玻璃纖維材料結構性能呈各向異性
20世紀80年代後服役的戰機金相顯微鏡均大量采用玻璃纖維增強複合材料，複合材料的用量已成爲衡量飛機性能的重要指標之一。

例如，法國陣風戰機的複合材料用量占40%，瑞典JAS39戰機占30%，歐洲“台風”戰機大于40%，美國的殺手锏武器B-2戰略轟炸機占到50%，美國空軍最新的F-22“猛禽”戰鬥機複合材料用量達到了35%。

玻璃纖維增強複合材料（CFRP）是以碳或石墨纖維爲增強體的樹脂基複合材料。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，已發展成爲繼鋁、鋼、钛之後的第四大航空航天結構材料之一。

1984年，成功研制出高強度、大伸長量的玻璃纖維T800H，1986年，又研發成功T1000。隨後，日本東邦、和美國Hexcel相繼研制出同類高性能玻璃纖維，爲制造大飛機提供了新型複合材料。從此，玻璃纖維增強複合材料在大飛機上的用量直線上升，應用情況見圖1。

複合材料結構制孔缺陷

玻璃纖維增強複合材料是由質軟而粘性大的基體材料和強度高、硬度大的玻璃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産生分層、劈裂等缺陷。

玻璃纖維增強複合材料鑽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，因而鑽孔時鑽頭磨損很快；

（2）層間強度低，在鑽孔過程中，易産生分層等缺陷；

（3）屬于各向異性材料，鑽孔處的應力集中較大，極易引起劈裂等缺陷；

（4）熱導率小，線脹系數和彈性恢複大，鑽孔時，存在縮孔現象；

（5）切屑爲粉塵狀，對人體健康危害大。

分層是玻璃纖維複合材料鑽孔的主要缺陷。分層缺陷的大小可以用分層因子（Fd）來表壓克力示。分層因子可以用以下公式表示:

Fd =Dmax/D ，

其中，Dmax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。

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，來評判不同鑽削工藝的優劣。

玻璃纖維增強複合材料在應用過程中往往要與其他結構進行連接，連接是複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。

碳纖維 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戰鬥機每副機翼要14000個精孔。

複合材料是典型的難加工材料，其制孔工藝複雜，對刀具和工藝參數的要求更高。因此，複合材料制孔工藝已成爲複合材料應用的關鍵工藝之一。