CN110294141B - 飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供的一种飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法，其适用于飞机起飞着陆***相关成品、功能附件快捷安装与性能指标精准、快速调试的研究。主要应用在飞机起落架收放操纵***、前***纵***、机轮刹车***、机轮冷却***、进气道斜板调节***、伺服作动***、驾驶员操纵装置***、电传/自动飞行***的自动化装配、调试应用，改善了装配工艺过程与测试手段，弥补了测试指标精度难以保证、装配工艺性差、装配周期长、操作者劳动强度大等不足之处，极大提升了装调工作效率与产品质量。

Description

飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法

技术领域

本发明属于飞机装配、调试技术领域，具体涉及一种飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法。

背景技术

飞机起飞着陆***是飞机整个功能***中的关键***，该***主要由液压、操纵、电传三大飞机***共同组成，以此控制飞机在起飞、着陆过程中舵面、航姿、起落装置、发动机引气等相关功能，使飞行员全面掌握飞机的飞行状态，从而控制飞机飞行姿态。目前伴随着新型飞机各功能模块的不断集成、升级与生产技术的日益提高，部分传统的生产装调技术已不适应现状态飞机制造的需求，因此迫切需要一种新型装调工艺方法和自动化工装设备的综合应用技术解决飞机起飞着陆***中出现的如下难点问题：

一是飞机整体机械结构装配完毕后，需要将相关的液压、操纵杆系、电气成品、电缆、导管等功能附件依据工艺文件和技术图纸进一步安装到飞机的相关部位，为了安装工作高效、快捷的进行，这就需要将相关蒙皮口盖和成品底座从机上拆下，将其在地面与成品配套好之后装机，但由于蒙皮和底座都是由螺钉和螺栓固定的，有时会出现部分操作区域受空间狭小和螺钉预紧力F1＞F2(风扳机的扭力)的限制，导致螺钉无法拆下，又因风动工具都属于高速旋转拆卸，因此极容易将螺钉或螺栓的刀口损坏，一旦损坏二次处理相当费劲。

二是飞机起飞着陆***中的各个分***主要由传动杆系和组合摇臂构成，由于组合摇臂为铸件不可调节，因此要想保证飞机各***的传动比，首先要保证各个拉杆的初始安装长度，最后再根据传动杆系的中立情况进行微量调节，又因所有调整杆的两个连接端不在同一平面，常规的测量方法是采用钢板尺和辅助定位销轴进行测量，不仅工作效率很低，而且初始精准很难保证，只能在装机后逐个拉杆进行调整，无形中增加了工作难度。

三是在飞机起飞着陆***中，为了适应短距离起降需求，设计者在飞机的尾部设计了拦截***，用于飞机着落过程中，勾住地面拦截钢索，减小飞机着陆距离。由于该拦截***中的关键零件拦截件重量约为95kg，长度约为2m，正常装机高度为2m倾斜安装，因此对于拦截件的运输和装配就成了该飞机着陆***的难点之一，它不仅需要10个左右的操作者搬运，而且还需要他们长时间倾斜45°-75°左右托举拦截件，然后进行安装孔对中装配和调试工作，整个装调过程不仅工作效率很低，而且安装精度和安全性很难保证。

四是当拦截件正常装配完毕后，需要对拦截件的各个运动状态进行间隙检查，由于地面泵站压力***只能对整机提供压力，而不能单独为拦截件的收放***提供压力，因此对于拦截件的运动间隙检查就很难进行，常规的做法是通过人力托举的方式完成，费人费力不说，长时间的托举使得操作的安全性难以把控。

五是在拦截件收上以后，需要进一步检查拦截件的收上余量，常规的方法是利用钢板尺进行测量，受工作空间狭小的限制，钢板尺很难确定基准点，因此初始基准点只能用记号笔标记，然后再人为托举拦截件，并对各个状态进行间隙测量，不仅劳动强度很大，而且数据的精准性很难保证。

六是飞机操纵***自由行程及飞机驾驶杆、脚蹬机构、操纵杆系中间存在的无效行程，此行程关乎于飞机飞行响应速度。伴随着飞机各功能***的升级，相应技术指标要求精度也逐步提高，现自由行程测量的范围仅几毫米。但飞机座舱内布局复杂，选取定位基准难度极高，目前常规的方法是两个人协同操作，一个人用手定位钢板尺作为测量尺，另一个人在驾驶杆上找一个基准点，然后按照技术要求进行测量，整个过程人为控制因素很多，因此测量精度难以保证。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法，以解决现有技术中的上述问题。

本发明的技术方案为：

一种飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法，所述的飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法包括以下步骤：

步骤一、对于具备起飞着陆***装配、调试状态的飞机时，对于飞机上的蒙皮螺钉和成品底座螺栓使用风扳机进行拆卸，若拆卸过程中出现预紧力过大的螺钉和螺栓，采用小型冲击扭力万能拆卸工具来拆卸；

步骤二、运输零件、标准件和成品，对于大结构、重量的长杆类零件和拦截件使用飞机长杆类零件装配设备和飞机着陆***拦截件多功能装调设备运输到指定安装位置；

步骤三、按照飞机装配技术传动比要求，采用不同平面两点之间轴线距离测量仪测量飞机着陆***中涉及的传动拉杆，将测量、调整符合要求的传动拉杆装配到飞机上的各个部位，并使用定位螺栓、螺母、垫圈规定零件完成装配工作；

步骤四、检查从飞机座舱操纵机构到各个执行机构的杆系传动中立情况，如中立不佳，需先剪断规定传动杆的调整路保险，对可调节传动拉杆的长度微调直到满足中立要求，最后恢复保险；

步骤五、使用非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪来完成，检查飞机起飞着陆***的操纵杆系自由行程；

步骤六、依据安装、配套要求，将拆下的成品底座与飞机着陆***中涉及的成品进行地面配套，再将其正确装机，并进行保险和涂漆防护；

步骤七、按照飞机起飞着陆***的拦截件安装技术要求，使用飞机长杆类零件装配设备装配该拦截件；

步骤八、按照飞机起飞着陆***的拦截件调试技术要求，先将飞机着陆***拦截件多功能装调设备转移到已经安装好的拦截件下方，将飞机摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装安装到拦截件的指定位置，进行测量；

步骤九、将地面泵站设备的供油和回油管路与飞机液压***相连，再将地面供电***与飞机供电插座相连；

步骤十、将飞机座舱内的“总电源”开关接通，操作地面泵站设备提供符合要求的液压压力，然后在座舱内对飞机起飞着陆***的各个舵面***、起落架***、刹车***、机轮冷却***、进气道斜板调节***、伺服作动***前轮转弯***、拦截***功能***逐一调试、检查；

步骤十一、当调试、检查工作结束收，将地面泵站装置的供油压力降为零，并飞机排压闭电，恢复机上所有保险，并将各个设备归位；

其中：

所述的小型冲击扭力万能拆卸工具包括万能转换接头1、内径旋合器2、外径旋合器3、外径旋合器套管4、内外径旋合器连接装置5、圆形挡头6和复位弹簧7；其中，

所述的万能转换接头1外形为圆柱形，万能转换接头1的后端设置有四方孔，用于连接内径旋合器2；万能转换接头1的前端为内六方孔，用于连接不同型号的加长杆和刀头；

所述的外径旋合器套管4为中空的管状结构，其后端端部的内径小于其余部分管体的内径，形成内孔，外径旋合器套管4的中部内壁设置有内螺纹，外径旋合器套管4的后端端部的内孔设置有内螺纹；

所述的圆形挡头6包括杆部和圆形头部，圆形挡头6的杆部设置有外螺纹，与外径旋合器套管4的内孔的内螺纹相匹配，以使圆形挡头6可拆卸连接于外径旋合器套管4的外部；圆形挡头6用于将外界作用在其上的冲击力传递给外径旋转器套管4；

所述的内外径旋合器连接装置5设置于外径旋合器套管4的内部后端，内外径旋合器连接装置5具有三部分，前端为外螺纹杆，中部为光杆结构，后端为圆柱形底座，圆柱形底座的外径大于光杆结构的外径，光杆结构的外径大于外螺纹杆的外径；圆柱形底座的外径小于外径旋合器套管4的管体内径，二者构成间隙配合，内外径旋合器连接装置5用于将内径旋合器2、外径旋合器3、复位弹簧7连接；

所述的外径旋合器3为中空管状结构，后端端部的内径小于其余部分管体的内径，外径旋合器3设置于外径旋合器套管4的内部，位于内外径旋合器连接装置5前端，外径旋合器3的外壁设置有外螺纹，与外径旋合器套管4的中部内壁的内螺纹相配合，以使外径旋转器套管4的冲击力传递给外径旋合器3，外径旋合器3的管体前端内壁设置有斜面导向槽；外径旋合器3的后端端部内径大于内外径旋合器连接装置5的光杆结构的外径，外径旋合器3的后端端部内壁与光杆结构外壁间隙配合，用于与复位弹簧7组成快速复位结构；

所述的内径旋合器2具有前部轴、中部轴和后部轴，其中，前部轴的外径大于中部轴的外径，中部轴的外径大于后部轴的外径；前部轴位于外径旋合器3的外部，前部轴的前端设置有四方形的快速连接结构，与万能转换接头1的四方孔相配合，以将万能转换接头1与内径旋合器2连接；内径旋合器2的中部轴和后部轴位于外径旋合器3的内部，外径旋合器3的管体内径大于内径旋合器2的中部轴的外径，二者为间隙配合，中部轴的外表面带有斜面导向键的结构，与外径旋合器3前端内壁设置的斜面导向槽相配合，用于将外径旋合器3的冲击力分解为内径旋合器2的冲击力和旋转力，进而传递给通过万能转换接头1连接的各种型号刀头；内径旋合器2的后部轴设置有内螺纹，后部轴的内螺纹与内外径旋合器连接装置5前端的外螺纹杆的外螺纹相匹配，主要用于将外径旋合器3和复位弹簧7连接；

