楊新良，張學(xué)振，溫端畫，陳 健

（1.中航通飛華南飛機工業(yè)有限公司裝配中心，珠海519040；2.中航通飛華南飛機工業(yè)有限公司經(jīng)營規(guī)劃與項目部，珠海519040）

飛機裝配技術(shù)是我國飛機制造領(lǐng)域的薄弱環(huán)節(jié)，由于飛機零件數(shù)量多、外形結(jié)構(gòu)復(fù)雜，具有較高的外形準(zhǔn)確度要求和部件間協(xié)調(diào)準(zhǔn)確度要求[1–2]。國內(nèi)飛機部件及整機裝配基本采用傳統(tǒng)的裝配方法，采用大量復(fù)雜的固定型架對飛機零部件進行定位與固定，對接裝配的協(xié)調(diào)性較差，往往需要采用強迫定位的方法，會使裝配過程產(chǎn)生裝配應(yīng)力和變形，當(dāng)裝配完成后，飛機部件與型架分離后，飛機部件可能會產(chǎn)生變形回彈，在飛機大部件對接處形成累積誤差，使飛機翼身對接孔的相對理論位置產(chǎn)生偏移，而翼身對接孔是飛機大部件裝配連接的關(guān)鍵部位。因此，需要對飛機翼身對接的偏心孔進行精加工[3–5]。

目前，國內(nèi)外對飛機翼身對接接頭孔的加工技術(shù)主要有手動風(fēng)鉆制孔、自動進給鉆制孔、螺旋銑孔、數(shù)控中心加工孔等[6]。由于大型水陸兩棲飛機翼身對接接頭選用高強度鋼的難切削材料，孔徑、孔深較大，同時，加工空間較狹小，手動風(fēng)鉆適用于加工約8mm 以下的高強度鋼，而難以切削大直徑深孔的高強度鋼；螺旋銑設(shè)備較大、較重，為保證設(shè)備固定可靠及加工精度，其鉆模尺寸較大，難以固定于產(chǎn)品結(jié)構(gòu)上，同時，由于用小直徑刀具通過鉆模導(dǎo)套來逐步加工出大直徑孔，易產(chǎn)生讓刀現(xiàn)象，孔的圓度較差[7]；數(shù)控中心體積大、成本高，難以集成在飛機翼身對接的生產(chǎn)線上。因此，開展適用于狹小空間的自動進給鉆的低成本加工研究，以滿足大型水陸兩棲飛機機翼與機身對接、尾翼與機身對接的偏心孔的精加工。

為解決大型水陸兩棲飛機翼身對接偏心孔精加工的難點，基于激光跟蹤儀的數(shù)字化測量技術(shù)，準(zhǔn)確地調(diào)整飛機翼身姿態(tài)，減小飛機翼身對接孔的偏心量[8]。同時，基于自動進給鉆的孔加工技術(shù)，設(shè)計模擬飛機翼身對接高強度偏心孔精加工的工藝試驗，確定自動進給鉆的孔精加工工藝參數(shù)，以滿足大型水陸兩棲飛機機翼與機身對接、尾翼與機身對接的偏心孔加工。

飛機翼身對接結(jié)構(gòu)簡述

由于大型水陸兩棲飛機尺寸較大，機身總長約37m，機翼總長約39m，尾翼高約11m，飛機各大部件裝配時產(chǎn)生的應(yīng)力和變形易在機翼與機身對接、尾翼與機身對接處形成較大的累積誤差，如圖1所示。因此，為保證飛機姿態(tài)，機翼與機身對接接頭孔、尾翼與機身對接接頭孔均預(yù)留了2mm的加工余量。

1 機翼與機身對接結(jié)構(gòu)

大型水陸兩棲飛機機翼與機身對接接頭（共4組）采用叉耳的結(jié)構(gòu)形式，如圖2所示，耳片間存在2mm的理論間隙，選用高強度的4340 鋼材料，孔徑、孔深較大，粗糙度Ra要求為1.6μm，具體參數(shù)如表1所示。

表1 機翼與機身接頭孔主要狀態(tài)參數(shù)Table1 Main state parameters of wing and fuselage joint holes

2 尾翼與機身對接結(jié)構(gòu)

大型水陸兩棲飛機尾翼與機身對接接頭（共6組）采用叉耳的結(jié)構(gòu)形式，如圖3所示，耳片間存在1mm的理論間隙，選用高強度的4340 鋼材料，孔徑、孔深較大，粗糙度Ra要求為1.6μm，具體參數(shù)如表2所示。

表2 尾翼與中機身接頭孔主要狀態(tài)參數(shù)Table2 Main state parameters of tail and fuselage joint holes

