本发明涉及一种冷挤压压印耦合强化加工设备和方法，可应用于航空紧固孔制造领域，尤其涉及用于紧固孔的抗疲劳制造领域。
背景技术：
在飞机结构中，大量的结构件通过紧固孔连接在一起，这些紧固孔成为主要的受力部位。由于孔引起的应力集中，紧固孔将承受过大的循环拉应力而导致疲劳破损。同时，钻孔的机械作用使得孔表面附近的区域产生了塑性变形，而且钻头离开时在孔表面生成了刀痕和鳞刺等，它们在加载时能够产生应力集中。甚至很小的表面缺陷也能够增大应力和增加裂纹产生的几率，加快疲劳裂纹扩展的速率。数据显示，发生在孔边破坏的事故占整个机体疲劳破坏事故的90％，已成为航空飞行器结构件失效中最主要的根源之一。所以关于航空紧固孔抗疲劳制造技术的开发至关重要。
目前行业内关于紧固孔的制造一般采用冷挤压及压印的强化技术。冷挤压是在室温下，利用比被挤压材料硬度高的挤压工具，对孔壁表面施加压力。其强化机理是使被挤压部位的表面层金属发生塑性变形，引入残余压应力层，同时使强化层内组织晶粒细化，达到强化目的。然而冷挤压孔的孔口的残余应力分布不对称，且导致疲劳寿命的分散性增大。简单的冷挤压技术不能大幅度提高紧固孔的疲劳寿命。而圆角压印是利用带一定圆角弧度的压头在紧固孔的两端压制出凹槽。其强化机理是在孔周引入残余压应力，且改变应力流向，削弱孔边的应力集中程度，迟滞裂纹传播速率，从而提高了紧固孔的抗疲劳性能。然而压印技术仅仅是在材料表面提供获得预先的压应力，也不能大幅度提高紧固孔的疲劳寿命。因而目前技术都难以满足航空紧固孔对于抗疲劳制造的需求。
技术实现要素：
本发明旨在解决航空紧固孔抗疲劳制造的难题，而提供一种可以有效提高紧固孔抗疲劳性能的冷挤压、压印耦合强化装置，为此，提供了一种冷挤压压印耦合强化加工设备和方法。
本发明解决上述技术问题所采取的技术方案如下：
一种冷挤压压印耦合强化加工设备，包括：冷挤压装置和压印耦合强化装置，所述冷挤压装置包括：冷挤压芯棒(4)；所述压印耦合强化装置包括：圆角压印上压头(5)和为圆角压印下压头(6)，工件(3)设置于冷挤压芯棒(4)之下，所述圆角压印上压头(5)和为圆角压印下压头(6)的压头直径大于冷挤压芯棒的外径，且上下配合使用，同时作用于工件(3)的上下表面。
优选的是，所述冷挤压芯棒为比被挤压的工件(3)材料硬度高的挤压工具，芯棒与紧固孔之间为过盈配合，其采取2％、4％或6％的过盈量。
优选的是，所述圆角压印上压头材料为45钢，其压头孔径大于冷挤压芯棒的外径，且压头孔径可调，所述圆角压印下压头材料为45钢，孔径为上压头一致，与上压头配合使用。
一种冷挤压压印耦合强化加工方法，采取以上所述的设备，其中，加工方法包括以下步骤：
步骤(1)选择要进行制孔的工件；
其中，工件包括：中间面(1)和上表面(2)，制孔时保证中间面(1)和上表面(2)水平不倾斜、上表面(2)整洁；
步骤(2)冷挤压步骤，包括：
先采用铣削或拉削方法在工件(3)上预制一个初始孔，再使用经过充分润滑的芯棒以过盈形式强行通过初始孔，过盈量取2％过盈量、4％过盈量或6％过盈量；
其中，当冷挤压芯棒(4)强行通过工件(3)时，其会对孔壁表面施加压力，使被挤压部位的表面层金属发生塑性变形，形成残余压力层；
使强化层内组织晶粒细化，增加位错密度，可以阻止疲劳裂纹的萌生和扩展，进而提高其疲劳寿命；芯棒挤出后，用铰刀将该孔加工至最终尺寸；
步骤(3)压印耦合强化步骤，包括：
当冷挤压芯棒(4)通过工件(3)后，将压头作用于紧固件孔的两端，压制出凹槽，从而使孔周产生残余压应力；
压印后可改变应力流向，削弱孔边的应力集中程度，迟滞裂纹传播速率，进一步提高紧固孔的抗疲劳性能。
本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书、权利要求书、以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
附图说明
下面结合附图对本发明进行详细的描述，以使得本发明的上述优点更加明确。
图1是本发明冷挤压压印耦合强化加工设备的示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细地说明。