所述的复位弹簧7为压缩弹簧，复位弹簧7的外径小于外径旋合器3的管体内径，复位弹簧7的外径大于外径旋合器3的后端端部的内径，复位弹簧7的外壁与外径旋合器3管体内壁间隙配合，且复位弹簧7的后端端面与外径旋合器3的后端端部的内侧端面接触；

所述的复位弹簧7的内径大于内径旋合器2的后部轴的外径，复位弹簧7的内壁与内径旋合器2的后部轴的外壁间隙配合，复位弹簧7的外径小于内径旋合器2的中部轴的外径，以使复位弹簧7的前端端面与内径旋合器2的中部轴的后端端面接触，从而将复位弹簧7卡在内径旋合器2的中部轴与外径旋合器3后端端部之间，用于复位；

所述的飞机长杆类零件装配设备包括自动托运驱动***、液压驱动***和机械调整***；自动托运驱动***包括万向拉手201、驱动手柄202、电动轮215、万向滚轮217和电控装置219，用于提供托运动力；液压驱动***包括基础托架203、滑动支撑装置204、液压撑杆装置211、加压杆213、手动液压泵214、油箱218和槽型滑轨220，用于抬起长杆类零件的一端，并在倾斜角、上下方向上进行调整，使长杆类零件达到指定安装位置，取代了人力长时间抬起和调整带来的安装不便；机械调整***包括调整托架205、旋转轴承装置206、多方位旋转滑动托盘装置207、圆柱滑轨208、精密丝杠209、挡板210、旋转罗盘212和位置固定地脚装置216，用于对长杆类零件在左右方向上进行精调，达到零件装配孔和飞机装配孔重合；

所述基础托架203为长方体框架，所述槽型滑轨220设于基础托架203上端，所述万向拉手201底端固定在基础托架203右侧，所述驱动手柄202安装在万向拉手201顶端；所述基础托架203底部左侧安装电动轮215，右侧安装万向滚轮217，中部安装4个位置固定地脚装置216；所述位置固定地脚装置216能够上下调节，用于调整至接触地面贴紧，保证设备在地面不能滑动；所述电控装置219固定在基础托架203内右侧，用于为自动托运驱动***提供动力；所述手动液压泵214和油箱218固定在基础托架203内左侧，用于为液压驱动***提供动力，手动液压泵214上设有加压杆213；

所述调整托架205为长方形框架，左端固定于基础托架203左侧上端，右端通过滑动支撑装置204与槽型滑轨220连接；所述滑动支撑装置204为长方形框架，上端通过旋转轴承装置206与调整托架205连接，可旋转，下端沿槽型滑轨220滑动，用于调节调整托架205的上下位置；所述液压撑杆装置211一端固定于调整托架205左侧，另一端固定于滑动支撑装置下端，用于控制滑动支撑装置204在槽型滑轨220上的滑动；所述挡板210设于调整托架205左侧上方，用于靠紧长杆类零件的一端；所述调整托架205上设有平行的精密丝杠209和圆柱滑轨208，精密丝杠209和圆柱滑轨208上设有多方位旋转滑动托盘装置207；所述多方位旋转滑动托盘装置207上设有托架，用于放置长杆类零件；所述精密丝杠209一端设有旋转罗盘212，通过调整旋转罗盘212调节多方位旋转滑动托盘装置207在精密丝杠209上的位置，实现长杆类零件左右位置的调整，使长杆类零件装配孔与飞机装配孔精准对中；

所述的飞机着陆***拦截件多功能装调设备，包括架车底盘317，以及设置于架车底盘317上的万向牵引装置、增稳装置301、升降装置、液压动力装置、横向调整装置、支撑随动装置；

所述的万向牵引装置用于运输装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备；增稳装置301设置于架车底盘317的四角处，用于稳定装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备；架车底盘317上方的前端和后端分别设置有一升降装置，升降装置通过液压动力装置调整其高度，从而调节拦截件的高度和角度；横向调整装置设置于升降装置上，用以调节拦截件的横向位置；支撑随动装置设置于横向调整装置上，用于连接、托起拦截件；

所述的万向牵引装置包括万向连接器313、刹车装置314、动力驱动手柄315、万向导向轮318和滑轮321；其中，万向导向轮318设置于架车底盘317下方的前端，滑轮321设置于架车底盘317下方的后端，架车底盘317的前端侧壁上，通过万向连接器313连接刹车装置314和动力驱动手柄315；动力驱动手柄315用于启动电动托运***，通过驱动万向导向轮318和滑轮321，移动飞机着陆***拦截件多功能装调设备；

所述的增稳装置301设置于架车底盘317的四角处，增稳装置301包括连接臂和增稳千斤顶，连接臂的一端连接架车底盘317，另一端连接增稳千斤顶；当装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备被运输至拦截件的安装位置后，各增稳装置301的连接臂张开，调整各增稳装置301的增稳千斤顶，使其与地面紧密接触，以保证装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备的稳定性；

所述的升降装置包括升降铰链机构滑轨托架311和升降铰链机构312，升降铰链机构312的一端连接升降铰链机构滑轨托架311，另一端连接至架车底盘317上；

所述的液压动力装置包括手摇液压泵302和液压作动筒303，手摇液压泵302设置于架车底盘317的后端侧壁上，液压作动筒303与升降铰链机构312连接，用于为升降铰链机构312的升降提供动力；

所述的横向调整装置包括设置于升降铰链机构滑轨托架311上的横向步进电机304、燕尾滑轨309以及燕尾滑轨槽310，横向步进电机304通过其底座的安装孔固定在燕尾滑轨309的一端，其输出轴通过丝杠与燕尾滑轨槽310组成滑动装置，使得燕尾滑轨槽310通过横向步进电机304的轴向位移量转化为燕尾滑轨槽310在燕尾滑轨309上的横向位移，用于在拦截件横向装配角度不合适时，在横向进行调整安装位置；

所述的支撑随动装置包括多角度托架306和支撑架307，支撑架307设置于燕尾滑轨槽310上，多角度托架306连接于支撑架307上，当拦截件倾斜安装和调试过程中，提供一个多角度紧密支撑的托架装置；

所述的不同平面两点之间轴线距离测量仪，包括φ8辅助长销轴401、起点零位装置402、锁紧螺栓A403、指针滑动装置404、数据指示刻度尺405、数据指示刻度尺辅助滑轨406、极限尺寸限位装置407、φ8辅助短销轴408、锁紧螺钉409、φ6辅助长销轴410、φ6辅助短销轴411、调整阶梯轴412和水平仪413；

所述数据指示刻度尺405上下两端设置数据指示刻度尺辅助滑轨406，用于指示刻度数值；所述起点零位装置402固定于数据指示刻度尺405最左端，用于提供初始零位基准，起点零位装置402下端开设固定点，用于固定不同尺寸的长销轴；所述指针滑动装置404置于数据指示刻度尺上，沿数据指示刻度尺辅助滑轨406滑动，所述锁紧螺栓A403设于指针滑动装置404上端，用于将指针滑动装置404锁紧在数据指示刻度尺辅助滑轨406上，用于固定尺寸，方便测量读数；指针滑动装置404下端通过锁紧螺钉409与不同尺寸的短销轴连接；所述极限尺寸限位装置407设于数据指示刻度尺405最右端，用于防止指针滑动装置404滑落；

所述φ8辅助长销轴401和φ6辅助长销轴410为不同尺寸的长销轴，用于适应不同尺寸规则的测量孔，使用时根据测量孔进行选择，固定连接于起点零位装置402下端的固定点处；所述φ8辅助短销轴408和φ6辅助短销轴411呈“L”型，为不同尺寸的短销轴，使用时根据测量孔进行选择，通过锁紧螺钉409连接于指针滑动装置404下端；指针滑动装置404、φ8辅助短销轴408、φ6辅助短销轴411和锁紧螺钉409共同组成了初始零位校准和要求尺寸的调节装置；

所述调整阶梯轴412螺接于水平仪413下方，调整阶梯轴412和水平仪413用于测量对象为万向轴承时，通过观察水平仪413内的气泡，将测量孔的轴线调整至与水平面垂直，保证测量精度；

所述的非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪，包括装夹固定装置501、第一万向关节502、锁紧装置503、第二万向关节504、球形锁紧装置505、表盘夹紧装置506、阿基米德螺旋线刻度盘507、同步指针508、万向轴承锁紧装置509、第一摇臂零件夹紧装置510、全开折页511、第二摇臂零件夹紧装置512、锁紧螺栓B513、指针514和轴承515；

所述装夹固定装置501为倒U型，上端设置可调节的锁紧螺栓，用于将测量仪装夹固定在摇臂类零件的周围固定结构上；所述第一万向关节502一端与装夹固定装置501螺接，另一端通过锁紧装置503与第二万向关节504的一端连接，所述第二万向关节504的另一端与球形锁紧装置505螺接；所述表盘夹紧装置506与球形锁紧装置505螺接，用于装夹阿基米德螺旋线刻度盘507；第一万向关节502、锁紧装置503、第二万向关节504、球形锁紧装置505、表盘夹紧装置506组成了万向调整装置，用于将阿基米德螺旋线刻度盘507从多个角度调整到水平位置；

