于家鶴

（沈陽飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限公司，沈陽 110850）

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提高鈦合金蒙皮外形準(zhǔn)確度的方法研究

于家鶴

（沈陽飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限公司，沈陽 110850）

摘 要：本次研究是以數(shù)字化制造為基礎(chǔ)，通過在熱成型模上增加一套定位壓點(diǎn)結(jié)構(gòu)，利用高溫下鈦合金強(qiáng)度降低，而壓點(diǎn)銷強(qiáng)度相對(duì)較大這一特點(diǎn)，使鈦合金板材在熱成形的過程中同時(shí)標(biāo)記出多個(gè)定位點(diǎn)，此定位點(diǎn)可以達(dá)到與零件曲面外形極高的一致性和連續(xù)性；然后通過鉆模等輔助工裝，將定位點(diǎn)鉆制成定位孔；再借助激光切割等高精度切割設(shè)備，以定位孔作為定位基準(zhǔn)，準(zhǔn)確加工出零件外形。通過這種方法以實(shí)現(xiàn)鈦合金蒙皮零件的精確制造，滿足飛機(jī)無余量裝配的要求。

關(guān)鍵詞：壓點(diǎn)結(jié)構(gòu) 數(shù)字化 激光切割 無余量裝配

引言

鈦合金材料具有強(qiáng)度高、重量輕、耐腐蝕等特點(diǎn)，在航空領(lǐng)域被大量應(yīng)用。由于鈦合金板材僅在高溫下才具有較好的塑性，常溫下的外形不易改變，所以對(duì)鈦合金板材，尤其是蒙皮類零件的外形準(zhǔn)確度和位置準(zhǔn)確度要求較高。通常的做法是蒙皮零件邊緣都留有一定的余量，在裝配時(shí)，通過修配找出蒙皮最佳位置。但隨著新一代飛機(jī)對(duì)外形精度要求的不斷提高，以及鋸齒形蒙皮的大量出現(xiàn)和無余量裝配概念的提出，使傳統(tǒng)蒙皮定位方法無法滿足要求，必須在零件加工時(shí)就準(zhǔn)確加工出零件外形，以保證蒙皮裝配的準(zhǔn)確度，所以，如何提高蒙皮零件的外形準(zhǔn)確度就成為了一個(gè)新的課題。

1 理論分析

蒙皮外形的精加工有多種工藝方法，其中，激光切割具有加工精度高，切削效率高，熱影響區(qū)小，切割后零件不會(huì)發(fā)生變形，操作方便，將零件定位在工裝上，通過基準(zhǔn)點(diǎn)定位便可按固定程序切割，切割出的零件一致性高等特點(diǎn)，因而被廣泛應(yīng)用。此技術(shù)已經(jīng)比較成熟，但如何將鈦合金蒙皮準(zhǔn)確定位在切割?yuàn)A具上便成為問題的難點(diǎn)。

對(duì)蒙皮類零件，尤其是大曲率蒙皮，通過零件外形在工裝上定位鉆制定位孔誤差較大，恐無法滿足裝配要求。為此，需要尋找一種更為準(zhǔn)確的定位方法，使零件外形與定位孔能完全協(xié)調(diào)起來。初步的想法是通過數(shù)字化加工，在零件數(shù)模及零件的熱成型工裝上安裝壓點(diǎn)機(jī)構(gòu)，使零件在成形的過程中將定位孔中心處壓制出凹坑，然后再借助鉆模等輔助工裝將凹坑鉆制成φ5.2mm定位孔，以此定位孔進(jìn)行定位，便可將零件準(zhǔn)確第定位在切割?yuàn)A具上。

2 過程描述

（1）申請零件制造數(shù)據(jù)集，在曲度平緩、曲面法線方向與成形加壓方向一致的位置盡量增加2～3個(gè)定位耳片及定位孔，零件三維制造數(shù)據(jù)集見圖1。

