在飛機各類主要結(jié)構(gòu)件中，大型復(fù)雜接頭零件是結(jié)構(gòu)最為復(fù)雜，裝配協(xié)調(diào)關(guān)系復(fù)雜的典型關(guān)鍵零件之一，其中代表性的是飛機主起支撐接頭零件，在國內(nèi)外目前主要客機研制中，此類零件的研制是最為關(guān)鍵的環(huán)節(jié)之一。

　　飛機主起支撐接頭，是連接機翼和主起落架的關(guān)鍵受力件，需滿足飛機起降的載荷強度要求，保證起落架與機翼的協(xié)調(diào)裝配、協(xié)調(diào)起落架的收放。飛機主起支撐接頭毛料一般為大型鋁合金鍛件，零件呈復(fù)雜箱體結(jié)構(gòu)，其工藝結(jié)構(gòu)特點表現(xiàn)為毛料厚、槽腔深、角度大、型面復(fù)雜，加工時的定位和裝夾困難，尤其是具有精密裝配協(xié)調(diào)關(guān)系要求的主起后交點孔和梁基準(zhǔn)面的協(xié)調(diào)加工，是長期困擾該類零件研制的技術(shù)瓶頸。由于該零件材料去除余量大，粗加工后需淬火熱處理，結(jié)構(gòu)上抗變形能力差，因內(nèi)應(yīng)力的重新分布極易造成較大的加工變形，從而影響零件的精度以及后續(xù)裝配。

　　長期以來，該類零件的加工工藝過程十分復(fù)雜，需要復(fù)雜的裝夾切換、加工方式的變換，從而達(dá)到控制加工變形，保證關(guān)鍵部位的尺寸協(xié)調(diào)精度的目的。過長的工藝過程造成加工不確定性的增大，同時，超長加工周期嚴(yán)重制約飛機總體研制進度，效率問題極為突出，加大了飛機研制的成本。

　　近年來，隨著航空產(chǎn)品研制日益快速化的發(fā)展需要，飛機主起支撐接頭等大型復(fù)雜關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件的高效加工問題尤為突出，高效復(fù)合加工技術(shù)的應(yīng)用得到了廣泛的重視。

　　傳統(tǒng)工藝技術(shù)分析

　　由于飛機主起支撐接頭類零件具有十分復(fù)雜的結(jié)構(gòu)以及高精度的裝配協(xié)調(diào)要求。因此，傳統(tǒng)的加工工藝需要進行多次的裝夾定位切換和多種不同工藝類型的變換，研制周期往往達(dá)數(shù)月，涉及銑、鉆、鏜、鉗、噴丸、測量、熱表處理等眾多工種，是飛機研制的一大瓶頸。傳統(tǒng)的加工工藝主要流程為：

　　檢查余量銑基準(zhǔn)粗加工正面粗加工反面熱處理時效修正基準(zhǔn)半精加工正面半精加工反面時效修正基準(zhǔn)精加工正面擴鉸定位孔精加工反面鏜孔、锪窩數(shù)控測量鉗工修配噴丸表處裝配。

1、工位裝夾切換及結(jié)構(gòu)變形分析

　　飛機主起支撐接頭屬復(fù)雜箱體類零件，毛料厚度一般能達(dá)到500mm，是關(guān)鍵受力件，因此，通常采用大型鋁合金鍛料毛坯。由于該類零件材料去除余量大，粗加工后需淬火熱處理，結(jié)構(gòu)上抗變形能力差，因內(nèi)應(yīng)力的重新分布極易造成較大的加工變形。在總體加工工藝過程中，需要充分考慮變形控制因素，這也大大增加了工藝過程的復(fù)雜性，需要進行多次反復(fù)的工位裝夾切換，控制變形。另一方面，反復(fù)的工位裝夾切換給各工位加工尺寸的協(xié)調(diào)性帶來很大困難，增加了工藝過程的不穩(wěn)性。

　　尤其是深U形雙耳結(jié)構(gòu)精度及后梁面（圖3）變形控制難度大，并會直接導(dǎo)致飛機主起支撐接頭后續(xù)安裝失敗。由于毛坯初始?xì)堄鄳?yīng)力的釋放和重新分布，銑削加工引入的殘余應(yīng)力，以及銑削力、切削熱和裝夾載荷的作用，導(dǎo)致零件加工過程中和加工完后的一段時間內(nèi)，剛性較弱的部位會產(chǎn)生局部變形。

