复合材料装配
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• 应力波铆接属于短历时高速成形，铆钉在很短的时间（一般为 200um 左右）内完成塑 性变形，钉杆的膨胀比较均匀，能在复合材料结构上形成比较均匀的干涉量，减少安 装损伤，提高接头的疲劳寿命，有传统铆接方法无法比拟的技术优势
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• 干涉配合连接
• 所谓干涉配合，就是过盈配合，施铆时钉杆膨胀，对孔壁造成径向压缩，钉孔受钉杆 挤压而产生一种径向压力，这样就形成了干涉配合。
• 部位会存在大量的连接件。
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复合材料
•先进复合材料可以创造出尺寸大、结构复杂、可整体成型的 复合材料机体结构的同时，减少了零件的数量，减少了连接 用紧固件数量，减少了装配工装和装配操作工序的工作量。 但不管怎样，由于设计、工艺、检查和维修等制约因素的影 响，连接装配过程必不可少。
•复合材料的各向异性、脆性及其非均质性使复合材料连接的
复合材料装配
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复合材料
• 由于复合材料的材料特殊性及成型工艺性，已被广泛应用 于现代飞机结构件的制造上，且其用量有不断扩大的趋势， 飞机结构复合材料化将从根本上改变飞机结构设计和制造 传统。
• 虽然大型化的复合材料成型设备可制造出集成化、整体化、 大型化的飞机结构件，但由于结构设计、制造和使用维护 等方面的需求，必须给出一定的设计和工艺分离面等，在 这些
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• 先进连接件
• 飞机上有一些特殊的部位对连接有特殊的要求，如结构不开敞、只能从单面，安装结 构表面倾斜度大或者结构有密封要求等。针对这些情况，国内外研制出了一些特种紧 固件，常见的有环槽钉、高锁螺栓、单面抽钉、螺纹抽钉等。
• 先进复合材料结构连接大量采用钛合金、新型铝合金紧固件及干涉连接件。由于钛合 金材料具有强度高、重量轻、与复合材料无电偶腐蚀等性能，随着复合材料的大量使 用，钛紧固件的优势越来越突出。钛合金紧固件占螺纹紧固件的 90％，Ti-6Al-4V 紧固 件占钛合金紧固件的大多数。
• 复合材料层间强度低，易冲击性分层，不宜采用带有冲击 力的装配方法，如锤铆。
• 复合材料零件不益采用过盈配合（间隙配合的强度只占基 体完整强度的 20%~50%），易造成孔壁四周损伤，或采用 小过盈量（1%~2%）配合，且必须使用金属衬套。
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源自文库
复合材料连接失效形式
• （a）零件剪切破坏，可能由于边距不够或在载荷方向的纤维比例 过大，使垂直于载荷方面强度不够。
• 复合材料干涉连接会造成分层和基体碎裂，因此复合材料零件不适合于干涉铆接。但 在增加金属衬套之后，由于金属衬套分散了可能的集中载荷，使复合材料零件连接的 干涉量可达到 0.15mm。因此，现在所用的复合材料的干涉连接，都在孔内增加了金属 衬套。复合材料的干涉连接不能提高连接的疲劳强度，但具有连接刚度更好、使孔内 局部分层和损伤的情况减少等优点。当与金属连接的时候，孔径相同时不用分别铰孔。
• 复合材料属脆性材料，断裂延伸率为 1%~3%，对装配间隙 敏感，间隙在 0.2mm~0.8mm 应使用液体垫片，大于 0.8 就应使用固体垫片，否则易造成树脂碎裂、局部分层等损 伤。
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4
• 大多复合材料零件由很多层材料铺叠而成，单层面内强度 远大于层间强度，制孔时易出现出口处孔边缘纤维劈裂。
• 复合材料与金属零件同时制孔时，如从复合材料钻向金属， 易造成金属屑损伤复合材料孔壁的情况。
• 由于胶接易剥离、传载小、受环境影响大、可靠性差，因此，复合材 料制件之间，复合材料制件与金属件之间主要采取螺接和铆接的机械 连接方式。
• 连接分为可拆卸连接和不可拆卸连接两种类型，可拆卸连接相对简单。 不可拆卸连接的紧固件主要用到高锁螺栓、锁紧螺栓、抽铆钉等，前 两种连接紧固件用于两面可达的连接情况，而抽铆钉能够适用于单面 可达的情况。
失效更为复杂，其损伤扩展特点及其断裂性能等都与金属材
料有很大的差别；其次，复合材料结构飞机设计依赖大量的
试验及设计人员的经验；加之复合材料制孔困难，且纤维被
切断，导致孔边应力分布较复杂，应力集中程度高，导致强
度严重下降。因此，相对金属件的连接，复合材料的连接是
结构的薄弱环节，结构破坏的 60%-80%发生在连接处。如
• （b）零件断裂破坏，可能宽度不够或在垂直于载荷方向的纤维比 例过大，使载荷方向的强度不够。
