CN112572825A - 一种飞行器尾舱及其装配方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器尾舱及其装配方法，属于飞行器装配领域，解决了现有技术中的飞行器尾舱装配精度低、飞行器尾舱与尾翼连接不稳定的问题。本发明的尾舱包括发动机、套设于发动机外侧的骨架以及套设于骨架外侧的蒙皮，骨架包括同轴设置的至少5个支撑框、除了位于尾舱最后端的一个支撑框以外，其他支撑框的外周面设有尾翼连接柱，尾翼连接柱与尾翼固定连接。本发明的装配方法为将支撑框定位在装配型架上；在飞行器尾舱的骨架与装配型架之间放入蒙皮；将蒙皮与飞行器尾舱的骨架固定连接，构成飞行器尾舱；将飞行器尾舱从装配型架上拆除，对尾翼连接柱进行精加工处理。本发明的飞行器尾舱及其装配方法可用于飞行器的装配。

Description

一种飞行器尾舱及其装配方法

技术领域

本发明属于飞行器装配领域，具体涉及一种飞行器尾舱及其装配方法。

背景技术

飞行器装配是飞行器制造的主要环节，装配协调准确度的有效控制是大飞行器制造的关键技术之一。飞行器机身的装配协调准确度直接影响到整机形状和尺寸匹配性能、飞行安全性和结构疲劳寿命。飞行器壁板件是机身结构中最基本的典型结构，其装配精度直接影响后续部件和总装的装配质量。

飞行器部件的结构及协调路线复杂，外形装配质量难于控制。传统的尺寸链方法主要考虑刚性偏差，精度不高。随着模拟量传递的传统手段正在被以数字量传递为核心的数字化技术所代替，基于数字量实现的飞行器制造协调方法与数字化测量技术逐渐发展并广泛应用于飞行器制造过程中，研究面向飞行器部件的装配的协调方式已成为提高装配精度需迫切解决的问题。

随着飞行器飞行速度的不断提高，尾翼所承受的作用力也随之增大，现有技术中，尾翼与尾舱之间的连接点通常仅有两个，无法实现尾翼的稳定连接。

发明内容

鉴于上述分析，本发明旨在提供一种飞行器尾舱及其装配方法，解决了现有技术中的飞行器尾舱装配精度低、飞行器尾舱与尾翼连接不稳定的问题。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

一方面，本发明提供了一种飞行器尾舱，包括发动机、套设于发动机外侧的骨架以及套设于骨架外侧的蒙皮，骨架包括同轴设置的至少5个支撑框、设于支撑框外周面的尾翼连接柱以及位于相邻两个支撑框之间的桁梁，除了位于尾舱最后端的一个支撑框以外，其他支撑框的外周面设有尾翼连接柱，尾翼连接柱与尾翼固定连接，尾翼连接柱相对于竖直方向倾斜设置。

