CN113458724A - 一种超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法 - Google Patents

一种超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，提供了一种超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，包括步骤有：1)选材；2)材料进行锻料、固溶等初步处理；3)粗铣出机翼本体轮廓、工艺基准块以及型面上尺寸较大的沟槽以及孔；4)精铣机翼本体的所有加工特征；5)去掉除机翼本体根部处工艺基准块以外的所有工艺基准块；6)吊装机翼本体进行时效强化处理；7)去除机翼本体根部处工艺基准块；8)对机翼主体整形处理。本发明采用固溶热处理来均匀化材料的内部晶格，减小材料内部应力集中，再对零件进行时效强化处理，使放大的机翼会产生收缩，达到1:1原始数据精度，从而加工出满足试验需求的高精度机翼类风洞零件。

Description

一种超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法。
背景技术
随着航空航天技术的高速发展，对飞机航程，飞行高度的要求越来越高。飞机无人化已成世界各国研究的重点，并且取得了举世瞩目的成绩。其中，高空长航时飞机研究是一个重要的发展方向，该类飞机的机翼在设计时多采用大展弦比的结构构型，如图1至图3所示即为现有某大展弦比的机翼主体1的结构示意图，在飞机的前期研究开发中，各种课题的风洞试验是获得研究数据的必须途径。在各类风洞试验的过程中研究发现，该类大展弦比机翼承受的载荷大，抗弯矩的能力较弱，机翼刚度较差，这就要求在加工制造该类风洞模型的机翼时，设计加工一种超高强度钢并加工制造出满足风洞试验要求的模型机翼零部件显得尤为重要。
发明内容
本发明的目的在于提供一种超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，以解决现有技术不足的问题。
本发明的实施例通过以下技术方案实现：
一种超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，包括以下步骤：
1)准备包络材料毛坯，所述包络材料毛坯以机翼主体的三维数模为基准，整体轮廓放大1.0006～1.0009倍；
2)对包络材料毛坯进行锻料、固溶热处理，并将锻料的长、宽、高粗铣到粗坯尺寸；
3)将锻料粗铣出机翼主体轮廓以及预留于机翼主体上的工艺基准块；其中，所述机翼主体轮廓包括机翼根部轮廓、机翼前缘轮廓、机翼后缘内副翼轮廓、机翼后缘外副翼轮廓，所述工艺基准块包括设置于机翼根部轮廓的第一工艺基准块、沿机翼前缘轮廓设置的第二工艺基准块、第三工艺基准块、第四工艺基准块、第五工艺基准块和第六工艺基准块、沿机翼后缘内副翼轮廓设置的第七工艺基准块和第八工艺基准块、沿机翼后缘外副翼轮廓设置的第九工艺基准块、第十工艺基准块和第十一工艺基准块以及沿机翼主体的型面延伸设置的将第七工艺基准块、第八工艺基准块、第九工艺基准块、第十工艺基准块和第十一工艺基准块连为一体的第十二工艺基准块，其中，第一工艺基准块上设置有两个以机翼本体的质心为对称中心的吊装孔；
4)以单边预留1mm的加工余量粗铣出机翼主体型面上宽度大于30mm的沟槽、直径大于16mm的孔；
5)精铣步骤4)中机翼主体型面上的所有特征；
6)去除第一工艺基准块以外的所有工艺基准块；
7)通过第一工艺基准块上的两个吊装孔将机翼主体进行自由悬挂，采用井式热处理炉，对机翼主体进行时效强化处理；
8)采用1:1的加工数据去除第一工艺基准块；
9)对机翼主体整形、去毛刺处理。
进一步地，步骤1)中，所述包络毛坯材料选用抗拉强度≧1700Mpa的钢材。
进一步地，步骤2)中，锻料时单边预留10mm的加工余量。
进一步地，步骤2)中，待粗坯成型后，对粗坯进行超声波探伤检测，要求粗坯达到I级标准。