　　（1）U形雙耳結(jié)構(gòu)變形，導(dǎo)致雙耳結(jié)構(gòu)的平行度很難保證；

　?。?）后梁端面與兩側(cè)緣板斷開，導(dǎo)致后梁平面加工后蠕變變形，主起后交點與后梁平面的裝配協(xié)調(diào)尺寸難以保證。

　　傳統(tǒng)的加工裝夾方法是在零件的兩側(cè)緣板外形上設(shè)計工藝凸臺進行定位裝夾，進行反復(fù)的正反面槽腔加工切換、鏜銑切換。由于與凸臺相連的緣板剛性相對較弱，裝夾切換誤差積累、應(yīng)力釋放變形造成的精度不確定性就較大。

2、關(guān)鍵尺寸協(xié)調(diào)精度的保證及多種工藝類型的結(jié)合

　　飛機主起支撐接頭具有精密裝配協(xié)調(diào)關(guān)系要求，只有零件緣板理論外形、梁基準(zhǔn)平面、雙耳片槽及主起后交點孔的尺寸協(xié)調(diào)，才能確保機翼上、下翼面、前后梁、起落架掛軸、轉(zhuǎn)軸的裝配協(xié)調(diào)。其中，主起后交點相對于ABC基準(zhǔn)位置度要求（A基準(zhǔn)為孔軸線、B基準(zhǔn)為雙耳結(jié)構(gòu)槽口平面、C基準(zhǔn)為梁平面）、A基準(zhǔn)與B基準(zhǔn)的垂直度、兩耳片孔同軸度以及槽口兩面平行度的要求都非常高，必須解決零件定位裝夾和消除基準(zhǔn)不一致產(chǎn)生的加工誤差問題。

　　在傳統(tǒng)的加工工藝中，為了保證這些關(guān)鍵尺寸的協(xié)調(diào)精度，必須進行復(fù)雜的工藝過程以及多套專用工裝來完成。通常在完成數(shù)控銑削加工之后，還要進行精密鏜孔、锪窩、測量、鉗工修配等大量后續(xù)工藝過程，工藝過程復(fù)雜，周期長，控制環(huán)節(jié)多，出現(xiàn)問題難以排查。

飛機主起支撐接頭零件高效復(fù)合加工方法

　　基于對飛機主起支撐接頭類零件的結(jié)構(gòu)特點和傳統(tǒng)加工工藝分析，通過工藝方法優(yōu)化、變形控制、裝夾優(yōu)化設(shè)計的復(fù)合加工技術(shù)，來實現(xiàn)飛機主起支撐接頭的高效復(fù)合加工，縮短工藝流程，提高零件的裝配協(xié)調(diào)精度，是實現(xiàn)這一類關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件技術(shù)突破的有效途徑。

1、基于五軸聯(lián)動的五面加工工藝設(shè)計

　　在傳統(tǒng)的加工工藝中，零件需要在不同的工位裝夾下完成雙耳結(jié)構(gòu)、后梁平面、理論外形等多個關(guān)鍵部位的加工，不但造成工藝過程冗長，也是造成諸多尺寸不協(xié)調(diào)的根源。采用五面加工工藝設(shè)計，將絕大多數(shù)的加工結(jié)構(gòu)特征暴露在機床加工范圍之內(nèi)，尤其是裝配關(guān)鍵部位在一個工位下完成加工，是保證關(guān)鍵尺寸協(xié)調(diào)的關(guān)鍵，這一方案在國外主流飛機制造企業(yè)已經(jīng)引起高度重視。

　　大角度五軸聯(lián)動五面加工工藝不僅具有傳統(tǒng)加工中心的全部加工能力，還具有對工件上任意空間位置的幾何結(jié)構(gòu)進行銑、鏜、鉆、鉸的能力，工藝范圍更廣，是實現(xiàn)大型復(fù)雜箱體結(jié)構(gòu)零件高度復(fù)合化加工的基礎(chǔ)。通過對工藝過程和工序的優(yōu)化、合并，刀具結(jié)構(gòu)的改進以及采用加工范圍各位靈活的數(shù)控機床，能夠大大提高數(shù)控機床的復(fù)合加工能力，使得更多的工藝結(jié)構(gòu)都能在一臺機床、一次裝夾下加工完成?！　‰S著數(shù)控機床技術(shù)的不斷發(fā)展，支持復(fù)合加工能力的數(shù)控設(shè)備也是當(dāng)前數(shù)控技術(shù)發(fā)展的方向之一，主要體現(xiàn)在機床設(shè)備的復(fù)合加工能力不斷提升，可靠性增強，五軸聯(lián)動加工角度變化范圍更大，滿足飛機結(jié)構(gòu)件大型化、精確化的趨勢。同時，高性能超長抗震刀具的應(yīng)用也為實現(xiàn)大角度深腔結(jié)構(gòu)高效加工提供了可能。因此，當(dāng)前的設(shè)備技術(shù)發(fā)展是支持飛機主起支撐接頭這類大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)件復(fù)合化加工的客觀條件。

