一种飞机部件补偿层可加工性的判断方法与流程

1.本发明属于飞机部件装配技术领域，特别涉及一种飞机部件补偿层可加工性的判断方法。


背景技术：

2.新型飞机研制时，为保证飞机隐身性能，提高飞机部件外形精度及互换性；在飞机部件的骨架装配完成后（如图2所示），需要在骨架的缘条面上粘接一层补偿层（如图3所示），通过对补偿层进行数控切削加工的方式，来保证骨架的外形精度。部件骨架由框、梁等结构组成，待加工区域结构为筋条、腹板面、缘条、补偿层（如图4所示）。
3.部段骨架结构的缘条为薄壁结构，厚度一般1.5~4mm，粘接的补偿层厚度一般为2mm，切削加工后补偿层厚度为1mm。由于垂直于缘条面方向的刚性较弱，在对补偿层进行数控高速切削时，补偿层承受垂直于缘条面的交变载荷和平行缘条面的切向载荷，易出现加工振动和补偿层脱粘等问题。目前，部件精整加工处于试验应用阶段，补偿层的可加工性尚无准确的判断方法，导致加工过程中，出现以下两种情况：1）未对不可加工区域进行设计或工艺处理，导致弹刀以及衬垫脱粘的情况发生，严重时甚至报废整个部段产品；2）对部件缘条面进行盲目的增刚和增阻，增加劳动强度，降低工作效率。


技术实现要素：

4.本发明的目的是针对“部件缘条面所粘接的补偿层可加工性判断方法不足，导致加工过程中对部件缘条面进行盲目的增刚和增阻，造成效率低下，或出现弹刀、脱粘等问题”的缺陷，提出一种判断飞机部件补偿层可加工性的计算分析方法，以在部段设计阶段，对补偿层的可加工性进行预测，提前判断结构的可加工性；且该方法能优化切削参数、提高加工效率、实施简单、效率高。
5.本发明具体通过通过以下技术方案实现：一种飞机部件补偿层可加工性的判断方法，其特征在于，包括以下步骤：s1，设计切削试验，通过切削试验获取切削载荷与切削参数之间规律，并确定极限切削参数；s2，结合部段结构特征，对补偿层衬垫的加工面进行分区，以形成个部段加工区域，每个部段加工区域均有一个相对刚度最小点，即部段上共有个相对刚度最小点；s3，采用cae软件依次对部段上的个刚度相对最小点施加与缘条面垂直的载荷，通过计算获得部段上所有相对刚度最小点的形变，其中，表示部段加工区域的编号，的取值范围为，表示在第个部段加工区域中的相对刚度最小点的形变；s4，基于获得各部段加工区域的最小结构刚度，则有，其中，表示在第个部段加工区域的最小结构刚度；
s5，按要求设计盒段试验件，并根据盒段结构特征划分出个盒段加工区域，每个盒段加工区域中都存在相对刚度最小点；s6，采用cae软件依次对盒段上的所有刚度相对最小点施加与缘条面垂直的载荷，通过计算获得盒段上所有相对刚度最小点的形变，其中，表示盒段加工区域的编号，的取值范围为，表示在第个盒段加工区域中的相对刚度最小点的形变；s7，取盒段加工区域中的最大形变，基于获得各盒段加工区域的最小结构刚度，则有，其中，表示在第个盒段加工区域的最小结构刚度；s8，设置好走刀方式，按从大到小的顺序对试验盒段各分区进行切削加工，并确定临界加工变形；s9，基于临界加工变形，结合各区域计算的最小结构刚度及切削载荷与切削参数之间规律，判断部段补偿层的可加工性，以实现各分区切削参数的优选。
6.具体的，所述步骤s1中，切削试验包括以下步骤：s1
‑
1，在铝合金平板上粘接2mm厚的补偿层衬垫；s1
‑
2，铝合金平板底部连接测力仪，且测力仪处于补偿层衬垫的正下方；s1
‑
3，基于机床的数控系统设置对补偿层衬垫的加工参数，在加工参数中，径向切深；s1
‑
4，启动机床对补偿层衬垫进行加工；在加工过程中记录下在0.3mm~1.8mm范围内的不同径向切深下的切削载荷和加工表面粗糙度，并令加工表面粗糙度时的最大切径向切深为；其中，表示机床加工的方向，包括轴、轴和轴，则包括了轴、轴和轴上的切削载荷；s1
‑
5，根据在范围内切削载荷与径向切深的变化趋势，建立幂指函数；其中，为自变量，为因变量；和都为常数，结合在范围内的径向切深以及在该范围内记录的切削载荷，采用最小二乘拟合算法求解和。
