CN113443118B - 一种飞机部件、飞机部件工艺增刚的填充结构及安装方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机部件、飞机部件工艺增刚的填充结构及安装方法，所述填充结构用于安装在弱刚性框格内，所述弱刚性框格的缘条宽度为W，筋条高度为H，筋条间距为L；所述填充结构由第一填充物和第二填充物通过粘胶粘接而成，第一填充物长为A，宽为w，高为h₁，第二填充物长为A,宽w,高h₂，粘胶厚度t=0.3‑0.5mm，其中：0.6L≤A≤0.8L，0.5W≤w≤W，h₁=H‑h₂‑t‑2，h₂=10‑15mm，本技术方案对所述填充结构的尺寸进行设计，能够对飞机部件弱刚性框格的加工型面进行精确增刚，确保满足精度要求，又能避免加工型面产生“过顶”问题，且填充结构的安装方法，操作简单，安装效率高。

Description

一种飞机部件、飞机部件工艺增刚的填充结构及安装方法

技术领域

本发明属于机械加工技术领域，具体涉及一种飞机部件、飞机部件工艺增刚的填充结构及安装方法。

背景技术

飞机部件中存在大量的薄壁、高缘条框格等典型弱刚性结构，该类结构加工刚性较差，在飞机部件精整加工过程中受到切削力的作用会产生加工变形，严重影响加工质量。飞机部件精整加工工艺方案对部件外形精度的要求较高，为保证精度要求，需要在加工过程中对弱刚性部位进行工艺增刚抑制其加工变形、改善加工质量。

目前，在机械加工过程中，主要采用以下两种方式对弱刚性结构进行工艺增强：

1）采用机械增刚件进行工艺增刚。该方法在零件加工阶段可以起到较好的增刚效果，而在飞机部件加工阶段，由于飞机部件整体结构复杂、其待加工型面均为空间曲面且无定位基准，使得机械增刚件的设计和安装、固定异常困难，且机械增刚件不能对待加工型面精确增刚，安装后容易对待加工型面产生“过顶”，导致加工精度不满足要求。

2）采用局部填充物进行工艺增刚。在零件加工阶段普遍采用石蜡或石膏熔融、浇注、固化的方法进行工艺增刚，但是该方法的实施需要增加额外的工装来完成浇注工艺过程，在飞机部件加工阶段，由于飞机部件整体结构复杂、庞大，使用该方法操作繁琐、定制浇注所用工装成本高昂，不符合低成本的制造理念，并且该方法所需固化时间较长，严重影响加工效率。

基于此，研究开发一种飞机部件、飞机部件工艺增刚的填充结构及安装方法。

发明内容

为解决上述问题之一，本发明提供了一种飞机部件、飞机部件工艺增刚的填充结构及安装方法,安装在飞机部件中弱刚性框格的填充结构，由第一填充物和第二填充物粘接而成，并分别对其尺寸、材料、弹性模量科学设计、其与弱刚性框格表面接触时产生作用力，该作用力使第一填充物、第二填充物的变形量达到相应的增刚要求，如此解决了增刚过程中存在的“过顶”以及加工精度不满足要求的技术问题。

一种飞机部件工艺增刚的填充结构，所述填充结构用于安装在弱刚性框格内，所述弱刚性框格的缘条宽度为W，筋条高度为H，筋条间距为L；

所述填充结构由第一填充物和第二填充物通过粘胶粘接而成，第一填充物长为A，宽为w，高为h₁，第二填充物长为A,宽w,高h₂，粘胶厚度t=0.3-0.5mm，其中：0.6L≤A≤0.8L，0.5W≤w≤W，h₁=H-h₂-t-2，h₂=10-15mm。

本发明技术方案提供了一种飞机部件工艺增刚的填充结构，主要针对现有增刚方法，比如采用机械增刚件增刚，存在需要人工安装，且固定、安装难度大、安装后对加工型面容易过顶，加工精度低；如采用石蜡、石膏等熔融、浇注的方法进行增刚，又存在固化时间长，操作繁琐、加工效率低的缺陷。

因此，本发明采用与弱刚性框格内部形状匹配的填充结构，并将填充结构安装在弱刚性框格的内部，该填充结构由第一填充物、第二填充物粘接而成。在规格上，第一填充物、第二填充物的长度、宽度相同，仅高度不同；且粘接后填充结构的长、宽尺寸正好满足安装在弱刚性框格内，同时对第一填充物，第二填充物粘接后的粘胶厚度进行了优选，在满足将填充结构安装在弱刚性框格内外，还使填充结构的高度、弱刚性框格的筋条高度、均满足在一定条件。从而可知，在本技术方案中，是依据飞机部件的待加工型面特征对填充结构从规格尺寸上作了精确设计，便于在弱刚性框格内进行安装、固定，不需要人工调整，避免造成过顶太多，超出要求；且对比安装弱刚性框格安装部位，对填充结构的尺寸进行了精确设计，加工精度进一步提高。