圖1 飛機外形示意圖Fig.1 Aircraft outline figure

圖2 機翼與機身對接接頭結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Joint structure between wing and fuselage figure

圖3 尾翼與機身對接接頭結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Joint structure between tail and fuselage figure

飛機翼身對接偏心孔精加工工藝研究

由于大型水陸兩棲飛機機翼與機身、尾翼與機身對接孔的加工精度要求高、孔徑、孔深較大，零件材料強度高，加工難度較大，且該翼身對接孔的精加工質(zhì)量是保證飛機機翼與機身、尾翼與機身對接成敗的關(guān)鍵。因此，根據(jù)飛機翼身接頭孔的結(jié)構(gòu)空間及孔深情況，即機翼與機身接頭接頭孔的加工空間較開敞，但孔深較大，其加工的鉆模設(shè)計采用前導(dǎo)、后導(dǎo)的結(jié)構(gòu)形式，而尾翼與機身接頭孔的加工空間較狹小，但孔深較小，其加工的鉆模設(shè)計采用后導(dǎo)的結(jié)構(gòu)形式，基本可滿足飛機翼身對接偏心孔的加工需求。為保證飛機實物孔加工的順利完成，擬通過模擬真實飛機接頭材料、初孔偏心狀態(tài)及鉆模結(jié)構(gòu)，設(shè)計了飛機機翼與機身接頭孔加工、尾翼與機身接頭孔加工的試驗工裝，開展基于自動進給鉆的翼身對接孔加工的工藝試驗研究[9]。

1 飛機翼身接頭孔加工的試驗工裝

為保證飛機翼身接頭孔加工的順利完成，設(shè)計了模擬飛機翼身接頭材料、孔加工鉆模工裝及初孔偏心狀態(tài)的試驗工裝，選用與翼身接頭孔相似材料的試刀襯套，通過調(diào)整偏心量調(diào)整塊的位置，以模擬飛機翼身接頭孔調(diào)姿后可能存在的偏心量。

1.1 機翼與機身接頭孔加工

機翼與機身接頭孔加工的試驗工裝如圖4所示，主要包括鉆模板模擬件、機身接頭模擬件、機翼接頭模擬件、試刀襯套、偏心量調(diào)整塊、支撐結(jié)構(gòu)件。其中，機身接頭模擬件采用鑲嵌3個試刀襯套的結(jié)構(gòu)形式，機翼接頭模擬件采用鑲嵌2個試刀襯套的結(jié)構(gòu)形式。

1.2 尾翼與機身接頭孔加工

尾翼與機身接頭孔加工的試驗工裝如圖5所示，主要包括鉆模板模擬件、機身接頭模擬件、尾翼接頭模擬件、試刀襯套、偏心量調(diào)整軸、支撐結(jié)構(gòu)件。其中，機身接頭模擬件采用鑲嵌2個試刀襯套的結(jié)構(gòu)形式，尾翼接頭模擬件采用鑲嵌1個試刀襯套的結(jié)構(gòu)形式。

2 飛機翼身對接接頭孔加工的工藝參數(shù)

基于自動進給鉆的孔加工能力及飛機翼身對接接頭孔的結(jié)構(gòu)特點，將加工過程分為偏心修正的粗加工、擴孔粗加工、終孔精加工，選用較大功率（2.1kW）的自動進給鉆，進給量為0.047mm/r。

2.1 機翼與機身對接接頭孔

由于機翼與機身對接接頭孔的加工鉆模采用前導(dǎo)、后導(dǎo)的結(jié)構(gòu)形式，剛性較好，但該孔徑較深，加工過程中的鋼屑難以排出，避免刀具卡滯，切削量（約0.3mm）不宜過大。因此，粗加工選用鏜孔工藝，精加工選用鉸孔工藝[10]，所需功率約0.76kW,所選自動進給鉆（2.1kW）可滿足加工需求。

（1）偏心修正的粗鏜加工：φ41.3—φ41.6—φ42；（2）擴孔粗鏜加工：φ42.3—φ42.6—φ42.9—φ43.2—φ43.6；（3）終孔精鉸加工：φ43.8—φ44。

2.2 尾翼與機身對接接頭孔

由于尾翼與機身對接接頭孔的結(jié)構(gòu)限制，但該孔孔深較小，加工鉆模僅采用后導(dǎo)的結(jié)構(gòu)形式，剛性較差，切削量不宜過大。因此，粗加工選用擴孔工藝，精加工選用鉸孔工藝，所需功率約0.8kW,所選自動進給鉆（2.1kW）可滿足加工需求。

