近年來，隨著航空制造業(yè)的大力發(fā)展，大量新機型開展研制工作。在飛機研制過程中，飛機重量是影響飛行性能、操穩(wěn)、強度等的依據(jù)，直接影響飛機的飛行性能和飛行品質(zhì)，不論是處于飛機研制方案論證、打樣設(shè)計、詳細(xì)設(shè)計，還是生產(chǎn)試制、試飛排故階段，重量控制均處于重要地位。薄壁結(jié)構(gòu)件是目前飛機大型結(jié)構(gòu)件的主要類型，由于其尺寸精度要求高，公差范圍小，對零件的重量控制要求則更高。

　　從生產(chǎn)實踐中發(fā)現(xiàn)，通常新機研制過程中通過數(shù)控加工的飛機薄壁結(jié)構(gòu)件經(jīng)常出現(xiàn)重量超大的問題，導(dǎo)致大量零件返工，而且返工基本上不可能重新再用數(shù)控機床進行，只能通過鉗工手工打磨保證，對零件的尺寸精度，尤其是外形尺寸精度造成了極大的影響，質(zhì)量隱患嚴(yán)重。由于超重問題原因的不確定性和多樣性，因此往往要反復(fù)進行技術(shù)復(fù)查以找出超重原因，給產(chǎn)品研制及生產(chǎn)交付進度等帶來極大壓力。為此，對飛機薄壁結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工超重問題進行了系統(tǒng)性分析，找出導(dǎo)致問題的主要因素及有效的控制方法是很有必要的。

　　基于重量特征的航空結(jié)構(gòu)件特點

　　隨著現(xiàn)代設(shè)計水平和制造能力的提高，飛機設(shè)計已廣泛地采用了整體薄壁結(jié)構(gòu)件，如飛機的大框、大梁等普遍采用整體化結(jié)構(gòu)設(shè)計，這對飛機制造產(chǎn)生了深遠(yuǎn)的影響，不僅大幅減少了飛機結(jié)構(gòu)件數(shù)量和裝配焊接工序，同時也有效減輕了飛機整機重量，提高了零件強度和可靠性，使飛機的制造質(zhì)量顯著提高。

　　由于零件的輕量化，零件的重量容差也不斷減小，在滿足零件尺寸容差要求的情況下還要滿足重量容差要求，對加工的精度要求更加嚴(yán)格，一個稍微大型的零件動輒上百甚至上千個尺寸，即便所有的尺寸都在公差范圍內(nèi)，但尺寸誤差的積累疊加效應(yīng)也完全有可能導(dǎo)致零件的重量超差，因此，零件加工出的實際尺寸只有在越接近名義尺寸的情況下才能有效的保證重量在公差范圍內(nèi)。從零件結(jié)構(gòu)類型看，主要包括框、梁、肋、壁板、接頭等典型類別，雖然各類零件結(jié)構(gòu)形式各不相同，但它們均由一些典型特征構(gòu)成，這些特征是構(gòu)成零件的基本單元，特征尺寸是零件整體結(jié)構(gòu)尺寸的基本構(gòu)成，而從重量的角度來看，這些特征也成為零件重量構(gòu)成的基本要素，總體上講，對航空薄壁結(jié)構(gòu)件重量影響較大的主要特征可分為腹板、輪廓、轉(zhuǎn)角、閉角殘留等幾類，如圖1 分別用不同顏色所表示。

圖1 重量特征構(gòu)成

　　數(shù)控加工重量誤差主要原因分析

　　1 重量誤差值構(gòu)成分析

　　由于制造公差導(dǎo)致零件的實際尺寸與理論尺寸必然存在差異，則零件的實際重量與理論重量間也必然存在一定的差異，其重量誤差如公式（1）所示。R =Ma -Mt ， （1）其中，R 為零件重量誤差；Ma 為零件實際重量；Mt 為零件理論重量。