具体来说，如图1所示，一种冷挤压压印耦合强化加工设备，包括：冷挤压装置和压印耦合强化装置，所述冷挤压装置包括：冷挤压芯棒(4)；所述压印耦合强化装置包括：圆角压印上压头(5)和为圆角压印下压头(6)，工件(3)设置于冷挤压芯棒(4)之下，所述圆角压印上压头(5)和为圆角压印下压头(6)的压头直径大于冷挤压芯棒的外径，且上下配合使用，同时作用于工件(3)的上下表面。
优选的是，所述冷挤压芯棒为比被挤压的工件(3)材料硬度高的挤压工具，芯棒与紧固孔之间为过盈配合，其采取2％、4％或6％的过盈量。
优选的是，所述圆角压印上压头材料为45钢，其压头孔径大于冷挤压芯棒的外径，且压头孔径可调，所述圆角压印下压头材料为45钢，孔径为上压头一致，与上压头配合使用。
一种冷挤压压印耦合强化加工方法，采取以上所述的设备，其中，加工方法包括以下步骤：
步骤(1)选择要进行制孔的工件；
其中，工件包括：中间面(1)和上表面(2)，制孔时保证中间面(1)和上表面(2)水平不倾斜、上表面(2)整洁；
步骤(2)冷挤压步骤，包括：
先采用铣削或拉削方法在工件(3)上预制一个初始孔，再使用经过充分润滑的芯棒以过盈形式强行通过初始孔，过盈量取2％过盈量、4％过盈量或6％过盈量；
其中，当冷挤压芯棒(4)强行通过工件(3)时，其会对孔壁表面施加压力，使被挤压部位的表面层金属发生塑性变形，形成残余压力层；
使强化层内组织晶粒细化，增加位错密度；芯棒挤出后，用铰刀将该孔加工至最终尺寸；
步骤(3)压印耦合强化步骤，包括：
当冷挤压芯棒(4)通过工件(3)后，将压头作用于紧固件孔的两端，压制出凹槽，从而使孔周产生残余压应力；
压印后可改变应力流向，削弱孔边的应力集中程度，迟滞裂纹传播速率，进一步提高紧固孔的抗疲劳性能。
更具体地说，冷挤压、压印耦合强化技术包括冷挤压技术及压印技术。冷挤压技术主要体现为冷挤压芯棒对工件的作用。圆角压印由压印上压头、压印下压头等组成，两种技术同时耦合作用于工件。其中圆角压印的压头直径大于冷挤压芯棒的外径。
所述的冷挤压芯棒为比被挤压材料硬度高的挤压工具，芯棒与紧固孔之间为过盈配合，可取2％、4％或6％的过盈量；
所述的圆角压印上压头材料为45钢，此耦合技术中压头孔径大于冷挤压芯棒的外径，且压头孔径可调。实际中可根据需求作出合适改变；
所述的圆角压印下压头材料为45钢，孔径为上压头一致，与上压头配合使用。
本发明基于综合冷挤压技术及压印技术的各自的抗疲劳强化机理，将冷挤压技术与压印技术耦合使用，发挥了两项强化技术的优势，相得益彰，可大幅度提高紧固孔的抗疲劳性能，有效满足航空紧固孔抗疲劳制造的需求。
其中，在一个具体实施例中，对工件3进行制孔，1为工件3的中间面，2为工件3的上表面，制孔时保证1,2面水平不倾斜，2表面整洁。
4为冷挤压芯棒，主要采用冷挤压技术对工件3制孔，其材料的硬度大于工件3的硬度。先采用铣削或拉削方法在工件3上预制一个初始孔，再使用经过充分润滑的芯棒以过盈形式强行通过初始孔，过盈量可取2％过盈量、4％过盈量或6％过盈量。由于芯棒4硬度比工件3硬度高，当芯棒4强行通过工件3时，其会对孔壁表面施加压力，使被挤压部位的表面层金属发生塑性变形，形成残余压力层。且使强化层内组织晶粒细化，增加位错密度，从而延长了裂纹萌生和扩展寿命，达到提高疲劳寿命的目的。为了消除粗糙度对疲劳寿命的影响，芯棒挤出后，用铰刀将该孔加工至最终尺寸。
5为圆角压印上压头，6为圆角压印下压头。两者材料均为45钢，孔径一致，均大于芯棒4的外径。上下配合使用，同时作用于工件3的上下表面。主要实施压印强化技术。当芯棒4通过工件3后，实施完冷挤压技术后，将压头以图中箭头方向作用于紧固件孔的两端，压制出凹槽，从而使孔周产生残余压应力。且压印后可改变应力流向，削弱孔边的应力集中程度，迟滞裂纹传播速率，进一步提高了紧固孔的抗疲劳性能。
对工件3进行制孔时，将两种技术耦合使用，先实施冷挤压技术，随后完成压印技术。在孔周及孔内壁均形成了残余压应力层，同时细化晶粒，且改变应力流向，削弱孔边应力集中，有效延缓孔边各个方向裂纹的萌生和扩展，迟滞裂纹扩展速率，大幅度提高紧固孔的抗疲劳性能，满足了航空紧固孔抗疲劳制造的需求。
此外，根据行业不同需求，可以选取不同的冷挤压过盈配合量以及不同的压印孔径。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。