《“飛行器制造與裝配工藝學”期末大作業(yè)》4300字

“飛行器制造與裝配工藝學”期末大作業(yè)1、通過閱讀材料一和查閱相關(guān)文獻資料，請分別簡要闡述現(xiàn)代飛機的副翼中各主要零件（如腹板式翼梁、普通翼肋、金屬蒙皮、后緣型材等）適合采用的制造工藝方法及其制造中的關(guān)鍵技術(shù)。（50分）在操作上，與飛機的其他如升降和方向的操作一樣，在結(jié)構(gòu)與外形上，副翼跟機翼有著很多的相同點。副翼的主要零件包括腹板式翼梁、普通翼肋、金屬蒙皮、后緣型材等。（1）腹板式翼梁的制造工藝及關(guān)鍵技術(shù)材料的復合性程度取決于收口的變形程度，進行適當?shù)挠洃浶圆僮饔兄趶秃喜牧系慕Y(jié)構(gòu)鋼性測試。第一步應該把補償量設置在合適的位置，用來觀察變形的緊張程度。第二步則是收集剛才取得的變形量來執(zhí)行復合性的柔韌性綜合評級工作，把材料的工藝水平控制在極高的要求，以便于材料最終的成型成功率。第三步要進行已經(jīng)成型的模具校驗工作，用已經(jīng)配置好的測試工具和參數(shù)來進行可承受最大力矩的測試工作。第四步也是最后一步，要根據(jù)測試的實際情況進行適當?shù)淖兞垦a償工作，修正最后的工作模型以達到交貨的目的。把有針對性的復合材料進行批量化的收口工作，保證在實施測試工作的時候材料能夠展現(xiàn)出足的張性，把急需增加的部分收口參數(shù)分享給相關(guān)的調(diào)試部門來執(zhí)行最的校準工作。首先是把復合性的結(jié)構(gòu)圖形進行有針對性的調(diào)校工作，對其中的重要參數(shù)包括高度厚度和角度及長度進行適當?shù)倪^渡工作，以便于拾取最合適的技術(shù)參數(shù)。然后就是復制材料的厚度參數(shù)以進行角度參數(shù)補償，把圓角和半徑進行相互輔助的科學運算，執(zhí)行補償變量的校對工作，設計和計算出最合適的理論參數(shù)。最后就是進行局部的工藝模型微調(diào)工作，在前期的設計階段因為各項技術(shù)參數(shù)缺乏相對的準確性，難免會造成一定的技術(shù)偏差，如果不進行及時的調(diào)整工作勢必會帶來不可預知的后果，所以這于這項操作絕不可掉以輕心。為了保證制件內(nèi)外表面的裝配精度，復合材料翼梁制造過程中，除了進行收口變形控制外，還需要控制復合材料翼梁的厚度。一般技術(shù)文件要求，復合材料翼梁非圓角區(qū)厚度公差為±8%，圓角區(qū)厚度公差為±10%。（2）普通翼肋的制造工藝及關(guān)鍵技術(shù)由于在飛機機翼制造過程中，需要嚴格控制飛機機翼的重量，在盡可能降低飛機的重量的同時，保持飛行時的穩(wěn)定性。普通翼肋質(zhì)量較輕導致結(jié)構(gòu)強度不高，雖然說在一定程度上能夠承受來自于其他機翼其他零件的作用力。但是在飛機飛行過程中，一旦遇到強氣流，機翼前緣的氣流受阻，流速減慢，壓力驟增，極易出現(xiàn)翼肋斷裂或者擠壓機翼其他零件，造成機翼的損壞。因此，翼肋結(jié)構(gòu)強度較低的問題亟待解決。飛機翼肋生產(chǎn)工藝，包括如下步驟：1）通過制圖軟件設計出翼肋的宏觀外形及微觀的結(jié)構(gòu)參數(shù)，然后將數(shù)據(jù)通過電腦傳輸?shù)綌?shù)控加工中心的控制臺。2）通過倉庫提供的原材料，對所述原材料進行核實爐批號、鋸料和質(zhì)檢，并在原材料上進行標識。3）將帶有標識的零件固定在三軸數(shù)控加工中心內(nèi)，進行銑削平面操作，使得基準邊見光；同時按照所述零件最大面積的兩面分別定義為A面與B面。4）B面鉆孔，通過三軸數(shù)控加工中心提供的結(jié)構(gòu)參數(shù)，在零件的B面指定位置進行鉆孔，鉆孔φ14.1，擴沉孔φ21；將零件翻面后，操作控制臺對孔進行擴沉，鉆孔φ14.1，擴沉孔φ21，沉φ12.1±0.05基準孔。5）對鉆孔后的零件進行粗加工工藝。6）對粗加工后的零件進行精加工工藝。