[發明專利]一種基于數字化誤差補償模板實現飛機大部件數控精加工的方法

無效

• 申請號: 200910058086.2
• 申請日: 2009-01-09
• 公開（公告）號: CN101493683A
• 公開（公告）日: 2009-07-29
• 發明（設計）人: 熊欽林;秦龍剛;劉剛
• 申請（專利權）人: 成都飛機工業（集團）有限責任公司
• 主分類號: G05B19/404
• 分類號: G05B19/404
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明屬于數控機床應用領域，涉及一種基于數字化誤差補償模板實現飛機大部件交點數控精加工的方法。

背景技術

在現代飛機制造領域，為了實現最佳質量的機身對接裝配，提升飛機空氣動力學性能，在對合裝配前對飛機機身等大部件進行數字化調姿，使其前起交點、翼身交點和航炮交點等重要點的位置偏差控制在±0.3mm以內。對于要求具有突出空氣動力性能的高速飛機，翼身交點采用螺栓連接，其設計孔-軸-孔配合為φ12～φ30H8/h7/H8。與之對應的理論間隙為“零”，最大的理論間隙為54μm，平均間隙為27μm。據此可確定交點孔允許的位置偏差為±0.01mm，同軸度誤差為φ0.01mm。對于飛機大部件對接裝配來說，這一要求是很高的，因此，除要求嚴格控制大部件的制造、調姿和對接誤差外，還需對該類飛機的翼身交點進行數控精加工，以保證對接裝配的協調性。

目前我國的飛機裝配中，翼身交點精加工的全部協調參數均按實物傳遞和檢驗。飛機大部件采用專用型架定位與裝夾，通過實物模板來保證交點孔的加工精度。這種裝配方法存在一定的強迫定位與裝夾，使飛機零部件在裝配過程中，尤其是在總裝生產過程中，產生較大的內應力。大部件對接與精加工完成后的應力釋放過程會產生較大的外形偏差，最終導致裝配中的不協調、不互換問題。若進行強迫裝配或對接，就會在飛機結構內產生對使用安全和壽命非常有害的裝配殘余應力或局部應力集中，嚴重的情況下要進行損壞性的補加工(如將交點孔擴孔到超過其設計直徑)，降低了結構的強度，這些都要嚴重影響飛機的制造質量和性能。

無型架數字化裝配基于數字量傳遞協調參數，采用無型架裝配工藝、可重構柔性工裝、精確測量技術和自動鉆鉚技術等，有效避免了強迫定位與裝夾，將內力控制在容許范圍內，從而克服了傳統裝配方法的缺點，保證了飛機裝配質量與安全，是目前飛機裝配技術發展的方向。在飛機無型架數字化裝配系統中，翼身交點采用無實物模板的數字化精加工協調方法，以數字量傳遞其理論數模作為協調參數，并按一定的準確度要求分別加工機身交點和機翼交點。無實物模板數字化加工的對象是大型組合部件，任務要求在長2～3m、寬0.5m的區域內實現精加工后的孔位誤差不超過±0.01mm(以數模為基準)，同軸度誤差不超過φ0.01mm。影響翼身交點精加工孔位誤差的因素主要有數控加工設備、環境溫度變化、工件夾持變形、加工振動、基礎沉降與直線導軌誤差等。機床的定位誤差直接影響加工件的孔位精度。一般來說，只有在機床的定位精度高于工件加工精度要求的2～3倍時，才有可能加工出合格的產品，從這一角度考慮，目前國內精密級數控機床還不能直接滿足型號飛機翼身交點精加工的要求。由于設備與柔性工裝主要是由鋼材制造的，而飛機主體的材料是高強度鋁合金，兩者的線膨脹系數相差一倍，每米長度溫度變化一度，其變形誤差值可達0.015mm左右，超過給定的翼身交點孔位容差，而設計的車間溫度變動范圍為±3℃。加工時需要對飛機大部件進行定位夾持，不當的夾持會使工件產生變形，當夾持放開后彈性變形恢復，將失去加工精度。在飛機大部件交點加工中，如果基礎在機床立柱移動載荷的作用下產生不均勻沉降，會使加工后的交點孔產生同數量級的移位。直線導軌是加工設備移動部件的直接安裝基礎，如果其安裝基礎面和導軌面的平面度、垂直度和平行度等存在較大的誤差，則該部分誤差將直接傳遞給加工后的交點孔位。對接裝配應力在精加工前若未得到充分釋放，則精加工后該部分應力將引起一定程度的交點變形。