进一步地，为了进一步抑制飞机部件弱刚性区域的加工变形，所述弱刚性框格的弹性模量为E，密度为ρ，第一填充物的弹性模量为E1、密度为ρ1，E1≥E，ρ1≤ρ，第二填充物的弹性模量为E2，E2≤0.3E。

在前述对第一填充物、第二填充物尺寸的科学设计基础之上，优选对第一填充物、第二填充物本身弹性模量的设置，弹性模量即弹性形变量。实际安装后，第二填充物的表面直接与弱刚性框格的待加工区域接触，弱刚性框格与第二填充物弹性模量的关系为：E2≤0.3E。在进行加工时，第二填充物的形变量很小，远远小于弱刚性框格的形变量，对接触的弱刚性部位能有效增刚，防止加工过程中变形；而第一填充物的弹性模量E1≥E，即第一填充物的弹性模量远远大于弱刚性框格的弹性模量，则第一填充物的形变量大，并能有效缓冲受到的作用力。

且对填充结构弹性模量、密度的精确设计，不仅仅能够实现对弱刚性框格的精确增刚，而且相对于采用熔融、浇注、固化的工艺，操作简单、且加工效率高，制备填充件不需要那么长时间。

进一步地，所述粘胶为环氧树脂类胶。优选粘接第一填充物、第二填充物的粘胶为环氧树脂类胶。

进一步地，所述第一填充物、第二填充物分别采用的材料不同。在确保第一填充物、第二填充物与弱刚性框格中待加工区域弹性模量满足条件的前提下，第一填充物与第二填充物的材料不同。优选第一填充物为铝合金，第二填充物为橡胶。

本申请还提供了一种飞机部件增刚填充结构的安装方法，按照弱刚性框格的尺寸、密度、弹性模量，制备与弱刚性框格尺寸、密度、弹性模量满足对应关系的填充结构，然后将填充结构安装在所述弱刚性框格中。

进一步地，将所述填充结构安装在所述弱刚性框格中，具体包括以下步骤：

将所述第二填充物的外表面与所述弱刚性框格的内型面接触，以使所述填充结构的底部与所述弱刚性框格之间形成间隙；

采用垫片填充所述间隙，以将填充结构固定在所述弱刚性框格中；其中，固定后所述填充结构中第二填充物与所述弱刚性框格相互接触的表面产生正压力F，并发生形变，变形后第一填充物、第二填充物的厚度分别为h₁’、h₂’；

所述弱刚性框格的待加工区变形量U=（h₁’+h₂’+ t1+t-W）/2，且0＜U≤∆/2，t1为垫片厚度，∆为型面公差要求；

所述正压力F沿垂直于弱刚性框格的待加工区缘条分量为F1,在F1作用下第一填充物的变形量为U1=(F1*h₁)/(E1*w*A)，第二填充物的变形量为U2=(F1*h₂)/(E2*w*A)，若U1+U2≤∆，则所述填充结构满足飞机部件工艺增刚要求。

其中，所述第二填充物的外表面与弱刚性框格的内型面接触，第二填充物的弹性模量远远小于飞机部件中待加工区域，在对待加工区域进行操作时，第二填充物可进行有效的支撑，达到增刚。

进一步地，所述垫片厚度t1满足以下条件，2mm＜t1≤2mm+∆；垫片的弹性模量E3≥E。

进一步地，所述间隙δ=H-h₁-h₂-t-2。

本申请还提供了一种飞机部件，包括弱刚性框格，以及安装在弱刚性框格内的填充结构。

通过采用上述技术方案，本发明具有以下技术效果：

1）本发明中对所述填充结构尺寸进行设计，能够对飞机部件弱刚性框格的加工型面精确增刚，既能满足加工精度要求，又能避免安装后加工型面产生“过顶”的问题。

2）本发明中所述填充结构能够针对性的应用于飞机部件中大部分典型弱刚性区域，解决了现有采用机械增刚件工艺增刚，由于加工型面本身为空间曲面，存在难以定位基准，无法实现精确增刚的问题，而本技术方案中在对填充结构尺寸、弹性模量设计的基础上，在填充结构底部与弱刚性框格之间设置垫片，对弱刚性框格与填充结构的作用力进行科学考虑，则加工过程中第一填充物、第二填充物的变形量均在有效的调整范围内，达到精确增刚要求。

