航空零件（共5篇）
航空零件 篇1
由于某航空厂数控加工中心在加工环型零件第50和60工序时, 无法达到加工精度要求, 而采用人工换刀加工。通过对现场进行调研和现场铣削试验, 确定出影响环型零件加工精度的主要因素, 并提出相应的解决方案。
1 原因分析
该航空零件为燃气机燃烧室单元体的主要部分, 零件材料为高温合金钢。其第50和60工序中最重要的工步尺寸为大小弧段和两侧边的上下槽, 且最小加工尺寸精度为。
如图1所示为零件的三维实体模型, 其结构为框架结构, , 在受到较大铣削力作用下容易发生变形, 基于此将工件弹性变形作为影响加工精度的主要因素。运用UG软件进行零件的三维造型[1], 将零件实体转换成ANSYS能够识别的文件格式导入, 并对工件进行有限元分析[2]。由于软件的后处理功能所得的X、Y向的最大位移量都很小可忽略掉, 故不将工件的弹性变形列为影响零件加工精度的主要因素。
通过现场铣削实验了解到在铣削内外轮廓中铣削余量较多, 而刀具材料为M42, 在受到较大铣削力的作用, 易出现刀具磨损现象。基于此将刀具磨损作为影响加工精度的又一主要因素。针对刀具半径的磨损监测, 采用声发射法[3], 通过对实验采集的AE信号进行移频小波包的特征值提取+, 结合BP神经网络[5], 建立刀具磨损监测预报模型。通过建立刀具磨损监测预报模型, 对训练样本和验证样本的数据进行分析, 其训练样本的最大误差为, 验证样本的最大误差为。而该环型零件的最小加工尺寸精度为, 均满足误差精度要求, 故对零件加工精度的影响可忽略掉。
通过前期的调研了解到, 由于铣削零件的环型槽其Z方向的误差精度不能满足加工精度要求, 而且该厂16台数控铣床自99年投入生产, 一直都未彻底检修, 基于此将机床误差作为影响加工精度的又一主要因素。结合零件的加工工况, 只考虑机床的几何误差对加工精度的影响。
2 解决方法
由于该零件的最小加工尺寸精度为, 通过自动换刀加工无法保证其上下槽的尺寸精度, 且上下槽的尺寸是靠Z方向的定位精度来保证, 据此将进给传动机构误差作为影响机床误差的主要因素。本次实验通过对机床误差进行系统分析, 选用杠杆千分尺测量数控铣床Z方向的定位误差。
实验方案:
本次实验是将两把铣刀分别装入刀库和机床主轴, 采用自动换刀和手动换刀来测量其Z方向的定位误差。首先用铣床压板将工件紧固在工作台上, 以工件的上表面为定位基准, 沿Z方向下降10mm, 用手工对刀的方式将工件的一个侧槽铣削出来, 并以侧槽的下表面为定位基准, 沿Z方向下降10mm, 依次铣出第二、第三个槽。由于零件四周均布环型槽, 运用自动换刀的方式, 以工件的上表面作为定位基准, 以第一个槽等高度的其它三个方向依次铣削出第四、第五、第六个槽。然后采用自动换刀的方式, 相对于前三个槽沿Z方向下降10mm, 按照上述方法, 以各个槽的下表面为定位基准依次铣削出第七、第八、第九个槽。最后还是采用自动换刀的方式, 相对于前三个槽沿Z方向再下降10mm, 以各个槽的下表面为定位基准依次铣削出第十、第十一、第十二个槽, 如图2所示。
试切实验完成后, 利用杠杆千分尺, 以第一个槽的下表面为基准, 依次测量从第一个槽至各个槽的高度差。测量所得Z方向定位误差如表1所示。
由Z方向定位误差可知, 在采用手动换刀对零件进行铣槽加工时其最大定位误差为0.07mm。而采用自动换刀对零件进行铣槽加工时, 其最大定位误差为1.04mm。由于零件的最小加工尺寸精度为, 根据试切实验测得的数据可知自动换刀加工过程中其Z方向定位误差是影响零件加工精度的主要因素。
由于机床Z方向的定位误差值呈现不规则变化, 为了保证零件加工精度的要求, 应采取如下措施即:在修磨机床主轴和检修实验设备的同时, 每次铣削加工前, 通过杠杆千分尺测量出装刀后的Z方向定位误差, 将上述误差值以刀补的形式添加到相应程序段中。并运用宏程序对零件可以串编的程序进行调用, 真正实现了自动换刀加工。
3 结论
通过对工件的弹性变形、刀具磨损、机床误差进行分析, 结合铣槽实验所测得的Z方向定位误差, 确定出机床误差是影响零件加工精度的主要因素。为了保证零件的加工精度, 在修磨机床主轴和检修实验设备的同时, 每次铣削加工前, 通过杠杆千分尺测量出装刀后的Z方向定位误差, 将上述误差值以刀补的形式添加到相应程序段中。并运用宏程序对零件可以串编的程序进行调用, 真正实现自动换刀加工, 极大地提高了工厂的生产效率。
参考文献
[1]闫伍平, 黄成.中文版UG NX8.0技术大全[M].北京:人民邮电出版社, 2013:104-367.
