CN112660412A - 一种可调弱刚性大部件保形工装及飞机筒段的支撑方法 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种可调弱刚性大部件保形工装及飞机筒段的支撑方法，其中工装包括支撑水平位置调节模组、伸缩支撑模组和形变检测模组，通过支撑水平位置调节模组中调整铝型材支撑杆在水平导轨内的水平位置以调整对飞机筒段的支撑点位，通过伸缩支撑模组调节其轴承内圈连接板的支撑角度和支撑螺母的伸出位置以调整飞机筒段内相应工作位置的形变量，并通过形变检测模组中转动结构的转动带动位移传感器在飞机筒段内侧的周向上进行转动，从而检测支撑前后飞机筒段内侧多个工作位置的形变量。本发明的技术方案解决了现有飞机机身筒段对接过程中产生较大形变量和装配应力的问题，从而提高对接质量、提升对接效率。

Description

一种可调弱刚性大部件保形工装及飞机筒段的支撑方法

技术领域

本申请涉及但不限于工艺装备结构设计和制造技术领域，尤指一种可调弱刚性大部件保形工装及飞机筒段的支撑方法。

背景技术

飞机生产制造过程包含许多复杂的步骤，其中飞机的装配占有将近一半的工作量，并且飞机装配程度的好坏很大程度上决定了最后飞机的质量。飞机机身筒段对接步骤属于诸多装配步骤中十分重要的一个环节。由于飞机筒段尺寸大、刚度较差等原因，其自身在重力的作用下会发生较为明显的形变，导致在机身对接的过程中存在较大的装配应力。

发明内容

本发明的目的：为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种可调弱刚性大部件保形工装及飞机筒段的支撑方法，以解决现有飞机机身筒段对接过程中产生较大形变量和装配应力的问题，从而提高对接质量、提升对接效率。

本发明的技术方案：本发明实施例提供一种可调弱刚性大部件保形工装，包括：支撑水平位置调节模组1、伸缩支撑模组2和形变检测模组3；

其中，所述支撑水平位置调节模组1包括：水平导轨4、至少三根铝型材支撑杆5、底板和连接板，水平导轨4固定连接在底板上，并通过底板连接在飞机筒段内，每根铝型材支撑杆5的底端通过连接板将其垂直设置于水平导轨4上，顶端安装有伸缩支撑模组2，且连接板与水平导轨4中的导轨滑块6固定连接，用于通过导轨滑块6在水平导轨4内的滑动调整铝型材支撑杆5的水平位置；

所述伸缩支撑模组2包括：底部连接板7、角度传感器8、轴承内圈连接板9、支撑螺母10、螺母导杆11、螺杆电机12、转动轴承13和轴承外圈固定板14；其中，所述转动轴承13的内圈设置有轴承内圈连接板9，外圈设置有轴承外圈固定板14，所述底部连接板7将伸缩支撑模组2与铝型材支撑杆5顶端固连、且固连轴承外圈固定板14，角度传感器8固连在轴承外圈固定板14的一侧，且角度传感器8的伸出轴与轴承内圈连接板9相连接，用于测量轴承内圈连接板9的转动角度；依次连接的支撑螺母10、螺母导杆11和螺杆电机12设置于轴承内圈连接板9的端面上；

所述形变检测模组3包括：位移传感器17、转动结构18、铝型材转动杆15和铝型材固定杆16，所述位移传感器17通过L型连接板固定设置在铝型材转动杆15的顶部，铝型材转动杆15的底部通过转动结构18设置在铝型材固定杆16上，并可以通过转动结构18进行转动，从而带动位移传感器17进行转动。

可选地，如上所述的可调弱刚性大部件保形工装中，所述支撑水平位置调节模组1中，具体包括：两条平行设置的水平导轨4，五根铝型材支撑杆5，且每条水平导轨4内设置有5个导轨滑块6；

其中，两条水平导轨4通过螺栓固定连接在底板上，每根铝型材支撑杆5通过三个角件固定在相应地连接板上，使得铝型材支撑杆5在支撑过程中保持垂直位置；且每个连接板分别与两条水平导轨4内的一个导轨滑块6相连接，使得伸缩支撑模组2在工作过程中铅锤方向上重心投影落在相应连接板的内部；