• （c）零件角破坏，可能边距不够或 45 °方向纤维少。 • （d）零件孔边破坏，孔周分层及基本压碎，这是 6 种损坏形式中
可能危害最小的一种。 • （e）紧固件拉脱，可能由于锪窝太深（一般窝深不能超过总厚的
安装完成后会使钉头下面的局部区域变形过大，而产生分层和基体 碎裂。
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复合材料连接技术
• 先进的复合材料连接技术
• 自动钻铆技术
• 自动钻铆系统结构多样、连接方法多样，但单对铆接过程而言，按照铆钉的结构形式， 可以分为无头铆钉铆接工艺和有头铆钉铆接工艺 2 种。
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• 电磁铆接技术
• 电磁铆接，亦称应力波铆接，可替代大功率压铆设备，进行难成形材料、大直径、高 强铆钉及厚夹层的铆接，作为铆接难成形材料铆钉的一种特种工艺方法己在产品制造 中发挥了重要作用。
A380 碳纤维复合材料（CFRP）中央翼盒翼根的连接曾是面
临的主要问题。
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3
复合材料结构装配特点
• 受复合材料零件原材料、制造工艺方法以及材料本身特性 限制，复合材料零件厚度、平面度、角度等尺寸和形位公 差较机加零件大，因此在装配设计时需要考虑一定的补偿 方法。
• 紧固件与复合材料零件间的电化学腐蚀，尤其是碳纤维复 合材料与铝或镀镉的紧固件相接触时，但玻璃纤维或芳纶 不导电，因此不会产生电化学腐蚀。
2/3，剩余部分不能小于 0.5mm）或钉头太小；装配间隙没有处理 好。 • （f）紧固件失效，钉的夹紧长度选择不当；夹紧力不够；装配间隙 没有处理好。
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6
复合材料连接技术
• 先进复合材料由于断裂应变小，抗冲击性能差等原因，早期未采用干 涉配合技术，到80 年代研究表明复合材料结构采用干涉配合连接有利 于提高接头强度。其解决的关键在于如何产生比较理想的干涉量而不 损伤复合材料。
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7
复合材料连接技术
• 连接过程常见问题
• 复合材料的连接也与常规金属连接不同，需要特殊的紧 固件和连接工具，并容易出现连接问题，如基体碎裂、 分层等故障。
1. 在安装紧固件时用的力矩过大，会造成分层； 2. 钉头安装时的倾斜会形成应力集中点，也会产生分层； 3. 将要连接的零件间存在间隙，未采用垫片调整或垫片厚度不够，在
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• 干涉配合连接
• 所谓干涉配合，就是过盈配合，施铆时钉杆膨胀，对孔壁造成径向压缩，钉孔受钉杆 挤压而产生一种径向压力，这样就形成了干涉配合。
• 部位会存在大量的连接件。
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复合材料
•先进复合材料可以创造出尺寸大、结构复杂、可整体成型的 复合材料机体结构的同时，减少了零件的数量，减少了连接 用紧固件数量，减少了装配工装和装配操作工序的工作量。 但不管怎样，由于设计、工艺、检查和维修等制约因素的影 响，连接装配过程必不可少。
•复合材料的各向异性、脆性及其非均质性使复合材料连接的
复合材料装配
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复合材料
• 由于复合材料的材料特殊性及成型工艺性，已被广泛应用 于现代飞机结构件的制造上，且其用量有不断扩大的趋势， 飞机结构复合材料化将从根本上改变飞机结构设计和制造 传统。
• 虽然大型化的复合材料成型设备可制造出集成化、整体化、 大型化的飞机结构件，但由于结构设计、制造和使用维护 等方面的需求，必须给出一定的设计和工艺分离面等，在 这些
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• 先进连接件
• 飞机上有一些特殊的部位对连接有特殊的要求，如结构不开敞、只能从单面，安装结 构表面倾斜度大或者结构有密封要求等。针对这些情况，国内外研制出了一些特种紧 固件，常见的有环槽钉、高锁螺栓、单面抽钉、螺纹抽钉等。
• 先进复合材料结构连接大量采用钛合金、新型铝合金紧固件及干涉连接件。由于钛合 金材料具有强度高、重量轻、与复合材料无电偶腐蚀等性能，随着复合材料的大量使 用，钛紧固件的优势越来越突出。钛合金紧固件占螺纹紧固件的 90％，Ti-6Al-4V 紧固 件占钛合金紧固件的大多数。
• 复合材料层间强度低，易冲击性分层，不宜采用带有冲击 力的装配方法，如锤铆。
• 复合材料零件不益采用过盈配合（间隙配合的强度只占基 体完整强度的 20%~50%），易造成孔壁四周损伤，或采用 小过盈量（1%~2%）配合，且必须使用金属衬套。