[2]李黎明.ANSYS有限元分析实用教程[M].北京:清华大学出版社, 2005.
[3]余峰浩.刀具磨损、破损的声发射监控法的研究[J].机电工程技术, 2005, 34 (9) :72-74.
[4]路勇.加工工况信息远程监测与刀具磨损识别技术的研究[D].哈尔滨:哈尔滨工业大学, 2000.
[5]闻新.MATLAB神经网络应用设计[M].北京:北京航空航天出版社, 2001:207-232.
航空零件 篇2
【摘 要】近几年国家科技的进步，航空制造业已成为衡量国家发达水平的重要因素之一。航空发动机是飞行器的核心部件，航空发动机材料与制造技术向着高温化、复合化、轻量化、整体化、高效率、低成本的方向发展。因此发动机典型零部件的加工技?g与刀具应用对航空业的发展起着重要的作用。由于航空零件多为难加工材料，精密程度较高，零件形状结构较为复杂，零件的切除率大，对于生产工艺提出了较高要求。从技术实现角度出发，对航空发动机典型零件进行加工，技术人员应该坚持严谨的工作态度，使用配套的装备解决材料难加工的问题。
【关键词】 航空发动机 零件 数控加工技术
一、航空发动机典型零件加工装备需求
1、航空发动机典型零件加工对数控设备的需求
航空制造业对零件加工精度和效率日益提高的需求不断推动机床技术的发展，是机床产品创新的源动力。高速高精度加工中心、复合加工和多轴联动数控机床的出现都与客户需求密切相关。机床的发展方向如下：（1）自动化程度高，即要求设备具有数字化和前沿性的特征，软件功能强大，自动化程度高。（2）高度集成性，附加设备少，设备高度集成，能够实现工艺复合。（3）柔性化，设备通用程度高，生产适用性强。（4）高精度、高效率、智能化，设备需具备精度高，技术成熟度高等特点。（5）高稳定性，精度保持时间长，故障率低。
2、航空发动机典型零件刀具技术需求
先进的航空产品要求航空零件具有更优异的性能、更低的成本和更高的环保性，而加工工艺要求具有更快的加工速度、更高的可靠性、高重复精度和可再现性。航空钛合金、高温合金零件难切削的工件材料，复杂而薄壁的形状，高精度的尺寸和表面粗糙度要求，同时大的金属去除量等特点，对切削刀具的高效、精密、安全性等提出更高的要求。刀具作为切削加工的主体之一，在解决航空材料的加工难题中起着至关重要的作用。传统刀具已不能满足现代先进高效加工的要求，刀具行业进入了“高精度、高效率、高可靠性和专用化”的现代刀具生产新格局。刀具质量稳定，刀具精度高，可转位数控刀片各批次产品尺寸精度分散性能控制在一定范围内，成形刀具精度应能完全满足加工部位要求。能针对涡轮机匣、风扇机匣、涡轮盘、风扇盘、长轴、叶片、叶轮等典型零部件，提供完整的刀具配套和解决方案。
二、航空发动机典型零件加工技术探讨
1、发动机零件材料控制和CAD模型加工方案分析
在航空发动机典型零件加工活动中，技术人员可以使用金属制作成复合材料的零件。在零件的切削加工中应该加入性能独特的原材料，添加钨和钼能够降低零件切削加工处理的难度。在发动机零件的切削加工中添加钨能够提高材料的高温强度和常温强度，添加钼能够显著提升材料的强度和韧性，提升发动机零件的使用效果。但是，在发动机典型零件加工中添加合金元素时，技术人员应该重视材料导热系数明显下降的问题。在制定零件加工方案的过程中，技术人员应该认真分析零件的抗拉强度和冲击韧度问题，选择合适的材料进行加工处理。发动机曲轴一般使用QT700材料及虚拟性加工，缸盖选用ZL101（ZALSI7Mg）材料进行加工。在零件处理过程中，可以采用零件图形的数字处理方法，在三维立体模式中对零件加工的细节进行优化。根据加工设计的标准确定零件处理的工步和进给路线，选择合适的机床类型开始对零件进行加工。使用CAD模型处理方法，对发动机零件设计和加工方案进行数字化处理。建立单个典型精密零件的CAD模型特征信息表，包括制造资源库的容量信息、该典型零件加工的工艺技术规范和工艺特征，针对零件的几何特征信息进行加工特征的读取，从而确定合适的切削参数。
2、核心零部件建工与刀具装备的选择分析