所述阿基米德螺旋线刻度盘507为圆盘状，标有阿基米德螺旋线，设有指针514，所述轴承515安装与阿基米德螺旋线刻度盘507下端的中心轴上；

所述万向轴承锁紧装置509、第一摇臂零件夹紧装置510、全开折页511、第二摇臂零件夹紧装置512和锁紧螺栓B513用于将同步指针508装夹在摇臂类零件的测量点上，并通过万向轴承锁紧装置509将同步指针508的指针调整到与阿基米德螺旋线刻度盘507的零位重合；所述同步指针508为弓形，一端装夹在万向轴承锁紧装置509的轴承孔中，调整同步指针508至发现与摇臂类零件平行，通过调节万向轴承锁紧装置509的螺钉锁紧同步指针508；万向轴承锁紧装置509与第一摇臂零件夹紧装置510固定连接；所述第一摇臂零件夹紧装置510通过全开折页511与第二摇臂零件夹紧装置512连接，并设有锁紧螺栓B513，用于打开和锁紧第一摇臂零件夹紧装置510与第二摇臂零件夹紧装置512；

所述的飞机摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装，包括底座601、第一夹板602、圆形外套603、圆形内套604、柱形弧面测量头605、弹簧606、限位块607、张度调节板608、顶丝609、连接螺钉610、位置卡板611、调整螺栓612和第二夹板613；

所述底座601为平板状，上表面中心位置设有圆形盲孔，圆形盲孔底部中心点设有圆柱凸台，圆形盲孔底部还设有透气孔；

所述圆形外套603通过顶丝609固定于底座601的盲孔中，所述顶丝609用于防止圆形外套603脱落；圆形外套603内部设有半圆形滑动槽；所述圆形内套604通过限位块607安装在圆形外套603内部，圆形内套604与圆形外套603为间隙配合，所述限位块607用于圆形内套604的零点限位；圆形内套604在外力作用下可沿圆形外套603内部的半圆形滑动槽上下滑动；圆形内套604外表面刻有刻度线，用于实时显示其法向位移量；圆形内套604上端设有外螺纹；

所述柱形弧面测量头605设有内螺纹，与圆形内套604上端螺纹连接，通过调节柱形弧面测量头605的旋入量精准定位起始点；

所述弹簧606一端固定于底座601圆形盲孔底部的圆柱凸台上，另一端与圆形内套604底端连接，用于圆形内套604的零点复位；

所述第一夹板602和第二夹板613为板状，通过连接螺钉610分别连接于底座601左右两端，与底座601垂直放置；

所述张度调节板608为板状，通过调整螺栓612连接于第二夹板613上，用于将调整后的工装加紧；

所述位置卡板611为板状，一端设有半圆形缺口，用于卡在圆形外套603与飞机摇臂长杆类零件的撑杆中间，便于确定工装位置；

所述底座601、第一夹板602、张度调节板608和第二夹板613为铝合金材料制成；所述圆形内套604和柱形弧面测量头605为不锈钢材料制成；所述圆形外套603为铜制材料。

本发明的效果和益处是：

(1)本发明的飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法是一种综合应用技术，整个技术将液压控制、电气控制、机械控制等相关技术贯穿到飞机起飞着陆操纵***装配调试的各个环节，将原来已经满足飞机相关的测量数据的精度又提高了10倍，严格保证的测量数据的准确性。

(2)飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法应用的电动托运和步进电机调整模块，不仅实现了柔性调节技术，而且改变了人为搬运和长时间托举调整零件的高强度作业现状，在提高了工作效率的同时，也保证了生产过程的安全性。

(3)飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法将多项人为把控的测量工装的方式用机械工装替代测量，将以前接触式测量方式改为非接触式测量方式，有效降低了人为测量误差和个测量结构之间的摩擦，将测量精度提高至0.1mm级。

(4)飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法从多角度，全方位的解决了现阶段飞机起飞着陆***中出现难点技术问题，它不仅可以辅助操作者优质、高效的完成飞机生产任务，而且还可以大幅度减轻操作者的工作强度、人员数量以及提高装调精度和安全的可靠性。

附图说明

图1为本发明实施例中提供的飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法的流程图。

图2(a)为本发明实施例中提供的小型冲击扭力万能拆卸工具的结构示意图。

图2(b)为图2(a)中A处的局部放大图。

图2(c)为中号加长杆的结构示意图。

图2(d)为大号加长杆的结构示意图。

图2(e)为一字旋转刀头的结构示意图。

图2(f)为十字旋转刀头的结构示意图。

图3为一种飞机长杆类零件装配设备的结构示意图。

图4为飞机着陆***拦截件多功能装调设备的结构示意图。

图5为一种不同平面两点之间轴线距离测量仪的结构示意图。

图6为水平仪的俯视示意图。

图7为水平仪和调整阶梯轴的结构示意图。

图8为一种非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪的结构示意图。

图9(a)为阿基米德螺旋线刻度盘的俯视示意图。

图9(b)为阿基米德螺旋线刻度盘的侧视示意图。

图10为一种非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪的结构示意图。

图11为一种飞机摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装的结构示意图。

图12为位置卡板的示意图。

图中：

1万能转换接头；2内径旋转器；3外径旋转器；4外径旋转器套管；5内外径旋合器连接装置；6圆形挡头；7复位弹簧；8中号加长杆；9大号加长杆；10一字旋转刀头；11十字旋转刀头；

201万向拉手；202驱动手柄；203基础托架；204滑动支撑装置；205调整托架；206旋转轴承装置；207多方位旋转滑动托盘装置；208圆柱滑轨；209精密丝杠；210挡板；211液压撑杆装置；212旋转罗盘；213加压杆；214手动液压泵；215电动轮；216位置固定地脚装置；217万向滚轮；218油箱；219电控装置；220槽型滑轨；

301增稳装置、302手摇液压泵、303液压作动筒、304横向步进电机、305防滑支架、306多角度托架、307支撑架、309燕尾滑轨、310燕尾滑轨槽、311升降铰链机构滑轨托架、312升降铰链机构、313万向连接器、314刹车装置、315动力驱动手柄、316电控升降移位操作面板、317架车底盘、318万向导向轮、319电控***、320氮气瓶、321滑轮；

401φ8辅助长销轴；402起点零位装置；403锁紧螺栓A；404指针滑动装置；405数据指示刻度尺；406数据指示刻度尺辅助滑轨；407极限尺寸限位装置；408φ8辅助短销轴；409锁紧螺钉；410φ6辅助长销轴；411φ6辅助短销轴；412调整阶梯轴；413水平仪；

501装夹固定装置；502第一万向关节；503锁紧装置；504第二万向关节；505球形锁紧装置；506表盘夹紧装置；507阿基米德螺旋线刻度盘；508同步指针；509万向轴承锁紧装置；510第一摇臂零件夹紧装置；511全开折页；512第二摇臂零件夹紧装置；513锁紧螺栓B；514指针；515轴承；

601底座；602第一夹板；603圆形外套；604圆形内套；605柱形弧面测量头；606弹簧；607限位块；608张度调节板；609顶丝；610连接螺钉；611位置卡板；612调整螺栓；613第二夹板。

具体实施方式

以下结合附图和技术方案，进一步说明本发明的具体实施方式。

图1为本发明实施例中提供的飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法的流程图。参见图1，在本实施例中，飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法包括以下步骤：

步骤一、对于具备起飞着陆***装配、调试状态的飞机时，首先需要依据技术文件的拆装要求，对飞机上相关部位的蒙皮螺钉和成品底座螺栓使用风扳机进行拆卸，若拆卸过程中出现预紧力过大的螺钉和螺栓，则需要通过使用小型强冲击大扭矩万能拆卸工具来拆卸，由于该工具是通过内部旋转结构将垂直向下的合力分解为旋转力和冲击力，当用锤子敲打该工具顶端时，会使该工具刀头紧贴在螺钉或螺栓的刀口处并产生向下的冲击力，以及旋转力，进而将螺钉松开，从而克服了狭小空间螺钉和螺栓拆卸的难点，使得整个飞机工作效率和产品质量得到了大幅度提高。

小型冲击扭力万能拆卸工具及使用方法

图2(a)为本发明实施例中提供的小型冲击扭力万能拆卸工具的结构示意图。图2(b)为图2(a)中A处的局部放大图。图2(c)为中号加长杆的结构示意图。图2(d)为大号加长杆的结构示意图。图2(e)为一字旋转刀头的结构示意图。图2(f)为十字旋转刀头的结构示意图。参见图2(a)至图2(f)，在本实施例中小型冲击扭力万能拆卸工具包括万能转换接头1、内径旋合器2、外径旋合器3、外径旋合器套管4、内外径旋合器连接装置5、圆形挡头6和复位弹簧7；其中，所述的万能转换接头1外形为圆柱形，万能转换接头1的后端设置有四方孔，用于连接内径旋合器2；万能转换接头1的前端为内六方孔，用于连接不同型号的加长杆和刀头。

所述的外径旋合器套管4为中空的管状结构，其后端端部的内径小于其余部分管体的内径，形成内孔，外径旋合器套管4的中部内壁设置有内螺纹，外径旋合器套管4的后端端部的内孔设置有内螺纹。

所述的圆形挡头6包括杆部和圆形头部，圆形挡头6的杆部设置有外螺纹，与外径旋合器套管4的内孔的内螺纹相匹配，以使圆形挡头6可拆卸连接于外径旋合器套管4的外部；圆形挡头6用于将外界作用在其上的冲击力传递给外径旋转器套管4。

