CN113210650B - 一种航空钣金网孔零件的钻孔方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空钣金网孔零件钻孔的方法，使用航空钣金网孔零件钻孔模具进行钻孔，将待钻孔设计为任意相邻孔间均间隔1个孔位，便于钻孔模具安装钻套，对孔进行编码分组，通过协调零件与钻孔模具之间的定位关系来达到错位钻孔的目的，解决了零件钻孔合格率低、成本高等问题，具有成本低、质量好的优势。所述航空钣金网孔零件钻孔模具，包括钻模板，以及固定设置在钻模板下部的底座钻模板两侧还设置有将航空钣金网孔零件固定在钻模板与底座之间的夹紧机构；钻模板上设置有通孔阵列，所述通孔阵列中的每个通孔内均镶嵌有钻套，每个所述通孔下部还设置有置于底座内的漏料孔，钻模板两侧分别设置有一个为航空钣金网孔零件进行定位的定位孔。

Description

一种航空钣金网孔零件的钻孔方法

技术领域

本发明涉及航空钣金加工技术领域，具体是指一种航空钣金网孔零件钻孔模具及其钻孔方法。

背景技术

当今世界，轻量化一直是航空领域永恒不变的主题，为减轻飞机重量，提高飞机载重性能，设计人员在零件结构、尺寸上进行了诸多改进，在满足性能要求条件下最大化减轻零件重量。网孔零件则是为了满足减重及散热功能而设计的零件，零件上阵列布孔，孔间排列紧密，孔数有数十，甚至上千个之多。由于该类零件非平板类零件，需要进行钣金成形，而成形后存在一定的位置偏移情况，为了保证孔位精度，整体上采用“先成形、后制孔”的加工方案。

当前，为了保证制孔精度，主要通过钻孔模具（钢制）进行手工钻孔，其主要存在以下问题：1）由于零件孔数多，经常存在漏钻孔的情况；2）由于孔间距小（最小连接处＜2mm），钻模板（即钻孔模具上模）上无法镶嵌钻套，多次使用后最薄连接处易变形，甚至断裂，只能重制钻模板，增加额外成本；3）钻头退出时会“拉扯”周边材料，导致零件孔区变形，校正量大，校正时零件孔间最小连接处易断裂，报废风险高，合格率长期维持在30%左右。

发明内容

本发明的目的在于提供一种结构简单，适用方便，且能够提高钻孔质量、减少了漏钻孔等缺陷，降低了制造成本的航空钣金网孔零件钻孔模具。

本发明的另一个目的在于提供使用上述航空钣金网孔零件钻孔模具的进行钻孔的具体方法。

本发明通过下述技术方案实现：一种航空钣金网孔零件钻孔模具，包括钻模板，以及固定设置在钻模板下部的底座，所述钻模板两侧还设置有将航空钣金网孔零件固定在钻模板与底座之间的夹紧机构；钻模板上设置有通孔阵列，所述通孔阵列中的每个通孔内均镶嵌有钻套，每个所述通孔下部还设置有置于底座内的漏料孔，钻模板两侧分别设置有一个为航空钣金网孔零件进行定位的定位孔，所述航空钣金网孔零件通过能够安装在定位孔内的定位销在钻模板与底座之间进行定位。

本技术方案提供一种适用于网孔零件的错位钻孔方法的模具，尤其是指腹板为平面、孔呈规律性排布的板框、支架类零件，解决零件钻孔合格率低、成本高等问题，具有成本低、质量好的作用。钻孔模具主要由钻模板和底座组成，非全尺寸设计（即只设计钻孔部分即可，其余部分躲避），有夹紧机构，以便减少钻孔时孔区变形，便于人工操作。钻模板镶嵌钻套，保证其耐用性；定位孔所对应的躲避孔制为通孔，便于安装与取下定位销，实现钻模板与底座未完全分开的条件下滑动零件，重新定位，缩短加工时间。底座设计与钻套对应的漏料孔，便于铝屑排出。

为更好的实现本发明，进一步地，所述钻模板的长度比底座长，且钻模板两侧延伸出底座边缘。

为更好的实现本发明，进一步地，所述夹紧装置设有四个，均匀分布在钻模板的四角，夹紧装置为贯穿钻模板和底座的螺栓，所述螺栓的螺母嵌套在底座底部，螺栓的螺头置于钻模板上部，所述螺头还设置有旋拧结构。