发动机缸盖的主要加工内容为进气门座圈/导管切削和上平面螺纹攻丝加工，技术人员应该选择合适的刀具材料装备。在加工技术应用中，技术人员应该合理控制每齿进给量和每转进给量，根据切削零件的进给量选择合适的切削速度。在主轴转速控制中，技?g人员还应该考虑到加工余量和耐用度的问题，提升典型零件的抗弯强度和断裂韧度。航空发动机的凸轮轴是一种重要零件，它一般使用HT250型号的材料进行加工，其抗拉强度为250MIN/MPa，它的硬度和抗拉强度承受力都比较低，在高温和高压的状态下很容易发生变形，其硬度为170～241HBS之间，航空发动机凸轮轴的材料力学性能有严格标准，其伸长率不能小于0.5%，冲击韧度不小于10～110kJ/?O，导热系数不小于0.580W/cm-k。除了发动机的凸轮轴之外，航空发动机的典型零件还有曲轴、缸体、缸盖和连杆等零件。典型零件加工的技术重点是要选择合适的刀具材料装备，适合加工曲轴的刀具材料为PCD/CBN等，而适合加工缸体和缸盖的装备材料为高速钢等。
3、零件涂装技术控制与质量检查细节介绍
根据零件的尺寸选择合适的精铣端面槽，使用精密镗床加工出镗精密孔，并且对发动机典型零件的孔径进行检查。技术人员可以采用三坐标测量机等精密仪器，对零件的尺寸加工进行检查。使用在线测量的方式，及时地发现零件加工中存在的问题，将加工半成品的零件运送到车铣复合加工中心进行处理。半成品的航空发动机零件通常需要加装土层，根据不同零件的应用特点，选择不同的涂层进行加工。TiN类的发动机零件为金黄色，它的硬度最低，为1800～2300HV之间，此种典型零件符合低速下的通用涂装的技术要求，此类零件加装涂层一般为CVD/PVD类的涂层。TiN类的发动机零件为紫黑色，它的硬度比较高，为2300～3500HV之间，此种典型零件符合高速下的通用涂装的技术要求，此种材料可以用来加工制作难加工的航空零件。此类零件加装涂层一般为CVD类的涂层。
结 语
航空薄壁零件变形控制方法的研究 篇3
当今航空航天工业的快速发展,对飞行器的性能和可靠性提出了更高的要求,并极大影响着航空航天产品的设计理念。零件设计向着薄壁化、整体化和复杂化方向发展,并要求提高飞行器整体机构强度、简化装配环节、降低飞机自重。但是,薄壁结构件的加工问题也对航空制造业提出了新的挑战。薄壁结构件结构复杂、刚性差,并且在材料去除量大时,加工变形和尺寸稳定性难以控制,产品一次性合格率低。这现已成为我国航空生产领域中的瓶颈,因此薄壁结构件加工变形控制技术已成为飞行器制造中亟待解决的关键问题之一。
1 引起薄壁结构件变形的因素
在加工过程中,引起薄壁结构件变形的因素有很多,包括工件、刀具、机床、夹具及工艺参数等。其中最主要的因素有材料内部的残余应力、加工过程的切削力、工装夹具的装夹力。
(1)材料内部残余应力的影响。在没有外力载荷作用的情况下,材料内部的残余应力是相互平衡的,毛坯处于不变形的状态。在薄壁结构件加工中含有残余应力的毛坯材料被去除,残余应力得以释放,破坏了原有的平衡状态,并且在加工完成后应力重新分布,达到新的平衡状态,最终产生加工变形。由于薄壁结构件在加工过程中材料去除量高,甚至能达到90%[1],因此残余应力释放所引起的加工变形尤为显著。
(2)加工过程中切削力的影响。板框类薄壁结构件的加工主要采用铣削方式,材料受铣刀挤压作用不断发生剪切失效后从材料基体上被去除,工件与铣刀前刀面、后刀面之间存在变化强烈的切削力作用。薄壁结构件刚度低,受到切削力作用时会产生局部的弹塑性变形,从而降低了工件的加工精度和表面质量。另外,铣削过程中工件的加工表面会产生大量塑性变形,与其他部位所产生的弹性变形相互牵制,形成新的加工应力,从而进一步改变材料内部原有的应力分布状态,使薄壁结构件产生进一步的加工变形。
(3)工装夹具装夹力的影响。薄壁结构件加工过程中的装夹方案也是影响加工变形的重要因素。据统计,至少有20%的加工误差是由装夹及定位造成的[2]。薄壁结构件加工精度要求较高,工件在机床上定位基准面选择不当,或是夹紧力的大小及位置不合适,都会引起较大的定位误差,从而导致精度降低;另一方面,工件的夹紧力也会与切削力发生耦合效应,影响加工应力的产生和残余应力的重新分布,使薄壁结构件的加工变形更为复杂。