3）本发明中所述填充结构本身制作结构简单，且采用的原材料可选范围广，价格低廉，利于回收。

4）本发明中所述填充结构的安装方法，操作简单，安装效率高。

附图说明

图1为本发明中弱刚性框格位于飞机部件中结构示意图；

图2为本发明中弱刚性框格的结构示意图；

图3为本发明中填充结构的结构示意图；

图4为本发明中将填充结构置于弱刚性框格中的结构示意图；

图5为本发明中垫片填充于填充结构与弱刚性框格之间间隙的结构示意图；

图6为本发明中安装完填充结构后第二填充物外表面受力示意图；

图7为本发明中安装完填充结构后弱刚性框格内型面的受力示意图；

其中：1-待加工型面，2-第二填充物，3-垫片，4-第一填充物，5-胶层。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明中的说明书附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1：

如图1-7所示，一种飞机部件工艺增强的填充结构，填充结构安装在弱刚性框格内部，其中，弱刚性框格的缘条宽度W为100mm,筋条高度H为150mm,筋条间距L为300mm。

所述填充结构由第一填充物4、第二填充物2粘接而成，形成一体结构，第一填充物4长A为200mm，宽w为60mm，高h₁为135.6mm；第二填充物2长A为200mm，宽w为60mm,高h₂为12mm。

第一填充物4与第二填充物2通过粘胶粘接，粘胶即胶层5的厚度t为0.4mm。

其中，本实施例中针对的飞机部件性需要待加工区域的材料为铝合金，铝合金材料的弹性模量E为70Gpa，密度ρ为2.82e^-9t/mm³，第一填充物4材料为铝合金，弹性模量E为70Gpa，密度ρ1为2.82e^-9t/mm³，第二填充物2材料为橡胶，弹性模量为E2为0.0078Gpa。

可知，在本实施例中，第一填充物4、第二填充物2本身结构上长、宽相同，高度不同，均为横截面是长方形的结构。

将填充结构安装后，第二填充物2的外表面与飞机部件的弱刚性框格的内型面接触。

本实施例中所述的待加工部件又称待加工区型面1。

实施例2：

实施例1所述的飞机部件工艺增刚的填充结构，其具体的安装方法为：

将填充结构安装在飞机部件的弱刚性框格中，填充结构的底部与弱刚性框格之间存在间隙，间隙δ=H-h₁-h₂-t=2mm，采用垫片3填充间隙，垫片3厚度t1为2.05mm，且2mm＜t1＜2mm+∆，∆为型面公差要求，垫片3的弹性模量E3为200Gpa；

安装后，第二填充物2与弱刚性框格相互接触的表面产生正压力F，F方向相反且垂直于接触面，在正压力F的作用下，第一填充物4、第二填充物2、弱刚性框格的待加工型面1产生变形，变形后第一填充物4的厚度为h₁’，第二填充物2的厚度为h₂’，弱刚性框格待加工型面变形量U，其中，0＜U=（h₁’+h₂’+t1+t-H）/2＜0.025mm，即U满足：0＜U≤∆/2。

在对弱刚性框格的待加工型面1加工过程中，产生的正压力，正压力F沿垂直于弱刚性框格的待加工缘条分量为F1,在F1作用下，第一填充物4的变形量为U1=(F1*h1)/(E1*w*A)，第二填充物2的变形量为U2=(F1*h2)/(E2*w*A)，忽略胶层5、垫片变形量，F1为100N，U1=(F1*h1)/(E1*w*A)=(100*135.6)/(70000*60*200)=0.000016mm，U2=(F1*h2)/(E2*w*A)=(100*12)/(7.8*60*200)=0.013mm，U1+U2＜∆=0.1mm，即满足增刚要求。

实施例3：

如图1-7所示，一种飞机部件工艺增强的填充结构，填充结构安装在弱刚性框格内部，其中，弱刚性框格的缘条宽度W为100mm,筋条高度H为150mm,筋条间距L为300mm。

所述填充结构由第一填充物4、第二填充物2粘接而成，形成一体结构，第一填充物4长A为180mm，宽w为50mm，高h₁为137.7mm；第二填充物长A为180mm，宽w为50mm,高h₂为10mm。

第一填充物4与第二填充物2通过粘胶粘接，粘胶的厚度t为0.3mm。

其中，本实施例中针对的飞机部件性需要待加工区域的材料为铝合金，铝合金材料的弹性模量E为70Gpa，密度ρ为2.82e^-9t/mm³，第一填充物4材料为铝合金，弹性模量E为70Gpa，密度ρ1为2.82e^-9t/mm³，第二填充物2材料为橡胶，弹性模量为E2为0.0078Gpa。

