航空长梁整体结构件加工变形预测及校正分析

黄晓明,孙 杰,李剑峰(1.滨州学院 机电工程系,山东 滨州 56600; .山东大学 机械工程学院,济南 50061)

航空长梁整体结构件加工变形预测及校正分析

黄晓明1,2,孙 杰2,李剑峰2
(1.滨州学院 机电工程系,山东 滨州 256600; 2.山东大学 机械工程学院,济南 250061)

航空整体结构件的加工变形和变形校正是制约结构件加工效率的瓶颈技术,针对长梁零件加工后出现变形问题,构建薄壁长梁整体结构件加工变形有限元模型进行数值计算.研究表明,在毛坯初始应力和加工应力的作用下,长梁件出现弯曲扭转复合变形,工件结构刚度不对称是导致工件弯曲变形的重要原因.以变形结果作为校正目标模型,进行加载-卸载反弯和扭转校正分析,对校正参数、校正载荷施加形式及校正效果等关键技术进行研究.根据长梁整体结构件变形校正图谱,当在-Y方向施加9 050 N 4点反弯校正载荷,在垂直X顺时针方向施加145×103N·m矫正扭矩时,可以得到理想的校正效果.

加工变形; 变形校正; 有限元数值模拟; 长梁整体结构件

随着航空制造工业的快速发展,为减轻飞机重量,提高飞机的各项机械性能,大型航空整体结构件逐渐替代了传统的螺栓连接和铆接的飞机组合件.尽管整体薄壁件在航空工业中有着诸多的优点,然而多年来,整体薄壁结构件的加工变形问题一直困扰着航空工业.即使采用高速加工方法加工大型梁框类整体结构件,其变形问题也未能得到彻底解决.加工变形问题已经成为几乎所有大型飞机结构件研制与生产的障碍.

国内外各主要飞机制造公司都在探索有关整体结构件制造的关键技术,相关研究主要包括两个方面:加工变形的机理和已产生加工变形零件的校正.如:美国的Nervi[1]建立了毛坯初始残余应力引起加工变形的数学预测模型,研究结构件变形与初始毛坯应力的分布状态之间的关系;Scippa等[2]建立了薄壁件铣削加工变形的柔性预测模型,结合有限元分析方法,分析了不同切削速度对切削稳定性的影响;浙江大学的董辉跃等[3]采用数值模拟的方法,研究了不同走刀路径对工件残余应力分布变化以及加工变形的影响;南京航空航天大学武凯等[4]提出了参数化建立多框体模型的“砌墙法”,对某飞机192框结构件进行了铣削加工模拟研究.

航空整体结构件校正方法的研究一般是基于小变形校正原则的反变形校正[5],校正过程涉及复杂的力学过程,是多种非线性因素的综合影响过程,包括几何非线性、材料非线性等.山东大学的王中秋等[6]提出基于滚压应力调整来校正变形的理论和方法,该方法通过定量计算滚压量,确定极限校正的载荷来保证变形校正的生产效率和安全.

长梁承重结构件是航空整体结构件中最常见的结构之一,其变形情况往往是伸缩、弯曲、扭转等多种形式的组合,并且与具体的尺寸和结构特点相关.由于零件变形过大,不得不对变形过大的零件进行校形.加工变形与校正是航空整体结构件生产的一体化工作,目前尚缺乏基于加工变形结果的变形校正的整体研究.本文通过建立薄壁整体结构件加工有限元仿真模型，并进行了计算,获得变形部位的变形量.以此为基础,采用有限元仿真技术,对相应的校正参数进行模拟计算,计算结果将用于指导校形生产.

1 基于应力施加的加工变形有限元分析

1.1长梁整体结构件

图1为某飞机长梁件结构示意图,为非对称双面框薄壁梁,其结构包含了槽、筋条、缘条、孔等整体结构件的典型特征,研究该零件对长梁结构件具有一定的代表意义.该长梁沿X方向长为1 785 mm,下缘条高60 mm,上缘条高40 mm,上下缘条高度不相等,整体呈梯形.工件整体Y方向宽度为80 mm,壁板厚度为2 mm,正面有9个隔框,反面有7个半隔框.

图1 飞机长梁整体件结构图Fig.1 Beam aerospace monolithic componentsschematic drawing

1.2长梁结构件应力分布规律

应力的存在是工件加工变形的根本原因,其中应力又分为毛坯初始应力和工件薄层加工应力两部分.

