碳纖維／環(huán)氧樹脂(Carbon/epoxy, C/E)復(fù)合材料具有優(yōu)異的性能,廣泛用于制造飛行器結(jié)構(gòu)件。在加工C/E復(fù)合材料連接孔過程中容易出現(xiàn)分層、撕裂等加工缺陷,切削力過大、切削溫度過高是導(dǎo)致加工缺陷的主要原因之一。螺旋銑孔作為航空制造領(lǐng)域新的制孔技術(shù),加工C/E復(fù)合材料時(shí)表現(xiàn)出許多優(yōu)于傳統(tǒng)鉆孔方法的特點(diǎn),受到廣泛關(guān)注。本文針對C/E復(fù)合材料開展了螺旋銑孔切削力、切削溫度等方面的研究。論文主要內(nèi)容如下：螺旋銑孔切削力模型。基于螺旋銑孔運(yùn)動(dòng)學(xué)原理,分析了螺旋銑孔加工特點(diǎn)及未變形切屑形狀。螺旋銑孔加工過程中刀具周刃和端刃同時(shí)參與切削,且二者切削形式不同,分別對刀具周刃和端刃進(jìn)行了切削力建模。對比了不同切削力建模方法,結(jié)合螺旋銑孔的加工特點(diǎn)和C/E復(fù)合材料結(jié)構(gòu)特性,基于機(jī)械銑削力模型和鉆削力模型,建立了螺旋銑孔切削力模型。C/E復(fù)合材料螺旋銑孔切削力模型及分析。針對實(shí)驗(yàn)采用的刀具設(shè)計(jì)了切削力系數(shù)標(biāo)定實(shí)驗(yàn),采用銑槽的方案對周刃切削力系數(shù)進(jìn)行了標(biāo)定,采用鉆孔的方案對端刃切削力系數(shù)進(jìn)行了標(biāo)定,獲得了C/E復(fù)合材料螺旋銑孔切削力模型,并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。根據(jù)標(biāo)定后的切削力模型,分析了不同加工參數(shù)下單...

【文章頁數(shù)】：65 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖１．１?Ｃ／Ｅ復(fù)合材料結(jié)構(gòu)??Ｆｉｇ．?１．１?Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ?ｏｆ?Ｃ／Ｅ?ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ??

復(fù)合材料制成的大型商用飛機(jī)波音７８７，復(fù)合材料用量占飛機(jī)５０％的結(jié)構(gòu)重量和大約??８０％的體積Ｗ�？湛凸咀钚碌模粒常担靶惋w化使用的Ｃ７Ｅ復(fù)合材料所占比例為５２％，應(yīng)??用于航空領(lǐng)域的復(fù)合材料構(gòu)件主要包括飛機(jī)機(jī)翼、垂直尾翼和尾錐等如圖１．２所示。??由此可見，Ｃ／Ｅ復(fù)合材料在航空....

圖１．２民用飛機(jī)上Ｃ／Ｅ復(fù)合材料的應(yīng)用??Ｆｉｇ．?１．２?Ｔｈｅ?ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ?ｏｆ?Ｃ／Ｅ?ｃｏｍｐｏｓｉ?沁?Ｓ?ｏｎ?ｃｉｖｄ?ａｉｒｃｉ＊ａ?巧??

包括翼梁、巧條和蒙皮等結(jié)構(gòu)件，包含大量的復(fù)合材料。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)??件裝配時(shí)通常需要與作為承載支撐件（骨架或支架）的鐵合金和鉛合金零件局部連接，??形成復(fù)合材料／合金（Ｃ／Ａ，?Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ／Ａｌｌｏｙ）疊層構(gòu)件，如圖１．３所示。這些Ｃ／Ａ疊層??構(gòu)件主要采用柳接和螺接的機(jī)....

圖１．３航空結(jié)構(gòu)件中的疊層結(jié)構(gòu)??Ｆｉｇ．?１．３?Ｌａｍｉｎａｔｅｄ?ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ?ｉｎ?ａｅｒｏｓｐａｃｅ?ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ?ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ??

ｐａｗ?＾?－＊?＇＇?■?■??圖１．２民用飛機(jī)上Ｃ／Ｅ復(fù)合材料的應(yīng)用??Ｆｉｇ．?１．２?Ｔｈｅ?ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ?ｏｆ?Ｃ／Ｅ?ｃｏｍｐｏｓｉ?沁?Ｓ?ｏｎ?ｃｉｖｄ?ａｉｒｃｉ＊ａ?巧??飛機(jī)機(jī)翼，包括翼梁、巧條和蒙皮等結(jié)構(gòu)件，包含大量的復(fù)合材料。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)??件....

圖１．４?Ｃ／Ｅ復(fù)合材料鉆孔存在的毛刺、分層、撕裂??Ｆｉｇ．?１．４?Ｂｕｒｒ，?ｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎ?ａｎｄ?ｔｅａｒ?ｗｈｅｎ?ｄｒｉｌｌｉｎｇ?Ｃ／Ｅ?ｃｏｍｐｏｓｉ化Ｓ??

在航空航天等領(lǐng)域中Ｃ／Ｅ復(fù)合材料使用越來越廣泛，對此類結(jié)構(gòu)件上大量孔??結(jié)構(gòu)的高效精密加工提出了更高的要求。目前，Ｃ７Ｅ復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件上的孔大多采用麻??花鉆鉆孔加工獲得。如圖１．４所示，由于Ｃ／Ｅ復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的獨(dú)特性，在傳統(tǒng)鉆孔加工??中存在毛刺、分層、撕裂等缺陷，產(chǎn)生缺陷的主....

本文編號：4012735