所述支撑水平位置调节模组1，用于通过连接板和导轨滑块6调整五根铝型材支撑杆5在水平导轨4内的水平位置以调整对飞机筒段的支撑点位。

可选地，如上所述的可调弱刚性大部件保形工装中，包括分别设置于五根铝型材支撑杆5顶端的五个伸缩支撑模组2；

每个所述伸缩支撑模组2中，两个底部连接板7通过螺栓固定安装于相应铝型材支撑杆5顶端的相对两侧，两个轴承外圈固定板14通过螺栓固定连接在两个底部连接板7的顶部外侧；

所述螺杆电机12通过电机固定支架由螺栓连接在轴承内圈连接板9上，螺杆电机12的转动带动支撑螺母10沿着螺母导杆11进行运动，提供丝杠式的传动形式，且位于上方的支撑螺母10的顶端与飞机筒段内侧设置的连接件相连接；

每个所述伸缩支撑模组2，用于通过调节的轴承内圈连接板9的支撑角度和支撑螺母10的伸出位置以调整飞机筒段内相应工作位置的形变量。

可选地，如上所述的可调弱刚性大部件保形工装中，每个所述伸缩支撑模组2中还包括有锁死机构和垫片；

设置在转动轴承13上锁死机构包括分别设置于轴承内圈连接板9和轴承外圈固定板14上的调整滑槽，以及用于连接内外圈中调整滑槽的锁死螺栓；所述锁死机构，用于在轴承内圈连接板9转动到预设支撑角度后，通过旋紧锁死螺栓将轴承内圈连接板9和轴承外圈固定板14固定连接，以锁住转动轴承13固定支撑角度；

所述垫片设置于转动轴承13的内侧和外侧，用于使得轴承内圈连接板9在转动过程中不会与底部连接板7产生干涉。

可选地，如上所述的可调弱刚性大部件保形工装中，所述铝型材转动杆15的底部通过角件和转动结构18固定连接，且铝型材固定杆16与位于中间的铝型材支撑杆5固连；

所述形变检测模组3，用于通过转动结构18的转动带动位移传感器17在飞机筒段内侧的周向上进行转动，从而检测支撑前后飞机筒段内侧多个工作位置的形变量。

本发明实施例还提供一种飞机筒段的支撑方法，采用如上述任一项所述的可调弱刚性大部件保形工装对飞机筒段进行支撑，所述飞机筒段的支撑方法包括：

步骤1，将支撑水平位置调节模组调整到飞机筒段的支撑点位；

步骤2，将每个伸缩支撑模组的支撑角度调整到预设的工作位置；

步骤3，启动所有伸缩支撑模组的螺杆电机对飞机筒段进行支撑，通过支撑螺母支撑飞机筒段内侧的多个工作位置；

步骤4，采用形变检测模组检测飞机筒段部分位置的形变量是否达到预置标准；

步骤5，若步骤4中确定出的形变量未达到预置标准，则重复执行步骤1到步骤4，直到将形变量调整到所述预置标准规定的范围内。

可选地，如上所述的飞机筒段的支撑方法中，所述步骤1包括：

通过连接板和导轨滑块调整每个铝型材支撑杆在水平导轨内的水平位置，以将每个伸缩支撑模组的水平位置调整到预设的支撑点位。

可选地，如上所述的飞机筒段的支撑方法中，所述步骤2包括：

调整每个伸缩支撑模组中轴承内圈连接板的支撑角度，并通过角度传感器采集轴承内圈连接板的支撑角度，调整到预设的支撑角度后，通过调整滑槽内设置的锁死螺栓紧固转动轴承的内外圈以保持所述支持角度。

可选地，如上所述的飞机筒段的支撑方法中，所述位移传感器17和转动结构18分别连接到电脑端，所述步骤5包括：

采用形变检测传感器检测飞机筒段内多个工作位置的形变量后，检测结果回传至电脑端，经由电脑端的算法解算出用于重新调整的参数，包括以下至少一项：水平导轨内铝型材支撑杆的水平位置、伸缩支撑模组中轴承内圈连接板的支撑角度，以及伸缩支撑模组中螺母导杆的伸缩支撑量。