　　根據(jù)本文前述提到的重量的特征構(gòu)成，如果細(xì)化到零件特征上，將零件重量誤差分解到幾類主要特征單元，其各個特征的整個零件的實測重量誤差與重量誤差之和應(yīng)該是相同的。為了進行驗證并找到一定規(guī)律，從生產(chǎn)現(xiàn)場跟蹤并隨機抽取了13 項零件進行實測記錄和各項特征重量誤差換算，結(jié)果如表1 所示。表1 中零件實測重量誤差與各項特征重量誤差之間的對比關(guān)系結(jié)果見圖2 所示。

表1 零件重量誤差匯總記錄表

圖2 零件重量誤差對比圖

　　通過實測零件進行統(tǒng)計分析發(fā)現(xiàn)，絕大多數(shù)零件的實際重量誤差均為正值，即零件實際重量超過了理論重量，而分析各個特征的重量誤差及其總和發(fā)現(xiàn)，各個特征也基本上都為正值誤差且其總和與零件的實測重量誤差比較接近，且二者變化趨勢也基本吻合（如圖2 所示），因此，可以得到下面的關(guān)系式：

　　R ≈R l + R f + R b + R z ， （ 2）其中，在上述等式中：R 為零件重量誤差；R l 為輪廓重量誤差，指筋緣條實際厚度與理論厚度差異引起的重量變化；R f 為腹板重量誤差，指腹板實際厚度與理論厚度差異引起的重量變化；R b 為閉角殘留重量誤差，指由于閉角結(jié)構(gòu)導(dǎo)致底角處無法完全加工到位的殘余重量；R z 為轉(zhuǎn)角重量誤差，指小直徑刀具補加工轉(zhuǎn)角時側(cè)面留余量引起的殘余重量。

　　2 不同特征對零件重量誤差影響因素分析

　　不同特征的重量誤差對于零件重量誤差的影響并不相同，要進一步分析問題，就需要找到最主要的影響因素，根據(jù)表1 中數(shù)據(jù)分析零件重量誤差的構(gòu)成，計算出各特征重量誤差所占比例，分析結(jié)果見表2 所示。

表2 零件重量增值構(gòu)成比例表

　　按4 類特征重量誤差所占比例分別超過50% 的零件項數(shù)進行統(tǒng)計，腹板重量誤差為零件重量誤差主要構(gòu)成部分的零件為10 項，閉角殘留重量誤差為零件重量誤差主要構(gòu)成部分的零件為3 項，零件輪廓重量誤差為零件重量誤差主要構(gòu)成部分的零件為0 項，零件轉(zhuǎn)角重量誤差為零件重量誤差主要構(gòu)成部分的零件為0 項，如圖3 所示。

圖3 比例超50%的各特征項零件數(shù)量

　　分析腹板重量誤差為主要構(gòu)成部分的10 項零件，將這10 項零件各特征重量誤差所占比例分別求平均值，其結(jié)果如表3 所示。從表中可見，零件腹板重量誤差所占比例為65.19%，是影響零件重量誤差的決定性因素，而輪廓重量誤差也占到20.96% 的比例，成為第二大影響因素。

　　進一步分析該10 項零件結(jié)構(gòu)，結(jié)果顯示大部分零件擺角都很小，均無大閉角結(jié)構(gòu)，因此不會形成閉角殘留，因此，閉角殘留重量誤差的真實貢獻率從這10 項零件中還無法得到明確體現(xiàn)。

　　為此，又選擇了表2 中閉角殘留為主要構(gòu)成部分的3 項零件進行分析，得到的結(jié)果如表4 所示。從表中看出，零件閉角殘留重量誤差所占比例為74.58%，是影響零件重量誤差的決定性因素，而腹板和輪廓分別退居第二和第三位。

　　3 重量誤差原因分析總結(jié)

　　從上述分析和對比中可知，腹板重量誤差是構(gòu)成零件重量誤差的一個主要因素，而對于具有較多閉角的零件來說，閉角殘留重量誤差的影響可以超過腹板，成為主要因素，輪廓重量誤差是一個較為次要的因素，而對于轉(zhuǎn)角重量誤差而言則基本上影響較小。

