（西安外事學院，陜西西安 710077）

鈦合金以其強度較高、機械性能良好、抗腐蝕性強等優(yōu)勢特性，是航空構件生產(chǎn)制造選用主要材料，同時也是難加工材料。隨著高性能涂層材料與刀具衍生，航空鈦合金加工技術也得以優(yōu)化提高。然而，在鈦合金材料性能提升與結構日益復雜的趨勢下，結構構件加工面臨著加工效率、刀具使用壽命、表層質(zhì)量等各式各樣的問題。與此同時，碳纖維增強復合材料在航空領域中的應用愈發(fā)廣泛[1]。為切實避免航空構件銑削與鉆削加工缺陷，本文面向碳纖維增強復合材料與鈦合金材料相互膠合，基于加工特性，有效解決了切削加工共性問題，克服了粘刀、層間剝離、刀具壽命等技術難題，以刀具結構與涂層材料優(yōu)化，實現(xiàn)了構件優(yōu)化設計，滿足了批量生產(chǎn)需求。

1 加工機理

1.1 銑削

碳纖維增強復合材料切削加工機理不同于金屬材料，在切削材料去除時，碳纖維符合增強復合材料并不會出現(xiàn)金屬材料切削的塑性變形與剪切流動材料變形，材料去除一般是在擠壓、剪切與拉伸作用下，出現(xiàn)脆性斷裂現(xiàn)象，這是由碳纖維材料屬性所導致，碳纖維在出現(xiàn)小程度變形時，便會發(fā)生脆性斷裂。而碳纖維增強復合材料銑削時，纖維方向明確為刀具進給速度方向，沿逆時針與纖維方向構成的夾角，纖維切削角明確為刃口切削速度方向沿著逆時針與纖維方向構成的夾角，而切削角則主要是由纖維方向角與刀具旋轉(zhuǎn)角共同作用所決定。

在不同纖維方向上，碳纖維增強復合材料加工機理存在顯著差異，因為纖維切削角存在，材料表面加工效率與質(zhì)量具備一定方向性，表層形貌與輪廓會在纖維切削角影響下，出現(xiàn)相關變化。沿著纖維方向切削加工，碳纖維增強復合材料表層加工質(zhì)量良好，表層輪廓光滑平整。而纖維相反方向切削加工，碳纖維增強復合材料表層質(zhì)量較差，存在周期波動性表層輪廓，且沿著纖維向朝著構件基體內(nèi)擴展裂縫[2]。

1.2 鉆削

在構件螺栓或者鉚接裝配之前，需進行鉆孔。在碳纖維增強復合材料鉆孔時，經(jīng)常出現(xiàn)材料層離、刀具磨損、孔內(nèi)表層加工質(zhì)量等相關問題。其中切削參數(shù)、鉆頭形狀、切削力等與分層現(xiàn)象、表層質(zhì)量息息相關。有學者通過研究明確了分層因子，即損傷區(qū)域最大直徑與孔直徑比率，以此進行分層現(xiàn)象分析，其中因子越大，代表分層現(xiàn)象更加嚴重；同時，基于試驗得知，切削力與分層因素之間密切相關，可通過切削力代表分層程序。就相同鉆孔材料，切削速度對于切削力的影響并不顯著，因此適度降低出口進給速度，可促使分層因子縮小[3]。

2 航空構件

航空構件選擇碳纖維增強復合材料與鈦合金相膠合構成的材料，即1300mm×440mm×567mm，由于成型工藝限制，首次成型尺寸超出了設計尺寸。在構件底部、后部、頂部等層面需要進行數(shù)控加工，其中后部還需與R2mm 圓角相對接，從而滿足設計需求。構件還需在指定位置取樣，以確保符合拉伸、壓彎、疲勞、孔隙率等不同試件多元化需求[4]。

3 復合加工優(yōu)化

3.1 涂層材料

通過鈦合金加工中極易出現(xiàn)的粘刀問題，刀具操作選擇鋁、鉻、氮類涂層，涂層膜表層經(jīng)過平滑處理分析，可有效減小切削阻力。通過測試分析，常規(guī)刀具的切削阻力控制在750N～1100N，而經(jīng)過復合加工處理后，刀具切削阻力控制于620N～770N 之間，整體上下降了大約40%[5]。

3.2 刀具結構

就碳纖維增強復合材料加工而言，刀具結構設計原則即，降低甚至抵消軸向切削力。就銑削加工來講，刀具包含小螺旋角銑刀、直槽銑刀、Burr 銑刀等。針對小螺旋角銑刀，螺旋角較小可促使軸向切削力減少；直槽銑刀銑削不會生成軸向力，所以可在一定程度上減少表面分層；Burr 銑刀齒形相互交錯，可有效分散軸向力，減小加工缺陷，提升表層加工效率與質(zhì)量。

不同于常規(guī)材料數(shù)控加工刀具，復合材料加工刀具結構需要優(yōu)化改進，即基于復合材料加工特征，制定了不等角螺旋升角與非對稱分屑槽。其中不等角螺旋升角結構，可避免高頻率振動，特別是大切削量的功效更突出。通過切削試驗件證明，不等角螺旋升角加工穩(wěn)定性相對更高。