本发明的有益效果：本发明实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装及飞机筒段的支撑方法，其中保形工装包括支撑水平位置调节模组1、伸缩支撑模组2和形变检测模组3三个部分，通过支撑水平位置调节模组1中的连接板和导轨滑块6调整铝型材支撑杆5在水平导轨4内的水平位置以调整对飞机筒段的支撑点位，通过伸缩支撑模组2调节其轴承内圈连接板9的支撑角度和支撑螺母10的伸出位置以调整飞机筒段内相应工作位置的形变量，并通过形变检测模组3中转动结构18的转动带动位移传感器17在飞机筒段内侧的周向上进行转动，从而检测支撑前后飞机筒段内侧多个工作位置的形变量。

本发明实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装及飞机筒段的支撑方法具有以下优点：首先，通过调整水平导轨和伸缩支撑模组的位置可以使整个工装具备一定的柔性，能够用于尺寸相近的多种型号的飞机筒段对接中；其次，伸缩支撑模组采用类似丝杠结构的传动方式推动支撑螺母，其控制精度较高，可满足使飞机筒段恢复形变的需求；再者，由形变检测模组和螺杆电机形成的闭环控制系统可以极大的提高工装的控制精度，从而解决飞机筒段对接过程中的形变量较大的问题。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种可调弱刚性大部件保形工装的结构示意图；

图2为图1所示实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装中一种支撑水平位置调节模组的结构示意图；

图3为图1所示实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装中一种伸缩支撑模组的结构示意图；

图4为图1所示实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装中一种形变检测模组的结构示意图；

图5为采用本发明实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装对飞机筒段进行支撑的应用效果示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

针对现有飞机机身筒段对接过程中产生较大形变量和装配应力的问题，本发明实施例提出了一种可调弱刚性大部件保形工装。

在较为精密的专用工艺装备设计的过程中，应在保证基本功能的前提下，尽量减少其内部的零部件的数目，因为零部件数目的增多会导致系统进行控制的过程中误差的不断积累，最终导致系统控制的输出控制参数与期望中的输出控制参数产生较大偏差。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例提供的一种可调弱刚性大部件保形工装的结构示意图。本发明实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装的三个部分包括：支撑水平位置调节模组1、伸缩支撑模组2和形变检测模组3。

图2为图1所示实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装中一种支撑水平位置调节模组的结构示意图，参考图1和图2所示结构，本发明实施例中的支撑水平位置调节模组1可以包括：水平导轨4、至少三根铝型材支撑杆5、底板和连接板，水平导轨4固定连接在底板上，并通过底板连接在飞机筒段内，每根铝型材支撑杆5的底端通过连接板将其垂直设置于水平导轨4上，顶端安装有伸缩支撑模组2，且连接板与水平导轨4中的导轨滑块6固定连接，用于通过导轨滑块6在水平导轨4内的滑动调整铝型材支撑杆5的水平位置。

图3为图1所示实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装中一种伸缩支撑模组的结构示意图，参考图1和图3所示结构，本发明实施例中的伸缩支撑模组2可以包括：底部连接板7、角度传感器8、轴承内圈连接板9、支撑螺母10、螺母导杆11、螺杆电机12、转动轴承13和轴承外圈固定板14；其中，所述转动轴承13的内圈设置有轴承内圈连接板9，外圈设置有轴承外圈固定板14，所述底部连接板7将伸缩支撑模组2与铝型材支撑杆5顶端固连、且固连轴承外圈固定板14，角度传感器8固连在轴承外圈固定板14的一侧，且角度传感器8的伸出轴与轴承内圈连接板9相连接，用于测量轴承内圈连接板9的转动角度；依次连接的支撑螺母10、螺母导杆11和螺杆电机12设置于轴承内圈连接板9的端面上。

图4为图1所示实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装中一种形变检测模组的结构示意图，参考图1和图4所示结构，本发明实施例中的形变检测模组3可以包括：位移传感器17、转动结构18、铝型材转动杆15和铝型材固定杆16，所述位移传感器17通过L型连接板固定设置在铝型材转动杆15的顶部，铝型材转动杆15的底部通过转动结构18设置在铝型材固定杆16上，并可以通过转动结构18进行转动，从而带动位移传感器17进行转动。