所述的内外径旋合器连接装置5设置于外径旋合器套管4的内部后端，内外径旋合器连接装置5具有三部分，前端为外螺纹杆，中部为光杆结构，后端为圆柱形底座，圆柱形底座的外径大于光杆结构的外径，光杆结构的外径大于外螺纹杆的外径；圆柱形底座的外径小于外径旋合器套管4的管体内径，二者构成间隙配合，内外径旋合器连接装置5用于将内径旋合器2、外径旋合器3、复位弹簧7连接。

所述的外径旋合器3为中空管状结构，后端端部的内径小于其余部分管体的内径，外径旋合器3设置于外径旋合器套管4的内部，位于内外径旋合器连接装置5前端，外径旋合器3的外壁设置有外螺纹，与外径旋合器套管4的中部内壁的内螺纹相配合，以使外径旋转器套管4的冲击力传递给外径旋合器3，外径旋合器3的管体前端内壁设置有斜面导向槽；外径旋合器3的后端端部内径大于内外径旋合器连接装置5的光杆结构的外径，外径旋合器3的后端端部内壁与光杆结构外壁间隙配合，用于与复位弹簧7组成快速复位结构。

所述的内径旋合器2具有前部轴、中部轴和后部轴，其中，前部轴的外径大于中部轴的外径，中部轴的外径大于后部轴的外径；前部轴位于外径旋合器3的外部，前部轴的前端设置有四方形的快速连接结构，与万能转换接头1的四方孔相配合，以将万能转换接头1与内径旋合器2连接；内径旋合器2的中部轴和后部轴位于外径旋合器3的内部，外径旋合器3的管体内径大于内径旋合器2的中部轴的外径，二者为间隙配合，中部轴的外表面带有斜面导向键的结构，与外径旋合器3前端内壁设置的斜面导向槽相配合，用于将外径旋合器3的冲击力分解为内径旋合器2的冲击力和旋转力，进而传递给通过万能转换接头1连接的各种型号刀头；内径旋合器2的后部轴设置有内螺纹，后部轴的内螺纹与内外径旋合器连接装置5前端的外螺纹杆的外螺纹相匹配，主要用于将外径旋合器3和复位弹簧7连接。

所述的复位弹簧7为压缩弹簧，复位弹簧7的外径小于外径旋合器3的管体内径，复位弹簧7的外径大于外径旋合器3的后端端部的内径，复位弹簧7的外壁与外径旋合器3管体内壁间隙配合，且复位弹簧7的后端端面与外径旋合器3的后端端部的内侧端面接触。

所述的复位弹簧7的内径大于内径旋合器2的后部轴的外径，复位弹簧7的内壁与内径旋合器2的后部轴的外壁间隙配合，复位弹簧7的外径小于内径旋合器2的中部轴的外径，以使复位弹簧7的前端端面与内径旋合器2的中部轴的后端端面接触，从而将复位弹簧7卡在内径旋合器2的中部轴与外径旋合器3后端端部之间，用于复位。

在一个具体的实施方案中，小型冲击扭力万能拆卸工具还包括中号加长杆8、大号加长杆9、一字旋转刀头10和十字旋转刀头11，中号加长杆8、大号加长杆9、一字旋转刀头10和十字旋转刀头11的一端与万能转换接头1连接。

使用小型冲击扭力万能拆卸工具进行拆卸的方法，其包括以下步骤：

1)对于飞机上的蒙皮螺钉或螺栓，先采用风扳机进行拆卸，如果风扳机无法拆卸，则先确认螺钉或螺栓的刀口形式，然后选择规定尺寸的一字旋转刀头10、十字旋转刀头11或内六方套筒；

2)根据螺钉或螺栓所在的位置和深度，确定使用万向转接接头1、合适长度的中号加长杆8或大号加长杆9；

3)将步骤1)中选择的一字转刀头10、十字旋转刀头11或内六方套筒与步骤2)中确定的万能转接接头1、中号加长杆8或大号加长杆9连接，之后与内径旋转器2的快卸头连接；

4)如果待拆卸的锁紧螺钉或螺栓刀口不佳，需要用铜锤轻微修正，然后将旋转刀头或内六方套筒接触在需要拆卸的螺钉或螺栓刀口处并对准；

5)用合适大小的铜锤垂直敲打圆形挡头6，圆形挡头6将来自铜锤的冲击力传递给外径旋转器套管4，进而通过内径旋转器2和外径旋转器3共同作用使得刀头上产生冲击力和扭转力，最终使螺钉或螺栓按照松懈的方向旋转。

步骤二、根据细目表到相关部门领取零件、标准件和成品，对于大结构、重量的长杆类零件和拦截件则使用飞机长杆类零件装配设备和飞机着陆***拦截件多功能装调设备领取，并启动各自的电动托运装置，将其托运到指定安装位置，减轻工作者的劳动强度。

飞机长杆类零件装配设备及其使用方法

图3为一种飞机长杆类零件装配设备的结构示意图。参见图3，飞机长杆类零件装配设备包括自动托运驱动***、液压驱动***和机械调整***；自动托运驱动***包括万向拉手201、驱动手柄202、电动轮215、万向滚轮217和电控装置219，用于提供托运动力；液压驱动***包括基础托架203、滑动支撑装置204、液压撑杆装置211、加压杆213、手动液压泵214、油箱218和槽型滑轨220，用于抬起长杆类零件的一端，并在倾斜角、上下方向上进行调整，使长杆类零件达到指定安装位置，取代了人力长时间抬起和调整带来的安装不便；机械调整***包括调整托架205、旋转轴承装置206、多方位旋转滑动托盘装置207、圆柱滑轨208、精密丝杠209、挡板210、旋转罗盘212和位置固定地脚装置216，用于对长杆类零件在左右方向上进行精调，达到零件装配孔和飞机装配孔重合。

所述基础托架203为长方体框架，所述槽型滑轨220设于基础托架203上端，所述万向拉手201底端固定在基础托架203右侧，所述驱动手柄202安装在万向拉手201顶端；所述基础托架203底部左侧安装电动轮215，右侧安装万向滚轮217，中部安装4个位置固定地脚装置216；所述位置固定地脚装置216能够上下调节，用于调整至接触地面贴紧，保证设备在地面不能滑动；所述电控装置219固定在基础托架203内右侧，用于为自动托运驱动***提供动力；所述手动液压泵214和油箱218固定在基础托架203内左侧，用于为液压驱动***提供动力，手动液压泵214上设有加压杆213。

所述调整托架205为长方形框架，左端固定于基础托架203左侧上端，右端通过滑动支撑装置204与槽型滑轨220连接；所述滑动支撑装置204为长方形框架，上端通过旋转轴承装置206与调整托架205连接，可旋转，下端沿槽型滑轨220滑动，用于调节调整托架205的上下位置；所述液压撑杆装置211一端固定于调整托架205左侧，另一端固定于滑动支撑装置下端，用于控制滑动支撑装置204在槽型滑轨220上的滑动；所述挡板210设于调整托架205左侧上方，用于靠紧长杆类零件的一端；所述调整托架205上设有平行的精密丝杠209和圆柱滑轨208，精密丝杠209和圆柱滑轨208上设有多方位旋转滑动托盘装置207；所述多方位旋转滑动托盘装置207上设有托架，用于放置长杆类零件；所述精密丝杠209一端设有旋转罗盘212，通过调整旋转罗盘212调节多方位旋转滑动托盘装置207在精密丝杠209上的位置，实现长杆类零件左右位置的调整，使长杆类零件装配孔与飞机装配孔精准对中。

该飞机长杆类零件装配设备的使用方法如下：

第一步，将长杆类零件抬起并放在多方位旋转滑动托盘装置207的托架中，使长杆类零件的一端与挡板210靠紧，打开电控装置219，通过控制万向拉手201、驱动手柄202将该零件运输到飞机的指定安装位置，关闭电控装置219开关；

第二步，到达指定安装位置后，将4个位置固定地脚装置216调整至接触地面紧贴，保证所述飞机长杆类零件装配设备在地面不能滑动；

第三步，将手动液压泵214的液压开关旋转到“抬起”位置，打开“供油开关”后，操作者摇动加压杆213，由另一名操作者观察长杆类零件装配孔与飞机装配孔的对中情况；

第四步，当长杆类零件的安装端抬起到飞机装配孔的位置时，左右方向有差异，则调整两个旋转罗盘212，使长杆类零件装配孔与飞机装配孔精准对中；

第五步，操作者将手动液压泵214的“供油开关”关闭，然后将液压开关旋转到“中立”位置，另一个操作者用大轴将长杆类零件装配孔与飞机装配孔连接起来；

第六步，当大轴装配好后，操作者将手动液压泵214的液压开关旋转到“放下”位置，打开“供油开关”，使所述飞机长杆类零件装配设备下降至与长杆类零件脱离，然后将4个位置固定地脚装置216调整到与地面脱离，并将所述飞机长杆类零件装配设备移动到设备区。

飞机着陆***拦截件多功能装调设备

图4为飞机着陆***拦截件多功能装调设备的结构示意图。参见图4，飞机着陆***拦截件多功能装调设备，包括架车底盘317，以及设置于架车底盘317上的万向牵引装置、增稳装置301、升降装置、液压动力装置、横向调整装置、支撑随动装置。

所述的万向牵引装置用于运输装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备；增稳装置301设置于架车底盘317的四角处，用于稳定装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备；架车底盘317上方的前端和后端分别设置有一升降装置，升降装置通过液压动力装置调整其高度，从而调节拦截件的高度和角度；横向调整装置设置于升降装置上，用以调节拦截件的横向位置；支撑随动装置设置于横向调整装置上，用于连接、托起拦截件。