　　從工藝及生產(chǎn)實踐的角度分析，對于閉角而言，由于其結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，可加工性較差，工藝程編要綜合考慮刀具、程編軌跡、切削參數(shù)等多方面影響因素，因此，對于閉角的處理不可能做到和設(shè)計數(shù)模完全一致，一般都會有殘留存在，而設(shè)計也允許放寬閉角殘留的尺寸要求。對于腹板而言，一方面由于薄壁結(jié)構(gòu)件的腹板在加工中容易發(fā)生彈刀等現(xiàn)象，因此工藝人員在編制程序時可能會比較保守地選擇盡量向尺寸上差保證，另一方面在實際加工中由于熱變形引起的機床主軸伸長現(xiàn)象會迫使操作者現(xiàn)場操作過程中人為偏置余量以保證腹板厚度尺寸不小，也往往使腹板尺寸靠近上差，綜合這些因素來看，對零件重量誤差影響最大的兩個特征的重量誤差一般都是正值誤差，這就不難理解前面實測零件誤差數(shù)據(jù)基本上都是正值誤差的這種現(xiàn)象了。

　　重量誤差控制方法

　　1 推廣MBD 技術(shù)應(yīng)用，促進設(shè)計與制造緊密結(jié)合

　　當(dāng)前，我國航空制造業(yè)的數(shù)字化技術(shù)發(fā)展迅猛，三維數(shù)字化設(shè)計技術(shù)和數(shù)字化樣機技術(shù)得到了深入發(fā)展應(yīng)用。同時，隨著計算機和數(shù)控加工技術(shù)的發(fā)展，傳統(tǒng)以模擬量傳遞的實物標(biāo)工協(xié)調(diào)法被以數(shù)字量傳遞為基礎(chǔ)的數(shù)字化協(xié)調(diào)法代替，縮短了飛機研制周期，提高了產(chǎn)品質(zhì)量。

　　然而，由于設(shè)計和制造的集成度不夠，在重量控制方面，設(shè)計人員往往僅考慮零件的純理論數(shù)據(jù)模型尺寸，得到的重量計算結(jié)果也是純理論數(shù)據(jù)模型的重量，而實際在制造過程中使用的工藝數(shù)據(jù)模型和理論數(shù)據(jù)模型之間有一定差異。如圖4 所示一帶有閉角的零件，左側(cè)圖示為設(shè)計給出的某飛機結(jié)構(gòu)件理論數(shù)模，圖中箭頭所示處為大閉角輪廓面，但模型終并沒有將允許的閉角殘留在模型中做出。右側(cè)的是零件實際加工出來之后的狀態(tài)，二者在閉角殘留上存在明顯的差異，理論數(shù)模沒有把閉角殘留考慮在內(nèi)，使得用這個數(shù)模計算得到的零件重量肯定會比實際重量輕。類似問題還很多，如為滿足裝配要求而在制造零件時留余量、改變某些尺寸容差等。

圖4 理論數(shù)模與實際數(shù)模之間的差異

　　為解決這一矛盾，要大力推廣MBD 技術(shù)，加強設(shè)計與制造的結(jié)合程度。MBD(Model Based Definition)技術(shù)，即基于模型的工程定義，是波音公司率先推行的新一代產(chǎn)品定義方法。它用一個集成的三維實體模型可完整地表達(dá)產(chǎn)品定義信息，即將制造信息和設(shè)計信息( 三維尺寸標(biāo)注及各種制造信息和產(chǎn)品結(jié)構(gòu)信息) 共同定義到產(chǎn)品的三維數(shù)字化模型中，從而取消二維工程圖，保證設(shè)計數(shù)據(jù)的唯一性并最大可能的將產(chǎn)品制造狀態(tài)、加工工藝要求等因素反映到設(shè)計數(shù)模中，使工藝數(shù)模和設(shè)計數(shù)模相統(tǒng)一，只有這樣，才能夠在設(shè)計階段真實反映出零件最后的狀態(tài)，從而準(zhǔn)確掌握零件的真實重量。

