大直徑交點孔螺旋銑精加工技術(shù)研究

陳勇剛，韓汪濤，李 斌，宮 平，郭越人，余 琦

（中航西安飛機工業(yè)集團股份有限公司，西安 710089）

飛機裝配過程中，需要將不同的零件、部件進行穩(wěn)定可靠的連接，目前主要采用鉚釘連接和螺栓連接這兩種機械連接形式。為了實現(xiàn)以上兩種連接形式，需要在各個連接零部件上制孔。數(shù)據(jù)顯示，70%的飛機機體疲勞失效事故發(fā)生在結(jié)構(gòu)連接部位，其中80%的疲勞裂紋在連接孔處產(chǎn)生[1]。因此，制孔成為飛機裝配過程中的一個重要環(huán)節(jié)。

飛機裝配制孔的主要特點是制孔數(shù)量大，制孔質(zhì)量要求高，工件材料多采用難加工材料，制孔作業(yè)環(huán)境易干涉[2]。其中，大直徑交點孔的擴孔精加工尤為困難。交點孔指飛機在裝配過程中直徑大、深度大的一些關(guān)鍵連接孔[3]，主要包括飛機起落架與機身的連接孔、垂尾與機身連接孔、翼身連接孔等[4]。飛機交點孔不是單獨一個孔，而是一系列孔，這些孔分布在不同部件上，空間相對位置有著嚴(yán)格要求[5]。在飛機裝配過程中，通常需要對交點孔原有的初孔進行擴孔精加工，制孔精度和表面質(zhì)量對飛機裝配質(zhì)量有重要的影響。交點孔精加工難點是制孔孔徑大 （通常在20 mm以上），制孔深度大 （通常在30 mm 以上），多為鈦合金、高強度鋼等難加工材料，導(dǎo)致制孔時切削力大，易引起切削振動，加工精度和質(zhì)量難以保證；此外，交點孔多為多聯(lián)插耳式結(jié)構(gòu)，不同零件初孔間、同一零件不同耳片初孔間、零件初孔和工裝定位孔間往往存在同心度誤差，導(dǎo)致制孔過程中刀具受力不均勻，易引偏。目前，飛機交點孔精加工的方式是采用自動進給鉆或其他專用設(shè)備，利用鉆模板進行制孔刀具的導(dǎo)向和定位，先后通過擴孔鉆和鉸刀進行擴、鉸加工[6]。為了保證制孔質(zhì)量，每次進刀去除工件材料有限，加工孔精加工整個制孔流程將包含多道工序，頻繁更換刀具操作煩瑣，通常精加工一個交點孔需要幾個小時，制孔效率低，使用刀具數(shù)量多、成本高，工人勞動強度大[7]。

為解決現(xiàn)有飛機交點孔精加工方法存在的問題，許多學(xué)者進行了相關(guān)研究。詹友河等[8]針對傳統(tǒng)機身交點孔加工精度低且存在加工后構(gòu)件發(fā)生回彈變形等問題，設(shè)計了一種滿足飛機數(shù)字化裝配要求的交點孔精加工方法，通過機身數(shù)字化定位、機身固持、數(shù)控加工中心設(shè)計與定位和加工工藝設(shè)計，實現(xiàn)對機身交點孔的精加工。Guo 等[9]以機身數(shù)字化裝配系統(tǒng)為應(yīng)用背景，構(gòu)建了一套基于工業(yè)機器人的飛機交點孔精鏜加工系統(tǒng)，并針對機器人制孔存在的定位精度差、剛度低、在加工中容易產(chǎn)生變形和振動等問題，提出了機器人位姿優(yōu)化、精度補償、抑制加工顫振等技術(shù)，提高了交點孔加工質(zhì)量，從而提高了裝配精度。張德遠(yuǎn)等[10]研制了超聲橢圓振動鏜削裝置，能大幅度降低切削力，改善切削質(zhì)量，提高鏜孔精度和表面粗糙度，有效改善了飛機翼身交點孔加工質(zhì)量。但目前上述技術(shù)在飛機交點孔精加工中的實際應(yīng)用仍然較少。