圖4 機翼與機身接頭孔加工的試驗工裝Fig.4 Experimental tooling for processing joint hole of wing and fuselage

圖5 尾翼與機身接頭孔加工的試驗工裝Fig.5 Experimental tooling for processing joint hole of tail and fuselage

（1）偏心修正的擴孔粗加工：φ22.4—φ22.9；

（2）擴孔粗加工：φ23.5—φ24.1—φ24.6—φ24.9；

（3）終孔精鉸加工：φ25.2—φ25.4。

3 飛機翼身對接接頭孔加工質(zhì)量的影響因素

影響飛機翼身對接接頭孔加工質(zhì)量的因素較多，涉及孔加工設(shè)備、加工工藝、翼身對接質(zhì)量及鉆模定位等。通過上述飛機翼身對接接頭加工的試驗工裝及加工工藝，分別從自動進給鉆的轉(zhuǎn)速、終孔精加工、偏心量等方面進行試切試驗，以評估加工過程的流暢性及孔加工質(zhì)量。

3.1 自動進給鉆轉(zhuǎn)速的影響

由于飛機翼身接頭孔選用高強度的難切削材料、孔徑較深，適宜用低轉(zhuǎn)速的加工設(shè)備。因此，分別用131r/min、258r/min的自動進給鉆加工翼身接頭孔，以評估自動進給鉆轉(zhuǎn)速對孔加工的影響。

在機翼與機身對接接頭孔的粗加工試驗中，選用鏜孔工藝，容屑較好，但由于孔深較大且材料難切削，易產(chǎn)生鏜削不充分的現(xiàn)象。同時，自動進給鉆的進給速度與轉(zhuǎn)速是正相關(guān)的。因此，轉(zhuǎn)速較低的自動進給鉆鏜削更充分，加工孔徑偏差較小。在機翼與機身對接接頭孔的精加工試驗中，原選用鉸孔工藝，孔深較大，鋼屑較難排出，易產(chǎn)生積屑纏刀而導(dǎo)致刀具卡滯現(xiàn)象。因此，需調(diào)整終孔加工工藝，選用容屑能力較強的鏜孔精加工工藝，鑒于采用前導(dǎo)、后導(dǎo)結(jié)構(gòu)形式的鉆模，穩(wěn)定性較好，轉(zhuǎn)速較高的自動進給鉆精加工的孔表面粗糙度較好，孔徑也在公差范圍內(nèi)。因此，機翼與機身對接接頭孔的粗加工選用轉(zhuǎn)速131r/min的鏜孔工藝，精加工選用轉(zhuǎn)速258r/min的鏜孔工藝，孔加工質(zhì)量可以滿足要求。

在尾翼與機身對接接頭孔的粗加工試驗中，選用擴孔工藝，多刃切削，切削較充分，可滿足孔加工需求，轉(zhuǎn)速較高的自動進給鉆的切削時間較短，提高加工效率。在尾翼與機身對接接頭孔的精加工試驗中，原選用鉸孔工藝，鋼屑較難排出，易產(chǎn)生積屑纏刀而導(dǎo)致刀具卡滯現(xiàn)象。因此，需調(diào)整終孔加工工藝，選用容屑能力較強的鏜孔精加工工藝。由于僅有后導(dǎo)結(jié)構(gòu)形式的鉆模，轉(zhuǎn)速較低的自動進給鉆鏜削更充分，以滿足加工孔徑，孔加工表面的粗糙度也符合要求。因此，尾翼與機身對接接頭孔的粗加工選用轉(zhuǎn)速258r/min的擴孔工藝，精加工選用轉(zhuǎn)速131r/min的鏜孔工藝，孔加工質(zhì)量可以滿足要求。

3.2 終孔鏜刀尺寸的影響

飛機翼身對接接頭孔的終孔尺寸為φ44H9、φ25.4H9，精度要求較高，由于選用鏜孔的精加工工藝，存在切削不充分的現(xiàn)象。因此，采用尺寸可微調(diào)的鏜刀結(jié)構(gòu)，以評估終孔鏜刀尺寸對孔徑的影響，加工完成后，通過三爪內(nèi)徑千分尺、粗糙度檢測儀檢查孔徑、粗糙度，結(jié)果如圖6、表3和表4所示。

綜上所述，由于飛機翼身對接接頭孔選用高強度的難切削材料，同時，自動進給鉆的鏜孔工工藝剛性較差。因此，終孔鏜刀尺寸與加工后所測量的終孔尺寸存在約0.02mm 差異，粗糙度Ra小于1.6μm?？梢?，選用孔徑上極限偏差的精鏜刀可以滿足飛機翼身對接接頭的終孔加工。