进一步地，步骤3)中，粗铣机翼主体轮廓前，沿着机翼主体前缘方向设计排料基准。
进一步地，步骤3)中，待工艺基准块成型后，利用磨床打磨每个工艺基准块各个侧面的形位公差及尺寸公差。
进一步地，步骤5)中，精铣机翼主体的型面预留0.05mm的抛光余量，精铣机翼主体上所有的安装槽，槽底安装面按0位加工,不留抛光余量，槽侧面按单边大0.02mm的余量加工。
进一步地，步骤6中),去除工艺基准块的方法为数控铣。
进一步地，步骤6中),去除工艺基准块的方法为电火花切割。
进一步地，步骤9)中，机翼主体整形后的表面粗糙度为0.4μm。
本发明实施例的技术方案至少具有如下优点和有益效果：
本发明从提高机翼主体整体型面精度、表面粗糙度、减小机翼类零件加工中的变形问题出发，巧妙的采用固融热处理来均匀化材料的内部晶格，减小材料内部应力集中，对1:1的三维数模进行整体放大处理，放大按1.0006～1.0009的倍率执行，精加工完成后，对放大的零件进行时效强化处理，此时大展弦比机翼会产生一定的收缩，而该收缩量刚好能达到1:1机翼的原始数据精度，再配合合理的工艺基准块设置，保证机翼主体加工过程中的连接强度和加工稳定性，从而加工出满足试验需求的高精度机翼类风洞零件。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
图1是机翼主体的俯视图；
图2是机翼主体的正视图；
图3是图2沿A-A方向的剖视图；
图4是机翼主体在加工过程中工艺基准块分布的正视图；
图5是机翼主体在加工过程中工艺基准块分布的俯视图；
图6是图5沿B-B方向的剖视图；
图7是1:1比例机翼主体与放大比例后截取自机翼翼尖对比的示意图；
图8是机翼主体在加工过程中的变化示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
本实施例提供了一种超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，具体包括如下步骤：
1)加工前准备工作，该项内容主要包括以下几个方面：
1.1)材料的选取，主要是根据机翼主体的理论外形和机翼主体在风洞试验中所承受的载荷，选择制造机翼主体所需材料，该处选择δb(材料抗拉强度)≧1700Mpa的高强度钢材；
1.2)确定加工过程中排料问题，主要是根据机翼主体的理论外形，设计制造机翼时的排料方向；排料基准边沿着机翼前缘方向，这样的排料方案可以很好的省料，节省材料成本和加工成本；
1.3)确定加工路线以及工艺基准块在机翼主体轮廓上的位置分布；
其中，工艺基准块的摆放位置遵循装夹方便、加工区域开敞(少遮挡)、均匀摆放、工艺基准块本身的刚强度小于机翼主体的刚强度等基本原则，参见图4至图6所示，所述的机翼主体轮廓包括机翼根部轮廓2-1、机翼前缘轮廓2-2、机翼后缘内副翼轮廓2-3、机翼后缘外副翼轮廓2-4，这些具有重要特征的理论轮廓线在后续工艺基准块的位置摆放设计和加工保证都有重要的作用；
所述工艺基准块包括设置于机翼根部轮廓2-1的第一工艺基准块3-1、沿机翼前缘轮廓2-2设置的第二工艺基准块3-2、第三工艺基准块3-3、第四工艺基准块3-4、第五工艺基准块3-5和第六工艺基准块3-6、沿机翼后缘内副翼轮廓2-3设置的第七工艺基准块3-7和第八工艺基准块3-8、沿机翼后缘外副翼轮廓2-4设置的第九工艺基准块3-9、第十工艺基准块3-10和第十一工艺基准块3-11以及沿机翼主体1的型面延伸设置的将第七工艺基准块3-7、第八工艺基准块3-8、第九工艺基准块3-9、第十工艺基准块3-10和第十一工艺基准块3-11连为一体的第十二工艺基准块3-12。