为更好的实现本发明，进一步地，所述钻模板两侧的定位孔以钻模板的中心线呈轴对称。

为更好的实现本发明，进一步地，所述钻模板上不需要钻孔的通孔还设置有禁止钻孔标记。

为更好的实现本发明，进一步地，所述钻模板与底座的材质均为铝合金。

本发明还提供一种航空钣金网孔零件的钻孔方法，包括以下步骤：

S1：对零件上需要钻的钻孔进行分组，并对每组钻孔进行编码；

S2：配合上述的一种航空钣金网孔零件钻孔模具，根据所需钻孔的分组情况，在零件上进行定位孔的钻取；

S3：将零件置于钻模板与底座之间，通过定位销与定位孔的配合实现零件其中一组孔位的定位；

S4：通过夹紧装置将零件在钻模板与底座之间，对定位的孔位进行钻孔；

S5：钻孔结束后，松开夹紧装置，调整零件的位置，通过定位销与定位孔的配合对零件另一组孔位进行定位，如此重复夹紧、钻孔、重新定位的作业，直至将每组钻孔全部钻完。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，所述步骤S1中，将零件上需要钻的钻孔分成4组，具体分组原则为：同批任意两个孔之间均间隔1个孔位，每组的相邻三个孔之间形成正三角形，以最左下角或右下角的孔为编码始点。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，所述步骤S2中，零件上的定位孔与钻孔分组数量相同，同样为4组，且定位孔的孔心距与需要钻孔之间孔心距相同，定位孔之间的孔间间隙大于2.5mm。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，所述零件左右设置有定位耳片，一侧的定位耳片为半圆形，另一侧的定位耳片为放心，零件上的定位孔设置在定位耳片上。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

（1）本发明提供了一种针对航空钣金网孔零件进行钻孔的模具，该模具能够对零件进行错位钻孔法进行钻孔，提高了钻孔质量、减少了漏钻孔等缺陷，降低了网孔零件的制造成本；

（2）本发明通过提供一种错位钻孔法，配合特别设置的钻孔磨具，对航空钣金网孔零件进行钻孔过程中，解决了孔区变形问题，大幅降低报废风险，合格率由30%左右提高到90%以上，且工艺稳定；

（3）本发明提供钻孔模具结构简单，制造成本低，使用方便，使用该模具通过错位钻孔法对航空钣金网孔零件进行钻孔的过程，操作简单，实用性好，一般作业人员均能够快速学会使用，适宜广泛推广应用。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其他特征、目的和优点将会变得更为明显：

图1为本发明所述钻孔模具的立体结构示意图；

图2为本发明所述钻孔模具的平面结构剖视图；

图3为本发明中需要钻孔的典型航空钣金网孔零件及其局部放大图；

图4为本发明中对钻模板无需钻孔的通孔进行标记的结构示意图；

图5为实施例1中对航空钣金网孔零件需要钻孔进行分组编码示意图；

图6为实施例1中对航空钣金网孔零件钻取定位孔的结构示意图；

图7为实施例1中A组钻孔的结构示意图；

图8为实施例1中B组钻孔的结构示意图；

图9为实施例1中C组钻孔的结构示意图；

图10为实施例1中D组钻孔的结构示意图。

其中：1—钻模板，2—底座，3—夹紧机构，4—钻套，5—定位孔，6—漏料孔。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例的提供一种航空钣金网孔零件钻孔模具，其主要结构，如图1，图2所示，包括钻模板1，以及固定设置在钻模板1下部的底座2，所述钻模板1两侧还设置有将航空钣金网孔零件固定在钻模板1与底座2之间的夹紧机构3；钻模板1上设置有通孔阵列，所述通孔阵列中的每个通孔内均镶嵌有钻套4，每个所述通孔下部还设置有置于底座1内的漏料孔6，钻模板1两侧分别设置有一个为航空钣金网孔零件进行定位的定位孔5，所述航空钣金网孔零件通过能够安装在定位孔5内的定位销在钻模板1与底座2之间进行定位。

该钻孔模具针对典型航空钣金网孔零件进行钻孔，如图3所示，典型航空钣金网孔零件，其腹板设计为阵列孔，呈筛网状，达数百个，孔直径为φ6.35mm，任意相邻孔最小处间隙δ0为1.57mm，孔心距δ为7.93mm。