所述的万向牵引装置包括万向连接器313、刹车装置314、动力驱动手柄315、万向导向轮318和滑轮321；其中，万向导向轮318设置于架车底盘317下方的前端，滑轮321设置于架车底盘317下方的后端，架车底盘317的前端侧壁上，通过万向连接器313连接刹车装置314和动力驱动手柄315。动力驱动手柄315用于启动电动托运***，通过驱动万向导向轮318和滑轮321，移动飞机着陆***拦截件多功能装调设备。

所述的增稳装置301设置于架车底盘317的四角处，增稳装置301包括连接臂和增稳千斤顶，连接臂的一端连接架车底盘317，另一端连接增稳千斤顶。当装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备被运输至拦截件的安装位置后，各增稳装置301的连接臂张开，调整各增稳装置301的增稳千斤顶，使其与地面紧密接触，以保证装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备的稳定性。

所述的升降装置包括升降铰链机构滑轨托架311和升降铰链机构312，升降铰链机构312的一端连接升降铰链机构滑轨托架311，另一端连接至架车底盘317上。

所述的液压动力装置包括手摇液压泵302和液压作动筒303，手摇液压泵302设置于架车底盘317的后端侧壁上，液压作动筒303与升降铰链机构312连接，用于为升降铰链机构312的升降提供动力。

所述的横向调整装置包括设置于升降铰链机构滑轨托架311上的横向步进电机304、燕尾滑轨309以及燕尾滑轨槽310，横向步进电机304通过其底座的安装孔固定在燕尾滑轨309的一端，其输出轴通过丝杠与燕尾滑轨槽310组成滑动装置，使得燕尾滑轨槽310通过横向步进电机304的轴向位移量转化为燕尾滑轨槽310在燕尾滑轨309上的横向位移，用于在拦截件横向装配角度不合适时，在横向进行调整安装位置。

所述的支撑随动装置包括多角度托架306和支撑架307，支撑架307设置于燕尾滑轨槽310上，多角度托架306连接于支撑架307上，当拦截件倾斜安装和调试过程中，提供一个多角度紧密支撑的托架装置。

在一个具体的实施方案中，飞机着陆***拦截件多功能装调设备还设置有电控升降移位操作面板316和电控***319，电控升降移位操作面板316与电控***319连接，电控***319与升降装置、横向调整装置和万向牵引装置连接，用于调节升降装置和横向调整装置的升降和移动，以及飞机着陆***拦截件多功能装调设备的移动。

在一个具体的实施方案中，飞机着陆***拦截件多功能装调设备还设置有防滑支架305，其连接于后端的升降铰链机构的滑轨托架311的侧壁，当拦截件具有一定倾斜角度安装时，用于防止拦截件下滑。

在一个具体的实施方案中，飞机着陆***拦截件多功能装调设备还设置有氮气瓶320，氮气瓶320设置于两升降装置之间，用于为拦截件提供调试时所需要的压缩氮气。

步骤三、将飞机着陆***涉及的传动拉杆，按照飞机装配技术传动比要求使用不同平面两点之间轴线距离测量仪来测量，先将符合要求尺寸的测量销轴A1和B1装配在测量仪上，然后将测量仪刻度盘的尺寸调整到要求尺寸，拧紧锁紧装置，再调整需要装配的传动拉杆长度，直到测量销轴A1和B1能够无应力的***传动杆的两个测量孔A和B中，即调整结束。然后按照安装图纸要求，将传动拉杆正确装配到飞机上的各个部位，并使用定位螺栓、螺母、垫圈等规定零件完成装配工作。

不同平面两点之间轴线距离测量仪及使用方法

图5为一种不同平面两点之间轴线距离测量仪的结构示意图；图6为水平仪的俯视示意图；图7为水平仪和调整阶梯轴的结构示意图；参见图5至图7，一种不同平面两点之间轴线距离测量仪，包括φ8辅助长销轴401、起点零位装置402、锁紧螺栓A403、指针滑动装置404、数据指示刻度尺405、数据指示刻度尺辅助滑轨406、极限尺寸限位装置407、φ8辅助短销轴408、锁紧螺钉409、φ6辅助长销轴410、φ6辅助短销轴411、调整阶梯轴412和水平仪413。

所述数据指示刻度尺405上下两端设置数据指示刻度尺辅助滑轨406，用于指示刻度数值；所述起点零位装置402固定于数据指示刻度尺405最左端，用于提供初始零位基准，起点零位装置402下端开设固定点，用于固定不同尺寸的长销轴；所述指针滑动装置404置于数据指示刻度尺上，沿数据指示刻度尺辅助滑轨406滑动，所述锁紧螺栓A403设于指针滑动装置404上端，用于将指针滑动装置404锁紧在数据指示刻度尺辅助滑轨406上，用于固定尺寸，方便测量读数；指针滑动装置404下端通过锁紧螺钉409与不同尺寸的短销轴连接；所述极限尺寸限位装置407设于数据指示刻度尺405最右端，用于防止指针滑动装置404滑落。

所述φ8辅助长销轴401和φ6辅助长销轴410为不同尺寸的长销轴，用于适应不同尺寸规则的测量孔，使用时根据测量孔进行选择，固定连接于起点零位装置402下端的固定点处；所述φ8辅助短销轴408和φ6辅助短销轴411呈“L”型，为不同尺寸的短销轴，使用时根据测量孔进行选择，通过锁紧螺钉409连接于指针滑动装置404下端；指针滑动装置404、φ8辅助短销轴408、φ6辅助短销轴411和锁紧螺钉409共同组成了初始零位校准和要求尺寸的调节装置。

所述调整阶梯轴412螺接于水平仪413下方，调整阶梯轴412和水平仪413用于测量对象为万向轴承时，通过观察水平仪413内的气泡，将测量孔的轴线调整至与水平面垂直，保证测量精度。

其使用方法步骤如下：

(1)选择与两个测量孔尺寸匹配的辅助销轴，其中辅助长销轴安装在起点零位装置402上，辅助短销轴安装在指针滑动装置404上，然后将指针滑动装置404滑动至起点零位装置402，使二者接触面重合，将锁紧螺栓A403拧紧，通过调整锁紧螺钉409使两个销轴外壁相接触，将锁紧螺钉409拧紧，确定初始零位；

(2)将锁紧螺栓A403松开，根据不规则零件两个孔轴线之间的尺寸要求，调整指针滑动装置404到大致位置；

(3)若测量孔为万向轴承，将调整阶梯轴412***对应的测量孔中，通过观察水平仪413内的水平气泡，将两个测量孔调整至水平状态；

(4)将辅助长销轴***到孔中，观察零件孔的另一端，调整指针滑动装置404的位置，直到辅助短销轴能***测量孔，然后将锁紧螺栓A403拧紧；

(5)读取指针滑动装置404在数据指示刻度尺405上的具体数值，记录为S1；

(6)两个销轴的直径为R1、R2，通过公式S＝S1+(R1+R2)/2,计算出不规则零件表面两个测量孔之间的轴线水平距离；

(7)若不规则零件两个孔之间的测量数值不合格，则将测量装置拆下，调整该零件的调整端，增加或缩小距离，再次重复步骤(4)-(6)的工作，直到合格为止。

步骤四、根据飞机起飞着陆杆系中立调整要求，检查从飞机座舱操纵机构到各个执行机构的杆系传动中立情况，如果中立不好，则需先剪断规定传动杆的调整路保险，然后对可调节传动拉杆的长度微调直到满足中立要求，最后恢复保险。

步骤五、依据飞机起飞着陆***的操纵杆系自由行程的检查要求，使用非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪来完成，先将该工具的多关节万向指针装夹装置和阿基米德刻度盘分别装夹在飞机座舱框板上的固定点和操纵杆上，由于指针与刻度盘不直接接触，因此不仅可以将非接触式测量技术完美体现，还可以避免测量工装引起的摩擦力对自由行程测量数值精度的影响，又因阿基米德刻度盘可以将测量精度精确到0.1mm级，因此可以保证此项测量工作高效、快捷的完成。

非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪及其使用方法

图8为一种非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪的结构示意图；图9(a)为阿基米德螺旋线刻度盘的俯视示意图；图9(b)为阿基米德螺旋线刻度盘的侧视示意图；图10为一种非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪的结构示意图；参见图8至图10，一种非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪，包括装夹固定装置501、第一万向关节502、锁紧装置503、第二万向关节504、球形锁紧装置505、表盘夹紧装置506、阿基米德螺旋线刻度盘507、同步指针508、万向轴承锁紧装置509、第一摇臂零件夹紧装置510、全开折页511、第二摇臂零件夹紧装置512、锁紧螺栓B513、指针514和轴承515。

所述装夹固定装置501为倒U型，上端设置可调节的锁紧螺栓，用于将测量仪装夹固定在摇臂类零件的周围固定结构上；所述第一万向关节502一端与装夹固定装置501螺接，另一端通过锁紧装置503与第二万向关节504的一端连接，所述第二万向关节504的另一端与球形锁紧装置505螺接；所述表盘夹紧装置506与球形锁紧装置505螺接，用于装夹阿基米德螺旋线刻度盘507；第一万向关节502、锁紧装置503、第二万向关节504、球形锁紧装置505、表盘夹紧装置506组成了万向调整装置，用于将阿基米德螺旋线刻度盘507从多个角度调整到水平位置。

