CN102319989A - 一种飞机水平尾翼梁缘条的制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机水平尾翼梁缘条制造方法，该制造方法针对飞机水平尾翼梁缘条零件，采用加热冲压成形技术对待加工零件进行成形，降低待加工零件的残余应力。采用待加工零件肋板形面定位支撑和肋板加工压紧孔夹紧的工装夹具设计方案，该套夹具可用于零件左右对称件的装夹。零件粗加工采用基于互为支撑刚性强化走刀路径，避免切削颤振，保证切削加工稳定性，且零件的残余应力逐步均匀对称释放，减小零件加工变形。零件加工过程引入加工负变形，有利于减小最终加工变形。该制造工艺的应用可以有效控制零件加工变形，具有良好的稳定性和可靠性，使加工效率提高，零件表面质量超过设计要求，加工尺寸精度满足要求。

Description

一种飞机水平尾翼梁缘条的制造方法

技术领域

本发明涉及飞机制造技术领域，特别是飞机水平尾翼梁缘条制造方法。

背景技术

结构整体化是新一代飞机的发展趋势，已经成为现代先进飞机设计制造领域的一个重要标志，对研发周期、生产效率和制造成本等具有非常重要的影响。采用整体构件可以降低连接装配工作量80～90%，结构重量降低10～30% ，应力集中水平降低30～50%，密封性能好，结构整体性好。飞机的带筋整体壁板、整体框、整体肋等复杂形状零件毛坯材料有90%以上通过切削加工切除，客观上要求采用能够获得高材料去除率的高速加工工艺来提高加工效率。飞机水平尾翼梁缘条零件是典型的复杂航空整体结构件，其结构分布大量薄壁深槽型腔和复杂曲面，零件截面形状变化大，具有截面小，长度超长（长宽比达到40：1）的特点。飞机水平尾翼梁缘条零件一般采用航空铝合金预拉伸型材，为了使其能够包容被加工零件，往往需要对待加工零件进行冲压成形，造成待加工零件带有较大的初始残余应力，在加工过程中由于初始残余应力的释放使零件产生变形。由于梁缘条零件多具有弱刚性的薄壁结构特征，切削加工所产生的切削力和切削热容易导致零件变形，加工过程容易发生颤振，降低加工精度和表面加工质量。此外，零件结构复杂造成零件装夹难度大，夹具设计制造复杂。因此，在控制零件加工变形和提高加工质量的前提下，实现梁缘条零件的高效率加工的制造工艺方法是飞机水平尾翼制造和装配的一项核心关键技术。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术的不足，提供一种飞机水平尾翼梁缘条的制造方法，解决梁缘条类零件的制造加工变形问题，实现梁缘条类零件的高效加工。

本发明是通过以下技术方案实现的，本发明包括以下步骤：将待加工零件的待冲压成形部位伸入电热丝电阻加热箱进行加热，加热至170~190℃，然后待温度降至120~140℃时，保温2~5分钟；将其从加热箱中取出，放入成形模具内，通过冲压机冲压成形，对成形后的待加工零件进行时效处理；

在大型龙门五坐标数控加工中心上安装两工位工装夹具，将加热冲压成形后的待加工零件肋板面支撑在第一工位定位夹具的支撑面上，使用复合台阶钻在待加工零件肋板面上加工压紧孔，使用连接件将待加工零件固定在夹具定位支撑面上，待加工零件端部被定位元件定位，在第一工位加工用于第二工位定位的基准孔、基准边、基准面，零件翻转后，在第二工位通过基准孔、基准边、基准面定位，并在第一工位压紧孔位置上通过压紧件压紧零件；

数控加工零件腹板时，以未加工部位材料作为支撑，使局部加工部位刚性获得强化，在腹板Z向等层高交错对称去除材料的方式走刀；每次走刀层深度按比例进行粗加工，粗加工完成后进行精加工；