螺旋銑孔是一種飛機裝配制孔新方法，制孔過程中采用立銑刀并使其沿螺旋軌跡進給，以銑削方式替代鉆削實現(xiàn)連接孔的加工[11]。國內(nèi)外大量學(xué)者針對螺旋銑孔技術(shù)開展了研究，并研制出了專用的螺旋銑孔裝備。張云志等[12]設(shè)計了一款螺旋軌跡制孔裝置，并搭載于工業(yè)機器人末端，完成了對鈦合金、CFRP 等難加工材料的制孔驗證。楊國林等[13-14]研制出便攜式和全自動的螺旋銑孔裝備，并已將該技術(shù)應(yīng)用到多個型號的航空航天構(gòu)件制孔加工中?？抡殄P[15]研制的多功能螺旋銑孔末端執(zhí)行器可以完成橢圓窩制孔加工，锪出的橢圓窩窩型尺寸精度、表面粗糙度均滿足技術(shù)要求；根據(jù)現(xiàn)有研究及螺旋銑孔的加工原理，可以推斷出螺旋銑孔工藝在大直徑交點孔精加工中具有兩個顯著的優(yōu)勢： （1）螺旋銑孔加工孔徑由刀具直徑和公轉(zhuǎn)偏心量共同決定，因此用小直徑刀具即可加工出大直徑孔，而采用小直徑刀具銑削制孔的好處是切削力小、切削溫度低，因此單次進給允許的材料去除量大，且有利于提升制孔精度和孔壁質(zhì)量； （2）螺旋銑孔為銑削工藝，加工時刀具不會被初孔引偏，在擴孔加工時優(yōu)勢明顯。然而，目前采用螺旋銑孔技術(shù)加工大直徑交點孔的研究較少，其可行性并未得到有效證實。

本文結(jié)合飛機大直徑交點孔的實際加工需求，基于國內(nèi)自主研發(fā)的便攜式螺旋銑孔裝備，開展了采用螺旋銑孔技術(shù)加工大直徑交點孔的試驗研究，檢測加工孔的尺寸精度和孔壁表面質(zhì)量，并進一步研究孔壁表面完整性，以驗證采用螺旋銑孔方法實現(xiàn)飛機裝配交點孔精加工的可行性。

1 螺旋銑孔試驗設(shè)計

螺旋銑孔是航空航天領(lǐng)域的一種裝配制孔新方法，其加工原理為：刀具自身旋轉(zhuǎn)的同時沿著螺旋軌跡進給，在工件上銑削出直徑大于刀具自身的圓孔，如圖1 所示。螺旋銑孔為偏心制孔方法，加工孔徑由銑刀直徑和偏心量 （螺旋進給軌跡的半徑）共同決定。螺旋銑孔使用的刀具通常為立銑刀而非鉆頭。螺旋銑孔過程中，通常以孔壁處的銑削方式來定義順/逆銑，銑刀的旋轉(zhuǎn)方向和工件相對銑刀的進給方向相同時為順銑加工，銑刀的旋轉(zhuǎn)方向和工件相對銑刀的進給方向相反時為逆銑加工[13]。