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源自文库
复合材料连接失效形式
• （a）零件剪切破坏，可能由于边距不够或在载荷方向的纤维比例 过大，使垂直于载荷方面强度不够。
• 复合材料干涉连接会造成分层和基体碎裂，因此复合材料零件不适合于干涉铆接。但 在增加金属衬套之后，由于金属衬套分散了可能的集中载荷，使复合材料零件连接的 干涉量可达到 0.15mm。因此，现在所用的复合材料的干涉连接，都在孔内增加了金属 衬套。复合材料的干涉连接不能提高连接的疲劳强度，但具有连接刚度更好、使孔内 局部分层和损伤的情况减少等优点。当与金属连接的时候，孔径相同时不用分别铰孔。
• 复合材料属脆性材料，断裂延伸率为 1%~3%，对装配间隙 敏感，间隙在 0.2mm~0.8mm 应使用液体垫片，大于 0.8 就应使用固体垫片，否则易造成树脂碎裂、局部分层等损 伤。
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• 大多复合材料零件由很多层材料铺叠而成，单层面内强度 远大于层间强度，制孔时易出现出口处孔边缘纤维劈裂。
• 复合材料与金属零件同时制孔时，如从复合材料钻向金属， 易造成金属屑损伤复合材料孔壁的情况。
• 由于胶接易剥离、传载小、受环境影响大、可靠性差，因此，复合材 料制件之间，复合材料制件与金属件之间主要采取螺接和铆接的机械 连接方式。
• 连接分为可拆卸连接和不可拆卸连接两种类型，可拆卸连接相对简单。 不可拆卸连接的紧固件主要用到高锁螺栓、锁紧螺栓、抽铆钉等，前 两种连接紧固件用于两面可达的连接情况，而抽铆钉能够适用于单面 可达的情况。
失效更为复杂，其损伤扩展特点及其断裂性能等都与金属材
料有很大的差别；其次，复合材料结构飞机设计依赖大量的
试验及设计人员的经验；加之复合材料制孔困难，且纤维被
切断，导致孔边应力分布较复杂，应力集中程度高，导致强
度严重下降。因此，相对金属件的连接，复合材料的连接是
结构的薄弱环节，结构破坏的 60%-80%发生在连接处。如
• （b）零件断裂破坏，可能宽度不够或在垂直于载荷方向的纤维比 例过大，使载荷方向的强度不够。
• （c）零件角破坏，可能边距不够或 45 °方向纤维少。 • （d）零件孔边破坏，孔周分层及基本压碎，这是 6 种损坏形式中
可能危害最小的一种。 • （e）紧固件拉脱，可能由于锪窝太深（一般窝深不能超过总厚的
安装完成后会使钉头下面的局部区域变形过大，而产生分层和基体 碎裂。
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复合材料连接技术
• 先进的复合材料连接技术
• 自动钻铆技术
• 自动钻铆系统结构多样、连接方法多样，但单对铆接过程而言，按照铆钉的结构形式， 可以分为无头铆钉铆接工艺和有头铆钉铆接工艺 2 种。
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• 电磁铆接技术
• 电磁铆接，亦称应力波铆接，可替代大功率压铆设备，进行难成形材料、大直径、高 强铆钉及厚夹层的铆接，作为铆接难成形材料铆钉的一种特种工艺方法己在产品制造 中发挥了重要作用。
A380 碳纤维复合材料（CFRP）中央翼盒翼根的连接曾是面
临的主要问题。
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复合材料结构装配特点
• 受复合材料零件原材料、制造工艺方法以及材料本身特性 限制，复合材料零件厚度、平面度、角度等尺寸和形位公 差较机加零件大，因此在装配设计时需要考虑一定的补偿 方法。
• 紧固件与复合材料零件间的电化学腐蚀，尤其是碳纤维复 合材料与铝或镀镉的紧固件相接触时，但玻璃纤维或芳纶 不导电，因此不会产生电化学腐蚀。
2/3，剩余部分不能小于 0.5mm）或钉头太小；装配间隙没有处理 好。 • （f）紧固件失效，钉的夹紧长度选择不当；夹紧力不够；装配间隙 没有处理好。
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复合材料连接技术
• 先进复合材料由于断裂应变小，抗冲击性能差等原因，早期未采用干 涉配合技术，到80 年代研究表明复合材料结构采用干涉配合连接有利 于提高接头强度。其解决的关键在于如何产生比较理想的干涉量而不 损伤复合材料。
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复合材料连接技术
• 连接过程常见问题
• 复合材料的连接也与常规金属连接不同，需要特殊的紧 固件和连接工具，并容易出现连接问题，如基体碎裂、 分层等故障。
1. 在安装紧固件时用的力矩过大，会造成分层； 2. 钉头安装时的倾斜会形成应力集中点，也会产生分层； 3. 将要连接的零件间存在间隙，未采用垫片调整或垫片厚度不够，在