圖6 加工后的試刀襯套Fig.6 Trial bushing after processing

表3 機翼與機身對接接頭孔的鏜孔分析Table3 Boring analysis of joint hole between wing and fuselage

表4 尾翼與機身對接接頭孔的鏜孔分析Table4 Boring analysis of joint hole between tail and fuselage

3.3 孔偏心量的影響

通過試驗工裝模擬接頭孔的理論偏心量，即0～1mm，觀察接頭耳片的加工情況，當(dāng)初孔表面材料全部切削后，則此時接頭孔的偏心量已修正，記錄此時所使用的鏜刀尺寸，以評估接頭孔偏心對加工的影響，結(jié)果如表5和表6所示。

綜上所述，當(dāng)飛機翼身接頭孔偏心量為0～0.8mm 時，孔偏心量是可以修正的，由于鉆模存在定位誤差及孔加工誤差，當(dāng)接頭孔偏心量大于0.8mm，孔偏心量較難修正。因此，在飛機翼身對接時，需將翼身接頭孔的偏心量控制在0.8mm 以內(nèi)。

飛機翼身對接偏心孔精加工工藝應(yīng)用

雖然大型水陸兩棲飛機的翼身對接接頭在制造過程中采用標(biāo)準(zhǔn)量規(guī)協(xié)調(diào)，相對位置精度較高，但需經(jīng)長距離運輸至總裝生產(chǎn)線上，存在裝配應(yīng)力釋放和變形，使翼身姿態(tài)及接頭孔產(chǎn)生累積誤差。因此，需要在總裝時調(diào)整飛機翼身姿態(tài)，并對翼身接頭孔進行精加工，以保證飛機翼身對接質(zhì)量。

1 飛機翼身對接的調(diào)姿分析

1.1 機翼與機身對接

在大型水陸兩棲飛機機翼與機身對接時，設(shè)置了16組支撐定位器(JP–1～JP–16)來支撐機身、機翼，如圖7所示?；诩す飧檭x的數(shù)字化測量技術(shù)，在全機坐標(biāo)系中采集各工藝接頭上靶點的數(shù)據(jù)，將中央翼左、右端面的8個監(jiān)測點作為主測量點，以監(jiān)測中央翼、機身的姿態(tài)，調(diào)整支撐定位器JP–9～JP–12，使中央翼與機身的接頭對合，按大到小的順序依次安裝φ42～φ41.2mm的對接銷，復(fù)測中央翼、機身的姿態(tài)，可更換不同規(guī)格的對接銷，以完成機翼與機身的調(diào)姿對接。

當(dāng)飛機機翼與機身的姿態(tài)調(diào)整至符合要求時，4個翼身接頭均插入了φ41.6mm的對接銷，且轉(zhuǎn)動靈活，中央翼與機身的調(diào)姿數(shù)據(jù)如表7所示。

綜上所述，中央翼的安裝角誤差為–0.85～1.065mm 之間，在±3.5mm的公差范圍內(nèi)，符合要求；同時，對稱度分別為1.87mm和1.915mm，在0±3.5mm的公差范圍內(nèi)，符合要求。因此，中央翼的姿態(tài)符合要求，此時安裝的對接銷為φ41.6mm，則翼身接頭孔的偏心量為0.4mm。

1.2 尾翼與機身對接

在大型水陸兩棲飛機尾翼與機身對接時，用千斤頂以前3點形式支撐、調(diào)整機身、機翼的姿態(tài)，然后吊裝尾翼，按大到小的順序依次安裝φ23～φ22.2mm的對接銷。基于激光跟蹤儀的數(shù)字化測量技術(shù)，在全機坐標(biāo)系中采集尾翼、機身的水平測量點，以監(jiān)測尾翼、機身的姿態(tài)，可更換不同規(guī)格的對接銷，復(fù)測尾翼的姿態(tài)，以完成尾翼與機身的調(diào)姿對接。

表5 機翼與機身對接接頭孔的偏心量修正Table5 Correction of eccentricity of joint hole between wing and fuselage

表6 尾翼與機身對接接頭孔的偏心量修正Table6 Correction of eccentricity of joint hole between tail and fuselage

圖7 機翼與機身的調(diào)姿示意圖Fig.7 Posture adjustment of wing and fuselage

當(dāng)飛機尾翼與機身的姿態(tài)調(diào)整至符合要求時，6個翼身接頭插入的對接銷規(guī)格，如表8所示，且轉(zhuǎn)動靈活，尾翼與機身的調(diào)姿數(shù)據(jù)如表9所示。