圖1 螺旋銑孔加工原理Fig.1 Principle of helical milling

進行交點孔螺旋銑孔試驗使用的加工設(shè)備為大連理工大學(xué)研制的便攜式螺旋銑孔單元，如圖2 所示。該設(shè)備具有螺旋銑孔加工過程中所需的3 個運動： （1）自轉(zhuǎn)運動，即特制立銑刀繞著其自身軸線進行高速旋轉(zhuǎn)，為主切削運動； （2）公轉(zhuǎn)運動，即刀具繞著被加工孔的軸線旋轉(zhuǎn)，其轉(zhuǎn)速通常要低于自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速； （3）軸向進給運動，即刀具沿著軸線方向的直線運動。主軸自轉(zhuǎn)由氣動馬達(dá)驅(qū)動，功率為800 W，通過改變通氣壓力從而調(diào)節(jié)氣動馬達(dá)轉(zhuǎn)速，轉(zhuǎn)速調(diào)整范圍為500 ～ 3000 r/min；公轉(zhuǎn)運動和軸向進給運動均由電機驅(qū)動，公轉(zhuǎn)調(diào)速范圍為0 ～ 40 r/min，進給速度調(diào)速范圍為0 ～ 200 mm/min，最大軸向進給行程為120 mm。公轉(zhuǎn)軸前端安裝有偏心銑削頭，通過更換不同規(guī)格的偏心銑削頭來實現(xiàn)偏心量的大范圍調(diào)整，通過手動旋轉(zhuǎn)偏心銑削頭的方式實現(xiàn)偏心量的微量精確調(diào)節(jié)，偏心量數(shù)值可通過偏心銑削頭上的刻度環(huán)讀取，調(diào)整完畢后擰緊公轉(zhuǎn)軸上的鎖緊螺釘保證銑孔過程中偏心量不發(fā)生改變。偏心銑削頭上安裝有機夾刀片式立銑刀。本次試驗使用的偏心銑削頭偏心量可調(diào)范圍為13.3 ～ 13.8 mm，銑刀為四刃結(jié)構(gòu)，回轉(zhuǎn)直徑為25 mm，可銑出的孔徑大小范圍為51.6 ～ 52.6 mm。該便攜式螺旋銑孔單元的控制系統(tǒng)集成在控制柜中，主要部件包括PLC、電機驅(qū)動器、觸摸屏、電氣比例閥和其他附件。其中PLC 作為主控單元：電機驅(qū)動器控制公轉(zhuǎn)和進給電機的運動，電氣比例閥控制主軸氣動馬達(dá)的進氣壓力，觸摸屏進行人機交互。通過觸摸屏可以對螺旋銑孔參數(shù)進行設(shè)置，如自轉(zhuǎn)速度、公轉(zhuǎn)速度和方向、進給速度和方向、進給距離等。

圖2 便攜式螺旋銑孔單元Fig.2 Portable helical milling unit

試驗材料為飛機后機身與垂尾對接交點孔的模擬試驗件，如圖3 所示，由3 層材料組成：厚度30 mm 的不銹鋼板（0Cr15Ni5Cu4Nb）、厚度50 mm 的鈦合金板 （TC4）和厚度30 mm 的不銹鋼板 （0Cr15Ni5Cu4Nb）。工件總厚度110 mm，初孔孔徑為50 mm，精加工的目標(biāo)孔徑為52 mm，孔徑尺寸精度要求為±0.05 mm，孔壁粗糙度要求為Ra1.6 μm。

圖3 垂尾交點孔模擬試驗件Fig.3 Vertical tail intersection hole simulation test piece

交點孔螺旋銑孔精加工試驗現(xiàn)場如圖4 所示，其中鉆模板主要結(jié)構(gòu)和使用方法為： （1）鋁型材支架為支撐結(jié)構(gòu)，用于支撐鉆模板和便攜式螺旋銑孔設(shè)備自重； （2）安裝工件時通過芯軸進行定位，使工件的初孔與鉆模板基本同心； （3）工件夾持在螺旋銑孔專用鉆模板和后壓板之間，后壓板用于和鉆模板共同夾緊工件，后壓板上加工有螺紋孔，通過4 個M10螺栓給工件施加壓力，保證鉆模板與工件緊密貼合，在加工中不發(fā)生脫離或竄動； （4）在銑孔加工之前先要把連接套安裝到便攜式螺旋銑孔單元前端，通過連接套使便攜式螺旋銑孔設(shè)備固定到鉆模板上。

圖4 交點孔螺旋銑孔加工試驗現(xiàn)場Fig.4 Test site for helical milling of intersection holes

試驗中使用的工藝參數(shù)如表1所示，加工0Cr15Ni5Cu4Nb 和TC4分別采用了不同的工藝參數(shù)。為保證制孔精度，分兩次走刀實現(xiàn)交點孔的精加工，試驗過程重復(fù)了4 次。

表1 大直徑交點孔疊層構(gòu)件螺旋銑孔工藝參數(shù)Table 1 Technological parameters of helical milling of large diameter intersection hole laminated components

2 試驗結(jié)果與分析

加工后的試驗件如圖5 所示，入口層 （0Cr15Ni5Cu4Nb）、中間層（TC4）和出口層 （0Cr15Ni5Cu4Nb）均觀察不到明顯的加工缺陷，孔壁光滑無明顯劃痕。

