飛機翼身接頭精加工工藝設(shè)計

單丹丹

摘要：在飛機大部件對接裝配過程中，對翼身接頭進行精加工的目的是要保證整體機身的制造準(zhǔn)確度和翼身對接裝配的協(xié)調(diào)性與互換性，進而保證飛機的總體裝配質(zhì)量。翼身接頭精加工的工藝方法、過程和主要參數(shù)對翼身接頭精加工的安全性、穩(wěn)定性、可靠性、精度、表面質(zhì)量等均有重要影響。因此，研究飛機機身數(shù)字化對接裝配過程中翼身接頭精加工的工藝方法和技術(shù)具有重要意義。

關(guān)鍵詞：翼身精加工：翼身裝配

1.翼身接頭精加工工藝技術(shù)

翼身接頭精加工是指機身大部件完成對接、形成整體機身之后，對機身上的翼身接頭孔及端面進行加工，使其最終符合圖紙要求，以消除裝配誤差，提高機身的制造準(zhǔn)確度和機身與機翼問的協(xié)調(diào)準(zhǔn)確度，實現(xiàn)翼身互換的加工方法。

在調(diào)整飛機大部件姿態(tài)時，一般用精加工臺上的水平測量點指示器進行測量，使水平測量點符合水平測量條件和工藝容差要求。對于在型架上進行精加工的部件，可將兩副或三副工作卡板換成檢驗卡板，調(diào)整部件姿態(tài)，使其外形面與檢驗卡板之間的間隙盡量均勻。專用的接頭加工動力頭同樣依賴型架進行定位，其聯(lián)動軸數(shù)少，數(shù)控化程度低。

上述翼身接頭精加工方法自動化程度和柔性化水平極低，缺乏先進高效的測量與檢驗手段，正式加工前不能定量分析翼身交點的加工余量是否滿足可加工條件，使用的工裝制造困難且不具有通用性。

2.翼身接頭的總體加工方案設(shè)計

2.1翼身接頭的工藝結(jié)構(gòu)

翼身交點孔的軸線方向包括飛機航向、翼展方向和豎直方向，鴨翼孔的軸線位于垂直飛機航向的平面內(nèi)，且與對接裝配參考坐標(biāo)系x軸之間的夾角為5～10°。翼身接頭在機身上的分布范圍較大，覆蓋了前、中、后3個機身段的左右兩側(cè)和后機身的頂部，沿航向的分布范圍接近10m，高度方向的分布跨度接近1.3m。

2.2翼身接頭的加工余量和精度要求

翼身接頭的結(jié)構(gòu)底孔分別留有2-6mm不等的加工余量，所有需要精加工的翼身交點孔端面的切削加工余量均為2mm翼身接頭襯套孔的切削加工余量最小為0.3mm，最大為3.8mm，大部分為2mm根據(jù)飛機大部件數(shù)_字化對接裝配的技術(shù)要求，精加工后交點孔的位置度公差為+0.01mm，同軸度公差為0.01mm：具有裝配協(xié)調(diào)性要求的兩翼身交點孔問的孔心距公差為+0.01mm，交點孔與孔端面問的垂直度公差為0.1mm；翼身交點底孔和襯套孔的孔徑精度要求均為H8，表面粗糙度要求達到Ra0.8μm。

（1）飛機大部件對接裝配中的翼身又點精加工具有以下特點：

1）待加工的對象很多，且分布范圍廣；

2）待加工交點孔的工藝結(jié)構(gòu)和尺寸多樣、復(fù)雜，且部分交點孔的中心離機身主體較近，加工過程中主軸易與機身發(fā)生干涉；

3）翼身接頭的材料種類多，切削加工性能差別很大，其中多種材料屬于很難加工的材料；

41加工精度和表面質(zhì)量要求高。

（2）翼身接頭精加工的難點可歸納為以下幾點：

1）以較少的設(shè)備在較大范圍內(nèi)實現(xiàn)孔、面加工；

2）以同一臺設(shè)備實現(xiàn)多種結(jié)構(gòu)和尺寸的交點孔加工，同時避免干涉；

3）在較大空間范圍內(nèi)獲得好的加工精度和表面質(zhì)量；4）保證高的可靠性。

2.3翼身接頭的工藝結(jié)構(gòu)總體加工方案設(shè)計

對翼身接頭的精加工工藝進行改進設(shè)計，基本思路是充分利用飛機大部件數(shù)字化對接裝配系統(tǒng)在數(shù)字化測量、協(xié)調(diào)和定位方面的優(yōu)勢，并充分發(fā)揮專用數(shù)控加工中心高精度多軸聯(lián)動和高速切削的功能，來克服以上技術(shù)難題。加工方案的要點如下：

