自動制孔設(shè)備在某飛機尾翼裝配中的應(yīng)用研究

中國人民解放軍駐沈陽飛機工業(yè)(集團)有限公司軍事代表室 陳海峰

中航工業(yè)沈陽飛機工業(yè)( 集團 )有限公司 李海偉 徐 戩 安春英

20世紀90年代后，飛機制造業(yè)對飛機裝配技術(shù)提出了高質(zhì)量、高效率、低成本并能適應(yīng)多品種產(chǎn)品的生產(chǎn)要求。飛機結(jié)構(gòu)連接采用的主要方法是機械連接，一架大型飛機上約有150萬～200萬個鉚釘和螺栓[1-2]。目前情況下這些鉚釘孔和螺釘孔的制孔過程都是操作者用手持風動工具通過手工控制進行制孔，制孔質(zhì)量、連接質(zhì)量難以滿足高性能飛機的質(zhì)量要求。

目前，本單位承擔的某飛機尾翼盒段尺寸較大，尾翼壁板被稱為是亞洲最大的復(fù)合材料壁板，單面壁板制孔量高達5000以上，手工制孔工作量極大，效率極低。同時該機型研制生產(chǎn)采用民用飛機的管理模式，對緊固件孔的制造精度提出了很高的要求，φ4mm、φ6mm螺栓孔精度為H9，φ8mm及以上的孔精度為H7，對制孔精度要求的提高也給手工制孔帶來更大難度。為了保證裝配質(zhì)量要求，工人在制孔過程中要進行預(yù)安裝-劃線-制初孔-透孔-擴孔-鉸孔-锪窩一系列操作，操作過程中還要反復(fù)安裝并拆卸壁板，而飛機尾翼壁板尺寸大，反復(fù)拆裝并定位極不方便，增加了工人的工作量和安全隱患，而且生產(chǎn)效率和產(chǎn)品質(zhì)量低。同時，復(fù)材構(gòu)件制孔過程中會產(chǎn)生碳纖維粉塵，嚴重危害操作者的健康，帶來健康隱患。因此，本單位在某飛機尾段裝配過程中首次引進自動制孔技術(shù)，在生產(chǎn)實踐中發(fā)揮了很大作用，同時，對于提高軍機制造水平也具有重要意義。

1 自動制孔系統(tǒng)構(gòu)成及關(guān)鍵技術(shù)

自動制孔系統(tǒng)針對飛機翼面的自動制孔，解決手工裝配時復(fù)合材料(碳纖維)和鋁合金疊層材料制孔效率低下，制孔質(zhì)量穩(wěn)定性差等技術(shù)難題。該自動制孔系統(tǒng)的作業(yè)范圍大，配合工裝系統(tǒng)可以滿足翼面類產(chǎn)品的裝配需求，應(yīng)用對象有一定的廣泛性和適用性。

本系統(tǒng)采用五坐標立柱形式，由支撐移動定位平臺和多功能末端執(zhí)行器組成。制孔時，要保證制孔主軸與工件表面垂直。制孔產(chǎn)生的屑渣和粉塵要及時抽走，壓腳的壓緊力可以根據(jù)不同的制孔情況調(diào)整。該制孔系統(tǒng)適用于鋁合金、鈦合金、復(fù)合材料等材料制件的制孔，能在鉆頭一次進給中完成制孔和锪窩。制孔前后系統(tǒng)可對鉆頭的狀態(tài)進行檢查，具有刀具破損檢測功能。設(shè)備有潤滑、冷卻、主軸恒溫等輔助系統(tǒng)。對于不同的疊層材料，制孔要求一次完成。

本自動制孔系統(tǒng)主要結(jié)構(gòu)包括：X軸、Y軸、Z軸、A軸、B軸及W軸(進刀軸)。X軸采用雙齒輪消隙的齒輪齒條驅(qū)動形式，可以消除X軸行走過程中因齒輪齒條間隙而產(chǎn)生的誤差；Y、Z軸及W軸為直線導軌配滾珠絲杠驅(qū)動形式。A、B軸采用THK軸環(huán)配齒圈的驅(qū)動。各軸均用光柵或磁珊檢測形成全閉環(huán)控制以保證機床運動精度。自動制孔主機采用德國西門子840D作為主控制系統(tǒng)，具有X、Y、Z、A、B五軸聯(lián)動功能。同時系統(tǒng)還采用了激光測距、工業(yè)相機定位、光柵、磁柵等高精度測控技術(shù)，大大提高了機床在各種姿態(tài)下的定位精度。末端執(zhí)行器用于實現(xiàn)裝配部件基準孔的照相定位、工件壓緊、法向測量及調(diào)整、自動制孔、粉塵抽吸、孔徑和位置檢測等功能。