数控加工零件，引入与最终零件变形方向相反的负变形，按零件顶面、零件理论外型面、零件腹板、零件肋板、零件腹板与肋板根部结合处、零件肋板外轮廓顺序加工。

优选地，所述待加工零件采用预拉伸航空铝合金T形结构型材。

优选地，将待加工零件待冲压成形部位伸入电热丝电阻加热箱进行加热，加热至183℃。

优选地，将待加工零件待冲压成形部位伸入电热丝电阻加热箱进行加热，然后将温度降至132℃。

优选地，所述待加工零件的保温时间为2分钟。

优选地，数控加工零件腹板时，所述每次走刀的切削深度为加工后零件腹板厚度的2倍。

优选地，所述走刀的精加工余量为1至1.5mm。

将待加工零件需冲压成形部位伸入电热丝电阻加热箱进行加热，使该部位受热均匀；然后将其从加热箱中取出，放入成形模具内，通过冲压机冲压成形。通过以上处理，可以在保证航空铝合金材料组织结构不发生变化的条件下，使需冲压成形部位先受热软化，然后再进行冲压成形，有利于减少冲压成形产生的残余应力。经过X射线衍射法进行测量，采用该技术的冲压成形与冷压成形相比，成形后的零件残余应力减少20%。零件残余应力的减少有利于控制加工过程中由于残余应力的非均匀释放造成加工变形。

针对梁缘条零件左右件对称的特点，使用一套工装夹具可用于该零件左右件加工。该套工装夹具分为两个工位，每个工位共六段夹具组成。其中中间四段为梁缘条零件左右件共用，首尾两段夹具分别用于左件冲压成形和右件冲压成形部位定位。

梁缘条加工两工位工装设计技术是将零件加工分为两个工位，首先将加热冲压成形后的待加工零件的肋板面支撑在第一工位定位夹具的支撑面上，然后采用复合台阶钻在肋板面上加工压紧孔，采用螺栓将待加工零件压紧在夹具定位支撑面上，待加工零件的端部用定位销定位。在第一工位加工用于第二工位定位的基准孔、基准边和基准面，第二工位通过基准孔、基准边和基准面定位，并使用第一工位压紧孔压紧待加工零件。

针对梁缘条零件腹板长度长，厚度小，余量不均匀的特点，以未加工部位材料作为支撑，使局部加工部位刚性获得强化，从而实现弱刚性梁缘条零件的稳定加工，有效防止切削颤振，可以获得良好的表面粗糙度和加工尺寸精度。由于采用了这种分层交错对称走刀方式，零件残余应力逐步均匀对称释放，减小零件加工变形。

根据零件加工完成后产生变形的情况，在加工过程中，合理安排加工工序，引入与最终零件变形方向相反的负变形，以抵消最终零件加工变形，实现零件最终加工变形减小。上述加工工序安排按梁缘条零件顶面，梁缘条零件理论外型面，梁缘条零件腹板，梁缘条零件肋板，梁缘条零件腹板与肋板根部结合处，梁缘条零件肋板外轮廓顺序加工。

本发明通过在飞机水平尾翼梁缘条零件批量生产的应用，有益效果是零件加工变形得到有效控制，零件加工精度和表面加工质量满足设计要求，表面粗糙度经测量可达到Ra1.6微米，大幅减小后续钳工工序工作量。本发明所公开的制造工艺具有良好的稳定性和可靠性，提高了零件的加工效率，降低了零件的制造成本，具有显著的经济效益。

附图说明

图1是飞机水平尾翼梁缘条零件示意图；

图2是飞机水平尾翼梁缘条待加工零件示意图；

图3是加热冲压成形后待加工零件示意图；

图4是满足梁缘条左右对称件用工装夹具示意图；

图5是飞机水平尾翼梁缘条零件制造工艺流程图；

图6是飞机水平尾翼梁缘条零件装夹压紧孔示意图；

图7是第一工位加工示意图；

图8是第一工位加工局部放大图；

图9是第二工位加工示意图。

图中：1是梁缘条零件，2是待加工零件，3是待冲压成形部位，4是加热冲压成形后的待加工零件，5是待加工零件截面图，6是用于梁缘条左件头部定位的夹具，7是梁缘条左右对称件共用的四段夹具，8是用于梁缘条右件头部定位的夹具，9是梁缘条左件，10是梁缘条右件，11是第一工位定位夹具，12是第一工位定位面，13是第一工位粗加工余量，14是第一工位精加工余量，15是第二工位定位基准面，16是第二工位定位基准边，17是第一工位定位销，18是压紧孔，19是第二工位定位孔，20是第二工位定位夹具，21是第二工位粗加工余量，22是第二工位精加工余量，23是带有压紧孔的余料。

