飞行器长桁零件加工中的装夹工艺

刘伟，张碧妮

1陕西国防工业职业技术学院智能制造学院；2大连外国语大学软件学院

1 引言

长桁零件作为飞行器整体结构件中的重要结构件，承载着飞机纵向载荷，大量用于机翼、机身等结构中。长桁结构件毛坯制造一般采用挤压型材和异形挤压型材，型材毛坯不能包络零件外形，无法单纯采用机械加工的方法加工出零件，必须与成形结合使用，以便制造出的零件几何形状符合设计要求。

长桁零件作为飞行器大型结构件中数量最多的机械加工零件之一，结构特点显著。该类零件整体多为柔性细长结构，具有以下特点：结构相似、截面尺寸小、壁板厚度小、长度方向尺寸大及装夹困难，截面形状复杂多变，结构特征及几何尺寸变化多样，难以保证制造过程尺寸。这些特点导致长桁类零件成为飞行器各类结构件中加工难度较大的零件[1]。

目前，国内加工飞行器长桁零件的方法早期引自苏联的靠模铣加工，这种加工方法主要承担国内军民机项目中的等截面且精度要求较低的长桁零件生产制造。无论从设备产能、精度，还是加工后零件的表面质量来看，该靠模铣的加工方式(类似两轴加工)均无法满足目前飞行器长桁零件的加工要求[2]。

2 现状分析

2.1 长桁零件结构及加工中的常见问题

如图1和图2所示，长桁零件按截面形状大体分为z形、π形、t形和 h形这四种类型，国外某飞行器长桁零件采用端头加强中间全长范围内变截面的结构形式，用形状公差和位置公差对零件全长范围内的零件外形尺寸进行控制。整个零件的长度达到12m，壁板厚度最薄处仅有1.2mm，零件全长范围内以零件曲面为基准进行面轮廓度误差控制，要求面轮廓度误差控制在0.76mm以内，且每300mm范围内面轮廓度误差≤0.3mm。

图1 典型z形截面长桁

图2 典型t形截面长桁

在截面尺寸小和支承刚度低的位置，零件在切削加工时容易出现严重的振纹，影响表面加工质量。对于切削加工质量难以保证的表面，一般选取相对保守的切削用量，但会导致加工效率低。在长桁零件铣削工艺参数的选择上，国内研究还较少。该零件的技术要求远高于国内各飞行器同类零件的设计要求，国内现有长桁零件的制造工艺无法满足该零件的加工要求，且尚不具备该类复杂高精度长桁零件的制造能力。

因长桁零件尺寸较大，截面壁厚尺寸变化大且不等厚，要完成所有结构加工必须进行大角度多面切削加工，且装夹过程中存在干涉问题。零件截面尺寸变化大、材料去除不均匀和细长条结构整体折弯均会导致难以控制变形，给装夹稳定性、尺寸可控性都带来极大困难；长桁外形一般由多个复杂曲面构成，展开后呈弧形，零件装夹时难以找到可靠的定位基准面，无法进行吸附夹紧，给装夹设计带来极大挑战；零件结构复杂，整体刚性弱，角度变化大，容易产生加工颤动[3-5]。

2.2 国内长桁零件加工现状

国内企业缺乏使用专用铣床加工复杂长桁零件的经验，主要依赖国外提供的加工方案与专用夹具，试切结果不太理想。加工表面有阶梯状刀痕，加工后的表面粗糙度不符合要求。虽然真空吸附装夹方式应用较成熟，但是在细长面上的吸附效果较差，夹紧刚度较弱，在冲击载荷瞬时切入作用下会出现明显刀痕，影响加工质量。

采用专用夹具的特点是易保证加工精度，加工质量稳定性较好，针对性较强。但是，随着长桁种类增多，每增加一种长桁需增加一套专用夹具，通常每套专用夹具有20多个附件，专用夹具数量多，制造周期长，加工过程中更换不同工件时需同时更换专用夹具，大大增加了工人的劳动强度，并增加制造成本，不符合高速、高效和绿色加工的趋势。

实际加工中一般采用压板进行夹紧，自动化程度低，夹紧力不易保证，夹紧效果一般，工人劳动强度大，夹紧工作烦琐，通常一个工件约需40组压板。因此，设计适合专用铣床的自动夹紧装置能大大减少工人劳动强度和夹具设计制造时间，使夹紧效果均匀稳定，减少辅助时间，有利于提高加工效率和降低生产费用。

实际装夹时，支承跨距较大(约350mm)且装夹时缺乏柔性，在精加工阶段极易出现颤振，为避免切削失稳，通常采用较保守的切削参数，即较小的切削深度、切削宽度及进给量，导致切削效率低。为此，有必要对跨距的选取原则和夹紧力选取方式进行研究，并设计柔性装夹以减少夹紧变形，提高工件系统刚性，降低切削失稳可能性[6-10]。

长桁零件的加工主要考虑以下方面:①确定加工方法；②充分考虑企业现有设备；③针对长桁零件的结构、生产纲领和精度等选择设备。目前，无论国内还是国外各飞行器生产企业，均采用铣削加工的方法实现结构简单的单曲面长桁零件制造，长桁零件铣削加工包括:普通铣削、仿形铣削和数控铣削，其加工工艺流程如图3所示。

图3 飞行器长桁零件铣削加工工艺流程

无论从设备产能、精度以及加工后零件的表面质量等方面来看，仿形铣削均无法满足高精度长桁零件的加工要求。仿形铣削靠模铣设备故障频繁，精度因使用磨损逐步下降，严重制约着现行生产，特别是设备的心脏——靠模仪，其故障至今无法解决，并且靠模铣床的生产工艺落后，零件表面与随行铣具接触的表面易产生拉伤，表面粗糙度Ra≥6.3μm，产品质量不稳定，普通铣床机械加工工作量大且周期长。该加工方式的生产能力、几何精度以及加工后零件的表面质量均无法满足各新研机型的设计要求。

