CN112158354A - 一种确定飞机自动锪窝深度的方法 - Google Patents
一种确定飞机自动锪窝深度的方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112158354A CN112158354A CN202010852479.7A CN202010852479A CN112158354A CN 112158354 A CN112158354 A CN 112158354A CN 202010852479 A CN202010852479 A CN 202010852479A CN 112158354 A CN112158354 A CN 112158354A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- depth
- workpiece
- countersink
- connecting piece
- automatic
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Drilling And Boring (AREA)
Abstract
本发明公开了一种确定飞机自动锪窝深度的方法,首先根据连接件尺寸,确定平面工件的锪窝深度hA;根据工件外形曲率半径与压环的尺寸,确定压环压紧间隙引入的窝深补偿深度hB;根据工件外形曲率半径与连接件尺寸,确定连接件安装阶差引入的窝深补偿深度hC;得到飞机自动锪窝深度h=hA+hB+hC。本发明计算得到的飞机自动锪窝深度综合考虑了连接件外形,工件外形,压环尺寸,连接件安装后形成阶差四个因素的影响,可以针对性对飞机上每个孔的锪窝深度进行精确控制,有助于提高安装连接件后的飞机表面质量。
Description
技术领域
本发明属于飞机装配的技术领域,具体涉及一种确定飞机自动锪窝深度的方法。
背景技术
飞机的表面存在大量连接件,用于蒙皮与结构的连接固定。这些连接件安装后与蒙皮形成的阶差会对飞机的性能将产生极大的影响,是飞机表面质量的一项重要指标,因此尽可能降低连接件安装后形成的表面阶差是飞机装配领域中的重要内容。现有的数字化制孔系统锪窝时,都需要通过工艺数模向设备输入锪窝深度,但目前确定窝深大多是采用试验的方法确定一个平面工件下的定值,未考虑飞机外形曲率与连接件尺寸等因素的影响。飞机表面通常可近似为轴线沿航向的圆柱面,但各个制孔点位的曲率存在较大差异,在这种情况下,所有制孔点位按同一窝深值锪窝后形成的表面阶差差异较大,造成表面质量不高。
发明内容
本发明的目的在于提供一种确定飞机自动锪窝深度的方法,本发明综合考虑了连接件外形、工件外形、压环尺寸、连接件安装后形成阶差的因素的影响,有助于提高安装连接件后的飞机表面质量。
本发明主要通过以下技术方案实现:一种确定飞机自动锪窝深度的方法,主要包括以下步骤:
步骤S1:根据连接件尺寸,确定工件为平面时的锪窝深度hA;
步骤S2:根据工件外形曲率半径与压环的尺寸,确定压环压紧间隙引入的窝深补偿深度hB;
步骤S3:根据工件外形曲率半径与连接件尺寸,确定连接件安装阶差引入的窝深补偿深度hC;
步骤S4:得到飞机自动锪窝深度h=hA+hB+hC。
为了更好地实现本发明,进一步的,当平面工件,则锪窝深度hA为:
其中:
D1为连接件的杆部直径,
D2为连接件的头部直径,
θ为连接件的头部斜角。
为了更好地实现本发明,进一步的,当工件外形为外凸圆柱面时,则压环端面圆心压至工件上制孔法矢起点位置,则压环压紧间隙引入的窝深补偿深度hB为0。
为了更好地实现本发明,进一步的,当工件外形为外凸圆柱面时,与工件圆柱外形轴线的垂直方向上连接件头部会与工件表面形成阶差,其最大阶差H1为:
为了更好地实现本发明,进一步的,当工件外形为内凹圆柱面时,则外形曲率半径在三维数模上测量为R,压环端面圆心无法压至工件上制孔法矢起点位置,两者之间存在间隙,所述间隙为压环压紧间隙引入的窝深补偿深度hB:
其中,D3为压环的外径。
为了更好地实现本发明,进一步的,当工件外形为内凹圆柱面时,与工件圆柱外形轴线的垂直方向上连接件头部会与工件表面形成阶差,其最大阶H2为:
为了更好地实现本发明,进一步的,当工件外形为外凸圆柱面时,则飞机自动锪窝深度为:
当工件外形为外凸圆柱面时,则飞机自动锪窝深度为:
其中:
D1为连接件的杆部直径,
D2为连接件的头部直径,
D3为压环的外径,
θ为连接件的头部斜角。
本发明的有益效果:
本发明计算得到的飞机自动锪窝深度综合考虑了连接件外形,工件外形,压环尺寸,连接件安装后形成阶差四个因素的影响,可以针对性对飞机上每个孔的锪窝深度进行精确控制,有助于提高安装连接件后的飞机表面质量。
附图说明
图1为本发明中在平面工件上锪窝的示意图;
图2为连接件与平面工件的连接结构示意图;
图3为本发明中在外凸圆柱面工件上锪窝的示意图;
图4为连接件与外凸圆柱面工件的连接结构示意图;
图5为本发明中在内凹圆柱面工件上锪窝的示意图;
图6为连接件与内凹圆柱面工件的连接结构示意图。
其中:1.平面工件、2.压环、3.连接件、4.外凸圆柱面工件、5.内凹圆柱面工件。
具体实施方式
实施例1:
一种确定飞机自动锪窝深度的方法,主要包括以下步骤:
步骤S1:根据连接件3尺寸,确定工件为平面时的锪窝深度hA;