圖5 交點孔疊層構(gòu)件螺旋銑孔試驗件和出口情況Fig.5 Intersection hole laminated helical milling test piece and outlet condition

2.1 孔徑檢測

加工孔孔徑利用日本三豐公司生產(chǎn)的HTD-100RST 型數(shù)顯內(nèi)徑千分尺進行檢測測量，所得數(shù)據(jù)如圖6所示，其中上下兩條紅色虛線內(nèi)為所要求孔徑范圍。由孔徑測量結(jié)果可知，加工孔徑尺寸滿足 （50±0.05）mm 的精度要求。進一步分析可得，入口層孔徑大于出口層孔徑，且入口層和出口層孔徑都大于中間層孔徑。螺旋銑孔為偏心銑削制孔工藝，加工過程中銑刀將受到指向孔中心的切削分力，導(dǎo)致銑刀變形產(chǎn)生讓刀，同時加工孔徑也隨之減小。入口層孔徑大于出口層孔的主要原因為： （1）開始加工時螺旋銑孔設(shè)備的公轉(zhuǎn)軸懸伸較短，軸剛性較大，因此讓刀現(xiàn)象較輕微，且剛開始加工時機夾刀片的磨損程度較小，所以此時實際加工孔徑尺寸更接近于目標(biāo)孔徑； （2）加工出口層時，隨著進給量的增加，公轉(zhuǎn)軸懸伸變長，剛性減弱，因而讓刀現(xiàn)象更加明顯，且機夾刀片已經(jīng)磨損，所以銑出的實際加工孔徑較小[10]。中間層孔徑較小的主要原因為：中間層材料為TC4，該種材料彈性模量約為不銹鋼（0Cr15Ni5Cu4Nb）的1/2，彈性模量小使銑削過程中工件的已加工表面產(chǎn)生較大的回彈，從而導(dǎo)致實際加工孔徑偏小[16]，而且會加劇刀具后角的磨損，增大與工件表面的摩擦。

圖6 終孔各層孔徑數(shù)據(jù)Fig.6 Pore size data of each layer of the final hole

2.2 粗糙度檢測

粗糙度檢測使用的儀器為日本三豐公司生產(chǎn)的SJ-210 型便攜式表面粗糙度測量儀，各層粗糙度檢測結(jié)果如圖7 所示，可以看出，各層孔壁粗糙度均小于要求的Ra1.6 μm，這主要是由于銑削加工相對于傳統(tǒng)擴、鉸工藝具有斷續(xù)切削、易排屑、切削力小、振動小等優(yōu)點，因此更容易獲得較好的表面質(zhì)量。每個孔出口層粗糙度值均大于入口層和中間層粗糙度值，主要原因為：加工出口層時，隨著進給量的增加，螺旋銑孔設(shè)備公轉(zhuǎn)軸懸伸變長，剛性減弱，同時刀具已經(jīng)產(chǎn)生了一定程度的磨損，導(dǎo)致孔壁表面質(zhì)量變差。

圖7 加工后各孔每層的粗糙度Fig.7 Roughness of each hole and each layer after machining

2.3 表面完整性研究

飛機連接孔的抗疲勞性能除受到孔徑尺寸精度、孔壁粗糙度的影響外，也受到孔壁亞表面晶相組織的影響。飛機交點孔精加工目前主要采用的方法為擴孔和鉸孔，采用該方法加工孔的抗疲勞性能已在實踐中被大量驗證。螺旋銑孔是一種新的制孔工藝，為保證其制孔質(zhì)量需要對試驗件孔壁亞表面的組織成分進行研究，特別是與傳統(tǒng)擴、鉸方法加工的孔進行表面完整性的對比[17]。