2 减小薄壁零件加工变形的策略
薄壁结构件的局部刚性较弱,在加工过程中受切削力和切削热的影响较大。控制薄壁零件加工变形的主要方法在于处理好切削力和零件局部刚度的关系。降低切削力和消除零件残余应力是减小薄壁零件局部加工变形的主要途径。数控加工理论研究和实际应用表明高速切削具有较小的切削力,从而在加工过程中产生的让刀变形效应较小,同时,由于切削热大部分由切削带走,零件温升变化不大,工件热变形很小,易于控制零件的尺寸精度和形位精度。应用高速切削控制薄壁零件变形的基本原则是协调切削力与零件剩余刚度之间的关系,通过优化加工参数,控制适当的切削力,始终保持零件具有最大的剩余刚度来抗衡切削力,从而达到控制薄壁零件加工变形的目的。
薄壁结构件在加工过程中材料去除率高,截面形状复杂,毛坯中的内应力随着材料去除而被逐步释放,内应力释放不均匀会导致零件的整体变形。针对毛坯进行内应力的预释放,采用适当的时效处理方法和优化设置应力释放工艺槽是消除内应力最为直接有效的途径。
由于工装夹具的限制,零件在加工过程装夹力分布并不均匀,工件在卸夹具前并无明显的整体轮廓变形。因为在零件加工过程中,应力重新平衡受到夹具的制约,工件形状趋于不稳定状态。然而零件刚性较为薄弱的中心区域会因为加工后应力重新平衡而产生塑性变形,应优化装夹方式合理消除装夹力对零件变形所带来的影响。
3 薄壁零件加工变形控制工艺
在采用高速切削技术降低切削力的基础上,可采取优化加工参数和让刀误差补偿的措施控制零件的变形[3]。为了消除刀具与工件间相互受力所引起的加工精度误差,可采用刀具偏摆过切补偿工艺。在工件加工前,可通过薄壁结构件切削受力有限元模拟分析预测工件在铣削过程中的变形趋势和变形量。根据预测的变形量将刀具进行偏摆,并将刀具偏摆量录入到数控程序中,使得刀具在实际切削加工过程中偏向工件偏离方向,从而克服让刀带来的壁厚不均匀现象,实现加工误差的补偿。
薄壁结构件加工变形由材料内应力所引起,选择应力分布均匀的毛坯将有利于应力测量,掌握其内应力分布规律,并可通过仿真模拟手段对工艺路线进行优化。例如铝合金预拉伸板7075-T651其应力呈“M”型分布,具有较强的规律性,且应力幅值较低,便于在生产过程中掌握其变形规律,利用其有效控制薄壁零件的加工变形问题。
对毛坯材料进行时效处理并设置合理的应力释放工艺槽是消除应力最为直接的方法,但不同的时效方式所起到的效果和实用性并不相同。对比可知,高低温时效处理既具有自然时效的尺寸稳定性,又能像传统时效处理降低应力峰值,均化应力分布,并能在一定程度上提高材料机械性能,作为一种新型的时效方式对控制薄壁结构件加工变形提供了新的工艺。应力释放工艺槽应设置在加工过程中应力集中的部位。例如缘条等容易弯曲的零件,其容易产生应力集中的部位是肋板边缘,梁肋间容易翘曲,此种工艺措施简单可行,具有很强的可操作性。
采用防变形装夹技术也是实现薄壁结构件高效加工的关键,实现防变形装夹技术的关键是装夹时确保零件基准面与工作台面或夹具基准面自然、致密贴合,零件基准面多点均匀受力紧固。尤其对于薄壁类、框架类零件采用传统的工件四周预留工艺余量压板装夹的方式,由于零件本身的刚性较差,工件上各点所受装夹力不均匀,加工后的残余应力更易导致工件产生翘曲变形,同时“机床—工件”系统刚性较差易于产生颤振,影响工件的表面精度。针对各类薄壁零件结构特点,保证工件加工过程中装夹力均匀持续,可采用真空辅助装夹方式。该装夹方法可提供持续的、恒定的吸附压力,使工件牢牢固定在夹具体上,确保加工中工件刚性较弱的区域紧贴工作台面,消除加工后刚性较弱区域的翘曲变形问题。该装夹方式中主要执行元件为真空吸盘体,其上面密封环槽的分布可根据所加工工件的形貌特征而定。并且该装夹方式省去了压板间螺纹配合装夹时间,生产实践证明真空辅助装夹方式可有效提高产品质量,发挥生产效能。