7.具体的，所述步骤s1
‑
3中，机床对补偿层衬垫进行加工所用的切削刀具为整体多齿刀具，且整体多齿刀具的直径d=12~20mm、底角r≥3mm。
8.具体的，所述步骤s1
‑
3中，机床对补偿层衬垫的加工方式为定摆角α行切加工，切削刀具的转速s、进给f和轴向切深度均为恒定值，且加工参数范围α=10
°
~20
°
、f≥18000 rpm、s≥1000mm/min、。
9.具体的，所述步骤s1中，极限切削参数为补偿层衬垫可加工的最大径向切深，且最大径向切深是基于补偿层衬垫的粘接扯离强度进行确定的，补偿层衬垫的粘接扯离强度包括由玻璃钢复合材料与胶之间的扯离强度和铝合金板与胶之间的扯离强度为，则最大径向切深的确定包括以下步骤：s1
‑
6，基于，结合的轴、轴和轴取向范围，获得公式和，则在切削过程中，补偿层衬垫承受的切向切削载荷
；s1
‑
7，令且，避免补偿层衬垫在加工过程中发生脱粘，则有以及，采用图解法或数值解法解算出满足前述要求的最大切径向切深；其中，为玻璃钢复合材料与胶之间的扯离安全系数，取值范围8~12；为铝合金板与胶之间的扯离安全系数，取值范围10~15；为刀具直径；s1
‑
8，将与步骤s1
‑
4中的做对比，取和两者中相对小的一个，即，。
10.具体的，所述步骤s5中，盒段试验件由框和梁组成，盒段试验件的框和梁的结构形式与部段的框和梁结构形式一致，且框和梁都包含缘条、筋条、腹板面和补偿层衬垫；设计盒段试验件的要求包括：a.框和梁的数量均大于等于2，包括缘条间距和缘条厚度在内的尺寸不超过部段上相应尺寸的极值；b.划分盒段加工区域是以框和梁的腹板中面以及缘条边为界，将缘条面分为个加工区域，且；c.通过设置筋条，使各盒段加工区域中的刚度相对最小点的数量大于等于2；d.通过调整包括缘条间距和缘条厚度在内的结构尺寸，满足，其中，，。
11.具体的，所述步骤s8中，切削加工的走刀方式是：采用与步骤1中所述的切削试验相同的切削参数进行切削加工，使刀具沿补偿层衬垫边缘方向进行走刀，逐渐从缘条边缘铣切至框腹板中面分界线，确保切削加工的径向切深；切削过程中，当首次出现弹刀情况时或衬垫加工表面粗糙度时，即停止加工。
12.具体的，所述步骤s8中，确定临界加工变形包括以下步骤：s8
‑
1，假设一个盒段加工区域，其中，表示盒段加工区域的编号，且，则根据步骤s7，盒段加工区域的最小结构刚度；s8
‑
2，采用cae软件对盒段加工区域的刚度相对最小点施加与缘条面垂直的载荷，通过计算获得盒段加工区域中相对刚度最小点的形变；s8
‑
3，使刀具沿补偿层衬垫边缘方向进行走刀，逐渐从边缘切至腹板处，在这期间，刀具所在位置的结构刚度不发生变化，最大径向切深为恒定值，因此，则有；s8
‑
4，设缘条面的可加工临界变形为，则有。
13.具体的所述步骤s9包括以下步骤：s9
‑
1，基于步骤s8
‑
4中获得的可加工临界变形，可得部段加工区域不发生弹刀
的临界加工载荷；s9
‑
2，设定一个安全系数，的取值范围为0.8~0.9，则部段加工区域不发生弹刀的临界加工载荷；s9
‑
3，基于由获得的，建立径向切宽关系式：，其中为第个部段加工区域的径向切宽，和为基于拟合出的常数；s9
‑
3，结合步骤s9
‑
1、步骤s9
‑
2和步骤s9
‑
3，获得关系式，基于前述关系式求对数，得到；s9
‑
4，基于判断可加工性，当时，判断部段加工区域可进行加工，当，判断部段加工区域无法进行加工。
14.具体的，所述步骤s9
‑
4中，当时，若，则为部段加工区域的最佳加工切宽，若为部段加工区域的最佳加工切宽。