（2）按制造數(shù)據(jù)集加工零件熱成型模，在下模定位孔處按內(nèi)型面法線方向開φ8mm的通孔，靠近型面處孔徑擴(kuò)至φ16mm，將尖點(diǎn)銷鑲嵌于此。尖點(diǎn)銷成階梯型結(jié)構(gòu)，頂部為椎體，中、下部分別為直徑不同的圓柱體，使其可正好安裝到孔內(nèi)，并保證尖點(diǎn)銷凸出工裝表面0.5～0.8mm。由于尖點(diǎn)銷在高溫下壓制鈦合金表面，其磨損較快，所以設(shè)計(jì)成此結(jié)構(gòu)，以便隨時(shí)更換尖點(diǎn)銷。尖點(diǎn)銷結(jié)構(gòu)見圖2。

圖1 零件三維制造數(shù)據(jù)集

圖2 尖點(diǎn)銷結(jié)構(gòu)圖

（3）在熱成形時(shí)，將熱成形模固定在熱成形設(shè)備上，升溫至600℃～700℃，將材料放到爐中預(yù)熱3～5min，然后將材料放入工裝定位器中，合模加壓，保溫保壓15～20min后取出毛坯。此時(shí)，毛坯外形便成形，且在定位孔處會(huì)壓出直徑約為φ2mm的凹坑。

（4）按毛坯上的凹坑鉆制φ5.2mm的定位孔。若采用手工鉆制，鉆孔時(shí)，孔心容易出現(xiàn)偏差，影響定位孔位置精度，且3個(gè)定位孔偏差方向不定，會(huì)影響后續(xù)定位協(xié)調(diào)，故需借助鉆模來鉆制定位孔。按制造數(shù)據(jù)集加工鉆模，鉆模需帶玻璃鋼蓋板，用于壓緊零件，使其完全貼胎。將毛坯放到鉆模上，將鉆模板與毛坯上的凹坑對(duì)正，按鉆模鉆制定位孔。

（5）按制造數(shù)據(jù)集加工激光切割?yuàn)A具，特制金屬砂袋用于壓緊零件，使其完全貼胎，激光切割?yuàn)A具上要加工出3 個(gè)φ0.2mm的圓點(diǎn)，作為激光切割的基準(zhǔn)點(diǎn)。以定位孔定位，將毛坯安裝到激光切割?yuàn)A具上，通過工裝上的基準(zhǔn)點(diǎn)確定空間位置，按數(shù)字模型切割零件外形。

通過上述加工過程，可精確加工出蒙皮零件的邊緣，并保證其與零件曲面外形相對(duì)位置偏差不大于0.3mm。

3 尖點(diǎn)銷材料的選擇

在上述加工過程中，對(duì)熱成型模增加壓點(diǎn)機(jī)構(gòu)是整個(gè)過程中的關(guān)鍵，也是一次全新的嘗試。其必須滿足以下特點(diǎn)：第一，具有良好的高溫機(jī)械性能和抗蠕變性能，在高溫條件下，要在鈦合金表面壓出清晰的凹坑；第二，保證壓制過程，尖點(diǎn)銷材料的熱穩(wěn)定性好，不會(huì)對(duì)鈦合金表面有所污染；第三，壓出凹坑后，尖點(diǎn)銷不會(huì)被破壞，至少要能重復(fù)使用30次以上，這樣才能滿足批量生產(chǎn)的需要。因此，尖點(diǎn)銷材料的選擇至關(guān)重要，其必須具備耐高溫、高溫條件下強(qiáng)度要明顯高于鈦合金、不易生銹、熱膨脹系數(shù)略大于中硅鉬球墨鑄鐵（熱成型模材料）等特點(diǎn)。

