碳纖維增強復合材料（CFRP）是以碳或石墨纖維為增強體的樹脂基復合材料。因其具有比強度、比剛度高，耐疲勞性能好及可設計性強等優點，在航空航天領域中廣泛應用，已發展成為繼鋁、鋼、鈦之后的第四大航空航天結構材料之一。碳纖維增強復合材料在大飛機上的用量直線上升，歷年應用情況見圖1。

圖1 大型客機復合材料應用情況

碳纖維增強復合材料在應用過程中往往要與其他結構進行連接，連接是復合材料結構的薄弱環節。據統計，航空航天飛行器中60%~80%的破壞都發生在連接部位。連接中最常采用的機械連接需要先制孔。例如，一架波音747飛機有300多萬個連接孔，而美國最先進的F-22戰斗機每副機翼要14000個精孔。復合材料是典型的難加工材料，其制孔工藝復雜，對刀具和工藝參數的要求更高。因此，復合材料制孔工藝已成為復合材料應用的關鍵工藝之一。

  復合材料結構制孔缺陷

 碳纖維增強復合材料是由質軟而粘性大的基體材料和強度高、硬度大的碳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，層間強度低，切削時在切削力的作用下容易產生分層、劈裂等缺陷。碳纖維增強復合材料鉆削加工中主要存在以下問題：

（1）材料硬度大，其硬度HRC值可達53~65，相當于一般高速鋼的硬度，因而鉆孔時鉆頭磨損很快；

       （2）層間強度低，在鉆孔過程中，易產生分層等缺陷；

（3）屬于各向異性材料，鉆孔處的應力集中較大，極易引起劈裂等缺陷；

（4）熱導率小，線脹系數和彈性恢復大，鉆孔時，存在縮孔現象；

（5）切屑為粉塵狀，對人體健康危害大。
       分層是碳纖維復合材料鉆孔的主要缺陷。分層缺陷的大小可以用分層因子（Fd）來表示。分層因子可以用以下公式表示：

        Fd =D_max/D ，

    其中，D_max表示最大損傷區域的直徑，D 表示孔的實際直徑，如圖2所示。

圖2 分層評價指標
        Hoeheng H等 通過試驗分析得出：分層因子Fd 與平均軸向力Fz間存在著線性或分段線性關系：平均軸向力Fz越大，分層因子Fd越大，分層越嚴重。因此，可以通過平均軸向力的大小以及制孔質量，來評判不同鉆削工藝的優劣。

 復合材料鉆削刀具

國外一些著名刀具生產廠商已經開發研制出適合碳纖維增強復合材料鉆削加工的專用刀具。如瑞典的山特維克可樂滿公司已經研制出適合高纖維CFRP鉆孔的專用刀具CoroDrill 854和適合高樹脂CFRP鉆孔的專用刀具CoroDrill 856，這2種刀具可加工最大直徑12.70mm的孔，壽命可以達到鉆650個孔（圖3）。

圖3 山特維克可樂滿刀具

 德國瓦爾特集團開發的WalterTitex PCD 鉆頭（圖4）是適合多種CFRP復合材料加工的專用鉆頭，其孔徑加工范圍為2.0~6.4mm。該刀具能有效減小軸向力，從而減小復合材料的撕裂、分層和毛刺等缺陷，壽命可以達到鉆600個孔。另外，美國的肯納刀具針對碳纖維增強復合材料也研制了復合材料專用鉆頭SPF。