單丹丹

摘要：在飛機(jī)大部件對接裝配過程中，對翼身接頭進(jìn)行精加工的目的是要保證整體機(jī)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(jìn)而保證飛機(jī)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(jī)機(jī)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(jī)身大部件完成對接、形成整體機(jī)身之后，對機(jī)身上的翼身接頭孔及端面進(jìn)行加工，使其最終符合圖紙要求，以消除裝配誤差，提高機(jī)身的制造準(zhǔn)確度和機(jī)身與機(jī)翼問的協(xié)調(diào)準(zhǔn)確度，實(shí)現(xiàn)翼身互換的加工方法。

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

上述翼身接頭精加工方法自動(dòng)化程度和柔性化水平極低，缺乏先進(jìn)高效的測量與檢驗(yàn)手段，正式加工前不能定量分析翼身交點(diǎn)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(jì)

2.1翼身接頭的工藝結(jié)構(gòu)

翼身交點(diǎn)孔的軸線方向包括飛機(jī)航向、翼展方向和豎直方向，鴨翼孔的軸線位于垂直飛機(jī)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(jī)身上的分布范圍較大，覆蓋了前、中、后3個(gè)機(jī)身段的左右兩側(cè)和后機(jī)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(diǎn)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(jī)大部件數(shù)_字化對接裝配的技術(shù)要求，精加工后交點(diǎn)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(diǎn)孔問的孔心距公差為+0.01mm，交點(diǎn)孔與孔端面問的垂直度公差為0.1mm；翼身交點(diǎn)底孔和襯套孔的孔徑精度要求均為H8，表面粗糙度要求達(dá)到Ra0.8μm。

（1）飛機(jī)大部件對接裝配中的翼身又點(diǎn)精加工具有以下特點(diǎn)：

1）待加工的對象很多，且分布范圍廣；

2）待加工交點(diǎn)孔的工藝結(jié)構(gòu)和尺寸多樣、復(fù)雜，且部分交點(diǎn)孔的中心離機(jī)身主體較近，加工過程中主軸易與機(jī)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(diǎn)可歸納為以下幾點(diǎn)：

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

2）以同一臺(tái)設(shè)備實(shí)現(xiàn)多種結(jié)構(gòu)和尺寸的交點(diǎn)孔加工，同時(shí)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(jì)

對翼身接頭的精加工工藝進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，基本思路是充分利用飛機(jī)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(dòng)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(diǎn)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(dòng)到飛機(jī)航向、翼展方向、豎直方向、鴨翼孔方向。

（3）若翼身交點(diǎn)孔中心與機(jī)身主體間的距離dHF參見圖2.1（c）可確保加工過程中機(jī)身與主軸不發(fā)生干涉，交點(diǎn)孔加工的工藝選為銑孔后精鏜孔；若dHF的值較小，會(huì)導(dǎo)致機(jī)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(kuò)孔（銑削）后精膛孔或者半精膛孔后精膛孔工藝。機(jī)身一鴨翼交點(diǎn)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(dá)到Ra0.8μm：

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

翼身交點(diǎn)精加工需完成兩次機(jī)身與加工中心相對定位，分別對應(yīng)機(jī)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(jī)機(jī)身的翼身交點(diǎn)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(gè)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(diǎn)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(jìn)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(diǎn)孔切削加工的工藝參數(shù)進(jìn)行討論。

鈦合金（TC4）交點(diǎn)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(huì)超出允許范圍。具體的切削加工參數(shù)可通過加工試驗(yàn)進(jìn)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(tái)臥式專用加工中心均配備兩個(gè)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(dòng)更換主軸頭的功能。鈦合金高速加工時(shí)，采用壓力不小于0.5MPa的壓縮氮?dú)膺M(jìn)行冷卻。

3.翼身接頭鈦合金材質(zhì)精加工工藝優(yōu)化試驗(yàn)

為了測量鈦合金銑孔時(shí)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(shí)兼顧效率，進(jìn)行了鈦合金銑孔試驗(yàn)。通過實(shí)驗(yàn)得到鈦合金銑孔采用主軸轉(zhuǎn)速15000rpm，切深0.5mm，切寬1mm，進(jìn)給400mm/min時(shí)，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(jìn)行銑削，用時(shí)18.5min，獲得的孔表面粗糙度為1Ka0.3551*m。加工結(jié)束時(shí)，刀具和工件表面溫度基本維持常溫。

鈦合金鏜孔實(shí)驗(yàn)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(shí)切削力的大小，使之在調(diào)姿系統(tǒng)承受范圍內(nèi)，同時(shí)兼顧效率。

通過比較分析可知，采用主軸轉(zhuǎn)速1000rpm，進(jìn)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(diǎn)。根據(jù)上述實(shí)驗(yàn)結(jié)果，鈦合金翼身交點(diǎn)鎖孔加工宜全部采用精鏜。