本文所研究的长梁整体结构件是由7050-T7451铝合金预拉伸板材通过高速铣削制成.该材料在生产过程中要经历淬火、预拉伸、人工时效等温度、组织转变等复杂的非线性弹塑性应变过程,内部形成不均匀的应力场.图2为基于裂纹柔度法测试、计算获得的7050-T7451铝合金预拉伸板材残余应力分布图[7].从图中可以看出,铝合金预拉伸板材轧制方向和横向方向残余应力沿板厚的中性面对称分布,呈拉压周期震荡“M”型分布.

图2 7050-T7451铝合金板材初始残余应力分布Fig.2 7050-T7451 aluminium alloy plate initialresidual stress distribution

轧制方向残余应力呈现拉应力—压应力—拉应力变化趋势.残余拉应力的最大值约为26.43 MPa,在距板材的表面处;最大的残余压应力约为-29.08 MPa,在距板中面约22 mm板厚处.横向方向在板中心区域为拉应力区域,最大值约为7.48 MPa,残余压应力区域为表层至厚度为10 mm区域,最大值约为-14.57 MPa.长梁整体结构件的X,Y和Z方向分别对应毛坯材料的预拉伸方向、宽度方向和厚度方向.

工件加工表面残余应力的形成过程是一个复杂的高应变率、塑性大变形过程.研究表明,加工应力的大小、特性与铣削加工参数存在以下非线性关系[8]:

(1)

1.3加工变形有限元建模过程

7050-T7451航空铝合金预拉伸毛坯板材的基本物理属性参数如表1所示.

表1 7050-T7451基本物理属性Tab.1 Mechanical properties of 7050-T7451

本文采用有限元软件ABAQUS,对隔框梁因材料去除产生的变形进行仿真分析,将铝合金预拉伸板材的初始应力施加到有限元模型中.目前,初始应力场施加一般采用如下处理方法:先将初始应力场离散化,然后将离散后的应力数值逐层施加到网格单元中,这样处理会产生应力场离散误差.为了减小应力场离散化导致的计算误差,根据应力分布特点,将毛坯初始应力进行多峰高斯曲线拟合,拟合公式如式(2)所示.将初始应力场与毛坯厚度之间的函数关系,通过子程序SIGINI施加到铝合金预拉伸毛坯板材中,这样保证了初始应力的连续性,提高计算精度.

σx= 70.74-71.51e-0.003 93Z2-

(2)

采用“生死单元技术”来实现材料的去除过程.有限元软件通过程序将单元方程的刚度矩阵(或其他量)乘以一个约为0的减缩因数,来达到杀死单元的目的,表现为与失效单元相关的单元属性(质量、阻尼、比热以及其他的量)全部设置为0.利用单元生死技术可以快速、有效模拟铣削加工过程材料的切除过程,避免了从材料变形的微观角度来讨论被切除单元的分离标准.在ABAQUS中,将要去除的隔框内的材料设置为一个单元集合,每去掉一个单元集合的材料,有限元将其作为一个载荷步进行一次计算,随着模拟过程中工件材料的去除,残余应力逐层释放.在去除材料后的隔框表面施加加工应力,由于加工应力分布在工件表面浅表层,为了“捕捉”该加工应力,保证仿真精度,将加工表面网格细化,如图3所示.

图3 长梁结构件网格剖分Fig.3 Beam aerospace monolithic componentsmesh generation

加工参数选择为:v=628 m/min,fz=0.06 mm,ap=5 mm,ae=12 mm.

采用6点定位原理对工件进行定位约束,当零件加工完成后,释放约束,工件处于自由状态.有限元模型求解应力平衡和变形应满足以下2个条件:① 零件的整体和任一元素在节点上都必须保持静力平衡;② 变形协调条件,工件变形后必须保持连续性.

1.4变形预测结果与分析

图4为采用“生死单元技术”去除材料后长梁结构件的变形云图.为了便于观察,将变形量放大200倍.从模拟的结果来看,长梁主要表现为在Y方向和Z方向的弯曲变形.工件沿Y正方向两端向上翘曲,Y方向变形量为0.664 mm.沿Y方向弯曲的同时,长梁结构件两端沿Z负方向下垂,中间部位沿Z正方向凸起变形.在弯曲的变形的同时,长梁薄壁工件出现垂直X方向截面的扭转变形,工件截面最大扭转角为2.47°.