15.本发明带来的有益效果：1）本发明为基于一种工艺计算分析方法对部段补偿层（主要为补偿层衬垫）的可加工性进行判断，通过将部段补偿层的可加工性数字化，可有效预测加工过程中的弹刀和脱粘问题，并能准确定位无法加工的部位，将本技术方案作为部段补偿层加工的前期准备，可极大限度的避免出现整个不断产品报废的情况；2）基于本技术方案的条件下，避免了对部件缘条面进行盲目的增刚和增阻，由此避免了增加不必要的劳动强度，确保了正常的工作效率；3）本技术方案可以作为设计产品的一个依据，在产品设计阶段就能针对其可加工性进行评价，从而提前优化产品设计3）基于本技术方案的条件下，可优化部段补偿层的加工参数，以进一步提高加工效率；操作简单且实施方便；适用性广，可在不同部段和机型上推广应用；成本低，在不需要任何高成本设别的条件下便可实时。
附图说明
16.图1为本技术方案的方法流程图；图2为一种飞机部件骨架结构示意图；图3为补偿层衬垫的结构示意图；图4为衬垫粘接区的结构示意图；图5为平板试验件的结构示意图；图6为图3中a处区状态的结构示意图；图7为基于图6标注部段加工区域的结构示意图；图8为刚度最弱点位置示意图；图9为盒段试验件的结构示意图；图10为盒段补偿层加工分区状态的示意图；图11为基于图10标注盒段盒段加工区域的结构示意图；
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表1
‑
2s5，按要求设计盒段试验件，并根据盒段结构特征划分出个盒段加工区域，图11中的（2
‑
1）~（2
‑
31）都分别表示一个盒段加工区域，每个盒段加工区域中都存在相对刚度最小点；s6，采用cae软件依次对盒段上的所有刚度相对最小点施加与缘条面垂直的载荷，通过计算获得盒段上所有相对刚度最小点的形变，其中，表示盒段加工区域的编号，的取值范围为，表示在第个盒段加工区域中的相对刚度最小点的形变；s7，取盒段加工区域中的最大形变，基于获得各盒段加工区域的最小结构刚度，则有，其中，表示在第个盒段加工区域的最小结构刚度，其结果如表2
‑
1所示的盒段试验件各分区变形及刚度；
表2
‑
1s8，设置好走刀方式，按从大到小的顺序对试验盒段各分区进行切削加工，并确定临界加工变形；s9，基于临界加工变形，结合各区域计算的最小结构刚度及切削载荷与切削参数之间规律，判断部段补偿层衬垫的可加工性，以实现各分区切削参数的优选。
19.实施例2本实施例公开了一种飞机部件补偿层可加工性的判断方法，作为本发明一种优选的实施方案，即实施例1中，步骤s1中的切削试验是选择ew100玻璃钢复合材料作为补偿层衬垫，开展力学性能试验，标定补偿层衬垫切削力学性能，包括以下步骤：s1
‑
1，在铝合金平板上粘接2mm厚的补偿层衬垫；s1
‑
2，铝合金平板底部连接测力仪，且测力仪处于补偿层衬垫的正下方，如图5所示；s1
‑
3，基于机床的数控系统设置对补偿层衬垫的加工参数，在加工参数中，径向切深；优选的，机床对补偿层衬垫进行加工所用的切削刀具为整体多齿刀具，且整体多齿刀具的直径d=12~20mm、底角r≥3mm，机床对补偿层衬垫的加工方式为定摆角α行切加工，摆角方向如图5所示，切削刀具的转速s、进给f和轴向切深度均为恒定值，且加工参数范围α=10
°
~20
°
、f≥18000 rpm、s≥1000mm/min、；s1
‑
4，启动机床对补偿层衬垫进行加工；在加工过程中记录下在0.3mm~1.8mm范围内的不同径向切深下的切削载荷和加工表面粗糙度（记录下的内容如表格3
‑
1所示），并令加工表面粗糙度时的最大切径向切深为；其中，表示机床加工的方向，包括轴、轴和轴，则包括了轴、轴和轴上的切削载荷；s1
‑
5，根据在范围内切削载荷与径向切深的变化趋势，建立幂指函数；其中，为自变量，为因变量；和都为常数，结合在范围内
的径向切深以及在该范围内记录的切削载荷，采用最小二乘拟合算法求解和，具体参数及试验结果如表3
‑
1所示试验参数及结果记录；表3
‑
1可以拟合得到切深在0.3mm~1.5mm范围时，与、和的关系式：、和）。