7）打磨拋光，取出精銑后的零件進行鉗工處理，按BAC5300倒銳邊，聲速邊緣要求，銼修接刀差，打光，表面粗糙度Ra3.2。8）產(chǎn)品檢驗，將零件固定在三坐標測量機上進行測量，按測量計劃測量關(guān)鍵特性值/CMM測量，數(shù)據(jù)分析并驗證報告，完成后進行總檢。通過上述技術(shù)方案，相對于焊接成型的普通翼肋，由數(shù)控加工中心切削出來的翼肋一體成型，具有結(jié)構(gòu)強度高、不易受力變形的優(yōu)點。其加工后不會有多余的廢料產(chǎn)生，從而能夠與飛機機翼內(nèi)部的結(jié)構(gòu)實現(xiàn)良好的緊密適配，有效的增加了機翼的結(jié)構(gòu)剛度。并且在飛機飛行時，本翼肋能夠承受并傳遞自身平面內(nèi)的較大的集中載荷或由于結(jié)構(gòu)不連續(xù)引起的附加載荷，從而提升機翼的穩(wěn)定性。（3）金屬蒙皮的制造工藝及關(guān)鍵技術(shù)金屬蒙皮的制造工藝包括多層鋪層，副翼蒙皮上設有檢修口，檢修口的邊緣設有與檢修蓋的邊緣相配合的坡面，其特征在于，鋪層包括交錯層疊鋪設的手工鋪層和自動鋪層，加工方法包括以下步驟：[0008]1）對每層手工鋪層進行裁剪，使手工鋪層上形成與檢修口形狀相同的預制孔，手工鋪層的預制孔的尺寸逐層變化以形成坡面；2）在外形模具的一側(cè)上第一層鋪覆自動鋪層，交替層疊手工鋪層和自動鋪層直至達到需要的蒙皮厚度，依照預制孔的尺寸由大到小依次層疊手工鋪層至對應位置；3）將鋪覆完成后的機翼蒙皮放入熱壓罐固化；4）將固化完成后的機翼蒙皮加工出機加孔以形成檢修口，機加孔的邊界不超過最小尺寸的預制孔的邊界。機翼蒙皮包括蒙皮主體、坡面體和檢修口，蒙皮主體包括交錯層疊鋪設的手工鋪層和第一自動鋪層，每個手工鋪層上分別設有與坡面體的外坡面相適配的預制孔；坡面體包括第二自動鋪層，每個第二自動鋪層分別對應一個其為一體結(jié)構(gòu)第一自動鋪層，第二自動鋪層按照一定的角度傾斜鋪設，第二自動鋪層上設有檢修口?；喜牧蠙C翼蒙皮加工方法及結(jié)構(gòu)，通過手工鋪層與自動鋪層交替層疊鋪覆形成凹陷式復合材料蒙皮結(jié)構(gòu)，提高了生產(chǎn)效率，避免了常規(guī)機加工蒙皮坡面導致機翼蒙皮纖維分層損傷，既滿足了檢修蓋的安裝需求，又保證了復合材料蒙皮檢修口的整體傳力特性，改善了檢修口的結(jié)構(gòu)強度；其中手動鋪層在鋪覆前通過自動下料剪裁預制孔，提高蒙皮結(jié)構(gòu)的成型質(zhì)量和生產(chǎn)效率，更適合制造大型復合材料機翼蒙皮結(jié)構(gòu)；同時通過調(diào)節(jié)鋪層厚度和鋪層比例，優(yōu)化了檢修口結(jié)構(gòu)的力學特性。（4）后緣型材的制造工藝及關(guān)鍵技術(shù)副翼后緣型材中各物質(zhì)的質(zhì)量百分比為：Si含量低于0.05%，F(xiàn)e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%，其他雜質(zhì)元素含量低于0.15%，余量為Al。副翼后緣型材的制造方法，包括如下步驟：1）鑄造鑄錠，鑄錠鑄造完成后，進行均勻化退火處理。2）用箱式模具加熱爐對模具進行加熱和保溫處理，確保模具芯部到溫，模具溫度加熱至390~410℃。3）擠壓筒設定溫度為400~420℃，待溫度到達后保溫，對鑄錠進行加熱，將到溫后的鑄錠按照尾端在內(nèi)頭端在外的方向裝入擠壓筒，將左右雙孔布局的模具裝入擠壓筒與鑄錠頭端貼近，緩慢插入空心軸進行反向擠壓，擠壓完成后，進行預拉伸拉直，得到鋁合金型材初品。4）采用離線熱處理工藝對鋁合金型材初品進行固溶處理，固溶處理溫度為492~494℃，固溶處理的保溫時間為80~120

min，確保固溶充分，保溫完成后進行淬火降溫，并對淬火后的型材立刻進行拉伸校直，消除淬火殘余應力。5）在對型材進行淬火降溫和拉伸校直后，型材擺放平直進行自然時效超過96