这些工艺基准块中，第一工艺基准块3-1与机翼主体根部轮廓2-1进行连接，保证机翼加工时根部处的连接强度和加工稳定性；第二工艺基准块3-2、第三工艺基准块3-3、第四工艺基准块3-4、第五工艺基准块3-5和第六工艺基准块3-6，保证在加工过程中机翼主体前缘的连接强度和加工稳定性，该5处工艺基准块还具有加工时拉直找正整个零件的作用；第七工艺基准块3-7、第八工艺基准块3-8、第九工艺基准块3-9、第十工艺基准块3-10和第十一工艺基准块3-11，该五处工艺基准块的摆放位置巧妙的利用了机翼内侧副翼和机翼外侧副翼的空档空间，保证了加工中的连接强度和稳定性，每两个工艺基准块的间距保证为200mm～350mm之间为最佳；第十二工艺基准块3-12利用机翼主体型面延伸，使第七工艺基准块3-7、第八工艺基准块3-8、第九工艺基准块3-9、第十工艺基准块3-10和第十一工艺基准块3-11连接为一体，进一步使加工刚度加强，减小了加工中产生的加工变形。
另外，参见图8所示，第一工艺基准块3-1上设置有两个以机翼本体1的质心6-1为对称中心的吊装孔6。
2)综合机翼主体、工艺基准块、粗加工工序所留加工余量相关因素准备包络材料毛坯，所述包络材料毛坯以机翼主体1的三维数模为基准，整体轮廓放大1.0006～1.0009倍，可参见图7所示，图中4-1为实际要生产的机翼主体翼尖的真实尺寸，4-2为放大的机翼主体翼尖的放大尺寸，这样采用放大版机翼加工是为了补偿在时效强化热处理时产生的收缩，且为加工过程提供余量补偿；
3)包络材料毛坯的初步处理，具体包括以下几项内容：
3.1)根据材料毛坯尺寸进行锻料，锻件要求无夹渣、裂纹、皱褶、气孔等缺陷，为考虑零部件的整体加工成本，锻料时单边放10mm左右加工余量即可；
3.2)对锻料进行固融热处理，使锻料内部晶粒细化、均匀化，释放锻造产生的内应力，为后续加工控制其变形作好前期的铺垫准备；
3.3)对锻料进行规方处理，把锻料长、宽、高铣到所需粗坯尺寸；
3.4)按相应的无损检测标准对规方粗坯进行超声波探伤，要求I级标准合格，保证粗坯无材料缺陷，在材料准备阶段控制零件的质量；
4)对锻料后的包络材料毛坯进行粗加工；具体的，参见图8所示，首先根据预先的排料方案对包络材料毛坯5进行轮廓排料处理，接着铣出机翼主体轮廓以及各位置处的工艺基准块，这样先去除不需要的大余量，可以较好的控制零件在加工过程中产生变形。轮廓排料完成后再进行型面粗加工，粗加工时需要把宽度大于30mm的各种槽、直径大于Φ16的孔等特征尺寸加工出来，所有加工特征需单边放量1mm的加工余量进行材料保留，这样可以充分的释放在零件加工过程中的应力集中，方便在后续的工序中消除零件变形；
5)利用磨床对零件工艺基准块的厚度两面，前缘直段面，侧端基准直段面进行加工，消除其前边工序中产生的加工变形，并保证各基准的平行度、垂直度、平面度等形位公差和尺寸公差；
6)精加工步骤5)所得到的机翼主体，具体的，参见图8所示，对机翼主体1上所有的型面进行数控铣削精加工，精加工型面时，留0.05mm的打磨抛光余量，精加工机翼主体上所有的副翼安装槽8(副翼安装槽8实际为内凹槽)，槽底安装面按0位加工,不留打磨抛光余量，槽侧面按单边大0.02mm加工；加工机翼主体上所有副翼安装孔9等结构特征；
7)数控加工铣掉除第一工艺基准块以外的所有工艺基准块；
8)使用吊环吊挂住机翼主体根部第一工艺基准块3-1上的两个吊装孔6，其它所有地方进行自由悬挂，采用井式热处理炉，对零件进行时效强化，过零件重心自由悬挂可以减小零件在热处理中的变形，热处理时效强化可以提高零件材料的抗拉强度；
9)采用加工数据为1：1比例以电火花线切割的方式去掉机翼主体根部的第一工艺基准块3-1；
10)对机翼主体整形、去毛刺处理，机翼主体整形后的表面粗糙度为0.4μm。
由上述内容可知，本发明从提高机翼主体整体型面精度、表面粗糙度、减小机翼类零件加工中的变形问题出发，巧妙的采用固融热处理来均匀化材料的内部晶格，减小材料内部应力集中，对1:1的三维数模进行整体放大处理，放大按1.0006～1.0009的倍率执行，精加工完成后，对放大的零件进行时效强化处理，此时大展弦比机翼会产生一定的收缩，而该收缩量刚好能达到1:1机翼的原始数据精度，再配合合理的工艺基准块设置，保证机翼主体加工过程中的连接强度和加工稳定性，从而加工出满足试验需求的高精度机翼类风洞零件