2、大角度五軸聯(lián)動五面加工的裝夾設(shè)計

　　在五面加工工藝方法中，裝夾設(shè)計設(shè)計極為關(guān)鍵。主要考慮的因素有兩點：

　　一是保證絕大多數(shù)的加工結(jié)構(gòu)特征暴露在機床加工范圍之內(nèi)，尤其是關(guān)鍵部位在一個工位下完成加工。由于主起支撐接頭結(jié)構(gòu)復(fù)雜，角度變化大，許多結(jié)構(gòu)部位接近五軸設(shè)備擺角加工的行程極限，因此，調(diào)整和精確模擬零件的裝夾姿態(tài)是保證五面加工裝夾設(shè)計可行性的關(guān)鍵。

　　二是五面加工裝夾設(shè)計方案下零件加工的力學(xué)穩(wěn)定性。在五面加工裝夾條件下，其裝夾約束點少于傳統(tǒng)的裝夾方式，同時，主起支撐接頭主要加工特征位深腔結(jié)構(gòu)，因此，如何保證零件加工狀態(tài)的力學(xué)穩(wěn)定性，避免裝夾不穩(wěn)定以及劇烈震顫也決定了工藝方案的可行性。

　　基于以上因素，合理的裝夾工藝凸臺設(shè)計是關(guān)鍵環(huán)節(jié)（圖6）。在五面加工裝夾設(shè)計方案中，主起支撐接頭加工時在零件緣板一側(cè)留有工藝凸臺，采用支撐銑具和工件一體化裝配固定裝夾。在這種裝夾狀態(tài)下，裝夾力平行于螺釘孔軸線，不會對零件變形產(chǎn)生直接影響。不過，當(dāng)零件出現(xiàn)變形趨勢后，裝夾將約束零件的變形，形成額外的扭矩。這部分扭矩可能的影響包括2個方面：導(dǎo)致零件局部變形；導(dǎo)致零件的局部變形是否會產(chǎn)生局部尺寸的超差。為此，需要通過有限元分析評估零件不同變形形態(tài)和變形量值情況下，反作用力的實際影響。

　?。?）按照零件緣板外形結(jié)構(gòu)，設(shè)計不等高的裝夾工藝凸臺，采用內(nèi)六方螺栓實現(xiàn)支撐銑具和工件一體化裝配固定裝夾。

　　（2）零件的裝夾工藝凸臺上分別以精度孔作為定位基準(zhǔn)。

　　（3）調(diào)整零件在裝夾時的空間姿態(tài)，使兩側(cè)緣板角度能夠滿足機床的擺角加工范圍；支撐夾具主體避讓擺角加工的主軸結(jié)構(gòu)。

　?。?）在裝夾過程中，采用測力儀測量裝夾力的幅值，得到數(shù)據(jù)后，使用有限元軟件進行靜態(tài)力學(xué)分析，優(yōu)化裝夾方式，最小化裝夾變形。

3、主起接頭交點孔及梁基準(zhǔn)平面的鏜銑復(fù)合加工

　　在飛機主起支撐接頭的加工過程中，主起接頭交點孔及梁基準(zhǔn)平面的精度協(xié)調(diào)問題是零件加工的關(guān)鍵，也是長期以來困擾該類零件研制的核心難題。傳統(tǒng)的加工工藝中，這兩處關(guān)鍵部位只能在不同的工序過程中完成，自然也無法保證尺寸的協(xié)調(diào)性，解決的策略一般是留工藝余量，在最終階段進行修配完成，結(jié)果可控性差。采用鏜銑復(fù)合加工的方法是解決這一難題的有效途徑。其實現(xiàn)的方式有設(shè)計專用的鏜銑復(fù)合工裝或五軸精密鏜銑設(shè)備。

　　本方案研究思路如圖8所示，即通過低應(yīng)力切削工藝及關(guān)鍵結(jié)構(gòu)變形控制模擬分析方法研究，結(jié)合裝夾精度分析、基準(zhǔn)轉(zhuǎn)換以及設(shè)備五軸聯(lián)動加工精度分析，通過試驗驗證及工藝方案優(yōu)化，建立復(fù)合加工工藝方案，滿足最終精度要求。