长梁两端壁板横截面为梯形,梯形下底长度为60 mm,上端为40 mm,因此,下翼板区域刚度大于上翼板区域刚度,刚度非对称分布特征导致了长梁沿Y方向两端上翘,中间部位下凹.该复杂长梁为非对称双面框结构,其中正面框加强筋链接上下翼板,而反面框为非封闭半框结构,因此,正面框区域刚度大于反面框区域刚度,这就导致了长梁沿Z方向出现弯曲.

图4 长梁结构件加工变形云图Fig.4 Beam aerospace monolithic componentsmachining deformation

2 变形校正有限元分析

根据上节所得到的长梁结构件的变形预测结果,该零件变形的主要特点是弯曲和扭转的组合变形,因此,需要针对这两种变形方式进行反弯校正和扭转校正.变形校正是弹塑性力学行为,7050-T7451铝合金的塑性力学特性如图5所示.

2.1弯曲矫正

变形校正中,需要计算外载荷作用下,工件产生弹塑性变形后总的变形位移量,以及卸载后的残余位移量.其中载荷作用下工件总的变形位移量为校正压力机压头的总行程,卸载后残留变形量代表该载荷下可校正的工件变形量.为了达到校正效果,应使卸载后的残留变形量与工件的初始变形量一致.对于结构复杂,无法获得初始变形参数和校正参数之间直接对应关系,采用二分法迭代进行校正参数计算.为了比较不同校正载荷量及校正方式对变形校正效果的影响,分别计算-Y方向不同载荷量作用下3点弯曲校正和4点弯曲校正的校形效果.

图5 铝合金7050-T7451应力-应变曲线Fig.5 7050-T7451 aluminium alloy stress-strain curve

压弯校正过程中,整体结构件采用简支梁约束,3点压弯采用最大变形处作为校正时的加力点.表2为3点压弯校正作用下,不同载荷量与反弯压下最大位移量及校正后残留变形的数据.

4点弯曲校正时,以长梁件三等分处作为校正加力点,反弯载荷平分施加在两个反弯点位置.长梁两端采用简支梁约束方式.表3为4点压弯校正作用下,不同载荷量与反弯压下最大位移量及校正后残留变形的数据.

表2 3点压弯载荷量和下压量与校正变形量数值关系Tab.2 The relationship of three-point bending load and the correction value

表3 4点压弯载荷量和下压量与校正变形量数值关系Tab.3 The relationship of four-point bending load and the correction value

弯曲变形校正的载荷位移关系就是反弯下压载荷量与下压位移量之间的关系,在考察弯曲变形校正特点时,建立载荷量与位移量之间的对应关系,绘制反弯矫正关系图.图6为根据表2和表3数值绘制的载荷与下压量关系图.

图6 反弯校正载荷与下压量关系图Fig.6 The relationship of anti-bendingload and down shifting value

从图6可以看出,在隔框梁件外加载荷和总下压量之间的关系曲线中,两者基本呈线性关系,即使工件材料进入了塑性阶段,也无法明显地反映出工件的屈服特点.在相同载荷条件下,4点压弯校正下压量小于3点压弯校正下压量,换言之,如果要达到相同的反弯效果,4点压弯校正需要施加更大的载荷.

在弯曲变形校正中,更加关注的是工件的残留变形,抛开工件材料的弹性效应,考察载荷量与残留变形量之间的对应关系,得到反弯矫正关系图.图7为校正载荷与残留变形量之间的关系曲线.从图中可以看出,校正载荷与残留变形之间的非线性特征非常明显.在3点压弯校正过程中,当外加载荷为6 750 N时,校正工件开始进入塑形变形区,根据校正关系图谱,对于本例弯曲变形,校正载荷约为7 300 N;在4点压弯校正过程中,当外加载荷为8 350 N时,校正工件开始进入塑形变形区,根据校正关系图谱,4点校正载荷约为9 050 N.

图7 不同校正方式载荷量与残留弯曲量关系曲线Fig.7 The relationship of anti-bending loadand residual bending value

为了比较不同的校正形式对工件校正精度的影响,采用上述两种校正载荷,将工件的最大变形处校正到理想位置,比较沿长梁长度方向不同位置校正前(即初始变形量)、校正后偏离理想位置的情况,校正效果数值如表4所示.

