CN114921627A - 一种飞机支臂零件喷丸反变形装置及利用其的变形控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机支臂零件喷丸反变形装置及利用其的变形控制方法，该装置包括喷丸变形控制夹具、喷丸反变形模板、定位底座、定位插销及定位螺栓和锁紧螺母；该变形控制方法包括：(1)将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具固定；(2)将喷丸变形控制夹具与飞机支臂零件安装在定位底座上进行热处理；(3)将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具分离，在热处理后使用喷丸反变形模板进行反变形效果评价。本发明采用一套喷丸反变形装置在喷丸前的热处理工序中对零件进行反向变形，在热处理工序中完成喷丸前反变形工作，不单独增加变形控制或校形工序，同时将喷丸后难度和工作量极大的校形工作去除，大幅缩短了零件的加工周期，减轻了操作者的劳动强度。

Description

一种飞机支臂零件喷丸反变形装置及利用其的变形控制方法

技术领域

本发明属于飞机机械加工制造技术领域，涉及喷丸变形控制技术，具体是一种飞机支臂零件喷丸反变形装置及利用其的变形控制方法。

背景技术

支臂零件是飞机典型结构件，存在长度长、壁厚薄的结构特点。飞机支臂零件的长度厚度比极大，支臂上往往在内侧设置加强筋结构用于增加结构刚性，同时也会导致支臂两侧结构不对称，整体上飞机支臂零件属于薄壁易变形、易失稳结构。喷丸强化是利用大量弹丸连续高速轰击材料表面，进而在材料表面形成残余压应力场，使其获得一定深度的加工硬化层，从而提升材料表面疲劳强度的工艺方法。喷丸过程中，弹丸通过冲击零件表面使零件与弹丸相接触的局部区域形成表面压应力。这个压应力是由零件局部被弹丸冲击后产生的塑性变形带来的。宏观层面，不同的喷丸强度、结构形式和尺寸特性的零件，在喷丸后也会产生不同程度的塑性变形。喷丸强化作为一种行之有效的表面强化技术，在航空领域得到了广泛应用，飞机关键承载部位的零件在喷丸后能够显著提高产品的可靠性。飞机支臂零件由于存在薄壁、结构不对称等特性，在喷丸强化后会产生明显的宏观变形。该变形属于变曲率弧形变形，很难通过人工校形进行校正。特别是存在装配关系的飞机支臂零件，喷丸变形后局部最大变形量可达10-15mm，无法正常进行后续的装配，存在较大的超差报废风险，已经成为我国航空领域中的瓶颈问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种能够减轻人工样形操作者劳动强度，有效控制飞机支臂零件喷丸变形的飞机支臂零件喷丸反形装置及利用其的变形控制方法，主要针对零件壁厚较薄、结构不对称、内侧面设有加强筋、加强筋上设有导孔的飞机支臂零件。

本发明采用的技术方案为：

一、一种飞机支臂零件喷丸反变形装置，包括喷丸变形控制夹具、喷丸反变形模板、定位底座、多个定位插销及多个定位螺栓和锁紧螺母；其特点是：所述的喷丸变形控制夹具具有反变形限位贴合面、躲避槽腔、定位腰形孔和散热缺口结构；所述的反变形限位贴合面与飞机支臂零件喷丸变形后的内形面关于飞机支臂内形面理论位置完全对称，在反变形限位贴合面上还开设了多个散热缺口，用于在热处理加热和散热过程中，使飞机支臂零件处于良好的热处理环境，并且在两侧的反变形限位贴合面上设有躲避槽腔，用于装夹时躲避飞机支臂零件上的加强筋；所述的定位腰形孔用于限定飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具的位置；所述的喷丸反变形模板用于检查飞机支臂零件在喷丸变形控制夹具上装夹后的装夹状态和热处理后的反变形效果评价；所述的多个定位插销用于将喷丸变形控制夹具和装夹在其上的飞机支臂零件固定到定位底座上；所述的多个定位螺栓和锁紧螺母用于穿过定位腰形孔，将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具装夹固定。