圖1為自動制孔系統(tǒng)工作示意圖。圖2為自動制孔系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡圖。

1.1 系統(tǒng)各部分構(gòu)成

(1) 主機部分。

圖1 自動制孔系統(tǒng)工作效果圖Fig.1 Rendering of automatic drilling system

X軸采用GUDEL導軌配齒輪齒條，Y、Z軸及換刀軸和主軸進刀軸為直線導軌配滾珠絲杠。A、B軸采用THK軸環(huán)配齒圈。各軸均用磁珊檢測形成大閉環(huán)以保證機床精度。

(2) 地基部分。

地基部分由大鋼制型材鋪設(shè)，同時用快固水泥與地面固定，保持設(shè)備的地基穩(wěn)固使機床運動平穩(wěn)。導軌支撐梁下有萬向型調(diào)整墊，可以保證導軌安裝的精度要求。

(3) 裝配后的調(diào)整要求。

機床各部分落穩(wěn)調(diào)好后3個月要進行復(fù)查，校驗看是否有變化，如有變化要重新調(diào)整。最終保證整體設(shè)備精度的穩(wěn)定性。每次安裝固定產(chǎn)品時，產(chǎn)品的加工孔位都要與機床坐標系保持一致，誤差不超過0.5mm。鉆孔前要定義鉆頭的位移傳感器的加工孔的深度位置，以確保加工深度。每次開機時先查看各位置的監(jiān)控設(shè)備是否工作正常。

(4) 自動制孔系統(tǒng)主要參數(shù)如表1所示。

1.2 系統(tǒng)主要關(guān)鍵技術(shù)

本自動制孔系統(tǒng)的主要關(guān)鍵技術(shù)有：

表1 主要技術(shù)參數(shù)

(1)移動定位平臺技術(shù)。

該系統(tǒng)平臺機構(gòu)采用高精度、輕質(zhì)量、多坐標的設(shè)計模式，工作頭采用五坐標的設(shè)計模式。另外，由于驗證件的尺寸相對較大，相應(yīng)平臺的結(jié)構(gòu)尺寸也比較大。

(2)多功能末端執(zhí)行器技術(shù)。

在有限的安裝空間內(nèi)，實現(xiàn)制孔、壓緊、抽塵、制孔進給等功能部件的布置安裝，且要求具有質(zhì)量輕，可靠性高的特點。

(3)精益制孔技術(shù)。

涉及啄式自動制孔技術(shù)、夾層壓緊技術(shù)、液態(tài)墊片技術(shù)和聚晶金剛石刀具技術(shù)等的綜合應(yīng)用，實現(xiàn)壁板裝配過程中的精密制孔，提高裝配質(zhì)量和減少裝配工時。

(4)系統(tǒng)監(jiān)控和故障處理技術(shù)。

對移動定位平臺和多功能末端執(zhí)行器等進行系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)控和故障處理，確保柔性自動制孔設(shè)備的各單元可靠運行。

(5)系統(tǒng)集成聯(lián)調(diào)技術(shù)。

涉及系統(tǒng)數(shù)據(jù)庫的建立，系統(tǒng)數(shù)據(jù)的集成調(diào)試，系統(tǒng)各單元的協(xié)同控制，系統(tǒng)全線運行聯(lián)調(diào)。

(6)數(shù)字化仿真技術(shù)。

利用CATIA、DELMIA等加工、裝配仿真軟件，對制孔過程進行可視化仿真，從而進行制孔路徑的干涉分析，并利用其有限元分析功能，實現(xiàn)刀具參數(shù)及加工工藝參數(shù)的初步選取。

(7)制孔刀具選取技術(shù)。

在數(shù)字化仿真的基礎(chǔ)上，初步確定刀具的結(jié)構(gòu)形式與主要參數(shù)，并通過在壁板模擬件及試驗件上的各種制孔試驗，獲得所用刀具的最佳刀具參數(shù)。

