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，提高機身的制造準確度和機身與機翼問的協(xié)調(diào)準確度，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）以較少的設備在較大范圍內(nèi)實現(xiàn)孔、面加工；

2）以同一臺設備實現(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)總體加工方案設計

對翼身接頭的精加工工藝進行改進設計，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，以裝配參考坐標系作為加工基準；

（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，分別對應機身在裝配參考坐標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。