的擴孔段相鄰的上一個擴孔段被視為上級鉆頭。
6.根據(jù)權利要求4或5所述的刀具，其特征在于，所述鉆孔段具有麻花鉆雙刃帶結構。
7.根據(jù)權利要求4或5所述的刀具，其特征在于，所述擴孔段具有階梯式直槽結構。
8.根據(jù)權利要求4或5所述的刀具，其特征在于，所述鉸孔段具有螺旋槽鉸刀結構。
9.根據(jù)權利要求6所述的刀具，其特征在于，所述鉆孔段具有前刀面和后刀面，并采用gash角去橫刃技術。
【文檔編號】B23B51/00GK103737069SQ201310662112
【公開日】2014年4月23日 申請日期:2013年12月9日 優(yōu)先權日:2013年12月9日
【發(fā)明者】蔣紅宇, 陳明, 張烘州, 魏瑩瑩, 韓舒, 安慶龍, 劉登偉 申請人:上海飛機制造有限公司