(8)自動化法線測量技術(shù)。

在制孔工程中，法線的準確程度是制孔質(zhì)量的最重要部分，也是自動制孔過程中最難以保證的部分。通過在自動化制孔設(shè)備上添加法線測量設(shè)備的手段，最終保障法線測量與控制。

2 自動制孔系統(tǒng)工藝參數(shù)分析研究

2.1 壁板壓緊的最佳形式及壓緊力

飛機裝配無毛刺的要求主要體現(xiàn)在零件之間的貼合面上，也就是連接的2個或2個以上的零部件之間不允許有毛刺和切屑[1]。目前，國內(nèi)對制孔過程中貼合面處如何減少毛刺產(chǎn)生問題的理論研究較少。人工制孔過程中可以將制孔零件拆除后進行去毛刺操作，但這一過程很難實現(xiàn)自動化，所以在自動制孔過程中實現(xiàn)無毛刺制孔工藝意義重大。在自動制孔過程中，控制毛刺產(chǎn)生問題的關(guān)鍵因素就是壓緊力大小。

某飛機尾翼壁板采用復(fù)合材料，肋骨采用鋁合金的結(jié)構(gòu)形式，壁板由于尺寸大，所以剛度較差，同時，表面曲率不同，在需要鉆孔的區(qū)域如果兩個貼合面存在加工誤差，就會使兩層貼合面之間產(chǎn)生間隙，如圖3(a)所示；同時在制孔時，鉆削軸向進給力也會引起貼合面之間的間隙，如圖3(b)所示，這些間隙就為貼合面的毛刺提供了成長空間，直接影響了貼合面上的鉆孔質(zhì)量[1]。

為了解決該問題，自動制孔系統(tǒng)通過局部施加壓緊力來克服夾層界面分離，使裝配的零件在制孔時“形成”一體，避免貼合面上出現(xiàn)過大毛刺，從而達到工藝要求?？梢哉f解決貼合面毛刺問題，壓緊力比其他影響因素更重要。如圖3(c)所示，在合理的壓緊力情況下，貼合面可以達到理想范圍內(nèi)的貼合，從而有效控制毛刺高度。因此如何得到一個合適的壓緊力才是關(guān)鍵，不僅達到“無毛刺”制孔的要求，同時還要兼顧壓緊力對結(jié)構(gòu)撓度的影響。通過合理施加單向壓緊力，來保證零件貼合面無毛刺的前提下，盡量減少產(chǎn)品表面的變形和制孔設(shè)備的負載[3]。

圖3 壓緊力對貼合面間隙的影響Fig.3 Influence of compaction force for clearance of joint surface

本文在某飛機尾翼試驗件上進行了一組試驗，分析壓緊力對夾層結(jié)構(gòu)毛刺產(chǎn)生的影響。具體為：在設(shè)備操作界面“參數(shù)設(shè)置”選項中將壓緊力分別設(shè)定為150、300、500、700、900、1100N 情況下制孔時夾層結(jié)構(gòu)之間的最大間隙，在該最大間隙的貼合面上研究不同的壓緊力對間隙的影響，研究不同的壓緊力對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生毛刺的影響。

試驗對象的結(jié)構(gòu)形式包括“工字型”肋骨及壁板，示意圖見圖4。

圖4 試驗件結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Diagram of test pieces

通過系列試驗，發(fā)現(xiàn)隨著壓緊力增加，夾層結(jié)構(gòu)貼合面間隙逐漸減小，當壓緊力為700～900N時，貼合面間隙變化趨勢漸緩，為0.01～0.016mm，當壓緊力繼續(xù)增加至1100N左右時，貼合面的間隙逐漸增大，間隙增大則毛刺產(chǎn)生的問題相對嚴重。

通過分析，發(fā)現(xiàn)該現(xiàn)象與肋骨的截面形式是有關(guān)系的，肋骨的截面成“工”字型，出現(xiàn)最大間隙的區(qū)域處于“工”字框“|”一側(cè)，在該區(qū)域，“工”字框的剛度很差，造成了“工”字框的變形比較大，因此在達到了900N以上時，兩者貼合面的間隙出現(xiàn)了“不降反升”的現(xiàn)象，因此確定了在該結(jié)構(gòu)形式下，自動制孔系統(tǒng)壓緊力為700～900N時可以很好地控制毛刺產(chǎn)生。