步骤S2:根据工件外形曲率半径与压环2的尺寸,确定压环2压紧间隙引入的窝深补偿深度hB;
步骤S3:根据工件外形曲率半径与连接件3尺寸,确定连接件3安装阶差引入的窝深补偿深度hC;
步骤S4:得到飞机自动锪窝深度h=hA+hB+hC。
本发明计算得到的飞机自动锪窝深度综合考虑了连接件3外形,工件外形,压环2尺寸,连接件3安装后形成阶差四个因素的影响,可以针对性对飞机上每个孔的锪窝深度进行精确控制,有助于提高安装连接件3后的飞机表面质量。
实施例2:
本实施例是在实施例1的基础上进行优化,如图1-图4所示,当工件外形为外凸圆柱面时,主要包括以下步骤:
步骤S1:平面工件1的锪窝深度hA:
其中:
D1为连接件3的杆部直径,
D2为连接件3的头部直径,
θ为连接件3的头部斜角。
步骤S2:则压环2端面圆心压至工件上制孔法矢起点位置,则压环2压紧间隙引入的窝深补偿深度hB为0。
步骤S3:当工件外形为外凸圆柱面时,与工件圆柱外形轴线的垂直方向上连接件3头部会与工件表面形成阶差,其最大阶差H1为:
步骤S4:飞机自动锪窝深度为:
当工件外形为外凸圆柱面时,则飞机自动锪窝深度为:
本发明计算得到的飞机自动锪窝深度综合考虑了连接件3外形,工件外形,压环2尺寸,连接件3安装后形成阶差四个因素的影响,可以针对性对飞机上每个孔的锪窝深度进行精确控制,有助于提高安装连接件3后的飞机表面质量。
本实施例的其他部分与实施例1相同,故不再赘述。
实施例3:
本实施例是在实施例1的基础上进行优化,如图1、图2、图5、图6所示,当工件外形为内凹圆柱面时,主要包括以下步骤:
步骤S1:平面工件1的锪窝深度hA:
其中:
D1为连接件3的杆部直径,
D2为连接件3的头部直径,
θ为连接件3的头部斜角。
步骤S2:当工件外形为内凹圆柱面时,则外形曲率半径在三维数模上测量为R,压环2端面圆心无法压至工件上制孔法矢起点位置,两者之间存在间隙,所述间隙为压环2压紧间隙引入的窝深补偿深度hB:
其中,D3为压环2的外径。
步骤S3:当工件外形为内凹圆柱面时,与工件圆柱外形轴线的垂直方向上连接件3头部会与工件表面形成阶差,其最大阶H2为:
步骤S4:飞机自动锪窝深度为:
本发明计算得到的飞机自动锪窝深度综合考虑了连接件3外形,工件外形,压环2尺寸,连接件3安装后形成阶差四个因素的影响,可以针对性对飞机上每个孔的锪窝深度进行精确控制,有助于提高安装连接件3后的飞机表面质量。
本实施例的其他部分与上述实施例1相同,故不再赘述。
实施例4:
一种确定飞机自动锪窝深度的方法,如图1-图6所示,主要包括以下步骤:
(1)根据连接件3尺寸,确定平面工件1的锪窝深度。
(2)根据工件外形曲率半径与压环2尺寸,确定压环2压紧间隙引入的窝深补偿深度。
(3)根据工件外形曲率半径与连接件3尺寸,确定连接件3安装阶差引入的窝深补偿深度。
(4)结合(1)(2)(3)的结果,综合计算飞机自动锪窝深度。
所述步骤(1)的具体步骤如下:
(1-1)给出连接件3的杆部直径D1,连接件3的头部直径D2,连接件3的头部斜角θ。
(1-2)计算平面工件1的锪窝深度hA:
所述步骤(2)的具体步骤如下:
(2-1)给出压环2的外径D3。
(2-2)确定工件外形为外凸圆柱面还是内凹圆柱面。
(2-3)若为外凸圆柱面工件4,其外形为外凸圆柱面,外形曲率半径在三维数模上测量为R,压环2端面圆心能压至工件上制孔法矢起点位置,则压环2压紧间隙引入的窝深补偿深度hB为0。
(2-4)若为内凹圆柱面工件5,其外形为内凹圆柱面,外形曲率半径在三维数模上测量为R,压环2端面圆心无法压至工件上制孔法矢起点位置,两者之间存在间隙,该间隙即为压环2压紧间隙引入的窝深补偿深度hB:
所述步骤(3)的具体步骤如下:
(3-1)确定工件外形为外凸圆柱面还是内凹圆柱面。
(3-2)若为外凸圆柱面工件4,其外形为外凸圆柱面,按(1)(2)步骤的锪窝深度锪窝后,在与工件圆柱外形轴线的垂直方向上连接件3头部会与工件表面形成阶差,其最大阶差H1:
(3-3)若为内凹圆柱面工件5,其外形为内凹圆柱面,按(1)(2)步骤的锪窝深度锪窝后,在与工件圆柱外形轴线的垂直方向上连接件3头部会与工件表面形成阶差,其最大阶差H2:
所述步骤(4)的具体步骤如下:
(4-1)若为外凸圆柱面工件4,其外形为外凸圆柱面,确定的锪窝深度h:
(4-2)若为内凹圆柱面工件5,其外形为内凹圆柱面,确定的锪窝深度h:
某数字化系统按一种常见的连接件3尺寸要求制孔锪窝,连接件3的杆部直径D1=6mm,头部直径D2=11mm,头部斜角θ=120°,数字化系统末端执行器压环2外径D3=30mm,对于不同曲率大小,不同曲面形状工件上的各类锪窝深度值如表1所示:
表1
由上表结果可以看出,hB、hC都将会对安装连接件3后形成的阶差产生一定影响,因此按本发明方法补偿后的窝深深度锪窝有助于减小连接件3安装阶差,提高飞机表面质量。
本发明计算得到的飞机自动锪窝深度综合考虑了连接件3外形,工件外形,压环2尺寸,连接件3安装后形成阶差四个因素的影响,可以针对性对飞机上每个孔的锪窝深度进行精确控制,有助于提高安装连接件3后的飞机表面质量。
以上所述,仅是本发明的较佳实施例,并非对本发明做任何形式上的限制,凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化,均落入本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种确定飞机自动锪窝深度的方法,其特征在于,主要包括以下步骤:
步骤S1:根据连接件尺寸,确定工件为平面时的锪窝深度hA;
步骤S2:根据工件外形曲率半径与压环的尺寸,确定压环压紧间隙引入的窝深补偿深度hB;
步骤S3:根据工件外形曲率半径与连接件尺寸,确定连接件安装阶差引入的窝深补偿深度hC;
步骤S4:得到飞机自动锪窝深度h=hA+hB+hC。
3.根据权利要求1所述的一种确定飞机自动锪窝深度的方法,其特征在于,当工件外形为外凸圆柱面时,则压环端面圆心压至工件上制孔法矢起点位置,则压环压紧间隙引入的窝深补偿深度hB为0。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202010852479.7A CN112158354B (zh) | 2020-08-21 | 2020-08-21 | 一种确定飞机自动锪窝深度的方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202010852479.7A CN112158354B (zh) | 2020-08-21 | 2020-08-21 | 一种确定飞机自动锪窝深度的方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN112158354A true CN112158354A (zh) | 2021-01-01 |
CN112158354B CN112158354B (zh) | 2021-12-10 |
Family
ID=73860108
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202010852479.7A Active CN112158354B (zh) | 2020-08-21 | 2020-08-21 | 一种确定飞机自动锪窝深度的方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN112158354B (zh) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114193231A (zh) * | 2022-02-16 | 2022-03-18 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种用于数控锪窝的底孔孔口测量方法 |
CN114239141A (zh) * | 2021-12-15 | 2022-03-25 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 锪窝加工方法、终端设备以及存储介质 |
CN118123087A (zh) * | 2024-04-30 | 2024-06-04 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种蒙皮分区锪窝方法、装置、设备及介质 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1995033591A1 (en) * | 1994-06-07 | 1995-12-14 | T-Drill Oy | Method and apparatus for making a longitudinal hole in a pipe |
CN107010243A (zh) * | 2017-03-20 | 2017-08-04 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种精准控制钉头凹凸量的安装方法 |
CN108015312A (zh) * | 2017-10-27 | 2018-05-11 | 上海拓璞数控科技股份有限公司 | 用于机器人高精度制孔与锪窝的末端执行器及测量方法 |
CN109396496A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-03-01 | 中国航空制造技术研究院 | 一种用于曲面类表面自动钻锪的锪窝深度控制方法 |
CN111331431A (zh) * | 2020-03-20 | 2020-06-26 | 上海拓璞数控科技股份有限公司 | 接触式曲面壁板法向测量与锪窝深度补偿装置及测量方法 |
-
2020
- 2020-08-21 CN CN202010852479.7A patent/CN112158354B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1995033591A1 (en) * | 1994-06-07 | 1995-12-14 | T-Drill Oy | Method and apparatus for making a longitudinal hole in a pipe |
CN107010243A (zh) * | 2017-03-20 | 2017-08-04 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种精准控制钉头凹凸量的安装方法 |