分別取擴鉸孔后和螺旋銑孔后工件的入口層、中間層和出口層制備孔壁處樣件，經(jīng)研磨、拋光、腐蝕后，利用基恩士公司生產(chǎn)的VHX-600E型超景深顯微鏡對樣件亞表面組織進行觀測，如圖8 所示?？梢钥闯?，兩種加工方式所得試件的亞表面組織并沒有觀察到明顯的區(qū)別。采用螺旋銑孔方法加工時，切削力小、發(fā)熱量小，切削過程中對工件孔壁亞表面晶相組織的影響較小；采用擴孔、鉸孔方法加工時，單次去除材料也較少，尤其是鉸孔，單次走刀切深通常在0.1 mm 以內(nèi)，較小的加工余量也不會引起孔表面組織的明顯變化[18]。因此，最終導(dǎo)致兩者的加工組織沒有明顯的區(qū)別。

圖8 兩種加工方式晶相組織觀測Fig.8 Observation of crystal structure by two processing methods

工件在加工過程中會出現(xiàn)加工硬化，又叫作顯微硬化或冷作硬化，是指工件材料的表面金屬在切削力的作用下發(fā)生塑性變形而使材料的強度和硬度增加而塑性韌性下降的現(xiàn)象，在工件材料表面可能會發(fā)生晶格扭曲、晶粒之間發(fā)生剪切滑移等現(xiàn)象[19]。為了對比螺旋銑孔和擴鉸孔兩種加工方式對所制孔的表面層顯微硬度的影響，分別取擴鉸孔后和螺旋銑孔后工件的入口層、中間層和出口層制備孔壁處樣件，經(jīng)研磨、拋光、腐蝕后[20]，使用Auto Vicky ZHV-1000F 型單點全自動維氏顯微硬度檢測儀進行檢測，結(jié)果如圖9 所示?？芍瑢τ诿恳粚硬牧?，兩種加工方式所測得顯微硬度的變化趨勢類似，都是隨著距加工表面距離的增大，硬度值由大變小，之后逐漸平穩(wěn)到材料本身的顯微硬度值，且兩種加工方式獲得試驗件的顯微硬度數(shù)值沒有明顯區(qū)別。

圖9 擴鉸孔和螺旋銑孔各層顯微硬度Fig.9 Microhardness of each layer of intersection hole and helical milling

通過孔壁亞表面的晶相組織和顯微硬度對比可知，螺旋銑孔與傳統(tǒng)的擴鉸孔工藝相比，所形成孔壁的亞表面組織沒有明顯的區(qū)別，因此在抗疲勞性能上也不應(yīng)存在顯著區(qū)別。

2.4 加工效率分析

對于初孔直徑50 mm、終孔直徑52 mm 的交點孔加工，航空制造企業(yè)目前采用的加工方式是使用自動進給鉆進行5 次擴孔、2 次鉸孔，1 次擴孔所需時間約為50 min，1 次鉸孔所需約為60 min，對于110 mm 厚試驗件加工時間共計需要約370 min，再加上多次換刀時間，實際加工時間通常要在6 h以上，加工效率較低；采用螺旋銑孔的方式加工，單次走刀去除加工量大，完成制孔只需2 次走刀，具體消耗時間如表2 所示，相比于傳統(tǒng)擴鉸孔的加工方式可以節(jié)省加工時間3 h 以上，制孔效率提高1 倍以上。

表2 螺旋銑孔加工時間Table 2 Helical milling machining time

3 結(jié)論

（1）螺旋銑孔工藝采用小直徑刀具加工大直徑孔，切削力小、切削溫度低，且銑刀不易被初孔引偏，適用于大直徑交點孔的擴孔精加工，為航空航天飛行器零部件裝配中加工大直徑交點孔提供了新思路、新方法。

（2）采用螺旋銑孔方法加工直徑52 mm、深度110 mm 的不銹鋼/鈦合金/不銹鋼疊層交點孔，孔徑尺寸精度優(yōu)于±0.05 mm，孔壁粗糙度優(yōu)于Ra1.6 μm，制孔質(zhì)量符合技術(shù)要求。

（3）與傳統(tǒng)擴、鉸方法加工的交點孔相比，通過螺旋銑孔方法加工的交點孔孔壁亞表面晶相組織和顯微硬度沒有明顯區(qū)別。

（4）與傳統(tǒng)擴、鉸加工方法相比，采用螺旋銑孔方法加工交點孔走刀次數(shù)少，制孔效率顯著提高，且整個制孔過程只需使用一把刀具。