4 结语
根据现代航空工业的需求,航空结构件朝着薄壁化、整体化、复杂化方向发展,解决其加工变形问题对提高航空产品质量和加工效率具有重要意义。本文主要从分析薄壁结构件变形机理入手,指出导致零件加工变形的主要因素,并从3方面提出减小薄壁结构件加工变形的策略。从不同的工艺着重点入手提出相应的解决措施,为航空薄壁结构件实现高效、高精度的加工起到一定的技术支撑作用。
摘要：鉴于航空产品普遍采用的薄壁结构在制造过程中极易发生变形、失稳和振动等问题,制造难度极大,现分析了引起薄壁结构件变形的主要因素,并提出了相应预防变形的工艺优化措施。
关键词：航空薄壁件,铣削加工,加工变形
参考文献
[1]WANG Z J,Chen W Y,Zhang Y D,et al.Study On the Ma-chining Distortion of Thin Walled Part Caused by Re-distribution of Residual Stress[J].Chinese Journal of Aeronautics,2005,18(2):175～179
[2]Li B,Melkote S N.Improved Workpiece Location Accuracy through Fixture Layout Optimization[J].International Journal of Machine Tools and Manufacture,1999,39(6):871～883
航空零件 篇4
标准件在航空武器装备中是通用化和系列化程度要求最高的零件, 不仅影响产品结构强度、寿命, 也对产品减重、提高产品可靠性、维修性、安全性等方面起着重要作用, 是衡量武器装备“三化”水平的重要指标之一。目前, 航空发动机行业标准件的关键问题是没有形成系列化标准体系, 现有行业级以上标准不能满足新一代发动机设计选用需求, 需要发展航空发动机专用标准件标准, 满足设计和生产单位的需求, 进而提高型号小零件标准化水平和标准件质量。
1 小零件设计应用情况分析
为整合多方资源, 优化设计生产的协调管理, 缩短研制周期, 新一代航空发动机启用了协同研发模式。发动机行业标准件本来就基础薄弱, 大量具有通用特征小零件图在企业内部流通, 无法形成规模效益, 技术水平参差不齐, 这种研发模式在运行不成熟的初期更加限制了全机小零件通用化水平, 小零件标准化问题成为发动机研发过程中的突出问题。
1.1 小零件应用现状分析
1) 标准化程度低:以某型发动机我所承研部分设计出图情况为例, 小零件设计图样有908个图号, 单台共计9737件, 其中各级标准件76种, 单台共计1454件, 仅占全部小零件的14.9%, 见图1。
2) 专用化设计:目前通用小零件图样结构型式、尺寸规格和材料选用品种繁多, 设计技术要素不统一, 例如, 橡胶密封圈材料有5080、FS6265、FX-2、FX-4等, 很多材料沿用老机型, 寿命达不到产品贮存期要求, 耐高压和耐高温密封性不满足要求, 需要经常更换。
3) 重复设计:小零件设计主责单位基本根据单元体划分, 资源分散, 依托于型号按类别进行独立图样的设计与管理, 各专业室沟通和资源共享渠道不畅, 图纸间存在大量无用差异, 重复设计问题严重, 一方面造成很大的设计与管理上的资源浪费, 另一方面不利于工厂组织生产。
4) 借用件比重大:在型号研制过程中, 不同型号之间小零件的借用现象比较普遍, 造成借用小零件的管理在不同程度上存在着交叉, 为其技术状态的跟踪和协调管理带来麻烦。
1.2 国外先进发动机的小零件应用现状
国外先进发动机标准件体系较为完善, 在CFM56系列发动机中研制中采用了大量的AMS、AS、MS等行业级以上标准, 并以此为基础, 配套了200多种结构尺寸标准, 其成套性和协调性较好。以CFM56-7B发动机为例, 其小零件构成情况见表1, 小零件的标准化率高达62.5%。