另一方面，本发明还提供了一种飞行器尾舱的装配方法，用于上述飞行器尾舱的装配，上述装配方法包括如下步骤：

步骤1：将支撑框定位在装配型架上，桁梁固定于相邻两个支撑框之间；

步骤2：在飞行器尾舱的骨架与装配型架之间放入蒙皮；

步骤3：将蒙皮与飞行器尾舱的骨架固定连接(例如，铆接)，构成飞行器尾舱；

步骤4：将飞行器尾舱从装配型架上拆除，对尾翼连接柱进行精加工处理。

进一步地，上述步骤1中，桁梁的加工尺寸为负差加工，桁梁与支撑框之间具有装配间隙，采用垫片补偿装配间隙。

进一步地，上述步骤2包括如下步骤：

沿飞行器尾舱的前端至后端方向，采用上下对称安装的方式依次安装多块蒙皮。

进一步地，两块蒙皮之间发生干涉，则对其中至少一块蒙皮进行划线修配，使得划线修配后的蒙皮之间具有对接间隙。

进一步地，蒙皮加工过程中，对蒙皮预留加工余量，加工余量为0.5～2mm。

进一步地，在蒙皮的两侧和后端预留加工余量，加工余量为0.5～2mm。

进一步地，上述对尾翼连接柱进行精加工处理包括如下步骤：

步骤a：建立精加工基准面，可以选择尾舱的前端面作为精加工基准面；

步骤b：采用数控加工技术在数控机床上进行尾翼连接柱的精加工处理。

进一步地，上述步骤1之前还包括如下步骤：

将飞行器的前机身模拟件定位在装配型架上；

以飞行器的前机身模拟件为基准进行飞行器尾舱的骨架在装配型架上的定位。

进一步地，在飞行器尾舱的整个装配过程中进行多次检测，例如，对骨架装配精度的检测、对蒙皮装配精度的检测以及对尾舱整体装配精度的检测。

进一步地，上述步骤1和步骤2之间，还包括骨架的检测，具体来说，骨架的检测包括如下步骤：

在骨架上设置骨架检测点；

采用激光跟踪仪测量骨架检测点的实际坐标，将骨架检测点的实际坐标与骨架检测点的理论坐标进行拟合，获得骨架检测点的实际坐标与骨架检测点的理论坐标的骨架偏差值；

判断骨架偏差值是否处于公差范围内；

若骨架偏差值处于公差范围内，则骨架装配合格，若骨架偏差值未处于公差范围内，则骨架返修。

进一步地，上述步骤3和步骤4之间，还包括蒙皮的检测，具体来说，蒙皮的检测包括如下步骤：

在蒙皮上设置蒙皮检测点；

采用激光跟踪仪测量蒙皮检测点的实际坐标，将蒙皮检测点的实际坐标与蒙皮检测点的理论坐标进行拟合，获得蒙皮检测点的实际坐标与蒙皮检测点的理论坐标的蒙皮偏差值；

判断蒙皮偏差值是否处于公差范围内；

若蒙皮偏差值处于公差范围内，则蒙皮装配合格，若蒙皮偏差值未处于公差范围内，则蒙皮返修。

进一步地，上述步骤4之后还包括尾舱的检测，具体来说，尾舱的检测包括如下步骤：

在尾舱上设置尾舱检测点；

采用激光跟踪仪测量尾舱检测点的实际坐标，将尾舱检测点的实际坐标与尾舱检测点的理论坐标进行拟合，获得尾舱检测点的实际坐标与尾舱检测点的理论坐标的尾舱偏差值；

判断尾舱偏差值是否处于公差范围内；

若尾舱偏差值处于公差范围内，则尾舱装配合格，若尾舱偏差值未处于公差范围内，则尾舱返修。

与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

a)本发明提供的飞行器尾舱中，支撑框的数量为至少5个，且除了位于尾舱最后端的一个支撑框以外，其他支撑框均设有用于尾翼连接的尾翼连接柱，也就是说，尾舱与尾翼的连接点至少有4个，连接点的数量大大增多，从而能够实现尾舱与尾翼的稳定连接。

b)本发明提供的飞行器尾舱的装配方法中，由于本发明实施例一提供的飞行器尾舱中，与尾翼连接的支撑框数量较多，至少为4个，对支撑框的加工精度要求较高，因此，本实施例的装配方法中，在将飞行器尾舱从装配型架上拆除后，再对尾翼连接柱进行精加工处理，从而使得支撑框能够与尾翼更好地配合安装，实现关键尺寸接口的精确性，防止出现返工现象，节省大量的关键物料。

c)本发明提供的飞行器尾舱的装配方法中，在保证技术可行性的同时，本实施例提供的飞行器尾舱的装配方法，对飞行器尾舱各个部件的装配进行了合理安排，从而大幅度缩减了飞行器尾舱的装配周期，节省了人工费用。

d)本发明提供的飞行器尾舱的装配方法中，采用前机身模拟件模拟前机身的结构，能够实现前机身与尾舱骨架的连接孔之间的装配协调性。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分的从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体发明的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为本发明实施例一提供的飞行器尾舱的结构示意图；

图2为本发明实施例二提供的飞行器尾舱的装配方法的流程图。

附图标记：

1-支撑框；2-桁梁；3-尾翼连接柱；4-发动机。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选发明，其中，附图构成本发明的一部分，并与本发明的发明一起用于阐释本发明的原理。

实施例一

本实施例提供了一种飞行器(例如，钛合金飞行器)尾舱，参见图1，包括发动机4、套设于发动机4外侧的骨架以及套设于骨架外侧的蒙皮，骨架包括同轴设置的至少5个支撑框1、设于支撑框1外周面的尾翼连接柱3以及位于相邻两个支撑框1之间的桁梁2，除了位于尾舱最后端的一个支撑框1以外，其他支撑框1的外周面设有尾翼连接柱3，尾翼连接柱3与尾翼固定连接，尾翼连接柱3相对于竖直方向倾斜设置。