2.2 主軸轉(zhuǎn)速及進給速度

除了保證孔邊毛刺達到標準外，制孔過程中還要保證孔壁和锪窩表面粗糙度符合要求，其主要影響因素為制孔過程中的主軸轉(zhuǎn)速及刀具進給速度。

本文分別設(shè)定主軸轉(zhuǎn)速為1000r/min、3000r/min、5000r/min、7000r/min，進 給 量 為 300mm/min、700mm/min、1100mm/min、1500mm/min 時對試驗件進行制孔，制孔質(zhì)量結(jié)果如表2所示。

表2 不同主軸轉(zhuǎn)速及進給量時的制孔結(jié)果

根據(jù)表2結(jié)果，通過分析得出本自動制孔系的主軸轉(zhuǎn)速和進給量的最佳參數(shù)分別為5000r/min和700mm/min。

根據(jù)上述試驗結(jié)果分析可知，總體上相同轉(zhuǎn)速時，進給量越大，粗糙度相應(yīng)越大，毛刺高度越大，越容易劃傷孔壁；相同進給量時，轉(zhuǎn)速對制孔質(zhì)量的影響并不明顯。經(jīng)過分析，試驗結(jié)果部分數(shù)據(jù)與理論存在部分偏差，原因可能是由于制孔時刀具參數(shù)的變化引起的，在制孔過程中，刀具本身的磨損也會影響制孔質(zhì)量。

3 自動制孔系統(tǒng)工藝流程

經(jīng)過對自動制孔系統(tǒng)近半年的試運行及系列試驗，自動制孔系統(tǒng)已經(jīng)成熟應(yīng)用于某飛機尾翼的裝配過程中，其主要工藝流程如下。

(1)調(diào)整刀具。將鉆頭、刀柄放在對刀儀上，在對刀儀上進行激光檢測，測量刀尖長度、刀具總長度等參數(shù)，并在設(shè)備上填寫刀具信息表，其中刀尖長度、刀具總長度為實測值，锪窩深度等為理論值(不同直徑的鉆頭各項參數(shù)需要分別設(shè)置，并在選定直徑后在刀具信息表上勾選出所選刀具的規(guī)格，此時刀具參數(shù)才會在自動制孔過程中生效；建議每次安裝刀具前均對刀具的尺寸在對刀儀上進行校對，換刀時需扶住鉆頭，防止刀具彈出)。

(2)校準。用自動制孔設(shè)備上的相機拍攝試片臺上的標準點，最少重復(fù)拍攝兩次，若結(jié)果偏差較小(0.05～0.1mm左右)，則可以正常進行試鉆。若結(jié)果偏差較大，不可繼續(xù)操作，需對相機和自動制孔機進行檢測，直至校準結(jié)果正常。

(3)試鉆。根據(jù)制孔直徑選擇合適的刀具，并在試片臺上進行試鉆。試鉆過程中需要檢查锪窩深度、孔徑及孔精度，壓力傳感器是否正常工作；切削過程中切屑是否正常，對不符合要求的參數(shù)進行修正(每次更換刀具時，均需重新進行校準與試鉆)。

(4)導入制孔信息。將三維模型中的產(chǎn)品連接釘位空間信息(包括釘位的三維坐標及垂直零件外表面的法向量參數(shù))導入自動制孔系統(tǒng)中。

(5)制孔。選擇釘位進行自動制孔。自動制孔設(shè)備具有激光尋法功能，當鉆頭與零件表面垂直度超過允許值時，設(shè)備會自動報警，需要人工對此處點位的向量信息進行適當?shù)男拚?/p>

(6)檢驗。每鉆20個孔左右需進行一次檢查，驗證刀具是否可以正常使用。若存在問題，則需更換新的鉆頭。

4 自動制孔技術(shù)應(yīng)用結(jié)果分析

(1) 生產(chǎn)效率方面。

在某飛機尾翼裝配過程中，制孔操作占裝配工作量的30%左右，傳統(tǒng)制孔操作一般經(jīng)過3至5次加工才能完成，高精度孔甚至需要更多次的加工，而且，手工制孔完成后由于鉆孔過程中夾層中間存在毛刺及切屑，需將夾層結(jié)構(gòu)分離，逐一清理毛刺和切屑后再重新定位，大大增加了工人的勞動量和勞動時間；應(yīng)用自動制孔系統(tǒng)進行制孔，可一次高速鉆出優(yōu)質(zhì)孔位，通過在某飛機尾翼裝配過程的試驗，自動制孔系統(tǒng)的應(yīng)用使裝配周期比手工裝配縮短30%以上，大大提高了裝配效率。