所述阿基米德螺旋线刻度盘507为圆盘状，标有阿基米德螺旋线，设有指针514，所述轴承515安装与阿基米德螺旋线刻度盘507下端的中心轴上。

所述万向轴承锁紧装置509、第一摇臂零件夹紧装置510、全开折页511、第二摇臂零件夹紧装置512和锁紧螺栓B513用于将同步指针508装夹在摇臂类零件的测量点上，并通过万向轴承锁紧装置509将同步指针508的指针调整到与阿基米德螺旋线刻度盘507的零位重合；所述同步指针508为弓形，一端装夹在万向轴承锁紧装置509的轴承孔中，调整同步指针508至发现与摇臂类零件平行，通过调节万向轴承锁紧装置509的螺钉锁紧同步指针508；万向轴承锁紧装置509与第一摇臂零件夹紧装置510固定连接；所述第一摇臂零件夹紧装置510通过全开折页511与第二摇臂零件夹紧装置512连接，并设有锁紧螺栓B513，用于打开和锁紧第一摇臂零件夹紧装置510与第二摇臂零件夹紧装置512。

使用方法如下：

(1)调节锁紧螺栓B513，使第一摇臂零件夹紧装置510，第二摇臂零件夹紧装置512通过全开折页511打开，装夹在摇臂零件的测量点上，拧紧锁紧螺栓B513；

(2)调节万向轴承锁紧装置509的螺钉，将同步指针508装夹在万向轴承锁紧装置509的轴承孔中，调整同步指针508至法向与摇臂类零件平行，然后锁紧；

(3)调节装夹固定装置501的锁紧螺栓，将其装夹在摇臂类零件的周围固定结构上，然后锁紧；

(4)将阿基米德螺旋线刻度盘507的轴端装夹到表盘夹紧装置506的装夹孔中，然后锁紧；

(5)按照技术文件要求，向正方向施加一定数值的作用力F1，然后让摇臂类零件自动回中；

(6)通过调整万向关节502、万向关节504、球形锁紧装置505，保证阿基米德螺旋线刻度盘507处于水平位置，并使其中心零点与同步指针508重合，然后通过调整锁紧装置503，将其锁紧；

(7)按照技术文件要求，向反方向施加一定数值的作用力F2，然后让摇臂类零件自动回中；

(8)此时转动阿基米德螺旋线刻度盘507，使同步指针508的针尖与阿基米德螺旋线刻度盘507的阿基米德螺旋线轨迹上的其中一点重合，然后转动指针514，使其上面的基准线、阿基米德螺旋线刻度盘507圆心以及同步指针508的针尖，三者在一条直线上，最终读取的数值即为该摇臂零件在某一方向上的自由行程。

步骤六、依据技术文件中的安装、配套要求，将之前拆下的成品底座与飞机着陆***中涉及到的成品进行地面配套，然后再将其正确装机，并进行必要的保险和涂漆防护。

步骤七、按照飞机起飞着陆***的拦截件安装技术要求，使用飞机长杆类零件的装配设备装配该拦截件。首先，将该设备的增稳地脚接触地面，然后通过该设备的液压驱动装置将拦截件的前端倾斜45°-75°左右，再通过手轮丝杠横向调节装置，使拦截件的定位孔与飞机的安装孔同心，最后通过定位大轴将二者连接起来，之后再用螺母垫圈紧固，并按规定的形式完成保险，最终将飞机长杆类零件的装配设备摆放到规定设备区域。

步骤八、按照飞机起飞着陆***的拦截件调试技术要求，先将飞机着陆***拦截件多功能装调设备转移到已经安装好的拦截件下方，打开增稳装置调平该设备，然后将飞机摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装安装到拦截件的规定位置，再用充气带通过飞机着陆***拦截件多功能装调设备给拦截件冲入规定压力为P1的压缩氮气，使其缓冲支柱完全弹出，此时放掉拦截件内的压缩氮气，接下来启动飞机着陆***拦截件多功能装调设备的液压驱动***，使拦截件的后端逐渐升高至缓冲支柱与飞机蒙皮接触，此时调节飞机摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装的测量探头的长度，使其接触飞机蒙皮，此时继续升高拦截件的末端，直到缓冲支柱压缩到规定值H1后，测量各处的间隙值，然后再次继续升高拦截件的末端直到与飞机蒙皮接触，此时记下缓冲支柱的压缩量，即测量工作结束，恢复拆卸的保险。

摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装及其使用方法

图11为一种飞机摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装的结构示意图；图12为位置卡板的示意图。参见图11和图12，一种飞机摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装，包括底座601、第一夹板602、圆形外套603、圆形内套604、柱形弧面测量头605、弹簧606、限位块607、张度调节板608、顶丝609、连接螺钉610、位置卡板611、调整螺栓612和第二夹板613。

所述底座601为平板状，上表面中心位置设有圆形盲孔，圆形盲孔底部中心点设有圆柱凸台，圆形盲孔底部还设有透气孔。

所述圆形外套603通过顶丝609固定于底座601的盲孔中，所述顶丝609用于防止圆形外套603脱落；圆形外套603内部设有半圆形滑动槽；所述圆形内套604通过限位块607安装在圆形外套603内部，圆形内套604与圆形外套603为间隙配合，所述限位块607用于圆形内套604的零点限位；圆形内套604在外力作用下可沿圆形外套603内部的半圆形滑动槽上下滑动；圆形内套604外表面刻有刻度线，用于实时显示其法向位移量；圆形内套604上端设有外螺纹。

所述柱形弧面测量头605设有内螺纹，与圆形内套604上端螺纹连接，通过调节柱形弧面测量头605的旋入量精准定位起始点。

所述弹簧606一端固定于底座601圆形盲孔底部的圆柱凸台上，另一端与圆形内套604底端连接，用于圆形内套604的零点复位。

所述第一夹板602和第二夹板613为板状，通过连接螺钉610分别连接于底座601左右两端，与底座601垂直放置。

所述张度调节板608为板状，通过调整螺栓612连接于第二夹板613上，用于将调整后的工装加紧。

所述位置卡板611为板状，一端设有半圆形缺口，用于卡在圆形外套603与飞机摇臂长杆类零件的撑杆中间，便于确定工装位置。

所述底座601、第一夹板602、张度调节板608和第二夹板613为铝合金材料制成；所述圆形内套604和柱形弧面测量头605为不锈钢材料制成；所述圆形外套603为铜制材料。

使用方法，步骤如下：

(1)通过松开张度调节板608的调节螺栓612，使夹板602与张度调节板608的距离大于飞机摇臂长杆类零件的外形尺寸，然后将该工装的底座601与飞机摇臂长杆类零件上表面贴合；

(2)移动该工装的位置，将位置卡板611安装于圆形外套603与飞机摇臂长杆类零件的撑杆中间紧密接触，然后拧紧张度调节板608的调节螺栓612，固定该工装；

(3)将飞机摇臂长杆类零件的气腔进行充入5-10MP的气体，使其气腔内的撑杆弹出；

(4)使用移动托盘将飞机摇臂长杆类零件的撑杆端托起，直至撑杆与飞机机体接触，此时调节柱形弧面测量头605的长度，使其与飞机机体接触，此时即为撑杆的零位；

(5)使用移动托盘将飞机摇臂长杆类零件的撑杆端压缩，此时圆形内套604也同步压缩，目测圆形内套604尺寸刻度线，通过比例计算，以圆形内套604的实际压缩量，计算出飞机摇臂长杆类零件的撑杆的压缩量；

(6)当飞机摇臂长杆类零件的撑杆的压缩量处于20-40mm之间的某一具体数值时，通过测量仪器测量飞机摇臂长杆类零件与飞机相关结构之间的间隙；

(7)当测量完毕后，使用移动托盘将飞机摇臂长杆类零件恢复到初始状态，此时通过松开张度调节板608的调节螺栓拆下该工装，在弹簧606的作用下，圆形内套604自动回零。

步骤九、将地面泵站设备的供油和回油管路与飞机液压***相连，再将地面供电***与飞机供电插座相连。

步骤十、操作者将飞机座舱内的“总电源”开关接通，然后操作地面泵站设备提供符合要求的液压压力P2，然后操作者依据技术文件的检查要求在座舱内对飞机起飞着陆***的各个舵面***、起落架***、刹车***、机轮冷却***、进气道斜板调节***、伺服作动***前轮转弯***、拦截***等功能***逐一调试、检查。

步骤十一、当调试、检查工作结束收，操作者将地面泵站装置的供油压力降为零，并飞机排压闭电。操作者恢复机上所有保险，并将各个设备归位。

本发明提供的一种飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法，其适用于飞机起飞着陆***相关成品、功能附件快捷安装与性能指标精准、快速调试的研究。主要应用在飞机起落架收放操纵***、前***纵***、机轮刹车***、机轮冷却***、进气道斜板调节***、伺服作动***、驾驶员操纵装置***、电传/自动飞行***的自动化装配、调试应用，改善了装配工艺过程与测试手段，弥补了测试指标精度难以保证、装配工艺性差、装配周期长、操作者劳动强度大等不足之处，极大提升了装调工作效率与产品质量。

可见，本发明为日益更新的飞机生产技术提供一种集安装、调试、测量、操纵于一体的飞机起飞着陆***自动化装配、调试综合技术，它从各个难点入手，以自动化的设备来替代人力操作，保证了测量精度，以便捷的操作方法完善工艺流程，提高了工作效率。本发明的方法提供了飞机起飞着陆***自动化装配、调试技术，该技术是一种新型的飞机起飞着陆装配、调试综合应用技术，它从不同角度完善了飞机生产过程中的装配设备和调试工艺方法，严格把控飞机的产品质量和生产周期。

Claims (1)

1.一种飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法，其特征在于，所述的飞机起飞着陆***自动化装配、调试方法包括以下步骤：

步骤一、对于具备起飞着陆***装配、调试状态的飞机时，对于飞机上的蒙皮螺钉和成品底座螺栓使用风扳机进行拆卸，若拆卸过程中出现预紧力过大的螺钉和螺栓，采用小型冲击扭力万能拆卸工具来拆卸；