　　2 加強數(shù)控加工工藝方法控制

　　如前文所述，從設(shè)計源頭的改進能有效避免一些因理論模型與實際加工差異引起的飛機結(jié)構(gòu)件超重現(xiàn)象，如閉角殘留的問題，而對于設(shè)計的下一環(huán)節(jié)，數(shù)控加工工藝方法對零件重量控制的影響同樣重要。

　　結(jié)合前文所述的原因總結(jié)，通過分析我們發(fā)現(xiàn)在數(shù)控編程過程中，工藝人員的一些看似沒有問題的編程習(xí)慣對飛機重量控制有著很大的影響。比如，編程時習(xí)慣性在輪廓兩側(cè)分別留0.05mm 余量，或者在腹板加工編程時習(xí)慣性留0.10mm 余量，造成所有輪廓( 筋條及緣條) 及腹板厚度尺寸均要比理論增大0.10mm，另外，機床加工操作者在實際加工時也會習(xí)慣性的進行一些人為偏置，導(dǎo)致零件加工后尺寸基本都處于中上差。舉例說明，表5 為某機型典型的鋁合金薄壁結(jié)構(gòu)件，其輪廓及腹板厚度公差為±0.20mm，按目前工藝人員編程習(xí)慣及操作者的加工習(xí)慣，設(shè)定輪廓厚度增加0.10mm，腹板厚度增加0.10mm，通過計算可以得出各特征及總重量的增加值。從表中結(jié)果可以看出，當(dāng)腹板及輪廓厚度增加0.10mm 時( 尺寸不超出公差要求)，該3 項零件重量均超差, 且對于尺寸越大的大框類零件，其重量超差越嚴(yán)重。

表5 典型結(jié)構(gòu)件重量超差分析結(jié)果表

　　隨著新型飛機的研制及飛機結(jié)構(gòu)件整體化設(shè)計的不斷發(fā)展，飛機結(jié)構(gòu)件的尺寸也在不斷向整體化、大型化發(fā)展。結(jié)合成飛公司某型飛機的研制生產(chǎn)，在飛機薄壁結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工環(huán)節(jié)進行了工藝方法優(yōu)化改進，以解決頻繁出現(xiàn)的超重現(xiàn)象。

　　（1） 改進裝夾定位方式，提高加工精度。

　　飛機薄壁結(jié)構(gòu)件加工過程材料去除率非常高( 通常超過90%)，為典型的弱剛性、復(fù)雜結(jié)構(gòu)零件。這些特點使其數(shù)控加工較為困難，如表5 中的幾類零件，一方面因為薄壁結(jié)構(gòu)在加工過程中容易產(chǎn)生變形及顫振，尺寸精度及表面質(zhì)量難以保證，另一方面由于飛機結(jié)構(gòu)件的結(jié)構(gòu)特點，導(dǎo)致其裝夾定位難度較大。

　　從壓緊調(diào)整、結(jié)構(gòu)調(diào)整、定位調(diào)整幾個方面考慮，目前航空制造業(yè)普遍采用的裝夾方式有機械、液壓可調(diào)夾具、真空吸附裝夾等幾種。

　　基于成飛公司傳統(tǒng)的數(shù)控加工裝夾方式，在某型飛機的研制生產(chǎn)中引入了下列改進方式。一方面在傳統(tǒng)的定位面上增加支撐塊，在雙面類零件精加工完第一面后，將支撐塊固定在工裝特定位置，加強第二面的加工剛性，保證加工的穩(wěn)定性，從而達(dá)到精確保證腹板尺寸的目的。另一方面，引入真空吸附工裝，使零件處于比較穩(wěn)定的加工狀態(tài)。