(2)產(chǎn)品質(zhì)量方面。

傳統(tǒng)的飛機裝配中的制孔主要以手持風動工具鉆孔為主，制孔過程全靠人為控制，易形成孔徑偏大、孔垂直度不滿足要求、毛刺多等缺陷，通過對比某飛機尾翼復(fù)合材料壁板手工制孔和應(yīng)用自動制孔技術(shù)制孔后孔質(zhì)量及孔周邊毛刺情況發(fā)現(xiàn)，應(yīng)用自動制孔系統(tǒng)制得的緊固件孔周邊毛刺明顯少于手工制孔；傳統(tǒng)制孔過程中，制孔精度完全依賴于工人技術(shù)水平，對工人技術(shù)熟練程度要求過高，人為因素影響無法避免。

在孔位精度控制方面，傳統(tǒng)孔位確定主要通過簡易工裝或人工劃線完成，孔位精度無法保證。自動制孔系統(tǒng)調(diào)試完成后，按照預(yù)定工藝流程和加工要求進行了大量的制孔試驗。首先根據(jù)飛機壁板三維模型數(shù)據(jù)，采用基準邊定位的方式在長約2000mm、寬約500mm、壁厚5mm的鈦合金板上進行了制孔測試試驗。刀具選用精度為H7級的鉆鉸復(fù)合刀。試驗中主軸轉(zhuǎn)速為800r/min，進給為0.08mm/r。圖5為制孔試驗現(xiàn)場。試驗完成后采用明膠板對點的方式檢測系統(tǒng)的絕對定位精度，明膠板幾何尺寸以及各個孔位置分布與飛機壁板完全相同，其上以十字交叉線表示各個孔中心，通過檢測，系統(tǒng)的絕對定位精度大約為±0.3mm，相比于傳統(tǒng)制孔，應(yīng)用自動制孔系統(tǒng)制得的孔位精度更高、更穩(wěn)定。

圖5 自動制孔試驗現(xiàn)場Fig.5 Test site of automatic drilling

5 結(jié)束語

近年來我國的柔性裝配技術(shù)雖然發(fā)展迅速，但與國外先進飛機裝配技術(shù)相比較，仍然存在差距，有些方面甚至還處于空白，制約了飛機研制生產(chǎn)水平的提高。因此，推行數(shù)字化裝配技術(shù)是飛機制造業(yè)發(fā)展的必然趨勢[4]，而數(shù)字化裝配技術(shù)離不開先進的自動制孔技術(shù)。同時，伴隨航空結(jié)構(gòu)件向著薄壁化、整體化和復(fù)雜化方向發(fā)展，機體結(jié)構(gòu)長壽命、高質(zhì)量、高效率、氣動等方面的要求，使裝配制孔比以往要求更高、更精[5]，為了提高生產(chǎn)效率，保障產(chǎn)品質(zhì)量，引入自動化設(shè)備進行自動精密制孔是一個很重要的途徑[6]。

自動制孔系統(tǒng)的應(yīng)用，不但能使飛機裝配周期大大縮短，而且能夠提高裝配質(zhì)量、降低制造成本，推動和加速我國飛機的研制工作，對促進我國飛機數(shù)字化裝配技術(shù)盡快達到國外先進水平，實現(xiàn)行業(yè)的跨越式發(fā)展具有重要意義。

[1] 王珉，薛少丁.飛機大部件對接自動化制孔單向壓緊力分析.南京航空航天大學學報，2012(44)： 553-556.

[2] 卜泳，許國康，肖慶東.飛機結(jié)構(gòu)件的自動化精密制孔技術(shù) .航空制造技術(shù)，2009(24)： 61-64.

[3] 王珉，陳文亮，張得禮.飛機輕型自動化制孔系統(tǒng)及關(guān)鍵技術(shù) .航空制造技術(shù)，2012(19)： 41-44.

[4] 許國康.自動鉆鉚技術(shù)及其在數(shù)字化裝配中的應(yīng)用.自動鉆鉚技術(shù)，2012(22)： 65-66.

[5] 林琳，夏雨豐.民用飛機裝配自動制孔設(shè)備探討.裝配工藝，2011(22)： 86-89.

[6] 荊道艷，許國康，王嬗.大部件對接的數(shù)控定位技術(shù)研究.航空制造技術(shù)，2010(23)： 197-120.