CN108015312A (zh) * | 2017-10-27 | 2018-05-11 | 上海拓璞数控科技股份有限公司 | 用于机器人高精度制孔与锪窝的末端执行器及测量方法 |
CN109396496A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-03-01 | 中国航空制造技术研究院 | 一种用于曲面类表面自动钻锪的锪窝深度控制方法 |
CN111331431A (zh) * | 2020-03-20 | 2020-06-26 | 上海拓璞数控科技股份有限公司 | 接触式曲面壁板法向测量与锪窝深度补偿装置及测量方法 |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
费少华,方强,孟祥磊,柯映林: "基于压脚位移补偿的机器人制孔锪窝深度控制", 《浙江大学学报(工学版)》 * |
马超虹: "压脚对机器人制孔影响的试验研究与分析", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 信息科技辑》 * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114239141A (zh) * | 2021-12-15 | 2022-03-25 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 锪窝加工方法、终端设备以及存储介质 |
CN114239141B (zh) * | 2021-12-15 | 2024-06-11 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 锪窝加工方法、终端设备以及存储介质 |
CN114193231A (zh) * | 2022-02-16 | 2022-03-18 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种用于数控锪窝的底孔孔口测量方法 |
CN118123087A (zh) * | 2024-04-30 | 2024-06-04 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种蒙皮分区锪窝方法、装置、设备及介质 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN112158354B (zh) | 2021-12-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN112158354B (zh) | 一种确定飞机自动锪窝深度的方法 | |
CN209335303U (zh) | 一种玻璃加工用砂轮棒 | |
CN103586513B (zh) | 一种飞机涡轮机匣安装边的精密孔的加工方法 | |
CN112484640B (zh) | 基于跟踪仪的机器人用磁流变抛光工具头定标装置与方法 | |
CN105643303B (zh) | 一种用于保形光学整流罩内表面精密加工的装夹装置 | |
CN112247497B (zh) | 一种陶瓷基乘波体结构天线罩的加工方法 | |
CN111664813A (zh) | 一种自由面任意孔法矢测量装置、方法及补偿方法 | |
CN105855926A (zh) | 一种用于飞机蒙皮镜像铣削的支撑装置 | |
CN109029208B (zh) | 圆锥滚子端面半径测量装置及方法 | |
CN110802379B (zh) | 一种直升机尾减速器钛合金内侧压板的加工方法 | |
CN206122527U (zh) | 一种高强板折弯模具 | |
CN109945772B (zh) | 一种用于复杂零件对称度检测的综合测量装置 | |
CN106271417A (zh) | 一种止动环加工方法 | |
US10940518B2 (en) | Manufacturing method for press-formed article | |
CN208187286U (zh) | 转向节主销孔位置检具 | |
CN108227186B (zh) | 确定光学系统环形口径二次曲面最接近比较球面曲率半径的方法 | |
CN208801091U (zh) | 一种加工锥孔的夹具 | |
CN210450466U (zh) | 一种滚边头 | |
CN211867545U (zh) | 一种定位销 | |
CN103920890A (zh) | 一种大型球瓣两侧焊接坡口的车削加工方法 | |
CN209763933U (zh) | 一种定位风挡玻璃的定位滚珠的检具及装置 | |
CN113953772A (zh) | 一种用于铸造锥体环块异形安装边的加工方法 | |
CN207735978U (zh) | 一种异形工件夹持工装 | |
CN207673619U (zh) | 一种用于航空发动机的径向扩压器 | |
CN208366557U (zh) | 一种活塞加工专用气密检测工装 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |