CN109866137A - 一种飞机翼肋预应力加载装置和加载方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种飞机翼肋预应力加载装置和加载方法，加载装置包括支撑骨架，定位角座、力传感器、丝杠、转动轴，连接法兰，锥齿丝母，显示/控制单元；定位角座与飞机翼肋连接，丝杠一端与力传感器连接，另一端与锥齿丝母配合安装，锥齿丝母安装在连接法兰内，连接法兰安装在支撑骨架端面上，丝杠上设有与止转钉配合的止动槽，转动轴穿过连接法兰与锥齿丝母的锥齿配合，旋动转动轴带动锥齿丝母绕丝杠旋转，带动丝杠轴向进给，通过定位角座向翼肋产品施加预应力，提升翼肋零件刚性，解决翼肋类零件装配过程中的变形问题。

Description

一种飞机翼肋预应力加载装置和加载方法

技术领域

本申请涉及飞机零组件装配制造技术，特别是一种预应力加载装置。

背景技术

飞机翼肋类零件装配过程中，由于其大尺寸薄壁结构，导致零件自身刚性较低，并且受加工残余应力影响，往往导致零件发生翘曲变形，影响翼肋与壁板贴合型面轮廓精度及翼肋腹板面平面度，造成实际装配误差较大。一般采用设置专用保型装置的形式，将翼肋通过定位孔固定于结构刚性较好的保型装置骨架上，以并在此基础上进行定位及制孔连接。这种安装方法由于保型装置自身重量大，实际操作不便，且与翼肋零件之间为适应性安装，无法对翼肋零件既定变形进行有效校正，未减小在装配过程中零件残余应力导致翘曲变形的影响，降低了此类零件的安装精度。

随着工装设计技术的发展，传统保型装置在翼肋零件变形校正方面无较大改进可能，急需设计一种在装配过程中可对翼肋零件周向施加预应力的加载装置，以抵消残余应力对零件变形的影响，提高零件装配过程中腹板面平面度、上下缘外形等轮廓精度，来改善飞机翼肋类零件的装配方式。

发明内容

为解决上述问题，本申请提供了一种飞机翼肋预应力加载装置和加载方法，可以实现对飞机翼肋类零件的安装预应力加载。

为达到以上目的，本申请采取如下技术方案予以实现：

一种飞机翼肋预应力加载装置，其特征在于包括支撑骨架，多个安装在支撑骨架上的预应力加载单元，所述预应力加载单元包括定位角座、力传感器、丝杠、转动轴，连接法兰，锥齿丝母，显示/控制单元；锥齿丝母为外部设有锥齿的梯形丝母，定位角座与飞机翼肋连接，力传感器固定在定位角座上方，丝杠一端与力传感器连接，另一端与锥齿丝母配合安装，锥齿丝母安装在连接法兰内，连接法兰安装在支撑骨架端面上，丝杠上设有与止转钉配合的止动槽，转动轴穿过连接法兰与锥齿丝母的锥齿配合，旋动转动轴带动锥齿丝母绕丝杠旋转，带动丝杠轴向进给，通过定位角座向翼肋产品施加预应力，力传感器通过显示控制单元输出预应力值；转动轴一端设有与锥齿丝母相匹配的45°锥齿，另一端为与内六角工具匹配的凹槽；锥齿丝母是具有梯形螺纹通孔的45°锥齿轮，与转动轴呈90°配合排布，并固定于连接法兰上；连接法兰内设有定位凹槽，定位凹槽内设有压盖，压盖为具有通过孔及安装孔的弧形板。

使用该装置进行飞机翼肋预应力加载的方法，包括如下步骤：

1将安装好的定位角座与翼肋产品进行固定，操作显示/控制单元将力传感器读数置零；

2用六角扳手旋动转动轴，相应地带动锥齿丝母转动，进而形成丝杠相对支撑骨架的轴向移动，造成定位角座对翼肋产品施加预应力；

3观测显示/控制单元读数，直至达到目标预应力值，完成单个预应力加载单元的预应力加载；

4重复上述步骤，直至每个载单元完成预应力加载。

本申请利用力传感器等检测元件与梯形丝杠直线自锁移动、锥齿轮啮合传动相结合的基本原理，实现了预应力加载装置对飞机翼肋类零件安装预应力的加载，针对不同尺寸大小翼肋零件，仅需更换不同支撑骨架或调整梯形丝杠位置即可实现翼肋类零件安装预应力的加载，同时具有结构轻便、操作便利、装配精度高等特点，对该类零件的装配具有普遍适用性。

以下结合附图及实施例对本申请作进一步的详细描述。

附图说明

图1一种预应力加载单元结构图；

图2丝杠结构图；

图3连接法兰结构图；

图4锥齿丝母结构图；

图5转动轴结构图；

图6压盖结构图；

图7预应力加载装置安装示意图；

图中编号说明：1、定位角座；2、力传感器；3、丝杠；5、锥齿丝母；6、连接法兰；7、转动轴；8、压盖；9、止转钉；10、止动槽；-11、梯形螺纹；12、定位凹槽；13、预应力加载单元；14、支撑骨架；15、显示/控制单元；16、翼肋产品。

具体实施方式

参见图1－图7，一种飞机翼肋预应力加载装置包括支撑骨架14，多个安装在支撑骨架14上的预应力加载单元13，所述预应力加载单元13包括定位角座1、力传感器2、丝杠3、转动轴7、连接法兰6、锥齿丝母5和显示/控制单元15；锥齿丝母15为外部设有锥齿的梯形丝母，定位角座1与飞机翼肋16连接，力传感器2固定在定位角座1上方，丝杠3一端与力传感器2连接，另一端与锥齿丝母5配合安装，锥齿丝母5安装在连接法兰6内，连接法兰6安装在支撑骨架14端面上，丝杠3上设有与止转钉9配合的止动槽10，转动轴7穿过连接法兰6与锥齿丝母5的锥齿配合，旋动转动轴7带动锥齿丝母5绕丝杠3旋转，带动丝杠3轴向进给，通过定位角座1向翼肋产品16施加预应力，力传感器2通过显示/控制单元15输出预应力值。

转动轴7一端设有与锥齿丝母5相匹配的45°锥齿，另一端为与内六角工具匹配的凹槽；锥齿丝母5是具有梯形螺纹11通孔的45°锥齿轮，与转动轴呈90°配合排布，并固定于连接法兰6上。连接法兰6内设有定位凹槽12，定位凹槽12内设有压盖8，压盖8为具有通过孔及安装孔的弧形板，实现压紧转动轴，并避让其六角凹槽。

使用该装置进行飞机翼肋预应力加载的方法，包括如下步骤：

1将安装好的定位角座1与翼肋产品16进行固定，操作显示/控制单元15将力传感器2读数置零；

2用六角扳手旋动转动轴7，相应地带动锥齿丝母5转动，进而形成丝杠3相对支撑骨架14的轴向移动，造成定位角座1对翼肋产品16施加预应力；

3观测显示/控制单元15读数，直至达到目标预应力值，完成单个预应力加载单元的预应力加载；

4重复上述步骤，直至每个加载单元完成预应力加载。

Claims (4)

1.一种飞机翼肋预应力加载装置，其特征在于包括支撑骨架，多个安装在支撑骨架上的预应力加载单元，所述预应力加载单元包括定位角座、力传感器、丝杠、转动轴，连接法兰，锥齿丝母，显示/控制单元；锥齿丝母为外部设有锥齿的梯形丝母，定位角座与飞机翼肋连接，力传感器固定在定位角座上方，丝杠一端与力传感器连接，另一端与锥齿丝母配合安装，锥齿丝母安装在连接法兰内，连接法兰安装在支撑骨架端面上，丝杠上设有与止转钉配合的止动槽，转动轴穿过连接法兰与锥齿丝母的锥齿配合，旋动转动轴带动锥齿丝母绕丝杠旋转，带动丝杠轴向进给，通过定位角座向翼肋产品施加预应力，力传感器通过显示/控制单元输出预应力值。

2.根据权利要求1所述的一种飞机翼肋预应力加载装置，其特征在于所述的转动轴一端设有与锥齿丝母相匹配的45°锥齿，另一端为与内六角工具匹配的凹槽；锥齿丝母是具有梯形螺纹通孔的45°锥齿轮，与转动轴呈90°配合排布，并固定于连接法兰上。

3.根据权利要求1所述的一种飞机翼肋预应力加载装置，其特征在于所述的连接法兰内设有定位凹槽，定位凹槽内设有压盖，压盖为具有通过孔及安装孔的弧形板。

4.一种飞机翼肋预应力加载方法，包括如下步骤：

4－1将安装好的定位角座与翼肋产品进行固定，操作显示/控制单元将力传感器读数置零；

4－2用六角扳手旋动转动轴，相应地带动锥齿丝母转动，进而形成丝杠相对支撑骨架的轴向移动，造成定位角座对翼肋产品施加预应力；

4－3观测显示/控制单元读数，直至达到目标预应力值，完成单个预应力加载单元的预应力加载；

4－4重复上述步骤，直至每个加载单元完成预应力加载。