以下通过一个具体实施例对本发明实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装的实施例方式进行说明。

参考图1到图4所示可调弱刚性大部件保形工装的结构中，该具体实施例中的支撑水平位置调节模组1具体包括：两条平行设置的水平导轨4，五根铝型材支撑杆5，且每条水平导轨4内设置有5个导轨滑块6。

如图1和图2所示支撑水平位置调节模组1的结构中，通过底部的底板固定连接在飞机待对接的筒段内，通过五根铝型材支撑杆5的顶部连接上方的伸缩支撑模组；导轨滑块6为水平导轨内的部分组件，水平导轨4通过内部导轨滑块6在导轨上的滑动作用，在水平方向上调整五根铝型材支撑杆5的支撑点位。

实际应用中，两条水平导轨4通过螺栓固定连接在底板上，每根铝型材支撑杆5通过三个角件固定在相应的连接板上，使得铝型材支撑杆5在支撑过程中保持垂直位置，即使得铝型材支撑杆5不会在支撑过程中发生水平面上的晃动。

在支撑飞机筒段的过程中，支撑结构会承受较大的力，所以需要下方铝型材支撑杆5尽可能牢固，故在连接板下方铺设两条导轨，且每个连接板分别与两条水平导轨4内的一个导轨滑块6相连接，使得伸缩支撑模组2在工作过程中铅锤方向上重心投影落在相应连接板的内部。

基于本发明实施例中支撑水平位置调节模组1的结构，可以通过连接板和导轨滑块6调整五根铝型材支撑杆5在水平导轨4内的水平位置以调整对飞机筒段的支撑点位。

如图1和图3所示可调弱刚性大部件保形工装和伸缩支撑模组1的结构中，在上述具体实施例的基础上，该可调弱刚性大部件保形工装中具体包括：分别设置于五根铝型材支撑杆5顶端的五个伸缩支撑模组2。

每个伸缩支撑模组2的结构中，首先，两个底部连接板7通过螺栓固定安装于相应铝型材支撑杆5顶端的相对两侧，两个轴承外圈固定板14通过螺栓固定连接在两个底部连接板7的顶部外侧，上述三者均通过螺栓连接。

其次，螺杆电机12具体通过电机固定支架由螺栓连接在轴承内圈连接板9上，且螺杆电机12的转动带动支撑螺母10沿着螺母导杆11进行运动，提供丝杠式的传动形式，由于这种传动方式类似丝杠的传动形式，所以可以提供较大的支撑力和精准的定位。实际应用中，螺杆电机12、支撑螺母10和螺母导杆11负责变形飞机筒段内的支撑，具体地，位于上方的支撑螺母10的顶端与飞机筒段内侧设置的连接件相连接，让飞机筒段的外形恢复至原位置。

再者，角度传感器8可以测量出轴承内圈连接板9相对与角度传感器8的转动角度，从而调整该伸缩支撑模组2的支撑角度。

基于本发明实施例中伸缩支撑模组2的结构，可以通过调节的轴承内圈连接板9支撑角度和支撑螺母10的伸出位置调整飞机筒段内相应工作位置的形变量。

需要说明的是，该具体实施例中具有五个伸缩支撑模组2，即相应的需要调整五个伸缩支撑模组2到规定的支撑角度，对称设置的两个伸缩支撑模组2的支撑角度的大小相同、且方向相反。

实际应用中，本发明具体实施例提供的伸缩支撑模组2中还设置有锁死机构和垫片。一方面，设置在转动轴承13上锁死机构包括分别设置于轴承内圈连接板9和轴承外圈固定板14上的调整滑槽，以及用于连接内外圈中调整滑槽的锁死螺栓。该锁死机构，用于在轴承内圈连接板9转动到预设支撑角度后锁死上方的工作位置，具体通过旋紧锁死螺栓将轴承内圈连接板9和轴承外圈固定板14固定连接，通过产生的摩擦力锁住转动轴承13以固定支撑角度。