（1）采用無模板數(shù)控精加工工藝，以一套數(shù)字化調(diào)姿、對合與精加工柔性工裝取代精加工型架，以專用數(shù)控加工中心代替非數(shù)控加工設(shè)備，以數(shù)字化協(xié)調(diào)方法取代基于模擬量的協(xié)調(diào)方法，以裝配參考坐標(biāo)系作為加工基準(zhǔn)；

（2）專用數(shù)控加工中心配備萬能主軸頭，使刀軸能擺動到飛機航向、翼展方向、豎直方向、鴨翼孔方向。

（3）若翼身交點孔中心與機身主體間的距離dHF參見圖2.1（c）可確保加工過程中機身與主軸不發(fā)生干涉，交點孔加工的工藝選為銑孔后精鏜孔；若dHF的值較小，會導(dǎo)致機身與主軸發(fā)生干涉，則在萬能主軸上加裝尺寸更小的直角頭，并選擇擴孔（銑削）后精膛孔或者半精膛孔后精膛孔工藝。機身一鴨翼交點孔采用半精膛孔后精膛孔的加工工藝；

（4）采用優(yōu)化的切削加工參數(shù)，將切削力控制在250N以內(nèi)，以保持加工穩(wěn)定性，確保表面質(zhì)量達到Ra0.8μm：

（5）采用激光跟蹤儀測量并反饋機身與加工中心之間的相對定位誤差，通過誤差補償提高定位精度工藝過程設(shè)計。

翼身交點精加工需完成兩次機身與加工中心相對定位，分別對應(yīng)機身在裝配參考坐標(biāo)系下的第一加工工位和第二加工工位。單架次飛機機身的翼身交點加工工藝過程可分為：加工準(zhǔn)備、第一工位加工和第二工位加工3個主要的工藝階段。

按照先面后孔，先粗加工后精加工的原則確定第一加工工位的具體工藝過程，對于有襯套的翼身交點孔，若結(jié)構(gòu)底孔和襯套孔均需要加工，則在完成底孔精加工后由人工安裝襯套，最后進行襯套孔的精加工。

2.4難加工材料的切削加工工藝

相對而言，鋁合金、30CrMnSiA和1 Cr17Ni2的切削加工性能較好，鋁青銅0A110-3-1.5的切削加工性能尚好，因此，本文主要對鈦合金交點孔切削加工的工藝參數(shù)進行討論。

鈦合金（TC4）交點孔的切削加工工藝

根據(jù)鈦合金TC4的物理力學(xué)性能和鏜削加工性能，采用了較小的切削用量和高速銑削與低速切削相結(jié)合的加工工藝，以確保加工過程中切削力不會超出允許范圍。具體的切削加工參數(shù)可通過加工試驗進行優(yōu)化。

由于鈦合金和鋁合金的力學(xué)性能和切削加工性能存在很大的差異，兩臺臥式專用加工中心均配備兩個萬能主軸頭，其中，1#萬能主軸頭可滿足鈦合金切削加工所需的大扭矩、低轉(zhuǎn)速的要求，而2#萬能主軸頭則用于滿足鋁合金等其他材料的高速切削要求。為此，專用臥式加工中心具有自動更換主軸頭的功能。鈦合金高速加工時，采用壓力不小于0.5MPa的壓縮氮氣進行冷卻。

3.翼身接頭鈦合金材質(zhì)精加工工藝優(yōu)化試驗

為了測量鈦合金銑孔時不同切削參數(shù)下的切削力，控制切削力大小，使之在調(diào)姿系統(tǒng)承受范圍內(nèi)，同時兼顧效率，進行了鈦合金銑孔試驗。通過實驗得到鈦合金銑孔采用主軸轉(zhuǎn)速15000rpm，切深0.5mm，切寬1mm，進給400mm/min時，在保證效率的前提下，切削力基本符合要求。工件1（初孔直徑為20mm，終孔直徑為26mm，孔深20mm）采用該組參數(shù)進行銑削，用時18.5min，獲得的孔表面粗糙度為1Ka0.3551*m。加工結(jié)束時，刀具和工件表面溫度基本維持常溫。

鈦合金鏜孔實驗的目的是測量不同切削參數(shù)下鏜孔的切削力，以控制鈦合金翼身接頭鏜孔時切削力的大小，使之在調(diào)姿系統(tǒng)承受范圍內(nèi)，同時兼顧效率。

通過比較分析可知，采用主軸轉(zhuǎn)速1000rpm，進給約20mm/min，在保證效率的前提下，切削力基本符合要求，獲得的加工表面粗糙度為Ra0.163μm。主軸轉(zhuǎn)速超過1500rPm后，加工過程中有閃點。根據(jù)上述實驗結(jié)果，鈦合金翼身交點鎖孔加工宜全部采用精鏜。