与现有技术相比，本实施例提供的飞行器尾舱中，支撑框1的数量为至少5个，且除了位于尾舱最后端的一个支撑框1以外，其他支撑框1均设有用于尾翼连接的尾翼连接柱3，也就是说，尾舱与尾翼的连接点至少有4个，连接点的数量大大增多，从而能够实现尾舱与尾翼的稳定连接。

实施例二

本实施例提供了一种飞行器尾舱的装配方法，参见图2，用于实施例一提供的飞行器尾舱的装配，上述装配方法包括如下步骤：

步骤1：将支撑框定位在装配型架上，桁梁固定于相邻两个支撑框之间；

步骤2：在飞行器尾舱的骨架与装配型架之间放入蒙皮；

步骤3：将蒙皮与飞行器尾舱的骨架固定连接(例如，铆接)，构成飞行器尾舱；

步骤4：将飞行器尾舱从装配型架上拆除，对尾翼连接柱进行精加工处理。

现有技术中，对于尾翼连接柱的加工通常在飞行器尾舱的装配之前，也就是说，支撑框在飞行器尾舱装配之前就已经完成了加工，这样，一旦支撑框的定位或装配出现误差时，会导致多个尾翼连接柱无法与尾翼上的连接筒精准的配合，甚至出现尾翼无法安装的问题。

与现有技术相比，由于本发明实施例一提供的飞行器尾舱中，与尾翼连接的支撑框数量较多，至少为4个，对支撑框的加工精度要求较高，因此，本实施例的装配方法中，在将飞行器尾舱从装配型架上拆除后，再对尾翼连接柱进行精加工处理，从而使得支撑框能够与尾翼更好地配合安装，实现关键尺寸接口的精确性，防止出现返工现象，节省大量的关键物料。

此外，在保证技术可行性的同时，本实施例提供的飞行器尾舱的装配方法，对飞行器尾舱各个部件的装配进行了合理安排，从而大幅度缩减了飞行器尾舱的装配周期，节省了人工费用。

考虑到桁梁的加工尺寸过程会产生装配不进去的问题，导致桁梁需要进行返工，因此，桁梁的加工尺寸为负差加工，桁梁与支撑框之间具有装配间隙，采用垫片补偿装配间隙。示例性地，桁梁的理论长度为360mm，那么，桁梁的加工尺寸为负差加工是指桁梁的实际加工长度为359.8mm。