实际应用中，可以在轴承内圈连接板9和轴承外圈固定板14的周向位置上均匀布设3到4个调整滑槽，且每个调整滑槽内设置锁死螺栓，这样可以稳定的锁紧转动轴承13。

另一方面，当轴承内外圈发生相对转动的时候，角度传感器8可以记录下角度变化的数据，方便调整支撑位置，在转动过程中为了防止轴承内外圈与底部连接板7发生接触摩擦的情况，可以在转动轴承13的内侧和外侧设置垫片，通过增加轴承内外圈与与底部连接板7之间的间隙，使得轴承内圈连接板9在转动过程中不会与底部连接板7产生干涉，从而使得轴承内圈连接板9可以在底部连接板7所限定的范围内自由旋转。

如图1和图4所示可调弱刚性大部件保形工装和形变检测模组3的结构中，在上述具体实施例的基础上，形变检测模组3的结构中，铝型材转动杆15的底部通过角件和转动结构18固定连接，且铝型材固定杆16与位于中间的铝型材支撑杆5固连，在上方的位移传感器17移动过程中，让整体支架拥有较高的稳定性。

基于本发明实施例中形变检测模组3的结构，可以通过转动结构18的转动带动位移传感器17在飞机筒段内侧的周向上进行转动，由于转动结构18可以调整位移传感器17的监测范围，因此可以检测出支撑前后的飞机筒段内侧多个工作位置的形变量。

基于本发明上述各实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装，本发明实施例还提供一种飞机筒段的支撑方法，具体采用本发明上述任一实施例中的可调弱刚性大部件保形工装对飞机筒段进行支撑，如图5所示，为采用本发明实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装对飞机筒段进行支撑的应用效果示意图。本发明实施例提供的飞机筒段的支撑方法，可以包括如下步骤：

步骤1，将支撑水平位置调节模组调整到飞机筒段的支撑点位；

步骤2，将每个伸缩支撑模组的支撑角度调整到预设的工作位置；

步骤3，启动所有伸缩支撑模组的螺杆电机对飞机筒段进行支撑，通过支撑螺母支撑飞机筒段内侧的多个工作位置；

步骤4，采用形变检测模组检测飞机筒段部分位置的形变量是否达到预置标准；

步骤5，若步骤4中确定出的形变量未达到预置标准，则重复执行步骤1到步骤4，直到将形变量调整到预置标准规定的范围内。

本发明实施例在具体实现中，步骤1的具体实施方式可以包括：

通过连接板和导轨滑块调整每个铝型材支撑杆在水平导轨内的水平位置，即是调整伸缩支撑模组在水平导轨内的水平位置，可以将每个伸缩支撑模组的水平位置调整到预设的支撑点位；实际调整过程中，可以在水平导轨上标有刻度，以便于确定伸缩支撑模组的具体位置，调整到规定位置后，旋紧每个导轨滑块上的旋紧把手，锁死导轨滑块。

本发明实施例在具体实现中，步骤2的具体实施方式可以包括：

调整每个伸缩支撑模组中轴承内圈连接板的支撑角度，并通过角度传感器采集并读出轴承内圈连接板的支撑角度，调整到预设的支撑角度后，通过调整滑槽内设置的锁死螺栓紧固转动轴承13的内外圈，以保持支持角度。

需要说明的是，本发明实施例中的位移传感器17和转动结构18还分别连接到电脑端，相应的，本发明实施例在具体实现中，步骤5的具体实施方式可以包括：

采用形变检测传感器检测飞机筒段内多个工作位置的形变量后，检测结果回传至电脑端，经由电脑端的算法解算出用于重新调整的参数，包括以下至少一项：水平导轨内铝型材支撑杆的水平位置、伸缩支撑模组中轴承内圈连接板的支撑角度，以及伸缩支撑模组中螺母导杆的伸缩支撑量；随后，由人工修正水平导轨内的铝型材支撑杆的水平位置、伸缩支撑模组中轴承内圈连接板的支撑角度，并由工控机完成伸缩支撑模组中螺母导杆的伸缩支撑量的调整。