B1~B5为待加工余量，h为加工后的腹板厚度，每次走刀切削深度为腹板厚度2倍，即2h。

具体实施方式

下面结合某飞机水平尾翼后梁下缘条零件制造实例，对本发明的具体实施作进一步描述。

图1是飞机水平尾翼梁缘条零件示意图，其中，梁缘条零件1轮廓尺寸为7200×200×150(mm)，其主要结构为截面形状变化大，形状复杂的T形梁结构。肋板高度30~130mm，肋板厚度3~54mm，腹板宽度22~40mm，腹板厚度2.7~7mm。零件加工精度要求：肋板公差±0.25mm，腹板公差±0.25mm，外形公差±0.50mm，加工表面粗糙度Ra3.2。该零件的待加工零件2如图2所示，为一种具有T形结构截面5特征的预拉伸型材。

梁缘条零件1加工采用大型龙门式五坐标数控加工中心，最高转速10000转/分钟，主轴功率75千瓦。为了满足高效稳定加工，针对梁缘条零件1具有高腹板，闭角，复杂曲面的特点，梁缘条零件1粗加工选用超细晶粒材质的硬质合金可转位铣刀实现大材料去除率的稳定加工；精加工选用航空铝合金专用整体硬质合金立铣刀保证零件表面加工质量，特别选用铅笔型球头铣刀满足闭角精加工以及腹板、肋板结合部的精加工。

零件工装夹具如图4所示，共有六段夹具组成，满足梁缘条零件1左右对称件装夹。其中梁缘条左件9使用用于梁缘条左件头部定位的夹具6和梁缘条左右对称件共用的四段夹具7进行装夹，梁缘条右件10使用用于梁缘条右件头部定位的夹具8和梁缘条左右对称件共用的四段夹具7进行装夹。整套夹具中，用于梁缘条左件头部定位的夹具6用于梁缘条左件9头部定位和装夹，用于梁缘条右件头部定位的夹具8用于梁缘条右件10头部定位和装夹，梁缘条左右对称件共用的四段夹具7属于梁缘条左右件共用段。梁缘条零件1的制造工艺流程如图5所示。待加工零件2通过加热冲压成形，时效处理，安装到大型龙门五坐标数控加工中心进行加工。加工过程分为两个工位：每个工位分别进行粗、精加工。加工完成后，去除装夹用工艺搭子，然后进行钳工精修和装配孔的粗精镗，完成零件检测入库。

为了满足梁缘条零件1加工的包容量要求，需要对待加工零件2进行冲压成形。将待加工零件距离端部1500mm待冲压成形部位3伸入电热丝电阻加热箱进行加热，加热至183℃，然后待温度降至132℃时，保温2分钟，使该部位受热均匀；然后将待加工零件从加热箱中取出，放入冲压成形模具内，通过冲压机对待冲压成形部位3进行冲压成形。对加热冲压成形后的待加工零件4进行时效处理。通过该项技术，可使零件残余应力减少20%。

如图7所示，经过时效处理的待加工零件按照第一工位定位面12支撑到第一工位定位夹具11，用图6所示第一工位定位销17在端面定位。检查待加工零件的包容性，包括待加工零件冲压成形弧度以及其是否能够包容整个零件，以满足零件加工要求。然后在第一工位定位面12上加工图6所示用于压紧的23个压紧孔18，待加工零件通过23个M16螺栓压紧。

如图7所示第一工位加工示意图，针对零件最终加工变形为整体向肋板方向弯曲，所以采用引入负变形的加工工序，减小最终加工变形。先加工缘条零件的理论外形面，产生整体向相反方向的加工变形，然后加工零件的肋板和腹板，使最终零件加工变形减小。

待加工零件在第一工位首先粗精加工缘条腹板顶面，粗精加工缘条理论外形面，粗加工缘条腹板面，粗加工缘条肋板面，精加工缘条腹板面和肋板面。其中，加工图6所示基准孔19作为第二工位零件装夹的定位孔，加工图7所示基准面15和基准边16作为第二工位零件装夹的定位基准面和定位基准边。