二、一种利用飞机支臂零件喷丸反变形装置的变形控制方法，包括如下步骤：

1、将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具固定：

1)将喷丸变形控制夹具***飞机支臂零件，将飞机支臂零件的加强筋置于喷丸变形控制夹具的躲避槽腔内，并将飞机支臂零件加强筋上第一排孔与喷丸变形控制夹具第一排腰形孔对齐；2)手动施加反向变形力弯曲飞机支臂零件，使飞机支臂内形面与喷丸变形控制夹具的限位贴合面贴合，将飞机支臂零件的加强筋置于喷丸变形控制夹具的躲避槽腔中，并使用定位螺栓和锁紧螺母穿过第一排和最后一排腰形孔完成初步定位；3)将其余定位螺栓依次穿过喷丸变形控制夹具上腰形孔、飞机支臂零件加强筋上的导孔、喷丸变形控制夹具下腰形孔后，在定位螺栓上旋合锁紧螺母，将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具固定，形成反向变形力；4)使用喷丸反变形模板检查飞机支臂零件的反变形状态，在腰形孔长度的行程范围内，前后移动飞机支臂零件调整反向变形位移量，当飞机支臂零件相较喷丸反变形模板的反向变形量M≥0时，将所有位置的锁紧螺母旋紧，完成飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具的固定工作；

2、将喷丸变形控制夹具与飞机支臂零件通过插销安装在定位底座上，并一起在喷丸工艺前进行热处理：

1)在热处理炉底板上使用压紧装置将定位底座固定；2)使用定位插销穿过喷丸变形控制夹具后***定位底座上相应的销孔中，将喷丸变形控制夹具和与其完成固定的飞机支臂零件一起固定在定位底座上；3)将飞机支臂零件按零件技术条件和相应标准要求进行热处理；

3、将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具分离，在热处理后使用喷丸反变形模板进行反变形效果评价：

热处理后，从反变形最大的位置开始，依次拆除所有的定位螺栓和锁紧螺母，拔出定位插销将飞机支臂零件、喷丸变形控制夹具和定位底座分离；使用喷丸反变形模板以第一排销孔为基准，与热处理后的飞机支臂零件进行反变形效果评价。

本发明具有如下优点:

1)本发明采用一套喷丸反变形装置在喷丸前的热处理工序中对零件进行反向变形，在热处理工序中完成喷丸前反变形工作，不单独增加变形控制或校形工序，同时将喷丸后难度和工作量极大的校形工作去除，大幅缩短了零件的加工周期，减轻了操作者的劳动强度；2)喷丸反变形装置装夹方便，操作容易，具备过盈量调节空间，通过前后移动可调节零件夹紧贴合状态，操作便捷效果好；3)喷丸反变形模板按飞机支臂零件喷丸后变形状态的镜像方向制造，重量轻且便携，可以随时对飞机支臂零件反变形状态进行监控。

附图说明

图1为飞机支臂零件结构示意图；

图2为本发明喷丸反形装置的结构示意图；

图3为本发明喷丸反形装置的使用状态图；

图4为图3的剖视图。

图中：1为喷丸变形控制夹具；2为喷丸反变形模板；3为定位插销；4为定位螺栓；5为锁紧螺母；6为定位底座；7为反变形限位贴合面；8为躲避槽腔；9为定位腰形孔；10为散热缺口。

具体实施方式

如图1所示，飞机支臂零件材料为AF1410钢材料，总长约1300mm。该飞机支臂零件的壁厚渐变，两个支臂内侧面均设有加强筋，每侧加强筋上均设有导孔。飞机支臂零件的外侧面有下陷结构，该下陷结构与其他零件存在装配关系，故飞机支臂外侧面及其下陷结构是必须保证形位精度的表面。由于下陷结构壁厚仅为2.5mm，同时飞机支臂位置只有内侧设有加强筋，每个支臂两侧结构不对称。在飞机支臂零件喷丸强化后，支臂外侧面及其下陷结构会产生极为明显的变形，宏观表现为两侧支臂向外张口。

