應(yīng)學(xué)海 張俊

【摘 ?要】針對(duì)航空工業(yè)某些關(guān)鍵工序過(guò)程中，由于安裝配合誤差、預(yù)緊力的存在，導(dǎo)致零件發(fā)生變形，從而影響后續(xù)安裝過(guò)程。本文提出一種基于有限元的誤差仿真分析算法，以直升機(jī)上的精加工折疊接頭為例，計(jì)算其在預(yù)緊力載荷下的變形。通過(guò)數(shù)值擬合運(yùn)算，得到誤差與預(yù)緊力之間的函數(shù)關(guān)系。從而給出加工過(guò)程中裝配的誤差容限，為后續(xù)精加工操作提供依據(jù)。

【關(guān)鍵詞】預(yù)緊力;變形;有限元;誤差仿真

中圖分類(lèi)號(hào)：TH161 ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

在機(jī)械生產(chǎn)過(guò)程中，誤差不可避免地存在。而某些精加工過(guò)程中，微小的誤差都能夠影響加工結(jié)果，導(dǎo)致殘次品產(chǎn)生，浪費(fèi)人力物力，影響產(chǎn)品質(zhì)量。尤其在航空工業(yè)中，精加工器件較多，往往因?yàn)槟硞€(gè)環(huán)節(jié)處理不夠精確，導(dǎo)致整個(gè)零件報(bào)廢，點(diǎn)滴的誤差很可能產(chǎn)生不可估量的隱患[1，2]。隨著現(xiàn)代仿真技術(shù)的提高，采用計(jì)算機(jī)技術(shù)模擬加工過(guò)程可以準(zhǔn)確反映整個(gè)加工過(guò)程中產(chǎn)生的零件變形狀況，從而為后續(xù)生產(chǎn)設(shè)計(jì)提供可靠依據(jù)，改善加工工藝[3，4]。

本文以某型號(hào)直升機(jī)折疊接頭為例，提出一種基于有限元的誤差仿真分析方法，采用Hypermesh軟件建立接頭有限元模型，然后使用有限元對(duì)模型進(jìn)行計(jì)算。得出預(yù)緊力與零件變形的離散關(guān)系，采用最小二乘法擬合出預(yù)緊力與變形量的關(guān)系曲線，根據(jù)曲線推導(dǎo)出最大容許預(yù)緊力以及配合誤差極限并代入模型進(jìn)行驗(yàn)證，從而指導(dǎo)后續(xù)裝配工作。

1誤差仿真計(jì)算原理

1.1 工裝實(shí)體模型建立

采用CAD建立折疊接頭以及夾具如圖1所示，折疊接頭的安裝公差如圖2所示。安裝過(guò)程中使用螺栓將接頭固定于夾具基座?；O(shè)為尺寸準(zhǔn)確的理想剛體，由于接頭加工過(guò)程存在差異性，基座與接頭會(huì)產(chǎn)生過(guò)盈配合或間隙配合。間隙配合時(shí)，需要使用較大螺栓預(yù)緊力固定接頭，從而結(jié)構(gòu)產(chǎn)生形變;過(guò)盈配合時(shí)，零件與基座接觸面產(chǎn)生擠壓力，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)形變。

孔1兩軸線相對(duì)于中心線軸對(duì)稱(chēng)度公差為0.05mm，孔2兩外端面的平行度公差為0.05mm。在安裝過(guò)程中，由于配合誤差影響造成結(jié)構(gòu)變形超過(guò)許用公差，造成安裝困難甚至安裝失敗。本文采用仿真計(jì)算可以準(zhǔn)確提供安裝技術(shù)參數(shù)，減小此類(lèi)誤差干擾。

1.2 誤差仿真計(jì)算方法

平行度與軸對(duì)稱(chēng)度公差帶示意圖如圖3所示。平行度公差t既是被測(cè)表面必須位于距離為公差值t且平行于基準(zhǔn)表面的兩個(gè)平面之間的區(qū)域[5，6]。線對(duì)稱(chēng)度公差R為被測(cè)線上任意點(diǎn)必須位于半徑R的圓柱體內(nèi)的區(qū)域[7，8]。