步骤二、运输零件、标准件和成品，对于大结构、重量的长杆类零件和拦截件使用飞机长杆类零件装配设备和飞机着陆***拦截件多功能装调设备运输到指定安装位置；

步骤三、按照飞机装配技术传动比要求，采用不同平面两点之间轴线距离测量仪测量飞机着陆***中涉及的传动拉杆，将测量、调整符合要求的传动拉杆装配到飞机上的各个部位，并使用定位螺栓、螺母、垫圈规定零件完成装配工作；

步骤四、检查从飞机座舱操纵机构到各个执行机构的杆系传动中立情况，如中立不佳，需先剪断规定传动杆的调整路保险，对可调节传动拉杆的长度微调直到满足中立要求，最后恢复保险；

步骤五、使用非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪来完成，检查飞机起飞着陆***的操纵杆系自由行程；

步骤六、依据安装、配套要求，将拆下的成品底座与飞机着陆***中涉及的成品进行地面配套，再将其正确装机，并进行保险和涂漆防护；

步骤七、按照飞机起飞着陆***的拦截件安装技术要求，使用飞机长杆类零件装配设备装配该拦截件；

步骤八、按照飞机起飞着陆***的拦截件调试技术要求，先将飞机着陆***拦截件多功能装调设备转移到已经安装好的拦截件下方，将飞机摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装安装到拦截件的指定位置，进行测量；

步骤九、将地面泵站设备的供油和回油管路与飞机液压***相连，再将地面供电***与飞机供电插座相连；

步骤十、将飞机座舱内的“总电源”开关接通，操作地面泵站设备提供符合要求的液压压力，然后在座舱内对飞机起飞着陆***的各个舵面***、起落架***、刹车***、机轮冷却***、进气道斜板调节***、伺服作动***前轮转弯***、拦截***功能***逐一调试、检查；

步骤十一、当调试、检查工作结束收，将地面泵站装置的供油压力降为零，并飞机排压闭电，恢复机上所有保险，并将各个设备归位；

其中：

所述的小型冲击扭力万能拆卸工具包括万能转换接头(1)、内径旋合器(2)、外径旋合器(3)、外径旋合器套管(4)、内外径旋合器连接装置(5)、圆形挡头(6)和复位弹簧(7)；其中，

所述的万能转换接头(1)外形为圆柱形，万能转换接头(1)的后端设置有四方孔，用于连接内径旋合器(2)；万能转换接头(1)的前端为内六方孔，用于连接不同型号的加长杆和刀头；

所述的外径旋合器套管(4)为中空的管状结构，其后端端部的内径小于其余部分管体的内径，形成内孔，外径旋合器套管(4)的中部内壁设置有内螺纹，外径旋合器套管(4)的后端端部的内孔设置有内螺纹；

所述的圆形挡头(6)包括杆部和圆形头部，圆形挡头(6)的杆部设置有外螺纹，与外径旋合器套管(4)的内孔的内螺纹相匹配，以使圆形挡头(6)可拆卸连接于外径旋合器套管(4)的外部；圆形挡头(6)用于将外界作用在其上的冲击力传递给外径旋转器套管(4)；

所述的内外径旋合器连接装置(5)设置于外径旋合器套管(4)的内部后端，内外径旋合器连接装置(5)具有三部分，前端为外螺纹杆，中部为光杆结构，后端为圆柱形底座，圆柱形底座的外径大于光杆结构的外径，光杆结构的外径大于外螺纹杆的外径；圆柱形底座的外径小于外径旋合器套管(4)的管体内径，二者构成间隙配合，内外径旋合器连接装置(5)用于将内径旋合器(2)、外径旋合器(3)、复位弹簧(7)连接；

所述的外径旋合器(3)为中空管状结构，后端端部的内径小于其余部分管体的内径，外径旋合器(3)设置于外径旋合器套管(4)的内部，位于内外径旋合器连接装置(5)前端，外径旋合器(3)的外壁设置有外螺纹，与外径旋合器套管(4)的中部内壁的内螺纹相配合，以使外径旋转器套管(4)的冲击力传递给外径旋合器(3)，外径旋合器(3)的管体前端内壁设置有斜面导向槽；外径旋合器(3)的后端端部内径大于内外径旋合器连接装置(5)的光杆结构的外径，外径旋合器(3)的后端端部内壁与光杆结构外壁间隙配合，用于与复位弹簧(7)组成快速复位结构；

所述的内径旋合器(2)具有前部轴、中部轴和后部轴，其中，前部轴的外径大于中部轴的外径，中部轴的外径大于后部轴的外径；前部轴位于外径旋合器(3)的外部，前部轴的前端设置有四方形的快速连接结构，与万能转换接头(1)的四方孔相配合，以将万能转换接头(1)与内径旋合器(2)连接；内径旋合器(2)的中部轴和后部轴位于外径旋合器(3)的内部，外径旋合器(3)的管体内径大于内径旋合器(2)的中部轴的外径，二者为间隙配合，中部轴的外表面带有斜面导向键的结构，与外径旋合器(3)前端内壁设置的斜面导向槽相配合，用于将外径旋合器(3)的冲击力分解为内径旋合器(2)的冲击力和旋转力，进而传递给通过万能转换接头(1)连接的各种型号刀头；内径旋合器(2)的后部轴设置有内螺纹，后部轴的内螺纹与内外径旋合器连接装置(5)前端的外螺纹杆的外螺纹相匹配，主要用于将外径旋合器(3)和复位弹簧(7)连接；

所述的复位弹簧(7)为压缩弹簧，复位弹簧(7)的外径小于外径旋合器(3)的管体内径，复位弹簧(7)的外径大于外径旋合器(3)的后端端部的内径，复位弹簧(7)的外壁与外径旋合器(3)管体内壁间隙配合，且复位弹簧(7)的后端端面与外径旋合器(3)的后端端部的内侧端面接触；

所述的复位弹簧(7)的内径大于内径旋合器(2)的后部轴的外径，复位弹簧(7)的内壁与内径旋合器(2)的后部轴的外壁间隙配合，复位弹簧(7)的外径小于内径旋合器(2)的中部轴的外径，以使复位弹簧(7)的前端端面与内径旋合器(2)的中部轴的后端端面接触，从而将复位弹簧(7)卡在内径旋合器(2)的中部轴与外径旋合器(3)后端端部之间，用于复位；

所述的飞机长杆类零件装配设备包括自动托运驱动***、液压驱动***和机械调整***；自动托运驱动***包括万向拉手(201)、驱动手柄(202)、电动轮(215)、万向滚轮(217)和电控装置(219)，用于提供托运动力；液压驱动***包括基础托架(203)、滑动支撑装置(204)、液压撑杆装置(211)、加压杆(213)、手动液压泵(214)、油箱(218)和槽型滑轨(220)，用于抬起长杆类零件的一端，并在倾斜角、上下方向上进行调整，使长杆类零件达到指定安装位置，取代了人力长时间抬起和调整带来的安装不便；机械调整***包括调整托架(205)、旋转轴承装置(206)、多方位旋转滑动托盘装置(207)、圆柱滑轨(208)、精密丝杠(209)、挡板(210)、旋转罗盘(212)和位置固定地脚装置(216)，用于对长杆类零件在左右方向上进行精调，达到零件装配孔和飞机装配孔重合；

所述基础托架(203)为长方体框架，所述槽型滑轨(220)设于基础托架(203)上端，所述万向拉手(201)底端固定在基础托架(203)右侧，所述驱动手柄(202)安装在万向拉手(201)顶端；所述基础托架(203)底部左侧安装电动轮(215)，右侧安装万向滚轮(217)，中部安装4个位置固定地脚装置(216)；所述位置固定地脚装置(216)能够上下调节，用于调整至接触地面贴紧，保证设备在地面不能滑动；所述电控装置(219)固定在基础托架(203)内右侧，用于为自动托运驱动***提供动力；所述手动液压泵(214)和油箱(218)固定在基础托架(203)内左侧，用于为液压驱动***提供动力，手动液压泵(214)上设有加压杆(213)；

所述调整托架(205)为长方形框架，左端固定于基础托架(203)左侧上端，右端通过滑动支撑装置(204)与槽型滑轨(220)连接；所述滑动支撑装置(204)为长方形框架，上端通过旋转轴承装置(206)与调整托架(205)连接，可旋转，下端沿槽型滑轨(220)滑动，用于调节调整托架(205)的上下位置；所述液压撑杆装置(211)一端固定于调整托架(205)左侧，另一端固定于滑动支撑装置下端，用于控制滑动支撑装置(204)在槽型滑轨(220)上的滑动；所述挡板(210)设于调整托架(205)左侧上方，用于靠紧长杆类零件的一端；所述调整托架(205)上设有平行的精密丝杠(209)和圆柱滑轨(208)，精密丝杠(209)和圆柱滑轨(208)上设有多方位旋转滑动托盘装置(207)；所述多方位旋转滑动托盘装置(207)上设有托架，用于放置长杆类零件；所述精密丝杠(209)一端设有旋转罗盘(212)，通过调整旋转罗盘(212)调节多方位旋转滑动托盘装置(207)在精密丝杠(209)上的位置，实现长杆类零件左右位置的调整，使长杆类零件装配孔与飞机装配孔精准对中；

所述的飞机着陆***拦截件多功能装调设备，包括架车底盘(317)，以及设置于架车底盘(317)上的万向牵引装置、增稳装置(301)、升降装置、液压动力装置、横向调整装置、支撑随动装置；