以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)准备包络材料毛坯，所述包络材料毛坯以机翼主体的三维数模为基准，整体轮廓放大1.0006～1.0009倍；
2)对包络材料毛坯进行锻料、固溶热处理，并将锻料的长、宽、高粗铣到粗坯尺寸；
3)将锻料粗铣出机翼主体轮廓以及预留于机翼主体上的工艺基准块；其中，所述机翼主体轮廓包括机翼根部轮廓、机翼前缘轮廓、机翼后缘内副翼轮廓、机翼后缘外副翼轮廓，所述工艺基准块包括设置于机翼根部轮廓的第一工艺基准块、沿机翼前缘轮廓设置的第二工艺基准块、第三工艺基准块、第四工艺基准块、第五工艺基准块和第六工艺基准块、沿机翼后缘内副翼轮廓设置的第七工艺基准块和第八工艺基准块、沿机翼后缘外副翼轮廓设置的第九工艺基准块、第十工艺基准块和第十一工艺基准块以及沿机翼主体的型面延伸设置的将第七工艺基准块、第八工艺基准块、第九工艺基准块、第十工艺基准块和第十一工艺基准块连为一体的第十二工艺基准块，其中，第一工艺基准块上设置有两个以机翼本体的质心为对称中心的吊装孔；
4)以单边预留1mm的加工余量粗铣出机翼主体型面上宽度大于30mm的沟槽、直径大于16mm的孔；
5)精铣步骤4)中机翼主体型面上的所有特征；
6)去除第一工艺基准块以外的所有工艺基准块；
7)通过第一工艺基准块上的两个吊装孔将机翼主体进行自由悬挂，采用井式热处理炉，对机翼主体进行时效强化处理；
8)采用1:1的加工数据去除第一工艺基准块；
9)对机翼主体整形、去毛刺处理。
2.根据权利要求1所述的超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于：步骤1)中，所述包络毛坯材料选用抗拉强度≧1700Mpa的钢材。
3.根据权利要求1所述的超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于：步骤2)中，锻料时单边预留10mm的加工余量。
4.根据权利要求1所述的超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于：步骤2)中，待粗坯成型后，对粗坯进行超声波探伤检测，要求粗坯达到I级标准。
5.根据权利要求1所述的超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于：步骤3)中，粗铣机翼主体轮廓前，沿着机翼主体前缘方向设计排料基准。
6.根据权利要求1所述的超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于：步骤3)中，待工艺基准块成型后，利用磨床打磨每个工艺基准块各个侧面的形位公差及尺寸公差。
7.根据权利要求1所述的超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于：步骤5)中，精铣机翼主体的型面预留0.05mm的抛光余量，精铣机翼主体上所有的安装槽，槽底安装面按0位加工,不留抛光余量，槽侧面按单边大0.02mm的余量加工。
8.根据权利要求1所述的超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于：步骤6中),去除工艺基准块的方法为数控铣。
9.根据权利要求1所述的超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于：步骤6中),去除工艺基准块的方法为电火花切割。
10.根据权利要求7所述的超高强度钢大展弦比风洞试验模型零部件的加工方法，其特征在于：步骤9)中，机翼主体整形后的表面粗糙度为0.4μm。
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