CN105059566A - 一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法 - Google Patents

Abstract

一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，根据飞机部件精加工要求，选择用于安装成对结构装夹装置的装夹位置，再将待精加工的飞机部件置于精加工架上，并将成对结构装夹装置安装在已确定的装夹位置，利用调节装置将待精加工的飞机部件外形调整至技术要求状态；在精加工架上或成对结构装夹装置附近安装用于固定百分表的支座，并将百分表检测触头置于距成对结构装夹装置约50mm处，同时将百分表指针调整至“0”点；再次调整成对结构装夹装置在精加工架上的位置，促使飞机部件装夹牢固，通过百分表指针检测装夹变形状态，可对成对结构装夹装置微调，最后按精加工技术要求对接进行精加工即可；操作简便，装夹变形为零，适用范围广，生产成本低。

Description

一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法

技术领域

本发明涉及飞机部件精加工装夹变形检测技术领域，尤其涉及一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法。

背景技术

飞机部件装配精加工是一种在飞机部件结构封闭后，以部件外形为定位基准，飞机部件处于自由状态下，通过专用精加工架按精加工导向装置将部件交点加工至图样要求的最终尺寸，从而减小或消除部件铆接装配变形和装配误差，使部件外形和部件交点的尺寸及位置最大限度地符合部件精加工架的装配工艺方法。

部件精加工要求一般以部件外形为定位基准，通过修正部件外形与交点的相对位置，使部件外形与部件交点协调。精加工时要求部件处于自由状态，但又要对部件加工的交点施加机械力，如果要抵抗这种机械力就需要对飞机部件进行装夹，由于飞机部件是薄壁结构件，因此装夹后容易产生弹性变形，而在弹性变形状态下进行精加工，待松开装夹后部件回弹促使交点偏离理论位置，从而失去或部分失去精加工的作用。另外，这种由装夹引起的弹性变形量比较小，一般是0.1mm～0.5mm，容易被忽视；同时具有波动性，装夹时操作比较好时弹性变形量就较小，而这种波动性在飞机部件对接时也易产生波动性，进而导致飞机部件对接时而协调时而不协调；一旦飞机部件出现对接不协调状况时，操作人员往往从协调路线上去找原因，想办法降低协调环节误差，并未注意到是装夹变形造成的过失误差，进而导致许多部件对接协调问题久拖得不到解决。

发明内容

本发明所解决的技术问题在于提供一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，以解决上述背景技术中的缺点。

本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，具体步骤如下：

1）首先准备用于装夹飞机部件的成对结构装夹装置、用于调整飞机部件高度的调节装置及用于支撑飞机部件的精加工架；

2）根据飞机部件精加工要求，选择用于安装成对结构装夹装置的装夹位置，装夹位置以装夹时不引起压缩变形为原则；

3）将待精加工的飞机部件置于精加工架上，并将成对结构装夹装置安装在已确定的装夹位置，以待精加工的飞机部件外形为基准，利用调节装置将待精加工的飞机部件外形调整至技术要求状态，一般是水平状态，除调节装置支撑部件自重外，待精加工的飞机部件不受任何外力作用，处于自由状态；

4）当待精加工的飞机部件外形调整完毕后，在精加工架上或成对结构装夹装置附近安装用于固定百分表的支座，支座安装原则是：可将百分表固定在距离装夹部位约50mm的位置，且装夹施力过程不会引起支座位置的变化，以避免影响检测准确性；

5）在支座上安装百分表，并将百分表检测触头置于距成对结构装夹装置约50mm处，检测触头与成对结构装夹装置平行，同时将百分表指针调整至“0”点；

6）调整成对结构装夹装置在精加工架上的位置，促使待精加工的飞机部件装夹牢固，此时百分表指针产生偏转，则存在装夹变形，再次对成对结构装夹装置进行微调，使百分表指针重回至“0”点，装夹变形为零；

7）拆卸百分表，按精加工技术要求对待精加工的飞机部件交点进行精加工，并放松装夹，待精加工的飞机部件完成精加工工序后，将飞机部件吊离精加工架，即可进行下一轮精加工装夹。

在本发明中，步骤1）中，成对结构装夹装置包括上下成对结构装夹装置、左右结构装夹装置或前后结构装夹装置，视结构条件与实际需要确定。

在本发明中，步骤1）中，成对结构装夹装置包括左压紧器、右压紧器。

在本发明中，步骤2）中，装夹位置选择在待精加工的飞机部件机械加工梁、肋、框等坚硬部位。

在本发明中，步骤3）中，待精加工的飞机部件外形调整技术要求状态是：机身部件外形基准为4～5个外形标高点；翼面类部件为2付留有3mm间隙的外形卡板，也可为4～5个外形标高点。