所述的万向牵引装置用于运输装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备；增稳装置(301)设置于架车底盘(317)的四角处，用于稳定装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备；架车底盘(317)上方的前端和后端分别设置有一升降装置，升降装置通过液压动力装置调整其高度，从而调节拦截件的高度和角度；横向调整装置设置于升降装置上，用以调节拦截件的横向位置；支撑随动装置设置于横向调整装置上，用于连接、托起拦截件；

所述的万向牵引装置包括万向连接器(313)、刹车装置(314)、动力驱动手柄(315)、万向导向轮(318)和滑轮(321)；其中，万向导向轮(318)设置于架车底盘(317)下方的前端，滑轮(321)设置于架车底盘(317)下方的后端，架车底盘(317)的前端侧壁上，通过万向连接器(313)连接刹车装置(314)和动力驱动手柄(315)；动力驱动手柄(315)用于启动电动托运***，通过驱动万向导向轮(318)和滑轮(321)，移动飞机着陆***拦截件多功能装调设备；

所述的增稳装置(301)设置于架车底盘(317)的四角处，增稳装置(301)包括连接臂和增稳千斤顶，连接臂的一端连接架车底盘(317)，另一端连接增稳千斤顶；当装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备被运输至拦截件的安装位置后，各增稳装置(301)的连接臂张开，调整各增稳装置(301)的增稳千斤顶，使其与地面紧密接触，以保证装载拦截件的飞机着陆***拦截件多功能装调设备的稳定性；

所述的升降装置包括升降铰链机构滑轨托架(311)和升降铰链机构(312)，升降铰链机构(312)的一端连接升降铰链机构滑轨托架(311)，另一端连接至架车底盘(317)上；

所述的液压动力装置包括手摇液压泵(302)和液压作动筒(303)，手摇液压泵(302)设置于架车底盘(317)的后端侧壁上，液压作动筒(303)与升降铰链机构(312)连接，用于为升降铰链机构(312)的升降提供动力；

所述的横向调整装置包括设置于升降铰链机构滑轨托架(311)上的横向步进电机(304)、燕尾滑轨(309)以及燕尾滑轨槽(310)，横向步进电机(304)通过其底座的安装孔固定在燕尾滑轨(309)的一端，其输出轴通过丝杠与燕尾滑轨槽(310)组成滑动装置，使得燕尾滑轨槽(310)通过横向步进电机(304)的轴向位移量转化为燕尾滑轨槽(310)在燕尾滑轨(309)上的横向位移，用于在拦截件横向装配角度不合适时，在横向进行调整安装位置；

所述的支撑随动装置包括多角度托架(306)和支撑架(307)，支撑架(307)设置于燕尾滑轨槽(310)上，多角度托架(306)连接于支撑架(307)上，当拦截件倾斜安装和调试过程中，提供一个多角度紧密支撑的托架装置；

所述的不同平面两点之间轴线距离测量仪，包括φ8辅助长销轴(401)、起点零位装置(402)、锁紧螺栓A(403)、指针滑动装置(404)、数据指示刻度尺(405)、数据指示刻度尺辅助滑轨(406)、极限尺寸限位装置(407)、φ8辅助短销轴(408)、锁紧螺钉(409)、φ6辅助长销轴(410)、φ6辅助短销轴(411)、调整阶梯轴(412)和水平仪(413)；

所述数据指示刻度尺(405)上下两端设置数据指示刻度尺辅助滑轨(406)，用于指示刻度数值；所述起点零位装置(402)固定于数据指示刻度尺(405)最左端，用于提供初始零位基准，起点零位装置(402)下端开设固定点，用于固定不同尺寸的长销轴；所述指针滑动装置(404)置于数据指示刻度尺上，沿数据指示刻度尺辅助滑轨(406)滑动，所述锁紧螺栓A(403)设于指针滑动装置(404)上端，用于将指针滑动装置(404)锁紧在数据指示刻度尺辅助滑轨(406)上，用于固定尺寸，方便测量读数；指针滑动装置(404)下端通过锁紧螺钉(409)与不同尺寸的短销轴连接；所述极限尺寸限位装置(407)设于数据指示刻度尺(405)最右端，用于防止指针滑动装置(404)滑落；

所述φ8辅助长销轴(401)和φ6辅助长销轴(410)为不同尺寸的长销轴，用于适应不同尺寸规则的测量孔，使用时根据测量孔进行选择，固定连接于起点零位装置(402)下端的固定点处；所述φ8辅助短销轴(408)和φ6辅助短销轴(411)呈“L”型，为不同尺寸的短销轴，使用时根据测量孔进行选择，通过锁紧螺钉(409)连接于指针滑动装置(404)下端；指针滑动装置(404)、φ8辅助短销轴(408)、φ6辅助短销轴(411)和锁紧螺钉(409)共同组成了初始零位校准和要求尺寸的调节装置；

所述调整阶梯轴(412)螺接于水平仪(413)下方，调整阶梯轴(412)和水平仪(413)用于测量对象为万向轴承时，通过观察水平仪(413)内的气泡，将测量孔的轴线调整至与水平面垂直，保证测量精度；

所述的非接触式摇臂类零件自由行程检查测量仪，包括装夹固定装置(501)、第一万向关节(502)、锁紧装置(503)、第二万向关节(504)、球形锁紧装置(505)、表盘夹紧装置(506)、阿基米德螺旋线刻度盘(507)、同步指针(508)、万向轴承锁紧装置(509)、第一摇臂零件夹紧装置(510)、全开折页(511)、第二摇臂零件夹紧装置(512)、锁紧螺栓B(513)、指针(514)和轴承(515)；

所述装夹固定装置(501)为倒U型，上端设置可调节的锁紧螺栓，用于将测量仪装夹固定在摇臂类零件的周围固定结构上；所述第一万向关节(502)一端与装夹固定装置(501)螺接，另一端通过锁紧装置(503)与第二万向关节(504)的一端连接，所述第二万向关节(504)的另一端与球形锁紧装置(505)螺接；所述表盘夹紧装置(506)与球形锁紧装置(505)螺接，用于装夹阿基米德螺旋线刻度盘(507)；第一万向关节(502)、锁紧装置(503)、第二万向关节(504)、球形锁紧装置(505)、表盘夹紧装置(506)组成了万向调整装置，用于将阿基米德螺旋线刻度盘(507)从多个角度调整到水平位置；

所述阿基米德螺旋线刻度盘(507)为圆盘状，标有阿基米德螺旋线，设有指针(514)，所述轴承(515)安装与阿基米德螺旋线刻度盘(507)下端的中心轴上；

所述万向轴承锁紧装置(509)、第一摇臂零件夹紧装置(510)、全开折页(511)、第二摇臂零件夹紧装置(512)和锁紧螺栓B(513)用于将同步指针(508)装夹在摇臂类零件的测量点上，并通过万向轴承锁紧装置(509)将同步指针(508)的指针调整到与阿基米德螺旋线刻度盘(507)的零位重合；所述同步指针(508)为弓形，一端装夹在万向轴承锁紧装置(509)的轴承孔中，调整同步指针(508)至发现与摇臂类零件平行，通过调节万向轴承锁紧装置(509)的螺钉锁紧同步指针(508)；万向轴承锁紧装置(509)与第一摇臂零件夹紧装置(510)固定连接；所述第一摇臂零件夹紧装置(510)通过全开折页(511)与第二摇臂零件夹紧装置(512)连接，并设有锁紧螺栓B(513)，用于打开和锁紧第一摇臂零件夹紧装置(510)与第二摇臂零件夹紧装置(512)；

所述的飞机摇臂长杆类零件收上状态余量测量工装，包括底座(601)、第一夹板(602)、圆形外套(603)、圆形内套(604)、柱形弧面测量头(605)、弹簧(606)、限位块(607)、张度调节板(608)、顶丝(609)、连接螺钉(610)、位置卡板(611)、调整螺栓(612)和第二夹板(613)；

所述底座(601)为平板状，上表面中心位置设有圆形盲孔，圆形盲孔底部中心点设有圆柱凸台，圆形盲孔底部还设有透气孔；

所述圆形外套(603)通过顶丝(609)固定于底座(601)的盲孔中，所述顶丝(609)用于防止圆形外套(603)脱落；圆形外套(603)内部设有半圆形滑动槽；所述圆形内套(604)通过限位块(607)安装在圆形外套(603)内部，圆形内套(604)与圆形外套(603)为间隙配合，所述限位块(607)用于圆形内套(604)的零点限位；圆形内套(604)在外力作用下可沿圆形外套(603)内部的半圆形滑动槽上下滑动；圆形内套(604)外表面刻有刻度线，用于实时显示其法向位移量；圆形内套(604)上端设有外螺纹；

所述柱形弧面测量头(605)设有内螺纹，与圆形内套(604)上端螺纹连接，通过调节柱形弧面测量头(605)的旋入量精准定位起始点；

所述弹簧(606)一端固定于底座(601)圆形盲孔底部的圆柱凸台上，另一端与圆形内套(604)底端连接，用于圆形内套(604)的零点复位；

所述第一夹板(602)和第二夹板(613)为板状，通过连接螺钉(610)分别连接于底座(601)左右两端，与底座(601)垂直放置；

所述张度调节板(608)为板状，通过调整螺栓(612)连接于第二夹板(613)上，用于将调整后的工装加紧；

所述位置卡板(611)为板状，一端设有半圆形缺口，用于卡在圆形外套(603)与飞机摇臂长杆类零件的撑杆中间，便于确定工装位置；

所述底座(601)、第一夹板(602)、张度调节板(608)和第二夹板(613)为铝合金材料制成；所述圆形内套(604)和柱形弧面测量头(605)为不锈钢材料制成；所述圆形外套(603)为铜制材料。

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