綜上所述，尾翼的安裝角及對稱度在公差范圍之內(nèi)，尾翼姿態(tài)已調(diào)整至符合要求。此時安裝的對接銷為φ22.8mm、φ22.9mm，則翼身接頭孔的偏心量為0.1mm、0.2mm。

2 飛機翼身對接接頭孔的精加工工藝應(yīng)用

2.1 機翼與機身對接接頭孔

為了在狹小空間的翼身接頭處定位自動進給鉆，設(shè)計了集多種功能于一體的專用鉆模板，如圖8所示，以機身上的翼身接頭孔為基準(zhǔn)定位鉆模，采用模塊化設(shè)計，可以實現(xiàn)快速定位拆裝。

根據(jù)飛機機翼與機身對接偏心孔精加工工藝的研究結(jié)果，在機翼與機身對接調(diào)姿后，其接頭孔的偏心量為0.4mm。因此，通過自動進給鉆的7 粗鏜、2 精鏜的鏜孔工藝完成機翼與機身對接接頭孔的加工，具體加工工藝如下：

（1）偏心修正的粗鏜加工：φ41.6—φ42；（2）擴孔的粗鏜加工：φ42.3—φ42.6—φ42.9—φ43.2—φ43.6；（3）終孔的精鏜加工：φ43.8—φ44.05。

飛機翼身接頭孔加工完成后，通過三爪內(nèi)徑千分尺、粗糙度檢測儀檢查孔徑、粗糙度，均處于要求的公差范圍內(nèi)（表10）。

2.2 尾翼與機身對接接頭孔

為了在狹小空間的翼身接頭處定位自動進給鉆，按機身上一側(cè)的3個翼身對接接頭孔作為定位基準(zhǔn)，通過2個固定銷安裝鉆模，如圖9所示，按偏心量由大到小依次加工。

根據(jù)飛機尾翼與機身對接偏心孔精加工工藝的研究結(jié)果，在尾翼與機身對接調(diào)姿后，其接頭孔的偏心量為0.1mm、0.2mm。因此，通過自動進給鉆的5 擴孔、2 精鏜的鏜孔工藝完成機翼與機身對接接頭孔的加工，具體加工工藝如下：

表7 中央翼與機身的調(diào)姿數(shù)據(jù)分析Table7 Analysis of attitude adjustment data of center wing and fuselage

表8 尾翼與機身最終插入的對接銷規(guī)格Table8 Specification of butt pin where tail and fuselage are finally inserted

表9 尾翼與機身的調(diào)姿數(shù)據(jù)分析Table9 Analysis of attitude adjustment data of tail and fuselage

圖8 機翼與機身對接孔加工的鉆模示意圖Fig.8 Drilling die for processing butt hole between wing and fuselage figure

圖9 尾翼與機身對接孔加工的鉆模示意圖Fig.9 Drilling die for processing butt hole between tail and fuselage figure

表10 飛機機翼與機身接頭孔的檢查Table10 Inspection of joint hole between wing and fuselage of aircraft

表11 飛機尾翼與機身接頭孔的檢查Table11 Inspection of joint hole between tail and fuselage of aircraft

（1）偏心修正的擴孔粗加工：φ22.9；（2）擴孔粗加工：φ23.5—φ24.1—φ24.6—φ24.9；（3）終孔精鉸加工：φ25.2—φ25.4。

飛機翼身接頭孔加工完成后，通過三爪內(nèi)徑千分尺、粗糙度檢測儀檢查孔徑、粗糙度，均處于要求的公差范圍內(nèi)（表11）。

3 飛機翼身姿態(tài)復(fù)測檢查

飛機翼身對接接頭孔加工完成后，使用激光跟蹤儀復(fù)測中央翼與機身、尾翼與機身的姿態(tài)，符合要求，則表明飛機翼身對接偏心孔精加工順利完成，保證了大型水陸兩棲飛機翼身對接的質(zhì)量。

結(jié)論

通過對飛機翼身對接偏心孔精加工工藝研究，保證了大型水陸兩棲飛機翼身對接的質(zhì)量，得到以下結(jié)論：

（1）基于激光跟蹤儀的數(shù)字化技術(shù)，可以準(zhǔn)確地調(diào)整飛機翼身姿態(tài)，減小飛機翼身對接接頭孔的偏心量，降低了飛機翼身對接偏心孔精加工的難度。

（2）基于自動進給鉆的鏜孔工藝，可以滿足狹小空間處的高強度偏心深孔的加工，孔加工的精度可達(dá)到H9 級，表面粗糙度Ra可達(dá)到1.6μm，滿足設(shè)計要求，避免了使用結(jié)構(gòu)復(fù)雜、成本高昂的加工中心，大大降低了生產(chǎn)成本。