20.实施例3本实施例公开了一种飞机部件补偿层可加工性的判断方法，作为本发明一种优选的实施方案，即实施例2中，步骤s1中的极限切削参数为补偿层衬垫可加工的最大径向切深，且最大径向切深是基于补偿层衬垫的粘接扯离强度进行确定的，补偿层衬垫的粘接扯离强度包括由玻璃钢复合材料与胶之间的扯离强度和铝合金板与胶之间的扯离强度为，则最大径向切深的确定包括以下步骤：s1
‑
6，基于，结合的轴、轴和轴取向范围，获得公式和，则在切削过程中，补偿层衬垫承受的切向切削载荷；s1
‑
7，令且，避免补偿层衬垫在加工过程中发生脱粘，则有以及，采用图解法或数值解法解算出满足前述要求的最大切径向切深；其中，为玻璃钢复合材料与胶之间的扯离安全系数，取值范围8~12；为铝合金板与胶之间的扯离安全系数，取值范围10~15；为刀具直径；在实际操作中得知由玻璃钢复合材料与胶之间的扯离强度、铝合金板与胶之间的扯离强度为，取，，且；则同时满足和，求得；s1
‑
8，将与步骤s1
‑
4中的做对比，取和两者中相对小的一个，即，。
21.实施例4本实施例公开了一种飞机部件补偿层可加工性的判断方法，作为本发明一种优选
的实施方案，即实施例3中，步骤s5中盒段试验件由框和梁组成，盒段试验件的框和梁的结构形式与部段的框和梁结构形式一致，如图9所示，且框和梁都包含缘条、筋条、腹板面和补偿层衬垫；设计盒段试验件的要求包括：a.框和梁的数量均大于等于2，包括缘条间距和缘条厚度在内的尺寸不超过部段上相应尺寸的极值；b.如图10和图11所示，划分盒段加工区域是以框和梁的腹板中面以及缘条边为界，将缘条面分为个加工区域，且；c.如图9所示，通过设置筋条，使各盒段加工区域中的刚度相对最小点的数量大于等于2；d.通过调整包括缘条间距和缘条厚度在内的结构尺寸，满足，其中，，。
22.实施例5本实施例公开了一种飞机部件补偿层衬垫可加工性的判断方法，作为本发明一种优选的实施方案，即实施例4中，步骤s8中的切削加工的走刀方式是：采用与步骤1中所述的切削试验相同的切削参数进行切削加工，如图12所示，使刀具沿补偿层衬垫边缘方向进行走刀，逐渐从缘条边缘铣切至框腹板中面分界线，确保切削加工的径向切深；切削过程中，当首次出现弹刀情况时或衬垫加工表面粗糙度时，即停止加工。其中，弹刀具体指在切削过程中，机床刀具的振动过大或铣切声音突然尖锐。
23.实施例6本实施例公开了一种飞机部件补偿层可加工性的判断方法，作为本发明一种优选的实施方案，即实施例5中，步骤s8中，确定临界加工变形包括以下步骤：s8
‑
1，假设一个盒段加工区域其中，表示盒段加工区域的编号，且，则根据步骤s7，盒段加工区域的最小结构刚度；s8
‑
2，采用cae软件对盒段加工区域的刚度相对最小点施加与缘条面垂直的载荷，通过计算获得盒段加工区域中相对刚度最小点的形变，为盒段加工区域在载荷作用下的最大变形；s8
‑
3，使刀具沿补偿层衬垫边缘方向进行走刀，逐渐从边缘切至腹板处，在这期间，刀具所在位置的结构刚度不发生变化，最大径向切深为恒定值0.6mm，根据表格2
‑
1记录的内容，区域2
‑
25的最小结构刚度，因此，则有；s8
‑
4，设缘条面的可加工临界变形为，则有。
24.实施例7本实施例公开了一种飞机部件补偿层可加工性的判断方法，作为本发明一种优选的实施方案，即实施例6中，步骤s9包括以下步骤：s9
‑
1，基于步骤s8
‑
4中获得的可加工临界变形，可得部段加工区域不发生弹刀的临界加工载荷；s9
‑
2，设定一个安全系数，的取值范围为0.8~0.9，则部段加工区域不发生弹
表4
‑
3基于本技术方案，将判断依据数据话，即，可通过计算出详细数据为提供有效可靠的可加工性判断依据，进一步为部件的加工提供了可靠的参数依据，可在一定程度上防止产品部段的报废；另外，基于本技术方案，可获得各部段加工区域的最佳加工切宽，将所有部段加工区域的最佳加工切宽统计成表格，便于在加工过程中使用，不仅为操作人员提供了便利，还确保了高质量的加工效果。