如图2所示，本发明——一种飞机支臂零件喷丸反变形装置，包括喷丸变形控制夹具1、喷丸反变形模板2、定位底座6、两个定位插销3及多个定位螺栓4和锁紧螺母5。所述的喷丸变形控制夹具1具有反变形限位贴合面7、躲避槽腔8、定位腰形孔9和散热缺口10结构。所述的反变形限位贴合面7与飞机支臂零件喷丸变形后的内形面关于飞机支臂内形面理论位置完全对称，在反变形限位贴合面7上还开设了多个散热缺口10，用于在热处理加热和散热过程中，使飞机支臂零件处于良好的热处理环境，并且在两侧的反变形限位贴合面7上设有躲避槽腔8，用于装夹时躲避飞机支臂零件上的加强筋。所述的定位腰形孔9用于限定飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具1的位置。所述的喷丸反变形模板2用于检查飞机支臂零件在喷丸变形控制夹具1上装夹后的装夹状态和热处理后的反变形效果评价。所述的两个定位插销3用于将喷丸变形控制夹具1和装夹在其上的飞机支臂零件固定到定位底座6上。所述的多个定位螺栓4和锁紧螺母5用于穿过定位腰形孔9，将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具1装夹固定。

由于不同材料的热膨胀系数不同，喷丸变形控制夹具1、定位插销3和定位底座6采用与图1所示飞机支臂零件相同的AF1410钢材料，其他部分宜采用热膨胀系数小的材料制成，避免其影响喷丸变形控制夹具1对飞机支臂零件的反变形效果。

喷丸反变形模板2采用不锈钢薄板加工而成，具有良好的耐蚀性，有利于长期使用，同时使用薄板可以减轻重量方便使用。喷丸反变形模板2两侧外形弧面与喷丸变形控制夹具1两侧的反变形限位贴合面7相重合。

如图3、图4所示，本发明——一种利用飞机支臂零件喷丸反变形装置的变形控制方法，包括如下步骤：

(1)将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具1定位。

(1.1)将喷丸变形控制夹具1从飞机支臂零件开口处***飞机支臂零件中，***时将飞机支臂零件上的加强筋置于喷丸变形控制夹具1的躲避槽腔8中，并将飞机支臂零件加强筋上第一排孔与喷丸变形控制夹具1上的第一排腰形孔对齐；

(1.2)手动施加反向变形力使飞机支臂零件两侧支臂的内形面与喷丸变形控制夹具1两侧的反变形限位贴合面7贴紧，将飞机支臂零件的加强筋置于喷丸变形控制夹具1的躲避槽腔8中。将飞机支臂零件上加强筋的第一排和最后一排共四个孔与相应位置的定位腰形孔9对齐，使用定位螺栓4依次穿过定位腰形孔9——飞机支臂零件加强筋上的导孔——定位腰形孔9，之后将四个定位螺栓4与四个锁紧螺母5旋合固定，完成飞机支臂零件在喷丸变形控制夹具1上的初步定位。

(1.3)使用定位螺栓4将飞机支臂零件加强筋上其余导孔与相应位置的定位腰形孔9定位。依次在定位螺栓4上旋合螺母5，完成飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具1的定位工作，锁紧螺母5此时并未完全旋紧。

(1.4)定位后的飞机支臂零件只能在定位腰形孔9长度方向上移动，其他五个方向的自由度都要已被喷丸变形控制夹具1固定。

(2)使用喷丸反变形模板2检查飞机支臂零件的反变形状态，并完成飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具1的固定。在定位腰形孔9的长度范围内，前后移动飞机支臂零件，向后移动时，则会增加飞机支臂零件反变形的范围和其内形面相对于理论位置反向变形的位移量。当飞机支臂零件相较喷丸反变形模板2的反向变形量M≥0时，将所有位置的锁紧螺母5旋紧，完成飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具1的固定工作。

(3)将喷丸变形控制夹具1与飞机支臂零件通过定位插销3安装在定位底座6上后，整体在喷丸前进行热处理。

(3.1)在热处理炉底板上使用压紧装置将定位底座6固定。

(3.2)使用定位插销3穿过喷丸变形控制夹具1后***定位底座6上相应的销孔中，将喷丸变形控制夹具1和与其完成固定的飞机支臂零件一起固定在定位底座6上。

(3.3)将与喷丸变形控制夹具1固定后的飞机支臂零件按零件技术条件和相应标准要求进行热处理。

(4)将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具1分离，在热处理后使用喷丸反变形模板2进行变形状态检查。热处理后，从反变形最大的位置开始，依次拆除所有的定位螺栓4和锁紧螺母5，拔出定位插销3将飞机支臂零件、喷丸变形控制夹具1和定位底座6分离，之后使用喷丸反变形模板2进行反变形状态检查。