表4 不同校形载荷作用的校形结果Tab.4 The correction resulets of three-point and four-point anti-bending

从表4中看出,尽管对于工件最大变形处(工件的中间部位)采用3点弯曲校正和4点弯曲校正均可使该区域的变形取得很好的校正效果,但是在离开中间部位,如X=535.5 mm和X=1 249.5 mm,4点弯曲的校正效果显然优于3点弯曲的校正效果.这主要是因为4点弯曲校正时,在两集中载荷作用的中间区域形成纯弯矩的作用效果,使工件获得了较好的校正效果.而3点弯曲中,只是在集中载荷作用的中间区域产生显著的塑性变形,该区域相当于塑性铰.在偏离该集中载荷作用位置处,产生绕这一塑性铰的刚性转动,形成刚性位移,因此,工件其他区域的校正变形没有适应工件初始变形的曲率特点,无法获得理想校形效果.

2.2扭转校正

扭转变形校正采用一端约束6个自由度,另一端施加校正扭矩.当校正扭矩增大到一定程度,工件产生塑性变形,外载扭矩卸掉以后,工件将产生不可恢复的塑性变形.表5为对于扭转作用下,不同外载荷扭矩与最大扭转角量及校正后残留扭转角的数据.根据表5绘制总校正扭矩与总扭转角关系曲线,如图8所示.从图8中可以看出,即使工件材料进入塑性阶段,也无法反映出工件的屈服特点.

同理,抛开工件材料的弹性效应,考察外加扭矩载荷量与残留扭转变形量之间的关系,得到扭转矫正关系图谱.图9为校正扭转载荷与残留扭转变形量之间的关系曲线,其反映的校正载荷与残留变形之间的非线性特征是非常明显的.从图中可以看出,对于1 785 mm的悬臂长度在扭转校正过程中,当外加载荷为100×103N·m时,校正工件开始进入塑形变形区,根据校正关系图谱,对于本例弯曲变形,校正载荷约为145×103N·m.

表5 不同扭转载荷量与总扭转角及残留扭转角数值关系Tab.5 The relationship of torsion load and the correction value

图8 长梁结构件扭矩与总扭转角关系曲线Fig.8 The relationship of anti-torsionload and torsion angle

图9 长梁结构件扭矩与残留扭转角关系曲线Fig.9 The relationship of anti-torsion loadand residual torsion value

3 结语

本文以复杂航空整体长梁结构件为例,综合研究加工变形—校正过程.基于毛坯初始应力和加工应力的施加获得工件加工变形规律,以加工变形的有限元数值作为校正目标,进行有限元加载-卸载校正分析.研究结果表明,零件在Y方向弯曲变形、沿Z方向的弯曲和垂直X方向的扭转变形是该零件的主要变形形式,基于有限元数值仿真可获得实际校正操作需要的校正参数,如位移下压量、反弯校正载荷等,具有一定的工程意义.

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Analysisofbeamaerospacemonolithiccomponentsmachiningdeformationpredictionandcorrection

HUANGXiaoming1,2,SUNJie2,LIJianfeng2
(1.Mechatronics Engineering Department,Binzhou University,Binzhou 256600, Shandong, China; 2.School of Mechanical Engineering,Shandong University,Ji’nan 250061, China)

The machining deformation of aerospace monolithic components is bottleneck problem for aviation manufacturing industry.We construct the beam machining deformation and distortion correction finite element model to study the problem.According to the finite element method(FEM)result,deformation characteristics were obtained.Studies show that the bending and torsion deformation is a universal phenomenon for the beam aerospace monolithic components under the coupling effect of blank original residual stresses and machining residual stress,and the asymmetry structure stiffness of the beam is an important reason leading to deformation.Deformation characteristics were used to evaluate the correcting effect.Correcting key technology such as determination of straightening parameters,anti-bend and anti-twist load were studied.For typical deformational beam,correcting characteristics and correcting rule were given.The ideal correction results were 9 050 N anti-bend load in -Ydirection and 145×103N·m anti-twist load were applying to the example.

machining deformation; straightening; finite element method(FEM)numerical simulation; beam aerospace monolithic components

TP 391.73

： A

： 1672-5581(2017)03-0210-06

国家自然科学基金资助项目(51275277)

黄晓明(1981—),男,副教授.博士.E-mail:hxm2552@163.com