基于航空部件外觀特征，加工時不論如何與工裝面相貼合，由于需要加工周圍輪廓工序，根本不能避免大懸臂特性。就大懸伸量加工環(huán)境為載體，選擇非對稱分屑槽設計，構建位置相互交錯的良好形態(tài)[6]，具體如圖1所示，可有效分散分屑槽頂點負載，從而顯著提升耐破損性，還能保障刀具使用壽命。

圖1 非對稱分屑槽設計的位置相互交錯形態(tài)Fig.1 The position of the asymmetric chip-dividing groove design is staggered with each other

4 大扭角構件加工

根據(jù)航空部件構件特性，針對前后大扭角演變形態(tài)，造成空間狀態(tài)急劇改變，重心不穩(wěn)，自由形勢下，快速下滑，裝夾難度較大，所以需據(jù)此制定科學有效的裝夾方案，以滿足裝夾力超出切削力的相關標準。航空構件為全形加工范圍，需在加工時逐步移動壓板，為避免多次移動，需優(yōu)化設計輔助工裝壓緊模式。此外，在進行試驗時，還需充分考慮批量生產(chǎn)需求。

4.1 制備工裝

所謂工裝制備主要包括設計、制作、下料、粘料、固化、加工、清根、檢測等多個環(huán)節(jié)。通過數(shù)控加工工藝設計模型，依據(jù)六點定位原理進行定位模式合理規(guī)劃[7]，具體如圖2 所示。著重注意工裝壓緊模式，即小壓板均布結構優(yōu)化設計，壓點位置、壓緊力、壓彎角度計算等等。

圖2 扭角部件工裝Fig.2 Twisted corner parts tooling

制備輔助壓板主要包括具體位置如何選擇、三維設計、加工、機加等等。通過輔助壓板全形加工，選擇小壓板均布模式，結構簡潔，壓緊可靠性與穩(wěn)定性較高，且具備柔性，角度可實時轉(zhuǎn)變，為構件改形加工保留壓緊的具體位置。通過輔助壓板加工底部，需要將底部面積覆蓋超出1/3。此時要求加工精確度最高，所以選擇此方案，可提供最穩(wěn)定壓點，且能滿足粗加工切削標準。

4.2 建標

根據(jù)航空構件理論數(shù)據(jù)點合理規(guī)劃制作工裝主型面，使用工裝建標時，將構件貼模面覆蓋于主型面區(qū)域，依據(jù)基礎理論科學設計位置壓緊，實時監(jiān)測構件三向數(shù)據(jù)變化形勢。選擇R&R 計算方式，發(fā)現(xiàn)變化規(guī)律，尤其是需明確懸空點，以此為參考改進工裝。同時根據(jù)剛性建標理論原理，促使壓緊位置演變?yōu)橛颤c，一共包含九個位置。在建標時，應全程觀察所有坐標點的變化，其直接影響著航空構件加工的精確度[8]。

4.3 加工

4.3.1 底部

粗加工需保證有效性與及時性，為了避免鈦合金材料出現(xiàn)過切現(xiàn)象，可先行測試鈦合金材料包邊具體位置，設置底部粗加工余量，選用三軸型腔銑模式將底部材料去除清理，余量即3mm。選擇五軸型腔銑模式將底部兩側材料去除清理，設置相同余量。同時，底部精加工過程中，需測試鈦合金材料詳細位置，并合理設置余量，同時選擇五軸腔銑進行全形清掃，余量即0.05mm。

4.3.2 后部

粗加工過程中，選擇五軸輪廓銑進行材料去除清理，余量即1mm。精加工過程中，選用五軸輪廓銑進行全形去除清理，余量即0.05mm。加工時還需要與R 角順接，其加工成功的關鍵在于構件工件坐標系設置的精確性。加工時，需要全過程實時關注壓板具體位置，以保障其與數(shù)控程序位置相同，還需要切實注重加工時的振動現(xiàn)象，并密切關注壓緊裝置的科學有效性。

4.3.3 頂部

粗加工過程中，需要對鈦合金材料詳細位置進行測試，并合理設置余量，選擇五軸輪廓銑進行材料去除清理，余量即3mm。精加工過程中，依舊需要對鈦合金材料詳細位置進行測試，并合理設置余量，以五軸輪廓銑進行材料去除清理，余量即0.05mm[9]。

4.4 取樣

航空構件基于掃描、建標、工裝、夾持取樣，關鍵在于取樣最后一刀控制與后續(xù)加工。所謂最后一刀即有效保障取樣精確度與安全性，實際上是對壓緊方向進行有效控制。設定最后一刀明確于左側，就需要在左側高度向保留余量，把其他部位進行全方位加工。而構件右側則搭接壓板，然后進行左側剩余部分加工即可。其中需注重的是在更換壓板時，不可全部松懈，需交替性更換，且實時檢查更換之后的整體變化狀況，在全部明確后開始動刀操作[10]。

5 結論

綜上所述，選擇鈦合金包覆碳纖維或者與碳纖維相互鑲嵌的混合材料構件，以涂層材料與刀具齒形結構改變，進行大扭角裝夾與工裝夾具優(yōu)化設計，且充分考慮了批量生產(chǎn)需求。同時，以三坐標方式全尺寸測量構件，結果表明檢測數(shù)據(jù)信息與規(guī)定技術要求明確相符。