(5)飞机支臂零件的喷丸变形控制工作完成。

Claims (2)

1.一种飞机支臂零件喷丸反变形装置，包括喷丸变形控制夹具(1)、喷丸反变形模板(2)、定位底座(6)、多个定位插销(3)及多个定位螺栓(4)和锁紧螺母(5)；其特征是：所述的喷丸变形控制夹具(1)具有反变形限位贴合面(7)、躲避槽腔(8)、定位腰形孔(9)和散热缺口(10)结构；所述的反变形限位贴合面(7)与飞机支臂零件喷丸变形后的内形面关于飞机支臂内形面理论位置完全对称，在反变形限位贴合面(7)上还开设了多个散热缺口(10)，用于在热处理加热和散热过程中，使飞机支臂零件处于良好的热处理环境，并且在两侧的反变形限位贴合面(7)上设有躲避槽腔(8)，用于装夹时躲避飞机支臂零件上的加强筋；所述的定位腰形孔(9)用于限定飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具(1)的位置；所述的喷丸反变形模板(2)用于检查飞机支臂零件在喷丸变形控制夹具(1)上装夹后的装夹状态和热处理后的反变形效果评价；所述的多个定位插销(3)用于将喷丸变形控制夹具(1)和装夹在其上的飞机支臂零件固定到定位底座(6)上；所述的多个定位螺栓(4)和锁紧螺母(5)用于穿过定位腰形孔(9)，将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具(1)装夹固定。

2.一种利用飞机支臂零件喷丸反变形装置的变形控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一步，将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具固定：

1)将喷丸变形控制夹具***飞机支臂零件，将飞机支臂零件的加强筋置于喷丸变形控制夹具的躲避槽腔内，并将飞机支臂零件加强筋上第一排孔与喷丸变形控制夹具第一排腰形孔对齐；

2)手动施加反向变形力弯曲飞机支臂零件，使飞机支臂内形面与喷丸变形控制夹具的限位贴合面贴合，将飞机支臂零件的加强筋置于喷丸变形控制夹具的躲避槽腔中，并使用定位螺栓和锁紧螺母穿过第一排和最后一排腰形孔完成初步定位；

3)将其余定位螺栓依次穿过喷丸变形控制夹具上腰形孔、飞机支臂零件加强筋上的导孔、喷丸变形控制夹具下腰形孔后，在定位螺栓上旋合锁紧螺母，将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具固定，形成反向变形力；

4)使用喷丸反变形模板检查飞机支臂零件的反变形状态，在腰形孔长度的行程范围内，前后移动飞机支臂零件调整反向变形位移量，当飞机支臂零件相较喷丸反变形模板的反向变形量M≥0时，将所有位置的锁紧螺母旋紧，完成飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具的固定工作；

第二步，将喷丸变形控制夹具与飞机支臂零件通过插销安装在定位底座上，并一起在喷丸工艺前进行热处理：

1)在热处理炉底板上使用压紧装置将定位底座固定；

2)使用定位插销穿过喷丸变形控制夹具后***定位底座上相应的销孔中，将喷丸变形控制夹具和与其完成固定的飞机支臂零件一起固定在定位底座上；

3)将飞机支臂零件按零件技术条件和相应标准要求进行热处理；

第三步，将飞机支臂零件与喷丸变形控制夹具分离，在热处理后使用喷丸反变形模板进行反变形效果评价：

热处理后，从反变形最大的位置开始，依次拆除所有的定位螺栓和锁紧螺母，拔出定位插销将飞机支臂零件、喷丸变形控制夹具和定位底座分离；使用喷丸反变形模板以第一排销孔为基准，与热处理后的飞机支臂零件进行反变形效果评价。

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