因此在計(jì)算誤差過(guò)程中，以接頭一側(cè)為基準(zhǔn)體，另一側(cè)為測(cè)量體[9，10]。在測(cè)量體上選取平面和軸線上理論變形最大的點(diǎn)為測(cè)繪點(diǎn)，如圖4所示①、②、③、④點(diǎn)。①、②點(diǎn)為孔2端平面上下頂點(diǎn)，③、④點(diǎn)為孔1內(nèi)外邊中心點(diǎn)。⑤點(diǎn)為基座與接頭安裝接觸面最低點(diǎn)。

2折疊接頭變形有限元仿真計(jì)算

2.1 有限元模型建立

本文采用Hypermesh軟件進(jìn)行有限元前處理，采用四面體對(duì)折疊接頭進(jìn)行網(wǎng)格劃分。折疊接頭材料為30CrMnSiA，其E=196GPa，u=0.3。為模擬實(shí)際工況，在螺栓頭部一端施加固支約束，螺母與接頭接觸面施加均布載荷，不斷加大載荷，計(jì)算折疊接頭變形。施加固支約束端即為基準(zhǔn)體，施加載荷端為被測(cè)體。有限元模型如圖4所示。

間隙配合仿真過(guò)程，施加螺栓軸向載荷模擬螺栓預(yù)緊力，總載荷值由600N、800 N、1000 N、1200 N逐步增加，均勻分布于螺母與接頭接觸面，觀察①、②、③、④測(cè)點(diǎn)位移變化。

過(guò)盈配合仿真過(guò)程，在工裝接觸面施加反向面載荷，模擬過(guò)盈擠壓力，載荷由600N、800 N、1000 N、1200 N，逐步增加，觀察①、②、③、④測(cè)點(diǎn)位移變化。

2.2 有限元仿真計(jì)算結(jié)果與分析

通過(guò)有限元進(jìn)行靜力學(xué)分析，得到不同螺栓預(yù)緊力載荷下接頭變形云圖如圖5所示。不同擠壓力載荷下接頭變形云圖如圖6所示。

提?、?、②、③、④節(jié)點(diǎn)位移，代入公式（1）（2）得到孔1軸線軸對(duì)稱(chēng)度R、孔2端面平行度t，通過(guò)數(shù)據(jù)擬合得到預(yù)緊力與位移的關(guān)系曲線如下所示：

由上曲線可知當(dāng)預(yù)緊力為839N時(shí)，孔1軸對(duì)稱(chēng)度誤差達(dá)到0.05mm;1097N時(shí)孔2平行度誤差達(dá)到0.05mm，因此極限預(yù)緊力為839N。同理得到擠壓力與位移量關(guān)系如圖8所示。

擠壓力為700N時(shí)，軸對(duì)稱(chēng)度誤差達(dá)到0.05mm;934N時(shí)平行度誤差達(dá)到0.05mm，因此極限擠壓力為700N。由上圖表可知隨著載荷變化，孔1軸對(duì)稱(chēng)度R的靈敏度大于孔2端面平行度t，因此在計(jì)算計(jì)算極限載荷時(shí)以孔1軸對(duì)稱(chēng)度R作為參考依據(jù)。

3 配合誤差容限分析

由以上計(jì)算可以得出，在間隙配合時(shí)，螺栓預(yù)緊力為839N時(shí)，折疊接頭變形導(dǎo)致的孔1軸對(duì)稱(chēng)度變化為0.05mm;在過(guò)盈配合時(shí)，擠壓力為700N時(shí)，孔1軸對(duì)稱(chēng)度變化為0.05mm。為驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，將839N預(yù)緊力、700N擠壓力分別作為載荷施加于有限元模型上，得到計(jì)算結(jié)果如圖9所示。