通過理論分析和實(shí)踐驗(yàn)證，最終選擇的材料為35Cr24Ni7SiN，此材料為耐高溫不銹鋼，高溫性能好，從其鑄造成本、機(jī)械性能等方面綜合考量，相比其他材料有一定優(yōu)勢，并已大量應(yīng)用于超塑模具的制造。通過圖3可以看出TC4材料在700℃時(shí)強(qiáng)度為200MPa，而35Cr24Ni7SiN在700℃時(shí)強(qiáng)度可達(dá)500MPa左右，滿足高溫條件下在鈦合金表面的壓點(diǎn)要求。對(duì)于熱膨脹系數(shù)，中硅鉬球墨鑄鐵的熱膨脹系數(shù)在700℃時(shí)為（18～20）×10-6，35Cr24Ni7SiN的熱膨脹系數(shù)為14×10-6，熱膨脹之后孔呈縮小趨勢，銷呈放大趨勢，因此，可以保證高溫下尖點(diǎn)銷不會(huì)松動(dòng)，滿足使用要求。

圖3 溫度對(duì)TA2、TC1和TC4強(qiáng)度的影響

4 結(jié)論

經(jīng)實(shí)踐驗(yàn)證，尖點(diǎn)銷在使用過程中可以清晰地壓制出凹坑，滿足使用要求，其有效使用次數(shù)不少于30次。通過使用此加工方法可以精確加工出零件外緣，其外緣加工精度可達(dá)±0.15mm，蒙皮相對(duì)位置精度可達(dá)±0.3mm，能滿足新一代飛機(jī)齒形蒙皮對(duì)接及無余量裝配的要求。

實(shí)踐過程中發(fā)現(xiàn)了該加工方法的不足和需要注意的地方：第一，尖點(diǎn)銷雖然可以實(shí)現(xiàn)壓點(diǎn)功能，但尖點(diǎn)磨損較快，一般只能壓制30次左右，即僅可以滿足一個(gè)批次飛機(jī)的用量，尖點(diǎn)銷用量較大；第二，在將壓出的凹坑鉆制成φ5.2mm的定位孔時(shí)，仍需使用鉆模等輔助工裝，再加上每個(gè)零件都要配有專用的熱成型模和激光切割?yuàn)A具，工裝用量較大；第三，由于尖點(diǎn)銷高出熱成型模內(nèi)型面，所以在工裝合模、存放時(shí)要注意加墊板保護(hù)，否則，一旦操作不當(dāng)，尖點(diǎn)銷的尖點(diǎn)便會(huì)被壓傷，以致無法使用。

綜上所述，雖然此加工方法受到諸多因素的影響，但按此方法可以加工出高精度蒙皮零件，能滿足新一代飛機(jī)齒形蒙皮對(duì)接以及無余量裝配的要求。此工藝方法的使用不但可以有效提高鈦合金蒙皮加工精度，而且為今后鈦合金蒙皮加工的高精度要求提供了一個(gè)新思路。

參考文獻(xiàn)

[1]《航空制造工程手冊》總編委會(huì).航空制造工程手冊（飛機(jī)鈑金工藝）[M].北京：航空工業(yè)出版社，1992.

[2]林慧國，林鋼，馬躍華.世界鋼號(hào)手冊[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2001.

Study on the Method of Improving the Shape Accuracy of Titanium Alloy Skin

YU Jiahe
(Shenyang aircraft industry (Group) Co., Ltd.,Shenyang 110850)

Abstract:This study is based on digital manufacturing, by in thermoforming mould increased a pos itioning pressing structure, using reduced titanium alloy s trength at elevated tem perature, and pressure pin strength is relatively large the characteristics, titanium alloy plate in hot forming process and mark the location points, the positioning point can reach and parts of curve shape of high consistency and continuity; and then through the jigs and other auxiliary tool, the p ositioning drill into the p ositioning hole. Then by using the laser cutting high precision cutting equipment, to locate the holes as the locating datum, accurate processing out the appearance of the part. Through this method to realize the precise manufacture of titanium alloy cover parts, meet the requirements of aircraft no allowance assembly.

Key words:pressure point structure, digital, laser cutting, non margin assembly