小零件标准化已成为目前我国航空发动机研制的一个突出问题, 为适应新一代发动机的研制需求, 需加快全机小零件通用化、系列化、规范化研究进程, 逐步建成并完善发动机标准件体系。在行业级以上小零件标准体系不健全的情况下, 依托型号研制, 以现有小零件设计生产经验为基础, 借鉴国外先进标准, 统筹规划编制型号小零件标准, 实现技术、设备、人力等方面的资源整合与共享, 有序推进全机小零件标准化, 从而达到提高发动机的研制水平、降低发动机型号研发与生产成本、缩短研制周期的目的。
2 型号小零件标准化实践
2.1 实施规划
结合型号研制需求, 分析梳理型号小零件设计图样数据, 优化系列, 压缩品种, 淘汰老材料, 对标准件品种规格进行整合, 初步确定标准项目。经过多轮分析迭代, 核查上级标准过滤已有标准项目, 剔除通用性不强的标准项目, 合并可优化整合的标准项目, 积极开展技术创新, 提出新型标准件标准项目, 在平衡适用性、先进性和经济性基础上统筹制定型号小零件标准化实施方案。
2.2 实践过程
2.2.1 标准编制原则
为了保证协同研发模式下标准的可操作性和标准件的质量, 型号标准件标准的编制按如下原则开展:
1) 压缩规格品种, 整合设计资源;
2) 基于上级标准统一结构要素, 避免未经优化的尺寸罗列, 从标准的角度和要求出发, 以满足设计使用为目的, 经过充分的试验验证, 优化小零件标准参数尺寸和规格系列;
3) 技术要求标准从国家军用标准和航空行业标准中选择, 已有标准不满足要求时补充编制配套型号标准件技术条件标准;
4) 有分歧的技术要素的确定要经过充分的试验验证, 同时积累试验数据。
2.2.2 关键问题攻关
1) 优化系列, 压缩规格品种
按照型号标准件标准编制实施方案, 在保证满足设计、安装、使用需求的基础上, 对某型发动机研制中小零件的结构要素进行归类优化 (见表2) , 压缩材料品种 (见表3) 。
2) 关键技术要求和性能指标确定
结合目前型号小零件设计实际情况, 参考国外先进标准和技术, 对小零件技术要素进行标准化, 对性能指标进行科学的理论设计;缺少设计依据时, 参考先进标准, 结合小零件设计使用经验, 提出初步指标设计原则和方法, 经过验证和改进迭代后, 形成标准件技术要求的性能指标。
3) 小零件关键工艺改进
在标准讨论和标准件鉴定试验中重点关注标准件螺纹镀银技术、自锁螺母材料热处理与收口参数的关系、5次加温加载试验不合格、螺纹粘接、螺栓螺母分解过程中由于粘接导致的螺栓断裂等问题, 以及自锁螺母锁紧性能不能满足高温振动试验要求的相关工艺问题, 控制标准件按规范要求达标生产。
4) 关键试验方法改进
提高5次加温5次加载试验、扳拧试验等关键试验的试验精度, 参考国外标准, 确定切实可行的试验方法, 统一试验夹具和流程。
2.3 标准件资源的数字化管理
新的小零件设计管理模式在应用实施过程中必然会受到传统的设计思维和工作流程的制约, 为了促进标准贯彻和应用, 同时利于型号数字化设计的开展, 基于型号标准件标准资源开发标准件库管理平台, 为标准的使用提出数字化解决方案。标准件库基于Teamcenter2007创建, 在UGNX中调用运行, 利用该系统对型号标准件模型进行统一管理和维护, 以方便设计使用为目的, 数据库定制有以下特点:
1) 数据时效性强, 加载方便, 模型即调即用;
2) 客户端界面设计科学合理, 结构化管理资源, 信息引导性强, 实用性远远优于文档性目录, 见图2。
3) 解析标准的主要技术要素, 实现了合理的数字化解决方案, 重新整合几何和非几何参数, 提高信息识读性和浏览效率;
4) 实现面向标准件技术要素的搜索, 执行跨标准参数化搜索, 融合标准间界限, 提高查询效率和设计效率, 见图3。
3 结论
编制型号专用小零件标准并提出标准资源管理的数字化解决方案, 首先变革了小零件设计管理模式, 满足了新一代发动机研制需要;其次促进了标准件工艺关键问题的研究攻关和重要试验方法的设计与改进, 从而提高标准件质量;最后, 以此为基础实现行业标准件体系的的逐步建立健全, 填补国内航空发动机行业空白。