h，獲得得鋁合金型材。副翼后緣型材的制造方法，鑄錠加熱方式為感應加熱，其階梯加熱方法為：感應式加熱爐沿鑄錠長度方向等距分為若干個區(qū)域，每個區(qū)域均采用獨立的感應加熱線圈、熱電偶及控溫裝置，在設定好鑄錠頭端溫度和溫度梯度后，每個區(qū)域的設定溫度由程序自動計算和輸入。副翼后緣型材的制造方法，步驟三中鑄錠頭端設定溫度為350~430℃，鑄錠從頭端至尾端溫度呈梯度下降趨勢，溫度梯度下降的趨勢為10~30℃/m。鑄錠各區(qū)域加熱到溫后，將鑄錠裝入擠壓筒，鑄錠頭端裝入模具，進行擠壓。步驟三中反向擠壓的擠壓軸速為1.0~1.5

mm/s，軸速設定與鑄錠加熱溫度有關(guān)，其原則為高溫低速、低溫高速。步驟三的預拉伸拉直的變形量控制在1.2%以下。步驟四的拉伸校直的拉伸變形量控制在1%~3%。步驟四的淬火方式采用噴淋式淬火。2、通過閱讀材料二和查閱相關(guān)文獻資料，請簡要說明F-15戰(zhàn)斗機平尾的蒙皮零件是如何加工制造出來的。（50分）（1）F-15戰(zhàn)斗機簡介F-15戰(zhàn)斗機（英文：F-15Fighter，代號/綽號：Eagle，譯文：鷹，慣稱：McDonnellDouglasF-15Eagle，譯文：麥道F-15“鷹”，綽號：美利堅之鷹），在美國空軍的超音速噴氣戰(zhàn)斗機中，屬于第四代。F-15戰(zhàn)斗機是在雙座后掠翼氣動的基礎(chǔ)上，加上渦扇發(fā)動機，使其高性能的作戰(zhàn)功能完全的顯示出來。該機具備完善的全天候作戰(zhàn)能力，可使用先進的中距空空導彈摧毀敵機，主要遂行空中優(yōu)勢作戰(zhàn)任務，并發(fā)展出空地作戰(zhàn)改型。F-15戰(zhàn)斗機早期裝兩臺普·惠公司F100-PW-100渦扇發(fā)動機，1991年后換裝推力為129千牛/級的F110-GE-129或F100-PW-229渦扇發(fā)動機。普拉特.惠特尼研制的F100-PW-100發(fā)動機單臺靜推力65.2千牛，加力推力高達11340千克，為F-15的優(yōu)越性能提供了堅實的基礎(chǔ)。（2）F-15戰(zhàn)斗機平尾蒙皮零件的加工制造工藝F-15戰(zhàn)斗機機身為全金屬半硬殼結(jié)構(gòu)，機身由前、中、后三段組成。前段包括頭部雷達罩、座艙和電子設備艙，主要結(jié)構(gòu)材料為鋁合金。中段與機翼相連，大部分載荷所用的材料是鈦合金，在重量中的占比率是20.4%，前三和后三個框的結(jié)構(gòu)材料分別是鋁合金和鈦合金。位于后段的發(fā)動機艙結(jié)構(gòu)材料是鈦合金。鋸齒平尾是全自動的，面積較大，在高速飛行與機動的需要方面有著良好的功用。F-15戰(zhàn)斗機在垂直的安定面秘平尾上所采用的材料有硼纖維、鈦合金，鋁夾芯，硼-環(huán)氧等復合型材料，在結(jié)構(gòu)上屬于夾層。在方向的掌控上，采用鈦合金和全鋁蜂窩的結(jié)構(gòu)。平尾和方向舵均可以左右互換。垂尾采用大展弦比、中等后掠角設計，前緣后掠角37°，外傾2°，高度較大，大迎角下可以明顯改善飛機的航向穩(wěn)定性，從而保證F-15可以有效的進行大迎角機動。平尾為大后掠全動低平尾設計，前緣后掠角50°，具有前緣鋸齒和翼尖斜切設計。F-15的平尾蒙皮零件采用了熱成形和超塑性成形斱法。飛機尾部的一塊不導彈彈翼相配合的鈦合金蒙皮零件，原用整塊厚板坯經(jīng)切削加工而成，現(xiàn)改為用薄板迚行超塑性成形，毛坯由6.2kg減到0.4kg，成品由0.27kg減到0.21kg，兩者的機械性能相同，但成本卻降低了65%。F15戰(zhàn)斗機硼/環(huán)氧復合材料層合板加工工序工藝過程包括：（1）先將硼纖維及其他原料進行預制處理，并制成所需要的形狀。（2）將準備好的材料放在壓力容器中，用高溫與壓力對其進行浸漬。（3）將浸漬好的材料冷卻固化，然后切割成目標尺寸的層合板。（4）最后將層合板進行加工，使之達到所需要的性能及外形要求。對已經(jīng)采取了蒙皮工藝的復合性材料進行一致性的重量校對工作，針對型號為F-15的材料執(zhí)行性能測試及成本核算，控制這項高成本材料在產(chǎn)品中的占有率，用科學的計算手段控制在一個合適