　　（2）提高編程規(guī)范性，保證源頭數(shù)據(jù)正確。

　　針對前文分析結(jié)果，重點對飛機薄壁結(jié)構(gòu)件腹板、輪廓的編程方法及細(xì)節(jié)進行了梳理及規(guī)范。對于輪廓的編程，除了部分輪廓由于特定原因（如特殊要求留余量或是剛性較差）之外，統(tǒng)一要求按名義尺寸進行編制。對于腹板的編程，若是單面類零件( 以腹板為分界面，只在單側(cè)有槽腔)，統(tǒng)一要求編程時按名義尺寸進行編制；若是雙面類零件，第一面編程時要求同單面類一樣，而在第二面進行編程時考慮機床熱特性造成的主軸伸長量，統(tǒng)一要求在腹板處留0.05mm 余量。

　　另一方面，根據(jù)飛機薄壁結(jié)構(gòu)件特點，結(jié)合成飛公司多年的數(shù)控加工經(jīng)驗編制典型零件在典型機床上的加工工藝規(guī)范，通過這一系列措施，將優(yōu)秀的加工工藝方法進行繼承，統(tǒng)一了工藝人員的編程習(xí)慣，穩(wěn)定了零件加工狀態(tài)，從源頭數(shù)據(jù)上有效避免了零件超重現(xiàn)象的頻繁產(chǎn)生。

　?。?） 研究機床熱特性，降低對加工尺寸的影響。

　　熱特性是指在切削加工中，由于機床各部件溫升引起的熱變形的特性。這種熱變形使機床上刀具與工件之間原來相對正確的位置產(chǎn)生了變化，從而造成了加工誤差。生產(chǎn)實踐統(tǒng)計發(fā)現(xiàn)，數(shù)控機床主軸是產(chǎn)生熱量最大的部位，機床主軸長度從冷卻狀態(tài)運行到熱穩(wěn)定狀態(tài)的過程中，可能會產(chǎn)生約0.03mm~0.12mm 之間的誤差。而在加工過程中，受熱變形影響最大的是加工與主軸方向垂直的一些零件結(jié)構(gòu)，如零件的腹板、筋高等，由于航空結(jié)構(gòu)件的壁薄、公差較小，如果不考慮熱變形的影響，則會嚴(yán)重影響尺寸加工精度，難以精確控制腹板厚度尺寸。因此，一方面對于現(xiàn)有的數(shù)控設(shè)備，通過主軸預(yù)先空運行進行預(yù)熱的方式，使主軸伸長量處于穩(wěn)定狀態(tài)，再進行程序加工，能有效避免主軸變形對零件尺寸的影響。另一方面，較為先進的辦法是首先通過測量熱誤差量，利用數(shù)控系統(tǒng)的機床坐標(biāo)系偏置功能，將熱誤差的補償量作為外部機床坐標(biāo)系的偏置量實時輸入數(shù)控機床，從而實現(xiàn)熱誤差的實時補償，在數(shù)控加工廠新購進的一些設(shè)備（如斯達(dá)拉格機床）上也具有這種功能。

　　3 重量誤差控制方法實施效果

　　通過前述內(nèi)容的研究，得出了飛機薄壁結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工重量誤差產(chǎn)生的主要原因，并結(jié)合成飛公司某型機的生產(chǎn)研究，開展了相應(yīng)的控制辦法。以某型機為例，在研制初期數(shù)控加工超重的零件比例約占50%，通過本文對超重現(xiàn)象的分析解決，后續(xù)加工中超重比例下降至23%，起到了良好的控制效果。

　　結(jié)束語

　　航空薄壁結(jié)構(gòu)件的重量影響因素較多，從特征出發(fā)找出主要誤差影響因素并加以改進，有效地控制了零件重量超差問題，取得了良好效果。然而，航空薄壁結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工在重量控制的理論研究還相對薄弱，因此，還需通過更多的研究及實踐來找到更多的控制方法。