　　精加工緣板外形→精加工梁基準(zhǔn)平面→精加工U形雙耳槽口→精鏜交點孔及孔端面→數(shù)控測量。

　　工件的定位方法及壓緊方式直接影響裝夾精度，本方案采用圓柱銷定位，夾緊采用內(nèi)六方螺栓夾緊，螺栓的規(guī)格和數(shù)量可通過銑削力與夾緊力計算，此方案可增加裝夾的可靠性并縮短刀具的懸伸長度，提高零件的加工工藝性。本方案采用五面加工方案，關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部位在一次裝夾下完成5個面的加工，后梁面與主起后交點在同一工位下加工完成，不存在基準(zhǔn)的轉(zhuǎn)換，有效的減少了誤差的積累。同時，這種加工方案有利于實現(xiàn)在切削過程中材料去除的均勻化和對稱性，應(yīng)力釋放均勻，減小加工變形。在這種方案，設(shè)備的精度檢測也十分關(guān)鍵，機床精度直接影響產(chǎn)品的質(zhì)量，一般機床X、Y向1米范圍內(nèi)定位精度需要滿足0.02mm以內(nèi)，擺角精度為0.002度以內(nèi)，以確保主起后交點位置公差精度要求。

4、主起接頭復(fù)合加工下變形分析

　　在復(fù)合加工條件下，零件的整體工藝流程大大縮短，裝夾切換次數(shù)大大減少，裝夾切換帶來的尺寸不協(xié)調(diào)將大大減小，而加工變形控制問題則尤為突出。盡量減小加工變形造成的尺寸精度誤差決定了加工的成敗。因此，必須對此類零件容易引起加工變形的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)進行深入的分析。根據(jù)加工試驗以及模擬變形分析，造成飛機主起支撐接頭變形問題的主要結(jié)構(gòu)有，雙耳結(jié)構(gòu)槽口變形、后梁基準(zhǔn)面的變形、雙耳結(jié)構(gòu)上孔的變形等。

　　基于鍛制毛坯內(nèi)應(yīng)力分布的特點，通過內(nèi)應(yīng)力測試和內(nèi)應(yīng)力仿真相結(jié)合的方法全面評估毛坯的內(nèi)應(yīng)力分布，通過應(yīng)力仿真獲得毛坯應(yīng)力分布的形態(tài)。依據(jù)毛坯內(nèi)應(yīng)力、表面應(yīng)力和裝夾力情況對不同階段的零件進行變形分析，包括：利用有限元法分析典型結(jié)構(gòu)大余量材料切除時零件的內(nèi)應(yīng)力分布規(guī)律、應(yīng)力集中和變形情況。

　?。?）深U形雙耳結(jié)構(gòu)加工變形分析。

　　主起接頭上深U形雙耳結(jié)構(gòu)加工材料切除量大，內(nèi)應(yīng)力釋放程度高，槽腔根部的微小變形容易在槽腔頂端形成較大的位置偏離。深U形雙耳結(jié)構(gòu)相當(dāng)于懸臂梁，深度越大，懸臂的剛性越弱。在內(nèi)應(yīng)力分析的基礎(chǔ)上，借助有限元仿真計算零件變形，以變形最小化為目標(biāo)，選取深槽腔加工的最佳余量分配方案，同時制定出控制深槽腔變形的加工工序。

　?。?）后梁面非封閉槽腔變形分析。

　　后梁平面容易變形是因為其側(cè)面開有缺口，在零件上形成了非封閉槽腔，不僅降低了其結(jié)構(gòu)剛性，還可能導(dǎo)致應(yīng)力集中。通過典型結(jié)構(gòu)切削和有限元仿真，分析缺口加工策略對結(jié)構(gòu)剛性、應(yīng)力集中和加工變形的影響程度，最終給出加工非封閉槽腔的合理工序以及各工序中的材料余量分配。

　?。?）主起后交點孔的蠕變變形分析。

　　主起后交點孔孔的變形控制主要是要控制蠕變。通過分析試樣蠕變變形影響因素和規(guī)律，獲得各種工藝參數(shù)切削后的極限變形周期Ti和極限變形量ΔHc。針對主起后交點孔進行變形控制應(yīng)用研究，利用基礎(chǔ)切削試驗和蠕變變形研究的結(jié)果給出合理切削參數(shù)，避免表面和局部應(yīng)力集中。

結(jié)論

　　大型飛機復(fù)雜結(jié)構(gòu)件的加工技術(shù)水平是航空制造能力的重要體現(xiàn)，集中反映了設(shè)備技術(shù)水平和工藝技術(shù)水平。數(shù)控復(fù)合加工技術(shù)集多種工藝方法、加工方式于一身，實現(xiàn)高效化、集成化加工，促進了加工效率和加工質(zhì)量的提升，降低生產(chǎn)成本，是制造技術(shù)發(fā)展的重要方向之一。當(dāng)然，根據(jù)產(chǎn)品類型的不同，其工藝復(fù)合的方式也不同，必須綜合考慮工藝可行性及經(jīng)濟性，在專業(yè)化和復(fù)合化方面把握平衡點，將復(fù)合加工技術(shù)和我國的航空制造技術(shù)緊密結(jié)合起來。