可知，在本实施例中，第一填充物4、第二填充物2本身结构上长、宽相同，高度不同，均为横截面是长方形的结构。

将填充结构安装后，第二填充物2的外表面与飞机部件的弱刚性框格的内型面接触。

实施例4：

实施例3所述的飞机部件工艺增刚的填充结构，其具体的安装方法为：

将填充结构安装在飞机部件的弱刚性框格中，填充结构的底部与弱刚性框格之间形成间隙，间隙δ==H-h₁-h₂-t=2mm，并用垫片3填充间隙，垫片3厚度t1为2.01mm，垫片3的弹性模量E3为200Gpa；

安装后，第二填充物2与弱刚性框格会在相互接触的表面产生正压力F，F方向相反且垂直于接触面，在正压力F的作用下，第一填充物4、第二填充物2、弱刚性框格的待加工型面1产生变形，变形后第一填充物4的厚度为h₁’，第二填充物2的厚度为h₂’，弱刚性框格待加工型面1变形量U，其中，0＜U=（h₁’+h₂’+t1+t-H）/2＜0.05mm，即U满足：0＜U≤∆/2。

在对弱刚性框格的待加工型面1加工过程中，产生的正压力，正压力F沿垂直于弱刚性框格的待加工缘条分量为F1,在F1作用下，第一填充物4的变形量为为U1=(F1*h1)/(E1*w*A)，第二填充物2的变形量为U2=(F1*h2)/(E2*w*A)，忽略胶层5、垫片变形量，F1为100N，U1=(F1*h1)/(E1*w*A)=0.000022mm，U2=(F1*h2)/(E2*w*A)=0.014mm，U1+U2＜∆=0.1mm，即满足增刚要求。

实施例5：

如图1-7所示，一种飞机部件工艺增强的填充结构，填充结构安装在弱刚性框格内部，其中，弱刚性框格的缘条宽度W为100mm,筋条高度H为150mm,筋条间距L为300mm。

所述填充结构由第一填充物4、第二填充物2粘接而成，形成一体结构，第一填充物4长A为180mm，宽w为50mm，高h₁为137.5mm；第二填充物2长A为180mm，宽w为50mm,高h₂为15mm。

第一填充物4与第二填充物2通过粘胶粘接，粘胶的厚度t为0.5mm。

其中，本实施例中针对的飞机部件性需要待加工区域的材料为铝合金，铝合金材料的弹性模量E为70Gpa，密度ρ为2.82e-9t/mm³，第一填充物材料为铝合金，弹性模量E为70Gpa，密度ρ1为2.82e-9t/mm³，第二填充物材料为橡胶，弹性模量为E2为0.0078Gpa。

可知，在本实施例中，第一填充物4、第二填充物2本身结构上长、宽相同，高度不同，均为横截面是长方形的结构。

将填充结构安装后，第二填充物2的外表面与飞机部件的弱刚性框格的内型面接触。

实施例6：

实施例5所述的飞机部件工艺增刚的填充结构，其具体的安装方为：

将填充结构安装在飞机部件的弱刚性框格中，填充结构的底部与弱刚性框格之间存在间隙，间隙δ==H-h₁-h₂-t=2mm，并用垫片3填充间隙，垫片3厚度t1为2.1mm，垫片3的弹性模量E3为200Gpa；

安装后，第二填充物2与弱刚性框格会在相互接触的表面产生正压力F，方向相反且垂直于接触面，在正压力的作用下，第一填充物4、第二填充物2、弱刚性框格的待加工型面1会产生变形，变形后第一填充物4的厚度为h₁’，第二填充物2的厚度为h₂’，弱刚性框格待加工型面1变形量U，其中，0＜U=（h₁’+h₂’+t1+t-H）/2＜0.05mm，即U满足：0＜U≤∆/2。

在对弱刚性框格的待加工型面1加工过程中，正压力，正压力F沿垂直于弱刚性框格的待加工缘条分量为F1,在F1作用下，第一填充物4的变形量为U1=(F1*h1)/(E1*w*A)，第二填充物2的变形量为U2=(F1*h2)/(E2*w*A)，忽略胶层5、垫片变形量，F1为100N，U1=(F1*h1)/(E1*w*A)=0.000008mm，U2=(F1*h2)/(E2*w*A)=0.008mm，U1+U2＜∆=0.1mm，即满足增刚要求。