使用该钻孔模具对航空钣金网孔零件的具体过程，包括以下步骤：

S1：对零件上需要钻的钻孔进行分组，并对每组钻孔进行编码；

以最右下角孔作为编码始点进行编码，编码始点分入A组，同组任意相邻孔间均间隔1个孔位，这样相邻孔间间隙将变成15.86mm（2δ），钻模板上可以镶嵌外径φ10mm的钻孔衬套（φ6.35mm钻孔衬套的外径尺寸为φ10mm），各组相邻三个孔刚好组成正三角形，四个边角区域的分组示意图，如图5所示，将零件上需要钻的钻孔分成4组，对每组孔以A、B、C、D来进行编码，具体分组原则为：同批任意两个孔之间均间隔1个孔位，每组的相邻三个孔之间形成正三角形，以最左下角或右下角的孔为编码始点。

由于将孔分为4组，那需要移动4次零件进行钻孔，对应的则需要4组定位孔。由于钻孔模具是由上面的钻模板与下面的底座组成，较重、移动不便等因素，本方法采用钻孔模具不动、零件移动的方式来进行错位钻孔。

S2：制孔前，零件需按成形模具钻出4组定位孔，并按对应批次孔进行编码并标记，如A组孔钻制时使用的定位孔则标记为A，如图6所示；配合上述的一种航空钣金网孔零件钻孔模具，根据所需钻孔的分组情况，在零件上进行定位孔的钻取；零件上的定位孔与钻孔分组数量相同，同样为4组，如图6所示，且定位孔的孔心距与需要钻孔之间孔心距相同，这样钻孔模具上只需要设计1组定位孔即可，定位孔之间的孔间间隙大于2.5mm，以保证定位孔强度，不会在使用过程中裂开。

S3：将零件置于钻模板1与底座2之间，通过定位销与定位孔5的配合实现零件其中一组孔位的定位；

S4：通过夹紧装置3将零件在钻模板1与底座2之间，对定位的孔位进行钻孔，如先进行A组孔位的钻取，如图7所示；

S5：钻孔结束后，松开夹紧装置3，调整零件的位置，通过定位销与定位孔5的配合对零件另一组孔位进行定位，从钻模板躲避孔处取出销钉，松开夹紧机构（无需完全拧下螺母，只需要钻模板与底座有8mm以上间隙即可），移动零件，用B组定位孔定位，如图8所示，用木榔头适当捶打上模（即钻模板），校平钻A组孔时造成的孔区变形，然后再夹紧零件，钻B组孔（钻模板上标识BX的钻套孔除外），重复以上工作，钻制C组、D组孔，如图9，图10所示。

另外，零件有弯边，无需正反防错，但需设计左右防错方案，即防止零件旋转180°后仍能插上销钉孔，导致钻孔错误问题，因此所述零件左右设置有定位耳片，一侧的定位耳片为半圆形，另一侧的定位耳片为放心，零件上的定位孔设置在定位耳片上，通过识别耳片形状来识别零件钻孔时的摆放位置。钻孔时零件都是弯边向下摆放，因为不存在正反面放反的情况，但存在左右放反的风险，设计了左右防错方案，将零件设计为左侧半圆形耳片、右侧方形耳片，以此来识别零件左右摆放位置，零件上共设计4组定位孔（每组对应网孔分组情况进行A、B、C、D编码），钻孔模具上设计1组定位孔，零件上的相邻孔孔心距7.93mm，与网孔一致，保证了零件移动尺寸与网孔间隔尺寸一致，定位孔尺寸为φ4mm，则相邻孔最小处间隙为3.93mm（大于2.5mm），保证相邻定位孔连接处强度，

实施例2：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定钻模板1与底座2的关系，如图1，图2所示，所述钻模板1的长度比底座2长，且钻模板1两侧延伸出底座2边缘。如此设置主要是了便于人工合模及取模。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定夹紧装置3的结构，如图1，图2所示，所述夹紧装置3设有四个，均匀分布在钻模板1的四角，夹紧装置3为贯穿钻模板1和底座2的螺栓，所述螺栓的螺母嵌套在底座2底部，螺栓的螺头置于钻模板1上部，所述螺头还设置有旋拧结构。由于钻孔模具是由上面的钻模板与下面的底座组成，较重、移动不便等因素，本方法采用钻孔模具不动、零件移动的方式来进行错位钻孔。该夹紧装置3能够不借助任何工具，即可实现对零件的快速夹紧和松开过程，且能够实现其夹持零件的稳定性，以及保证了模具的整体性。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定钻模板1上定位孔的位置，如图1，图2所示，所述钻模板1两侧的定位孔5以钻模板1的中心线呈轴对称。为了更快更好的实现零件的定位，因此特别对定位孔的位置进行限定。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例5：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定钻模板1，如图4所示，所述钻模板1上不需要钻孔的通孔还设置有禁止钻孔标记。零件在进行错位定位时，在某些边缘处的孔是不需要钻制的，若钻出，则会直接造成零件报废。因此，钻孔模具设计时需要在钻模板上不需要钻孔的位置进行做好标记，如钻制B组孔时不需要钻出的孔则在钻模板上的该处钻套处作标记BX。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例6：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定钻模板1和底座2的材质，所述钻模板1与底座2的材质均为铝合金。钻模板1和底座2的材质选择铝合金主要是为了在保证坚固的同时，减轻模具的重量，其他能实现同等功能的材质也可选取。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