有益效果：

1）本发明适用范围广，可适用于所有飞机的所有部件交点精加工；

2）本发明技术效果明显，可将低刚性的飞机部件如普通机械加工件一样装夹牢固，同时可将飞机部件装夹变形降为零，在飞机部件对接协调时不受装夹变形影响；

3）本发明装夹变形过程与变形量可视，避免凭感觉或经验操作；

4）本发明操作便捷，易于使用；

5）本发明采用通用计量设备，不必购置专用计量设备，有效降低使用成本。

附图说明

图1为本发明的较佳实施例的安装结构示意图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。

一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，参见图1所示，具体步骤如下：

1）首先准备用于装夹飞机部件的左压紧器1、右压紧器2、用于调整飞机部件高度的调节装置3及用于支撑飞机部件的精加工架；

2）根据飞机部件精加工要求，选择用于安装左压紧器1、右压紧器2的装夹位置，装夹位置以装夹时不引起压缩变形为原则，一般选择在待精加工的飞机部件机械加工梁、肋、框等坚硬部位；

3）将待精加工的飞机部件4置于精加工架上，并将左压紧器1、右压紧器2安装在已确定的装夹位置，以待精加工的飞机部件4外形为基准，利用调节装置3将待精加工的飞机部件4外形调整至技术要求状态，一般是水平状态；机身部件外形基准一般是4～5个外形标高点；翼面类部件一般是2付留有3mm间隙的外形卡板，也可是4～5个外形标高点；除调节装置3支撑部件自重外，待精加工的飞机部件不受任何外力作用，处于自由状态；

4）当待精加工的飞机部件4外形调整完毕后，在精加工架上或左压紧器1、右压紧器2附近安装用于固定百分表5的支座6，支座6安装原则是：可将百分表5固定在距离装夹部位约50mm的位置，且装夹施力过程不会引起支座位置的变化，以避免影响检测准确性；

5）在支座6上安装百分表5，并将百分表5检测触头置于距右压紧器2约50mm处，检测触头与左压紧器1、右压紧器2平行，同时将百分表5指针调整至“0”点；

6）调整左压紧器1、右压紧器2在精加工架上的位置，促使待精加工的飞机部件4装夹牢固，此时百分表5指针产生偏转，则存在装夹变形，再次对左压紧器1、右压紧器2进行微调，使百分表5指针重回至“0”点，装夹变形为零；

7）拆卸百分表5，按精加工技术要求对待精加工的飞机部件4交点进行精加工，并放松装夹，待精加工的飞机部件4完成精加工工序后，将飞机部件吊离精加工架，即可进行下一轮精加工装夹。

在本实施例中，待精加工的飞机部件4外设置有蒙皮7，便于对蒙皮7进行加工。

以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (6)

1.一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，其特征在于，具体步骤如下：

1）首先准备用于装夹飞机部件的成对结构装夹装置、用于调整飞机部件高度的调节装置及用于支撑飞机部件的精加工架；

2）根据飞机部件精加工要求，选择用于安装成对结构装夹装置的装夹位置，装夹位置以装夹时不引起压缩变形为原则；

3）将待精加工的飞机部件置于精加工架上，并将成对结构装夹装置安装在已确定的装夹位置，以待精加工的飞机部件外形为基准，利用调节装置将待精加工的飞机部件外形调整至技术要求状态；除调节装置支撑部件自重外，待精加工的飞机部件不受任何外力作用，处于自由状态；

4）当待精加工的飞机部件外形调整完毕后，在精加工架上或成对结构装夹装置附近安装用于固定百分表的支座，支座安装原则是：可将百分表固定在距离装夹部位约50mm的位置，且装夹施力过程不会引起支座位置的变化，以避免影响检测准确性；

5）在支座上安装百分表，并将百分表检测触头置于距成对结构装夹装置约50mm处，检测触头与成对结构装夹装置平行，同时将百分表指针调整至“0”点；

6）调整成对结构装夹装置在精加工架上的位置，促使待精加工的飞机部件装夹牢固，此时百分表指针产生偏转，则存在装夹变形，再次对成对结构装夹装置进行微调，使百分表指针重回至“0”点，装夹变形为零；

7）拆卸百分表，按精加工技术要求对待精加工的飞机部件交点进行精加工，并放松装夹，待精加工的飞机部件完成精加工工序后，将飞机部件吊离精加工架，即可进行下一轮精加工装夹。

2.根据权利要求1所述的一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，其特征在于，步骤1）中，成对结构装夹装置包括上下成对结构装夹装置、左右结构装夹装置或前后结构装夹装置。

3.根据权利要求2所述的一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，其特征在于，成对结构装夹装置包括左压紧器、右压紧器。

4.根据权利要求1所述的一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，其特征在于，步骤2）中，装夹位置选择在待精加工的飞机部件机械加工梁、肋、框等坚硬部位。

5.根据权利要求1所述的一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，其特征在于，步骤3）中，待精加工的飞机部件外形调整技术要求状态是：机身部件外形基准为4～5个外形标高点；翼面类部件为2付留有3mm间隙的外形卡板。

6.根据权利要求5所述的一种检测飞机部件精加工装夹变形的方法，其特征在于，翼面类部件为4～5个外形标高点。