实施例7：

一种飞机部件，包括弱刚性框格，以及上述实施例1、2或实施例3、4或实施例5、6所述安装在弱刚性框格的填充结构。

按照上述实施例制备获得的飞机部件，外形上满足精度要求。

在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本发明的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。

最后应说明的是：本发明实施例公开的仅为本发明较佳实施例而已，仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解；其依然可以对前述各项实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应的技术方案的本质脱离本发明各项实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种飞机部件工艺增刚的填充结构，其特征在于：所述填充结构用于安装在弱刚性框格内，所述弱刚性框格的缘条宽度为W，筋条高度为H，筋条间距为L；

所述填充结构由第一填充物和第二填充物通过粘胶粘接而成，第一填充物长为A，宽为w，高为h₁，第二填充物长为A,宽w,高h₂，粘胶厚度t=0.3-0.5mm，其中：0.6L≤A≤0.8L，0.5W≤w≤W，h₁=H-h₂-t-2，h₂=10-15mm；

所述弱刚性框格的弹性模量为E，密度为ρ，第一填充物的弹性模量为E1、密度为ρ1，E1≥E，ρ1≤ρ，第二填充物的弹性模量为E2，E2≤0.3E；

将所述第二填充物的外表面与所述弱刚性框格的内型面接触，以使所述填充结构的底部与所述弱刚性框格之间形成间隙；

采用垫片填充所述间隙，以将填充结构固定在所述弱刚性框格中；其中，固定后所述填充结构中第二填充物与所述弱刚性框格相互接触的表面产生正压力F，并发生形变，变形后第一填充物、第二填充物的厚度分别为h₁’、h₂’；

所述弱刚性框格的待加工区变形量U=（h₁’+h₂’+ t1+t-H）/2，且0＜U≤∆/2，t1为垫片厚度，∆为型面公差要求；

所述正压力F沿垂直于弱刚性框格的待加工区缘条分量为F1,在F1作用下第一填充物的变形量为U1=(F1*h₁)/(E1*w*A)，第二填充物的变形量为U2=(F1*h₂)/(E2*w*A)，若U1+U2≤∆，则所述填充结构满足飞机部件工艺增刚要求。

2.根据权利要求1所述的一种飞机部件工艺增刚的填充结构，其特征在于：所述粘胶为环氧树脂类胶。

3.根据权利要求1所述的一种飞机部件工艺增刚的填充结构，其特征在于：所述第一填充物与所述第二填充物的材料不同。

4.根据权利要求3所述的一种飞机部件工艺增刚的填充结构，其特征在于：所述第一填充物的材料为铝合金，所述第二填充物的材料为橡胶。

5.一种如权利要求2-4任意一项所述填充结构的安装方法，其特征在于：将如权利要求2-4任意一项所述弱刚性框格的尺寸、密度、弹性模量，制备获得如权利要求2-4任意一项所述的填充结构；

将所述填充结构安装在所述弱刚性框格中。

6.根据权利要求5所述的一种飞机部件工艺增刚填充结构的安装方法，其特征在于：将所述填充结构安装在所述弱刚性框格中，具体包括：

将所述第二填充物的外表面与所述弱刚性框格的内型面接触，以使所述填充结构的底部与所述弱刚性框格之间形成间隙；

采用垫片填充所述间隙，以将填充结构固定在所述弱刚性框格中；其中，固定后所述填充结构中第二填充物与所述弱刚性框格相互接触的表面产生正压力F，并发生形变，变形后第一填充物、第二填充物的厚度分别为h₁’、h₂’；

所述弱刚性框格的待加工区变形量U=（h₁’+h₂’+ t1+t-W）/2，且0＜U≤∆/2，t1为垫片厚度，∆为型面公差要求；

所述正压力F沿垂直于弱刚性框格的待加工区缘条分量为F1,在F1作用下第一填充物的变形量为U1=(F1*h₁)/(E1*w*A)，第二填充物的变形量为U2=(F1*h₂)/(E2*w*A)，若U1+U2≤∆，则所述填充结构满足飞机部件工艺增刚要求。

7.根据权利要求6所述的一种飞机部件工艺增刚填充结构的安装方法，其特征在于：所述垫片厚度t1满足以下条件，2mm＜t1≤2mm+∆；垫片的弹性模量E3≥E。

8.根据权利要求7所述的一种飞机部件工艺增刚填充结构的安装方法，其特征在于：所述间隙δ=H-h₁-h₂-t-2。

9.一种飞机部件，其特征在于：包括弱刚性框格，以及根据如权利要求6-8任意一项所述的方法安装在所述弱刚性框格内的填充结构。

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