可以理解的是，根据本发明一个实施例的钻孔模板结构，例如钻套4和夹紧机构3等部件的工作原理和工作过程都是现有技术，且为本领域的技术人员所熟知，这里就不再进行详细描述。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (7)

1.一种航空钣金网孔零件的钻孔方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：对零件上需要钻的钻孔进行分组，并对每组钻孔进行编码；将零件上需要钻的钻孔分成4组，具体分组原则为：同批任意两个孔之间均间隔1个孔位，每组的相邻三个孔之间形成正三角形，以最左下角或右下角的孔为编码始点；

S2：配合航空钣金网孔零件钻孔模具，根据所需钻孔的分组情况，在零件上进行定位孔的钻取；所述航空钣金网孔零件钻孔模具包括钻模板（1），以及固定设置在钻模板（1）下部的底座（2），所述钻模板（1）两侧还设置有将航空钣金网孔零件固定在钻模板（1）与底座（2）之间的夹紧装置（3）；钻模板（1）上设置有通孔阵列，所述通孔阵列中的每个通孔内均镶嵌有钻套（4），每个所述通孔下部还设置有置于底座（2）内的漏料孔（6），钻模板（1）两侧分别设置有一个为航空钣金网孔零件进行定位的定位孔（5），所述航空钣金网孔零件通过能够安装在定位孔（5）内的定位销在钻模板（1）与底座（2）之间进行定位；其中，零件上的定位孔与钻孔分组数量相同，同样为4组，且定位孔的孔心距与需要钻孔之间孔心距相同，定位孔之间的孔间间隙大于2.5mm；

S3：将零件置于钻模板（1）与底座（2）之间，通过定位销与定位孔（5）的配合实现零件其中一组孔位的定位；

S4：通过夹紧装置（3）将零件在钻模板（1）与底座（2）之间，对定位的孔位进行钻孔；

S5：钻孔结束后，松开夹紧装置（3），调整零件的位置，通过定位销与定位孔（5）的配合对零件另一组孔位进行定位，如此重复夹紧、钻孔、重新定位的作业，直至将每组钻孔全部钻完。

2.根据权利要求1所述的一种航空钣金网孔零件的钻孔方法，其特征在于，所述钻模板（1）的长度比底座（2）长，且钻模板（1）两侧延伸出底座（2）边缘。

3.根据权利要求1或2所述的一种航空钣金网孔零件的钻孔方法，其特征在于，所述夹紧装置（3）设有四个，均匀分布在钻模板（1）的四角，夹紧装置（3）为贯穿钻模板（1）和底座（2）的螺栓，所述螺栓的螺母嵌套在底座（2）底部，螺栓的螺头置于钻模板（1）上部，所述螺头还设置有旋拧结构。

4.根据权利要求1或2所述的一种航空钣金网孔零件的钻孔方法，其特征在于，所述钻模板（1）两侧的定位孔（5）以钻模板（1）的中心线呈轴对称。

5.根据权利要求1或2所述的一种航空钣金网孔零件的钻孔方法，其特征在于，所述钻模板（1）上不需要钻孔的通孔还设置有禁止钻孔标记。

6.根据权利要求1或2所述的一种航空钣金网孔零件的钻孔方法，其特征在于，所述钻模板（1）与底座（2）的材质均为铝合金。

7.根据权利要求1所述的一种航空钣金网孔零件的钻孔方法，其特征在于，所述零件左右设置有定位耳片，一侧的定位耳片为半圆形，另一侧的定位耳片为方形，零件上的定位孔设置在定位耳片上。

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