值得注意的是，由于现有技术无法加工圆筒状的整张蒙皮，因此，蒙皮需要分为多块，相应地，上述步骤2包括如下步骤：

沿飞行器尾舱的前端至后端方向，采用上下对称安装的方式依次安装多块蒙皮(例如，43块可拆卸蒙皮，含口盖)。

采用上下对称、从前到后的装配方式，对蒙皮的装配顺序进行合理规划，从而能够保证蒙皮的对接间隙。

值得注意的是，在放入蒙皮过程中，一旦两块蒙皮之间发生干涉，则需要对其中至少一块蒙皮进行划线修配(例如，修剪)，使得划线修配后的蒙皮之间具有合理的对接间隙。

需要说明的是，在实际操作过程中，为了避免蒙皮面积过小产生对接间隙过大的问题，蒙皮加工过程中，要求对蒙皮预留加工余量，加工余量为0.5～2mm。

具体来说，考虑到在装配过程中，蒙皮的前端通常能够做到精确装装配，因此，仅需要在蒙皮的两侧和后端预留加工余量即可，加工余量为0.5～2mm。

对于步骤4来说，为了进一步提高对尾翼连接柱的精加工进度，上述对尾翼连接柱进行精加工处理包括如下步骤：

步骤a：建立精加工基准面，可以选择尾舱的前端面作为精加工基准面；

步骤b：采用数控加工技术在数控机床上进行尾翼连接柱的精加工处理。

考虑到飞行器的尾舱需要与飞行器的前机身连接，为了保证两者的装配协调性，上述步骤1之前还包括如下步骤：

将飞行器的前机身模拟件定位在装配型架上；

以飞行器的前机身模拟件为基准进行飞行器尾舱的骨架在装配型架上的定位。

采用前机身模拟件模拟前机身的结构，能够实现前机身与尾舱骨架的连接孔之间的装配协调性。

为了保证尾舱的整体装配精度，可以在飞行器尾舱的整个装配过程中进行多次检测，例如，对骨架装配精度的检测、对蒙皮装配精度的检测以及对尾舱整体装配精度的检测。

具体来说，为了保证骨架的装配精度，上述步骤1和步骤2之间，还包括骨架的检测，具体来说，骨架的检测包括如下步骤：

在骨架上设置骨架检测点；

采用激光跟踪仪测量骨架检测点的实际坐标，将骨架检测点的实际坐标与骨架检测点的理论坐标进行拟合，获得骨架检测点的实际坐标与骨架检测点的理论坐标的骨架偏差值；

判断骨架偏差值是否处于公差范围内；

若骨架偏差值处于公差范围内，则骨架装配合格，若骨架偏差值未处于公差范围内，则骨架返修。

同样地，为了保证蒙皮的装配精度，上述步骤3和步骤4之间，还包括蒙皮的检测，具体来说，蒙皮的检测包括如下步骤：

在蒙皮上设置蒙皮检测点；

采用激光跟踪仪测量蒙皮检测点的实际坐标，将蒙皮检测点的实际坐标与蒙皮检测点的理论坐标进行拟合，获得蒙皮检测点的实际坐标与蒙皮检测点的理论坐标的蒙皮偏差值；

判断蒙皮偏差值是否处于公差范围内；

若蒙皮偏差值处于公差范围内，则蒙皮装配合格，若蒙皮偏差值未处于公差范围内，则蒙皮返修。

此外，为了保证尾舱整体的装配精度，上述步骤4之后还包括尾舱的检测，具体来说，尾舱的检测包括如下步骤：

在尾舱上设置尾舱检测点；

采用激光跟踪仪测量尾舱检测点的实际坐标，将尾舱检测点的实际坐标与尾舱检测点的理论坐标进行拟合，获得尾舱检测点的实际坐标与尾舱检测点的理论坐标的尾舱偏差值；

判断尾舱偏差值是否处于公差范围内；

若尾舱偏差值处于公差范围内，则尾舱装配合格，若尾舱偏差值未处于公差范围内，则尾舱返修。

以上所述仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器尾舱，其特征在于，包括发动机、套设于发动机外侧的骨架以及套设于骨架外侧的蒙皮，

上述骨架包括同轴设置的至少5个支撑框、设于支撑框外周面的尾翼连接柱以及位于相邻两个支撑框之间的桁梁，除了位于尾舱最后端的一个支撑框以外，其他支撑框的外周面设有尾翼连接柱，上述尾翼连接柱与尾翼固定连接。

2.根据权利要求1所述的飞行器尾舱，其特征在于，所述尾翼连接柱相对于竖直方向倾斜设置。

3.一种飞行器尾舱的装配方法，其特征在于，用于如权利要求1或2所述的飞行器尾舱的装配，所述装配方法包括如下步骤：

步骤1：将支撑框定位在装配型架上，桁梁固定于相邻两个支撑框之间；

步骤2：在飞行器尾舱的骨架与装配型架之间放入蒙皮；

步骤3：将蒙皮与飞行器尾舱的骨架固定连接，构成飞行器尾舱；

步骤4：将飞行器尾舱从装配型架上拆除，对尾翼连接柱进行精加工处理。

4.根据权利要求3所述的飞行器尾舱的装配方法，其特征在于，所述步骤1中，所述桁梁的加工尺寸为负差加工，所述桁梁与支撑框之间具有装配间隙，采用垫片补偿装配间隙。

5.根据权利要求3所述的飞行器尾舱的装配方法，其特征在于，所述步骤2包括如下步骤：

沿飞行器尾舱的前端至后端方向，采用上下对称安装的方式依次安装多块蒙皮。

6.根据权利要求5所述的飞行器尾舱的装配方法，其特征在于，两块蒙皮之间发生干涉，则对其中至少一块蒙皮进行划线修配，使得划线修配后的蒙皮之间具有对接间隙。

7.根据权利要求5所述的飞行器尾舱的装配方法，其特征在于，所述步骤4中，对尾翼连接柱进行精加工处理包括如下步骤：

步骤a：建立精加工基准面；

步骤b：采用数控加工技术在数控机床上进行尾翼连接柱的精加工处理。

8.根据权利要求7所述的飞行器尾舱的装配方法，其特征在于，所述精加工基准面为尾舱的前端面。

9.根据权利要求7所述的飞行器尾舱的装配方法，其特征在于，所述步骤1之前还包括如下步骤：

将飞行器的前机身模拟件定位在装配型架上；

以飞行器的前机身模拟件为基准进行飞行器尾舱的骨架在装配型架上的定位。

10.根据权利要求3至9所述的飞行器尾舱的装配方法，其特征在于，在飞行器尾舱的整个装配过程中，对骨架装配精度、蒙皮装配精度以及尾舱整体装配精度的检测。

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