[发明专利]一种机翼缘条结构的激光喷丸控形方法

说明书

本发明公开了一种机翼缘条结构的激光喷丸控形方法，主要包括已完成铣削加工但尺寸超差的缘条和定位夹具，其中缘条是具有翼缘和腹板结构的大曲率长梁类零件，定位夹具包括旋转支撑台架和棘轮机构。该方法原理是利用高能脉冲激光(激光喷丸/激光冲击强化)在零件表面引入1‑2mm深的高幅值残余压应力，由于应力平衡导致处理区域产生宏观变形，通过合理分配处理区域刚度与输入能量的定量对应关系，进行特定顺序和方向的凸起变形用于抵消腹板和翼缘的铣削变形，从而达到尺寸公差要求。本发明提出的方法属于表面改性技术，是冷加工工艺，不会影响零件后续工序和服役性能。

技术领域

本发明涉及航空制造技术领域，尤其涉及一种用于机翼缘条结构的铣削变形的激光喷丸控形方法。

背景技术

现代飞行器由于高效低耗的设计要求，机翼大多采用整体结构设计，缘条作为机翼翼梁的主要承力结构件，主要起到保持结构刚性和外形的作用。从结构来分，缘条截面可分为T型、十型或双十型，其长度方向具有大曲率扰度，长宽比在10倍左右。由于机翼采用整体结构设计，缘条通常由型材直接数控铣削而成，材料去除率高，加工工时长，还普遍存在装夹难度大，加工易变形的技术难点。为了解决上述技术问题，目前通常采用改良的工艺来优化和控制铣削变形，但受型材残余应力幅值、铣削工艺编制、加工路径等多因素影响，其效果还不显著。

因此，现有技术需要进一步改进和完善。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于机翼缘条结构的激光喷丸控形方法。

本发明的目的通过下述技术方案实现：

一种机翼缘条结构的激光喷丸控形方法，该空性方法主要包括如下具体步骤：

步骤S1：确定腹板和翼缘的铣削变形模式并确定主次包络线，其中的铣削变形是加工后已存在的、超出尺寸公差的不利变形，是本发明要消除的对象。

作为本发明的优选方案，所述步骤S1确定铣削变形模式中，变形的主要包络线和次要包络线为选取曲面几何中心轴线上的两个垂直的轴向路径，其中，变形大的为主包络线，变形小的为次包络线。

优选的，所述步骤S1中变形测量可以采用相对激光位移传感器在加工中心进行原位测量。

步骤S2：通过工艺参数实验确定激光喷丸的变形模式，并获得参数-变形数据表/矩阵。其中，激光喷丸的变形模式是本发明需要人为引入的变形量，通过变形量的正负抵消实现变形控制的目的。其中，正变形是铣削变形，如步骤S1所述是待处理对象，需要消除；而反变形是激光喷丸变形，则是人为引入的变形量，需要和已存在的正变形进行等量抵消。建立参数-变形数据表(矩阵)的意义在于，针对不同厚度的多种铣削变形，可以通过查表获得合适的参数进行等量反变形抵消，节约工艺试错和调试的时间。

作为本发明的优选方案，所述步骤S2中的参数-变形数据表/矩阵由两组参数实验扩展形成，第一组为变厚度-等能量实验，获得特定能量下厚度与变形的定量关系；第二组为变能量-等厚度实验，获得特定厚度下能量与变形的定量关系；最后通过两组实验数据的插值与扩展，形成用于确定反变形参数的参数-变形数据表/矩阵。

优选的，所述步骤S2中的参数-变形数据表/矩阵包含三个参数，分别为：行向量是m个输入参数激光能量，列向量是n个处理对象的厚度，表内任意单元的值为输出的变形量，表示在任意能量和厚度下激光喷丸所产生的变形量。

步骤S3：利用工装夹具将零件保持自然状态装夹，使用棘轮控制装夹角度将零件旋转直至弯曲变形的凹陷面/扭曲变形的凹陷中心线朝向激光入射方向。

步骤S4：按照参数-变形数据表中的数据进行反变形处理。