目前，飞机制造公司在长桁类零件加工过程中，以去除表面拉伤及加工残留问题等为目标的钳工修整工作成为满足设计要求的最终保证手段，但其效率低，而且质量难以保证。同样，因为不具备该类复杂高精度长桁零件的制造能力，直接导致很多公司被迫外购长桁零件以满足高精项目的装配需求。

2.3 解决长桁零件加工问题的优秀案例

在航空制造业中，细长柔性结构件的制造已经广泛采用五轴高速数控加工和加工后弯扭成型相结合的零件制造技术，数控加工过程为全封闭高速加工，装夹技术采用自动化程度较高的装夹形式。

国内首次引进国际先进的长桁铣数控设备进行该类零件的制造时，对其制造过程中的液压装夹定位技术、机床编程管理及仿真、高级机床功能应用及细长型柔性结构件的高效切削参数等关键技术的研究尚属空白。据统计，一架波音飞机约60种长桁，如果每种长桁都采用专用夹具，那么夹具数量将非常庞大，安装夹具的时间也非常长，相应地制造成本也将增大。因此有必要针对长桁零件的通用、柔性装夹方案进行深入研究，掌握飞机变截面、细长型长桁零件的高效数控加工技术，提高我国在该制造领域的水平，缩短与国际水平差距。

部分公司采用多个零点快换系统模块化的精密智能夹具解决桁架零件铣削加工前的装夹问题[11-20]。图4～图8为使用德国雄克(SCHUNK)公司生产的零点快换夹持系统对某飞行器桁架零件的装夹过程。

图4 某飞行器桁架零件

图6 直接通过拉钉或拉钉延长块夹持飞行器桁架零件

图7 使用零点定位模块对飞行器桁架零件进行快速装夹

图8 对装夹好的飞行器桁架零件进行铣削加工

3 长桁只受重力时的应力分析

3.1 夹具与长桁的装配

根据分析的受力条件将夹具按照一定间距摆放，使被夹长桁受力均匀，既可保证装夹过程中长桁位置固定，又能够很好地保证装配精度。将长桁放入摆放好的夹具基座后旋紧上部半月板，将下部滑板移至长桁处压紧，确保长桁彻底被固定，之后依次夹紧夹具。如图9所示，将框架放置在装夹好的长桁上，用角铁辅助固定，使框架能够更好地安装于长桁上。之后，用铆钉将其连接，使框架能够紧密固定在上面；再将框架与长桁的其余部分照此固定即可。

图9 夹具与长桁的装配

3.2 自由状态下的夹具与长桁零件数值分析

长桁的材料弹性模量为200GPa，泊松比为0.28，密度为7850kg/m3，长桁尺寸为1900mm×40mm×5mm的L形，如图10所示。根据分析可知，挠曲线变形施加60kN力时，最大挠曲度为323mm，如图11所示。图12为在重力载荷下长桁结构的应力分布云图(991MPa)。

图10 三维模型

图11 扰度变化曲线

图12 应力分布

3.3 长桁上打铆钉孔后受拉力分析

L形长桁尺寸为1900mm×40mm×5mm，上面有多个直径为φ6(左端约束及右端加载端发生变形)的铆钉孔，如图13所示。图14为静力等效应力分布云图。可以看出，当FZ=-60000N时，最大应力为866MPa。长桁上装有框架，角材打上铆钉后，开始时的最小应力为380MPa(见图15)，1min内长桁的疲劳强度正弦应力块谱见图16。由图17可知，1min结束后最大应力可达3369MPa。

图13 长桁结构三维模型

图14 长桁结构在重力载荷下应力分布

图15 三维模型

图16 应力图谱

图17 连接处应力分布

4 结语

(1)长期以来，因考虑材料释放的内部应力，飞行器长桁架类零件的生产效率都难以提升。如要使零部件释放应力，则必须重复调节或完全更换夹具。采用德国雄克公司针对航空模块的零点快换系统产品(VERO-S Aviation)可以保证五个面的自由加工，容易夹持且重复定位精度高，能保证较高的几何精度、下拉力和夹紧力。

(2)该试验方案最大的优点是：将装调工作量降至最低，能有效提高生产率。其核心元件包含补偿夹持条带，后者可实现精确的无变形夹持，无须手动费力调整，减小部件残余应力，并在金属切削期间可以减振。其设计思路在于，通过弹簧夹紧并得到气动释放，只需简单张开模块使部件松弛，即可在松开位置处重新夹紧。

(3)本文以典型L形长桁零件为研究对象，结合国内使用飞机长桁类工件夹具的现状，提出了一种L形长桁零件装配的专用夹具设计方案。采用CAD软件绘制二维平面零件和装配图，并编制专用夹具的工艺过程，采用ProE三维软件绘制三维零件图并进行三维模型的虚拟装配，利用ANSYS软件分析受力情况。在受重力情况下施加60kN力时长桁最大挠度为323mm，由于长桁上存在铆钉孔，导致其承受能力大大降低，在施加相同大小的力时，应力急剧增大，弹性应力急剧减小，并且装配体中各零件间均有接触应力，其应力小于单个分析的应力，因此装配后可用铆钉连接长桁、框架和角材。将上述研究的装配和仿真应用于飞机装配仿真中，通过仿真说明该装配技术的合理性和可行性。