《“飞行器制造与装配工艺学”期末大作业》4300字

“飞行器制造与装配工艺学”期末大作业1、通过阅读材料一和查阅相关文献资料，请分别简要阐述现代飞机的副翼中各主要零件（如腹板式翼梁、普通翼肋、金属蒙皮、后缘型材等）适合采用的制造工艺方法及其制造中的关键技术。（50分）在操作上，与飞机的其他如升降和方向的操作一样，在结构与外形上，副翼跟机翼有着很多的相同点。副翼的主要零件包括腹板式翼梁、普通翼肋、金属蒙皮、后缘型材等。（1）腹板式翼梁的制造工艺及关键技术材料的复合性程度取决于收口的变形程度，进行适当的记忆性操作有助于复合材料的结构钢性测试。第一步应该把补偿量设置在合适的位置，用来观察变形的紧张程度。第二步则是收集刚才取得的变形量来执行复合性的柔韧性综合评级工作，把材料的工艺水平控制在极高的要求，以便于材料最终的成型成功率。第三步要进行已经成型的模具校验工作，用已经配置好的测试工具和参数来进行可承受最大力矩的测试工作。第四步也是最后一步，要根据测试的实际情况进行适当的变量补偿工作，修正最后的工作模型以达到交货的目的。把有针对性的复合材料进行批量化的收口工作，保证在实施测试工作的时候材料能够展现出足的张性，把急需增加的部分收口参数分享给相关的调试部门来执行最的校准工作。首先是把复合性的结构图形进行有针对性的调校工作，对其中的重要参数包括高度厚度和角度及长度进行适当的过渡工作，以便于拾取最合适的技术参数。然后就是复制材料的厚度参数以进行角度参数补偿，把圆角和半径进行相互辅助的科学运算，执行补偿变量的校对工作，设计和计算出最合适的理论参数。最后就是进行局部的工艺模型微调工作，在前期的设计阶段因为各项技术参数缺乏相对的准确性，难免会造成一定的技术偏差，如果不进行及时的调整工作势必会带来不可预知的后果，所以这于这项操作绝不可掉以轻心。为了保证制件内外表面的装配精度，复合材料翼梁制造过程中，除了进行收口变形控制外，还需要控制复合材料翼梁的厚度。一般技术文件要求，复合材料翼梁非圆角区厚度公差为±8%，圆角区厚度公差为±10%。（2）普通翼肋的制造工艺及关键技术由于在飞机机翼制造过程中，需要严格控制飞机机翼的重量，在尽可能降低飞机的重量的同时，保持飞行时的稳定性。普通翼肋质量较轻导致结构强度不高，虽然说在一定程度上能够承受来自于其他机翼其他零件的作用力。但是在飞机飞行过程中，一旦遇到强气流，机翼前缘的气流受阻，流速减慢，压力骤增，极易出现翼肋断裂或者挤压机翼其他零件，造成机翼的损坏。因此，翼肋结构强度较低的问题亟待解决。飞机翼肋生产工艺，包括如下步骤：1）通过制图软件设计出翼肋的宏观外形及微观的结构参数，然后将数据通过电脑传输到数控加工中心的控制台。2）通过仓库提供的原材料，对所述原材料进行核实炉批号、锯料和质检，并在原材料上进行标识。3）将带有标识的零件固定在三轴数控加工中心内，进行铣削平面操作，使得基准边见光；同时按照所述零件最大面积的两面分别定义为A面与B面。4）B面钻孔，通过三轴数控加工中心提供的结构参数，在零件的B面指定位置进行钻孔，钻孔φ14.1，扩沉孔φ21；将零件翻面后，操作控制台对孔进行扩沉，钻孔φ14.1，扩沉孔φ21，沉φ12.1±0.05基准孔。5）对钻孔后的零件进行粗加工工艺。6）对粗加工后的零件进行精加工工艺。7）打磨抛光，取出精铣后的零件进行钳工处理，按BAC5300倒锐边，声速边缘要求，锉修接刀差，打光，表面粗糙度Ra3.2。8）产品检验，将零件固定在三坐标测量机上进行测量，按测量计划测量关键特性值/CMM测量，数据分析并验证报告，完成后进行总检。