飛機鈦合金結構件側壁精銑動力學仿真與試驗

李亮亮，單英吉，李鵬飛，楊 巍

（1.沈陽飛機工業（集團）有限公司工程技術中心，遼寧 沈陽 110000；2.東北大學機械工程與自動化學院，遼寧 沈陽 110004）

1 引言

鈦合金以其比強度高、耐高溫、抗腐蝕性好等優點廣泛應用于航空領域。隨著四代機在航行時間、機動性能、搭載能力等方面的要求越來越高，輕量化材料鈦合金在軍機上的應用比重越來越大，主要用在飛機結構中承載大、溫度高的部位，例如發動機承載系列框、大梁、折疊翼、重要接頭、起落架等[1-5]。然而，鈦合金導熱系數低、化學活性大、變形系數小、單位面積切削力大，其加工效率低。軍機鈦合金結構件形狀復雜，特征多，加工難度更大，工藝規范性差。側壁作為飛機鈦合金結構件的重要特征之一，其加工量占到整個零件的40%以上。另外，零件外緣側壁存在配合關系，其加工表面質量要求較高。

國內外學者在鈦合金側壁銑削方面進行了大量研究。文獻[5]對鈦合金薄側壁結構件進行了銑削力試驗，研究了薄壁件殘余剛度對切削力的影響；文獻[6]對鈦合金TB6開展了側銑表面完整性試驗研究，獲得了切削工藝參數對表面形貌的影響規律；文獻[7]對側銑加工表面條紋波動進行了研究，建立了仿真模型，分析了產生波動的原因。

文獻[8]開展了薄壁件數控側銑的力學和數控基礎理論、有限元模擬和切削實驗綜合分析研究，掌握了弱剛性側壁的撓度分布規律，提出了控制變形的刀軌優化誤差補償方法，并進行了試驗驗證；文獻[9-11]對數控側銑的變形預測與控制等進行了研究[9-11]。

數控加工工藝標準化、規范化是航空制造業邁向智能制造的基本技術要素之一，而上述研究雖然在側壁銑削的表面形貌、變形控制等方面取得了一定的成果，但是在側壁精加工余量分配以及與表面質量的關系等方面尚無深入研究。

基于此，開展了不同余量的側壁精加工切削力仿真與試驗，對加工后的零件表面進行粗糙度測量，以獲得合理的余量分配工藝參數，為生產應用提供參考依據。

2 精銑側壁工藝方案

2.1 飛機鈦合金結構件側壁分析

飛機鈦合金結構件類型不同，其側壁尺寸差別較大，型面有曲面和平面之分，如圖1所示。經統計分析，對于大多數鈦合金結構件，側壁高度在（8～90）mm，壁厚在（2～11）mm，其精加工余量一般在（0.5～2）mm。切削深度一般在（10～15）mm。

圖1 典型結構模型Fig.1 Model of Typical Structure

2.2 仿真與試驗條件

材料為鈦合金TA15M，普通退火，毛坯尺寸312mm×335mm×50mm；選用國產整體硬質合金刀具，其參數為直徑20mm，底刃圓角半徑4mm，4齒，刃長40mm，總長113mm，前角10°，后角14°，螺旋角38°；切削過程仿真采用Production Module軟件。

2.3 測量方法

采用旋轉測力儀Kistler5236B對側壁銑削進行動態切削力測量；采用便攜式Mahr M300C粗糙度儀對已加工側壁表面粗糙度進行測量。測量方法是在已加工表面進給方向等間距取5個點，在垂直于進給方向上進行測量，取測量平均值。

2.4 工藝方案

驗證側壁精銑余量與切削力關系的工藝方案流程，如圖2所示。結合鈦合金結構件生產經驗，制定了側壁精加工不同余量的切削工藝參數，切削工藝參數為：主軸轉速s=1000rpm，每齒進給量fz=0.1mm/z，切削深度ap=10mm，精銑余量（切削寬度）ae=2mm、1.75mm、1.5mm、1.25mm、1mm、0.75mm和0.5mm。為了提高仿真與試驗結果的準確性，采用zigzag切削方式，即順銑—逆銑—順銑的加工軌跡。

圖2 精銑側壁工藝方案流程圖Fig.2 Flow Chart of Finishing Side Wall Process Schemes

運用CATIA編制數控加工仿真與試驗程序，經后置處理，將生成的NC代碼用于Production Module 軟件（簡稱PM）進行切削動力學仿真及實際加工，通過結果對比，判斷工藝參數的合理性，并將試驗有效結果存入切削數據庫。