本发明实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装及飞机筒段的支撑方法，其中保形工装包括支撑水平位置调节模组1、伸缩支撑模组2和形变检测模组3三个部分，通过支撑水平位置调节模组1中的连接板和导轨滑块6调整铝型材支撑杆5在水平导轨4内的水平位置以调整对飞机筒段的支撑点位，通过伸缩支撑模组2调节其轴承内圈连接板9的支撑角度和支撑螺母10的伸出位置以调整飞机筒段内相应工作位置的形变量，并通过形变检测模组3中转动结构18的转动带动位移传感器17在飞机筒段内侧的周向上进行转动，从而检测支撑前后飞机筒段内侧多个工作位置的形变量。本发明实施例提供的可调弱刚性大部件保形工装具有以下优点：首先，通过调整水平导轨和伸缩支撑模组的位置可以使整个工装具备一定的柔性，能够用于尺寸相近的多种型号的飞机筒段对接中；其次，伸缩支撑模组采用类似丝杠结构的传动方式推动支撑螺母，其控制精度较高，可满足使飞机筒段恢复形变的需求；再者，由形变检测模组和螺杆电机形成的闭环控制系统可以极大的提高工装的控制精度，从而解决飞机筒段对接过程中的形变量较大的问题。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种可调弱刚性大部件保形工装，其特征在于，包括：支撑水平位置调节模组(1)、伸缩支撑模组(2)和形变检测模组(3)；

其中，所述支撑水平位置调节模组(1)包括：水平导轨(4)、至少三根铝型材支撑杆(5)、底板和连接板，水平导轨(4)固定连接在底板上，并通过底板连接在飞机筒段内，每根铝型材支撑杆(5)的底端通过连接板将其垂直设置于水平导轨(4)上，顶端安装有伸缩支撑模组(2)，且连接板与水平导轨(4)中的导轨滑块(6)固定连接，用于通过导轨滑块(6)在水平导轨(4)内的滑动调整铝型材支撑杆(5)的水平位置；

所述伸缩支撑模组(2)包括：底部连接板(7)、角度传感器(8)、轴承内圈连接板(9)、支撑螺母(10)、螺母导杆(11)、螺杆电机(12)、转动轴承(13)和轴承外圈固定板(14)；其中，所述转动轴承(13)的内圈设置有轴承内圈连接板(9)，外圈设置有轴承外圈固定板(14)，所述底部连接板(7)将伸缩支撑模组(2)与铝型材支撑杆(5)顶端固连、且固连轴承外圈固定板(14)，角度传感器(8)固连在轴承外圈固定板(14)的一侧，且角度传感器(8)的伸出轴与轴承内圈连接板(9)相连接，用于测量轴承内圈连接板(9)的转动角度；依次连接的支撑螺母(10)、螺母导杆(11)和螺杆电机(12)设置于轴承内圈连接板(9)的端面上；

所述形变检测模组(3)包括：位移传感器(17)、转动结构(18)、铝型材转动杆(15)和铝型材固定杆(16)，所述位移传感器(17)通过L型连接板固定设置在铝型材转动杆(15)的顶部，铝型材转动杆(15)的底部通过转动结构(18)设置在铝型材固定杆(16)上，并可以通过转动结构(18)进行转动，从而带动位移传感器(17)进行转动。

2.根据权利要求1所述的可调弱刚性大部件保形工装，其特征在于，所述支撑水平位置调节模组(1)中，具体包括：两条平行设置的水平导轨(4)，五根铝型材支撑杆(5)，且每条水平导轨(4)内设置有5个导轨滑块(6)；

其中，两条水平导轨(4)通过螺栓固定连接在底板上，每根铝型材支撑杆(5)通过三个角件固定在相应地连接板上，使得铝型材支撑杆(5)在支撑过程中保持垂直位置；且每个连接板分别与两条水平导轨(4)内的一个导轨滑块(6)相连接，使得伸缩支撑模组(2)在工作过程中铅锤方向上重心投影落在相应连接板的内部；