摘要：本文阐述了航空发动机型号研制中小零件标准化的实践过程和经验, 提出了通过编制型号标准件标准实现小零件的通用化和系列化设计, 逐步建立和完善发动机专业标准件体系, 促进标准件关键工艺问题的研究攻关和重要试验方法的设计与改进。同时提出了标准件资源管理的数字化解决方案, 从而促进标准贯彻应用和型号数字化研制。
航空零件 篇5
关键词：有限元方法,初始残余应力,走刀路径,装夹方案,材料去除
1 引言
航空整体结构件因质量轻、结构效率高、工作可靠,被广泛地应用于航空航天领域。但是,整体结构件由于尺寸大,壁厚变化复杂,且多为薄壁件,结构刚性差,在初始残余应力、装夹应力、铣削机械应力等耦合作用下极易产生变形,使得工件加工精度降低,甚至报废。在不考虑初始残余应力的情况下,武凯等人[1]采用分步环切法分析了走刀路径对薄壁腹板加工变形规律的影响。孙杰等人[2]研究了残余应力释放对整体结构件加工变形的影响,但没有考虑铣削机械应力的影响。王立涛[3]和黄志刚[4]等人从四种常用的走刀路径对航空结构件铣削残余应力分布规律进行了研究。黄志刚等人[5]研究了铣削加工顺序对整体结构件变形的影响,但忽略了装夹应力的影响。Shane[6]、Liao[7]和董辉跃[8,9]利用有限元方法研究了装夹方案对薄壁件加工表面质量的影响。郭魂等人[10]研究了不同的走刀路径对铣削加工精度的影响规律,但没有进一步从应力耦合状态下研究加工变形的分布规律。
影响加工质量的因素较多且这些因素间相互耦合,如切削力、初始残余应力、装夹方案、走刀路径和材料去除等,导致零件加工变形难以避免。本文在考虑加工过程中航空框类零件刚度变化的情况下,建立了装夹应力与毛坯初始残余应力、铣削机械应力耦合模型,研究零件在多种应力耦合作用下的变形机理,优化航空框类零件的装夹布局,为控制整体结构件的变形提供理论依据。
2 铣削加工的三维模拟
毛坯采用预拉伸板,其内部的残余应力分布具有一定的规律,如图1所示。预拉伸板的基本尺寸为280mm×160mm×34mm。工件材料为航空铝合金7050-T7451,其杨氏模量与泊松比分别为70GPa和0.345,材料的密度为2700kg/m3。铣削参数为轴向切深ap=2mm,径向切深aw=20mm,进给量为f=900mm/min,主轴转速为3000r/min。刀具的直径为准20mm、前角为16°、后角为27°、螺旋角为39°。
预拉伸板的有限元模型如图2所示,网格划分使用8节点六面体单元SOLID45。单元划分应便于仿真中铣削深度和铣削宽度的实现,共将模型划分成1904个单元。加工后零件的壁厚为20mm。
2.1 导入初始残余应力
加工前,工件内的残余应力处于自平衡状态,即工件内任一截面内的合力与合力矩满足:
式中σr为预拉伸板的残余应力;A为预拉伸板的横截面积;M为由残余应力引起的力矩。
网格划分时,根据模拟零件的实际尺寸,沿厚度方向划分为17层,将图1中的残余应力曲线离散化,按照“力平衡、力矩平衡”的原则求出各层对应的平均应力。通过APDL语言编写程序将得到的各层应力引入模型。
2.2 边界条件
如图3所示,由于零件在加工前必须进行装夹,装夹方案中P1、P2、P3同时加载,且P1和P2的施加载荷为60MPa,而P3施加荷载为90MPa。装夹元件的位置如表1所示。底面采用全约束,其它装夹元件与零件之间的摩擦系数为0.3。
/mm
2.3 材料去除过程的模拟
材料的去除采用“单元生死”技术,将有限元方程的刚度矩阵乘以一个非常小的缩减因数,使其失效以模拟单元的“杀死”,“死”单元并不是在模型中被真正地移除,只是在载荷矢量中和这些“死”单元相联系的单元载荷也被置为零,对于“死”单元质量、阻尼、比热和其他类似因子也被置为零,单元应变同样为零。利用单元生死技术可以方便,形象地实现切削加工过程材料的去除,并可以近似模拟真实加工情况。既保证了计算效率又保证了计算精度。
2.4 走刀路径与铣削载荷的施加