如图9所示第二工位加工示意图，第二工位通过第二工位定位基准面15、第二工位定位基准边16和第二工位定位孔19定位，并利用图6所示压紧孔18用螺栓压紧。首先粗精加工零件腹板顶面，粗加工零件腹板面，粗加工零件肋板面，精加工零件腹板面和肋板面，精加工零件腹板面和肋板面根部结合处，最后粗精加工零件肋板外轮廓（不完全切断，留工艺搭子）。加工完成后，取下零件，锯割工艺搭子，卸除带有压紧孔的余料23。然后由钳工对零件毛刺精修，变形校正，粗、精镗零件装配孔，最后进行检验测量。

针对缘条零件长度超长，腹板高度高，厚度薄，是典型的弱刚性结构件。粗加工采用基于互为支撑刚性强化的走刀路径优化技术，在腹板Z向等层高交错对称去除材料的方式走刀。参见图8所示。第A1刀以第B1刀要加工材料作为支撑，第B1刀以第A2刀要加工材料作为支撑，强化加工部位刚性，以此类推，走刀路经为A1-B1-A2-B2-A3-B3……A5-B5-A6。A1~A6、B1~B5为待加工余量，h为加工后的腹板厚度，每次走刀切削深度为腹板厚度2倍，即2h。每次走刀切深为加工后腹板厚度两倍，留1~1.5mm余量进行精加工。

通过采用本发明的制造工艺在该后梁下缘条零件的应用，零件加工变形得到有效控制，零件制造工艺具有良好的稳定性和可靠性，后续钳工工作量减少，加工效率提高，零件表面质量超过设计要求，加工尺寸精度满足要求。

Claims (7)

1.一种飞机水平尾翼梁缘条的制造方法，其特征在于，包括以下步骤：将待加工零件的待冲压成形部位伸入电热丝电阻加热箱进行加热，加热至170~190℃，然后待温度降至120~140℃时，保温2~5分钟；将其从加热箱中取出，放入成形模具内，通过冲压机冲压成形，对成形后的待加工零件进行时效处理；

在大型龙门五坐标数控加工中心上安装两工位工装夹具，将加热冲压成形后的待加工零件肋板面支撑在第一工位定位夹具的支撑面上，使用复合台阶钻在待加工零件肋板面上加工压紧孔，使用连接件将待加工零件固定在夹具定位支撑面上，待加工零件端部被定位元件定位，在第一工位加工用于第二工位定位的基准孔、基准边、基准面，零件翻转后，在第二工位通过基准孔、基准边、基准面定位，并在第一工位压紧孔位置上通过压紧件压紧零件；

数控加工零件腹板时，以未加工部位材料作为支撑，使局部加工部位刚性获得强化，在腹板Z向等层高交错对称去除材料的方式走刀；每次走刀层深度按比例进行粗加工，粗加工完成后进行精加工；

数控加工零件，引入与最终零件变形方向相反的负变形，按零件顶面、零件理论外型面、零件腹板、零件肋板、零件腹板与肋板根部结合处、零件肋板外轮廓顺序加工。

2.根据权利要求1所述的飞机水平尾翼梁缘条的制造方法，其特征在于，所述待加工零件采用预拉伸航空铝合金T形结构型材。

3.根据权利要求1所述的飞机水平尾翼梁缘条的制造方法，其特征在于，将待加工零件待冲压成形部位伸入电热丝电阻加热箱进行加热，加热至183℃。

4.根据权利要求1所述的飞机水平尾翼梁缘条的制造方法，其特征在于，将待加工零件待冲压成形部位伸入电热丝电阻加热箱进行加热，然后将温度降至132℃。

5.根据权利要求1所述的飞机水平尾翼梁缘条的制造方法，其特征在于，所述待加工零件的保温时间为2分钟。

6.根据权利要求1所述的飞机水平尾翼梁缘条的制造方法，其特征在于，数控加工零件腹板时，所述每次走刀的切削深度为加工后腹板厚度的2倍。

7.根据权利要求1所述的飞机水平尾翼梁缘条的制造方法，其特征在于，所述走刀的精加工余量为1至1.5mm。

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