所述支撑水平位置调节模组(1)，用于通过连接板和导轨滑块(6)调整五根铝型材支撑杆(5)在水平导轨(4)内的水平位置以调整对飞机筒段的支撑点位。

3.根据权利要求2所述的可调弱刚性大部件保形工装，其特征在于，包括分别设置于五根铝型材支撑杆(5)顶端的五个伸缩支撑模组(2)；

每个所述伸缩支撑模组(2)中，两个底部连接板(7)通过螺栓固定安装于相应铝型材支撑杆(5)顶端的相对两侧，两个轴承外圈固定板(14)通过螺栓固定连接在两个底部连接板(7)的顶部外侧；

所述螺杆电机(12)通过电机固定支架由螺栓连接在轴承内圈连接板(9)上，螺杆电机(12)的转动带动支撑螺母(10)沿着螺母导杆(11)进行运动，提供丝杠式的传动形式，且位于上方的支撑螺母(10)的顶端与飞机筒段内侧设置的连接件相连接；

每个所述伸缩支撑模组(2)，用于通过调节的轴承内圈连接板(9)的支撑角度和支撑螺母(10)的伸出位置以调整飞机筒段内相应工作位置的形变量。

4.根据权利要求3所述的可调弱刚性大部件保形工装，其特征在于，每个所述伸缩支撑模组(2)中还包括有锁死机构和垫片；

设置在转动轴承(13)上锁死机构包括分别设置于轴承内圈连接板(9)和轴承外圈固定板(14)上的调整滑槽，以及用于连接内外圈中调整滑槽的锁死螺栓；所述锁死机构，用于在轴承内圈连接板(9)转动到预设支撑角度后，通过旋紧锁死螺栓将轴承内圈连接板(9)和轴承外圈固定板(14)固定连接，以锁住转动轴承(13)固定支撑角度；

所述垫片设置于转动轴承(13)的内侧和外侧，用于使得轴承内圈连接板(9)在转动过程中不会与底部连接板(7)产生干涉。

5.根据权利要求4所述的可调弱刚性大部件保形工装，其特征在于，所述铝型材转动杆(15)的底部通过角件和转动结构(18)固定连接，且铝型材固定杆(16)与位于中间的铝型材支撑杆(5)固连；

所述形变检测模组(3)，用于通过转动结构(18)的转动带动位移传感器(17)在飞机筒段内侧的周向上进行转动，从而检测支撑前后飞机筒段内侧多个工作位置的形变量。

6.一种飞机筒段的支撑方法，其特征在于，采用如权利要求1～5中任一项所述的可调弱刚性大部件保形工装对飞机筒段进行支撑，所述飞机筒段的支撑方法包括：

步骤1，将支撑水平位置调节模组调整到飞机筒段的支撑点位；

步骤2，将每个伸缩支撑模组的支撑角度调整到预设的工作位置；

步骤3，启动所有伸缩支撑模组的螺杆电机对飞机筒段进行支撑，通过支撑螺母支撑飞机筒段内侧的多个工作位置；

步骤4，采用形变检测模组检测飞机筒段部分位置的形变量是否达到预置标准；

步骤5，若步骤4中确定出的形变量未达到预置标准，则重复执行步骤1到步骤4，直到将形变量调整到所述预置标准规定的范围内。

7.根据权利要求6所述的飞机筒段的支撑方法，其特征在于，所述步骤1包括：

通过连接板和导轨滑块调整每个铝型材支撑杆在水平导轨内的水平位置，以将每个伸缩支撑模组的水平位置调整到预设的支撑点位。

8.根据权利要求6所述的飞机筒段的支撑方法，其特征在于，所述步骤2包括：

调整每个伸缩支撑模组中轴承内圈连接板的支撑角度，并通过角度传感器采集轴承内圈连接板的支撑角度，调整到预设的支撑角度后，通过调整滑槽内设置的锁死螺栓紧固转动轴承的内外圈以保持所述支持角度。

9.根据权利要求6所述的飞机筒段的支撑方法，其特征在于，所述位移传感器(17)和转动结构(18)分别连接到电脑端，所述步骤5包括：

采用形变检测传感器检测飞机筒段内多个工作位置的形变量后，检测结果回传至电脑端，经由电脑端的算法解算出用于重新调整的参数，包括以下至少一项：水平导轨内铝型材支撑杆的水平位置、伸缩支撑模组中轴承内圈连接板的支撑角度，以及伸缩支撑模组中螺母导杆的伸缩支撑量。

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