零件加工时,随着材料的去除,零件内部的残余应力将重新分布,导致最后的变形不同。因此,航空结构件的工件变形很大程度上取决于材料去除,而材料去除方式又取决于加工的走刀路径。常用的走刀的路径的形式有4种方式,如图4所示。
在三维弹塑性有限元模拟中,通过对拟去除材料所在单元进行加载和卸载的方法来求得工件中的加工变形。具体的处理方法就是将三向铣削力以节点载荷的形式作用在当前拟去除的单元的8个节点上,并沿着加工路径向前走步,每个步长就是一个单元。模拟时,每个步长先进行当前单元的加载求解,然后进行该单元的卸载求解。
3 模拟的结果及分析
当零件加工完成以后,卸去装夹方案,工件处于自由状态,零件的内应力达到了新的平衡状态。由此引起的工件变形,也逐渐表现出来。在完成加工模拟后,必须进行约束的转换以实现该过程的模拟。其步骤为:一是卸除所有的切削载荷;二是释放加工时的所有边界约束;三是通过工件上同一平面内的3点限制刚体运动,即利用其中一点限制工件3个方向的刚体位移,并利用另外2个点限制旋转自由度。在实现约束转换后,即可获得零件变形的加工模拟情况。
3.1 走刀路径对加工变形的影响
在边界条件为底面全约束,不同走刀方式对零件加工变形的规律,提取Z=140mm处的加工变形进行对比分析,如图5所示。可见由外到内进行走刀的加工变形最小。
3.2 不同装夹下的变形规律研究
取工件上的一条直线Z=140mm分析。通过图6可以看出,位移波动较小的是D方案,而C方案位移波动最大。由表1可知方案D的P1、P2的间距为60mm,是4种方案中最小的。而方案C的定位元件L1、L2和夹紧元件P1、P2的间距为220mm,是4种方案中最大的。可见,定位元件与夹紧元件间距最远时的加工变形最大。
4 结语
根据模拟结果,外环铣削加工模式因主加工区域内加工变形较小而适于在实际加工中采用。其它3种模式则因存在局部应力积聚,应力释放的空间有限,会使被加工零件具有潜在的变形条件而不适合在实际中实施。对于装夹方案而言,则是定位与夹紧元件间距最小的为最适合的装夹方式。从理论上说明了走刀路径和装夹方案对加工变形的影响,同时为后续的研究奠定了基础。
参考文献
[1]武凯,何宁,等.薄壁腹板加工变形规律及其变形控制方案的研究[J].中国机械工程,2004,15(8):670-674.
[2]孙杰,柯映林.残余应力对航空整体结构件加工变形的影响分析[J].机械工程学报,2005,41(2):117-122.
[3]王立涛.关于航空框类结构件铣削加工残余应力和变形机理的研究[D].杭州:浙江大学,2003.
[4]王立涛,柯映林,黄志刚,等.航空结构件铣削残余应力分布规律的研究[J].航空学报,2003(5):286-288.
[5]黄志刚,柯映林,董辉跃.框类整体结构件铣削加工顺序的有限元模型[J].浙江大学学报(工学版),2005,39(3):368-372.
[6]Siebenaler S P,Melkote S N.Prediction of workpiece deformation in a fixture system using the finite element method[J].International Journal of Machine Tools&Manufacture,2006,(46):51-58.
[7]Liao Y J G,Hu S J.Flexible multibody dynamics based fixture-workpiece analysis model for fixturing stability[J].International Journal of Machine Tools&Manufacture,2000,40:343-362.
[8]董辉跃,柯映林,吴群,等.基于残余应力分布的框类零件装夹方案优选的有限元模拟[J].航空学报,2003,24(4):382-384.
[9]董辉跃,柯映林.铣削加工中薄壁件装夹方案优选的有限元模拟[J].浙江大学学报(工学版),2004,38(1):17-21.