提?、?、②、③、④節(jié)點(diǎn)位移，代入公式（1）（2），經(jīng)過(guò)驗(yàn)算得到變形結(jié)果如表1所示。

通過(guò)以上分析可以看出，數(shù)值擬合方法得出的結(jié)果與理論值十分接近，由此得出的極限誤差數(shù)據(jù)可靠。此時(shí)提?、莨?jié)點(diǎn)X向位移值得到基座與接頭的極限配合誤差為：

間隙配合時(shí)，間隙Dmax=0.07mm;

過(guò)盈配合時(shí)，過(guò)盈尺寸Lmax=0.08mm。

4總結(jié)

本文針對(duì)航空工業(yè)精加工器件夾具結(jié)構(gòu)，以折疊接頭工裝為例，提出一種基于有限元的配合誤差仿真計(jì)算方法。通過(guò)理論分析與計(jì)算得出以下結(jié)果：

（1）本文以折疊接頭為例，采用擬合手段分析并驗(yàn)證得出折疊接頭與基座間隙配合誤差最大不可超過(guò)0.07mm，過(guò)盈配合誤差不可超過(guò)0.08mm。其結(jié)果較為可靠，有效解決折疊接頭工裝配合誤差問(wèn)題。

（2）本文以平行度和軸對(duì)稱(chēng)度公差為分析對(duì)象，進(jìn)行仿真計(jì)算，其他公差要求也可轉(zhuǎn)換成相應(yīng)有限元節(jié)點(diǎn)數(shù)據(jù)進(jìn)行模擬。

（3）應(yīng)用本文安裝誤差仿真計(jì)算方法分析結(jié)構(gòu)配合誤差是合適的，適用于同類(lèi)型工裝結(jié)構(gòu)。這種分析方法對(duì)于提高產(chǎn)品裝配效率和生產(chǎn)質(zhì)量具有重要意義。

參考文獻(xiàn)：

[1]周銀華，趙美英，王瑜，萬(wàn)小朋.含穿透損傷復(fù)合材料蜂窩夾芯修補(bǔ)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析.西工大學(xué)報(bào)，2011，29（4）：536-541.

[2]LINCY，SHENFM.Adaptivevolumeconstr-aintalgorithmforstresslimit-basedtopologyoptimization[J].Computer-AidedDesign，2009，41：685-694.

[3]LapczykI，HurtadoJA.ProgressiveDamageModelinginFiber-ReinforcedMaterials.CompositesPartA：AppliedScienceandManufacturing.

[4]李余兵，陳關(guān)龍，來(lái)新民.柔性件裝配概念設(shè)計(jì)偏差分析系統(tǒng)構(gòu)架[J].上海交通大學(xué)學(xué)報(bào)，2006，40（12）：2070-2074.

[5]宋堯，姚振強(qiáng)，薛雷，等.飛機(jī)制孔末端執(zhí)行器法向檢測(cè)方法及誤差分析[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與研究，2017，33（4）：117-122.

[6]S.Aluri，C.Jinka，H.GangaRao.Dynamicresponseofthreefiberreinforcedpolymercompositebridge[J]，ASCEJournalofBridgeEngineering，2005，10（6）：722-730.

[7]LopsCS，CamanhoPP，GurdalZ，MaimiP，GonzalezEV.Low-VelocityImpactDamageonDispersedStackingSequenceLaminates.PartII：Numericalsimulations.CompositesScienceandTechnology，2009，69：937～947.

[8]BenjaminMCook.ExperimentationandAnalysisofCompositeScarfJoint.Wright-PattersonAirForceBase，Ohio：DepartmentoftheAirForce，AirForceInstituteofTechnology，2005.

[9]ChangFK，LessardLB.DamageToleranceofLaminatedCompositesContaininganOpenHoleandSubjectedtoCompressive.Loadings：PartⅠ———Analysis.JComposMater，1991，25：2-43.

MeierU.StrengtheningofStrueturesUsingCarbonFiber/EPoxyComPosite.ConstruetionandBuildingMaterials，1995，9（6）：341-35.

（作者單位：航空工業(yè)昌河飛機(jī)制造集團(tuán)有限責(zé)任公司）