通过上述技术方案，相对于焊接成型的普通翼肋，由数控加工中心切削出来的翼肋一体成型，具有结构强度高、不易受力变形的优点。其加工后不会有多余的废料产生，从而能够与飞机机翼内部的结构实现良好的紧密适配，有效的增加了机翼的结构刚度。并且在飞机飞行时，本翼肋能够承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结构不连续引起的附加载荷，从而提升机翼的稳定性。（3）金属蒙皮的制造工艺及关键技术金属蒙皮的制造工艺包括多层铺层，副翼蒙皮上设有检修口，检修口的边缘设有与检修盖的边缘相配合的坡面，其特征在于，铺层包括交错层叠铺设的手工铺层和自动铺层，加工方法包括以下步骤：[0008]1）对每层手工铺层进行裁剪，使手工铺层上形成与检修口形状相同的预制孔，手工铺层的预制孔的尺寸逐层变化以形成坡面；2）在外形模具的一侧上第一层铺覆自动铺层，交替层叠手工铺层和自动铺层直至达到需要的蒙皮厚度，依照预制孔的尺寸由大到小依次层叠手工铺层至对应位置；3）将铺覆完成后的机翼蒙皮放入热压罐固化；4）将固化完成后的机翼蒙皮加工出机加孔以形成检修口，机加孔的边界不超过最小尺寸的预制孔的边界。机翼蒙皮包括蒙皮主体、坡面体和检修口，蒙皮主体包括交错层叠铺设的手工铺层和第一自动铺层，每个手工铺层上分别设有与坡面体的外坡面相适配的预制孔；坡面体包括第二自动铺层，每个第二自动铺层分别对应一个其为一体结构第一自动铺层，第二自动铺层按照一定的角度倾斜铺设，第二自动铺层上设有检修口。化合材料机翼蒙皮加工方法及结构，通过手工铺层与自动铺层交替层叠铺覆形成凹陷式复合材料蒙皮结构，提高了生产效率，避免了常规机加工蒙皮坡面导致机翼蒙皮纤维分层损伤，既满足了检修盖的安装需求，又保证了复合材料蒙皮检修口的整体传力特性，改善了检修口的结构强度；其中手动铺层在铺覆前通过自动下料剪裁预制孔，提高蒙皮结构的成型质量和生产效率，更适合制造大型复合材料机翼蒙皮结构；同时通过调节铺层厚度和铺层比例，优化了检修口结构的力学特性。（4）后缘型材的制造工艺及关键技术副翼后缘型材中各物质的质量百分比为：Si含量低于0.05%，Fe含量低于0.06%，Cu含量3.7%~4.1%，Mg含量1.2%~1.4%，Mn含量低于0.4%~0.8%，Cr含量低于0.02%，Ti含量0.02%~0.06%，Zr含量0.08%~0.12%，其他杂质元素含量低于0.15%，余量为Al。副翼后缘型材的制造方法，包括如下步骤：1）铸造铸锭，铸锭铸造完成后，进行均匀化退火处理。2）用箱式模具加热炉对模具进行加热和保温处理，确保模具芯部到温，模具温度加热至390~410℃。3）挤压筒设定温度为400~420℃，待温度到达后保温，对铸锭进行加热，将到温后的铸锭按照尾端在内头端在外的方向装入挤压筒，将左右双孔布局的模具装入挤压筒与铸锭头端贴近，缓慢插入空心轴进行反向挤压，挤压完成后，进行预拉伸拉直，得到铝合金型材初品。4）采用离线热处理工艺对铝合金型材初品进行固溶处理，固溶处理温度为492~494℃，固溶处理的保温时间为80~120

min，确保固溶充分，保温完成后进行淬火降温，并对淬火后的型材立刻进行拉伸校直，消除淬火残余应力。5）在对型材进行淬火降温和拉伸校直后，型材摆放平直进行自然时效超过96