在試驗中，按照精銑余量ae由2mm到0.5mm遞減方式加工。并選取ae=0.5mm 情況下的工藝參數進行切削力的三維動態測量，驗證仿真正確性。

3 PM切削力動力學仿真

設計的7組試驗工況下不同工藝參數在順逆銑時的切削力仿真值，如表1所示。

表1 順逆銑情況下切削力隨切削寬度變化的仿真值Tab.1 Simulation Forces with Different Width in Down and Up Milling

當余量為2mm時，其切削合力在（1000～1200）N之間，當余量為0.5mm時，其切削合力降低到（250～300）N之間。切削力與余量的關系，如圖3所示。

圖3 切削力與切削余量的關系圖Fig.3 The Relation Between Cutting Force and Cutting Allowance

從圖中可知：（1）在主軸轉速、切削深度、每齒進給量不變的情況下，隨著側壁余量的減少，切削合力與各向切削分力成線性遞減趨勢；（2）在同樣參數下，逆銑切削力比順銑切削力大，隨著切削余量的減少，其兩者的差值越來越小，當切削余量小于0.75mm時，其切削力差值幾乎可以忽略；（3）切削余量對切向力的影響大于徑向力和軸向力。

4 試驗驗證

七組試驗的加工效果，如圖4所示。為便于測量，選取最后一組加工工藝參數s=1000rpm，fz=0.1mm/齒，ap=10mm，ae=0.5mm進行順銑切削力的動態三維測量驗證，在測量前，進行了零點漂移的優化處理，使得測量系統誤差在±5N以內。由于測量的切削力是隨時間波動的動態三向力，故提取各方向的切削力平均值，X向（進給方向）Fx221N，Y向（余量方向）Fy181N，Z向（刀軸方向）Fz65N，其合力Fres293N。試驗與仿真切削力對比結果，如表2所示。

表2 試驗與仿真切削力Tab.2 Milling Force in Test and Dynamic Simulation

圖4 試驗件加工現場Fig.4 Test Part Processing Site

由于測量坐標系與切削點處的切削力坐標系存在坐標轉換關系，因此Fx、Fy、Fz是切向力、徑向力和軸向力函數，其表達式為：

式中：α、β、γ—坐標變換系數，在區間［0 1］內。

切削合力的仿真誤差δ值為：

式中：Fres—試驗切削合力；Fsres—仿真切削合力。

通常認為，仿真誤差在25%以內屬于可接受范圍，由式（2）可以看出，仿真誤差0.78%，表明仿真結果具有較高可信度；對于各項分力，可以做輔助參考。

5 粗糙度測量

為便于試驗的連貫性、測量的便捷性以及數據的準確性，一次性完成7種工況的側壁精銑加工，統一對已加工表面進行清潔處理，在粗糙度測量前，再次進行酒精清洗。不同切削余量加工后所測量的表面粗糙度值Ra和Rz，如表3所示。隨著切削余量的降低，表面粗糙度值逐漸增大，也即表面質量反而下降，但是，余量（0.5～2）mm的七組工藝參數的粗糙度Ra均小于0.4μm，其精度遠遠高于飛機結構件表面加工質量要求Ra1.6μm。Rz在（1.27～2.892）μm之間，表明精加工表面具有非常高的平整度。

表3 不同切削余量條件下的表面粗糙度Tab.3 Surface Roughness Under Different Cutting Allowances

6 結論

通過對飛機鈦合金結構件側壁精銑仿真與試驗研究，得出如下結論：（1）側壁精銑的切削力仿真可以用于指導生產實際，其仿真結果與試驗結果誤差僅0.78%；（2）隨著側壁切削余量的降低，其各向切削力均隨之降低，且成線性關系；（3）同樣參數下，逆銑比順銑銑削力稍大，當余量小于0.75mm時，兩者的差值顯著縮??；（4）隨著側壁切削余量的降低，其表面粗糙度值增大，但Ra均小于0.4μm，滿足結構件表面粗糙度1.6μm要求；（5）結合仿真、試驗以及表面粗糙度的測量結果，在鈦合金側壁精加工時，可以優先考慮加工效率和變形控制，并降低切削力，因此推薦工藝參數是：轉速1000rpm，每齒進給量0.1mm，切削深度10mm，切削余量0.5mm。