h，获得得铝合金型材。副翼后缘型材的制造方法，铸锭加热方式为感应加热，其阶梯加热方法为：感应式加热炉沿铸锭长度方向等距分为若干个区域，每个区域均采用独立的感应加热线圈、热电偶及控温装置，在设定好铸锭头端温度和温度梯度后，每个区域的设定温度由程序自动计算和输入。副翼后缘型材的制造方法，步骤三中铸锭头端设定温度为350~430℃，铸锭从头端至尾端温度呈梯度下降趋势，温度梯度下降的趋势为10~30℃/m。铸锭各区域加热到温后，将铸锭装入挤压筒，铸锭头端装入模具，进行挤压。步骤三中反向挤压的挤压轴速为1.0~1.5

mm/s，轴速设定与铸锭加热温度有关，其原则为高温低速、低温高速。步骤三的预拉伸拉直的变形量控制在1.2%以下。步骤四的拉伸校直的拉伸变形量控制在1%~3%。步骤四的淬火方式采用喷淋式淬火。2、通过阅读材料二和查阅相关文献资料，请简要说明F-15战斗机平尾的蒙皮零件是如何加工制造出来的。（50分）（1）F-15战斗机简介F-15战斗机（英文：F-15Fighter，代号/绰号：Eagle，译文：鹰，惯称：McDonnellDouglasF-15Eagle，译文：麦道F-15“鹰”，绰号：美利坚之鹰），在美国空军的超音速喷气战斗机中，属于第四代。F-15战斗机是在双座后掠翼气动的基础上，加上涡扇发动机，使其高性能的作战功能完全的显示出来。该机具备完善的全天候作战能力，可使用先进的中距空空导弹摧毁敌机，主要遂行空中优势作战任务，并发展出空地作战改型。F-15战斗机早期装两台普·惠公司F100-PW-100涡扇发动机，1991年后换装推力为129千牛/级的F110-GE-129或F100-PW-229涡扇发动机。普拉特.惠特尼研制的F100-PW-100发动机单台静推力65.2千牛，加力推力高达11340千克，为F-15的优越性能提供了坚实的基础。（2）F-15战斗机平尾蒙皮零件的加工制造工艺F-15战斗机机身为全金属半硬壳结构，机身由前、中、后三段组成。前段包括头部雷达罩、座舱和电子设备舱，主要结构材料为铝合金。中段与机翼相连，大部分载荷所用的材料是钛合金，在重量中的占比率是20.4%，前三和后三个框的结构材料分别是铝合金和钛合金。位于后段的发动机舱结构材料是钛合金。锯齿平尾是全自动的，面积较大，在高速飞行与机动的需要方面有着良好的功用。F-15战斗机在垂直的安定面秘平尾上所采用的材料有硼纤维、钛合金，铝夹芯，硼-环氧等复合型材料，在结构上属于夹层。在方向的掌控上，采用钛合金和全铝蜂窝的结构。平尾和方向舵均可以左右互换。垂尾采用大展弦比、中等后掠角设计，前缘后掠角37°，外倾2°，高度较大，大迎角下可以明显改善飞机的航向稳定性，从而保证F-15可以有效的进行大迎角机动。平尾为大后掠全动低平尾设计，前缘后掠角50°，具有前缘锯齿和翼尖斜切设计。F-15的平尾蒙皮零件采用了热成形和超塑性成形斱法。飞机尾部的一块不导弹弹翼相配合的钛合金蒙皮零件，原用整块厚板坯经切削加工而成，现改为用薄板迚行超塑性成形，毛坯由6.2kg减到0.4kg，成品由0.27kg减到0.21kg，两者的机械性能相同，但成本却降低了65%。F15战斗机硼/环氧复合材料层合板加工工序工艺过程包括：（1）先将硼纤维及其他原料进行预制处理，并制成所需要的形状。（2）将准备好的材料放在压力容器中，用高温与压力对其进行浸渍。（3）将浸渍好的材料冷却固化，然后切割成目标尺寸的层合板。（4）最后将层合板进行加工，使之达到所需要的性能及外形要求。对已经采取了蒙皮工艺的复合性材料进行一致性的重量校对工作，针对型号为F-15的材料执行性能测试及成本核算，控制这项高成本材料在产品中的占有率，用科学的计算手段控制在一个合适