CN113492995B - 一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法，涉及飞机装配技术领域，包括以下步骤：步骤S1：确定待增刚区域；步骤S2：根据待增刚区域，确定胶粘模块；步骤S3：根据确定的胶粘模块，确定胶粘剂；步骤S4：在待增刚区域粘贴快拆胶带，同时在确定的胶粘模块外表面粘贴快拆胶带；步骤S5：将步骤S3中确定的胶粘剂均匀涂抹于待增刚区域的快拆胶带背面，将步骤S2中确定的胶粘模块在待增刚区域位置压紧，待胶粘剂固化后，完成增刚,本申请具有能够有效地改善飞机部件弱刚性区域加工工艺刚性、降低加工振动和飞机部件局部变形、提高飞机部件精整加工精度的优点。

Description

一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法

技术领域

本申请涉及飞机装配技术领域，具体涉及一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法。

背景技术

飞机部件精整加工对机体外形精度要求较高，飞机机体主要由薄壁框梁结构构成，其中存在大量的薄壁高缘条、长梁等零件，这类零件由于其自身刚性较弱，在加工过程中存在难度较大、加工精度难以保证等问题。在零件加工阶段，采用设计专用夹具、真空吸附等方式对零件进行夹持即可满足零件加工要求。这类零件由于其自身刚性较弱，在飞机部件精整加工过程中存在以下问题：（1）由于局部弱刚性，部件加工时发生振动或弹刀，影响加工表面质量和精度；（2）加工过程中振动较大，影响机床寿命，甚至造成机床主轴掉电故障；（3）造成刀具磨损加剧，降低刀具使用寿命；（4）为保证弱刚性区域加工质量，需降低切削参数加工，降低加工效率。

因此，目前急需一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本申请提供一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法，以达到能够有效地改善飞机部件弱刚性区域加工工艺刚性、降低加工振动和飞机部件局部变形、提高飞机部件精整加工精度的作用。

为解决上述的技术问题，本申请采用以下技术方案：

一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法，包括以下步骤：

步骤S1：确定待增刚区域；

步骤S2：根据所述待增刚区域，确定胶粘模块，其具体步骤包括：

步骤S21：在数模中，测量待增刚区域部件缘条高度Hy，根据缘条高度Hy选择胶粘模块的模块长度a；

步骤S22：测量待增刚区域需制孔的孔径D和孔间距e，根据孔径D和孔间距e选择胶粘模块的模块宽度d；

步骤S23：根据模块长度a和模块宽度d，并参照预设的胶粘模块标准系列表，选择对应的胶粘模块；其中，所述胶粘模块标准系列表中包括胶粘模块的型号与模块长度和模块宽度的对应关系；

步骤S3：根据确定的所述胶粘模块，确定胶粘剂；

步骤S4：在所述待增刚区域粘贴快拆胶带，同时在确定的所述胶粘模块外表面粘贴快拆胶带；

步骤S5：将步骤S3中确定的胶粘剂均匀涂抹于所述待增刚区域的快拆胶带背面，将步骤S2中确定的胶粘模块在所述待增刚区域位置压紧，待胶粘剂固化后，完成增刚。

可选地，在步骤S3中，确定的胶粘剂满足以下条件：

（1）抗拉强度σ_b：σ_b≥S*m*(g+A₀)/a*d；

式中，S为安全系数，取1.5~3，m为胶粘模块的重量，A₀为加工振动最大加速度，g为重力加速度，取9800mm/s²，a为模块长度，d为模块宽度；

（2）抗剪强度τ：τ≥c+σ_b*tan∅；

式中，c为胶粘剂的粘聚力，∅为内摩擦角；

（3）不均匀扯离强度σ_c≥40kN/m²。

可选地，在步骤S21中，Hy-5≤a≤Hy。

可选地，在步骤S22中，d≤e-D。

可选地，所述步骤S1具体包括：

步骤S11：对飞机部件进行分区；

步骤S12：按区域对飞机部件待加工区的加工刚性进行判断，将不满足加工要求的区域确定为待增刚区域。

可选地，在步骤S4中，所述在所述待增刚区域粘贴快拆胶带，具体包括以下步骤：

步骤S41：在飞机部件上选择待增刚区域两筋条中间作增刚位置，并做出标记；

步骤S42：清理待增刚位置处腹板和缘条面，并粘贴尺寸大于胶粘模块的快拆胶带。

可选地，在步骤S5中，胶粘剂均匀涂抹于所述待增刚区域的快拆胶带背面时，涂抹的胶层厚度在0.03~0.15mm之间。

可选地，在步骤S5中，所述胶粘模块在所述待增刚区域位置压紧后，静置8~10小时，以使胶粘剂固化。

本申请的有益效果体现在：

1、本申请方法可面向飞机部件骨架精整加工，可适用于飞机部件零件加工阶段增刚，通过建立胶粘模块标准系列表，将胶粘模块进行标准化和模块化设计，然后根据待增刚区域部件参数来合理选择对应参数的胶粘模块即可，再将胶粘模块通过特定选择的胶粘剂和快拆胶带粘接在待增刚区域，完成增刚后再进行部件精准加工，采用胶粘模块进行增刚，安装和拆卸简单方便，提高了加工效率，同时采用胶粘模块粘接的方式，可避免传统机械连接导致的零件干涉问题和安装拆卸周期长的问题，且整个过程对胶粘模块和胶粘剂严格控制，根据实际情况针对性地设计和选择，从而能够有效地改善飞机部件弱刚性区域加工工艺刚性，降低加工振动和飞机部件局部变形，提高飞机部件精整加工精度。

附图说明

为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。

图1为本申请提供的一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法的流程示意图；

图2为本申请中飞机部件缘条高度Hy的参数位置示意图（L为筋条间距）；

图3为本申请中飞机部件孔间距和孔距的参数位置示意图；

图4为本申请中胶粘模块的结构示意图（H为模块高度）；

图5为胶粘模块安装时的示意图；

图6为本申请中胶粘模块安装在飞机部件上后的叠层结构示意图。

附图标记：

1-飞机部件，2-快拆胶带，3-胶粘剂，4-胶粘模块，5a-框安装位置，5b-梁安装位置。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本申请实施例的描述中，需要说明的是，若出现术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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，或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，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申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，若出现术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本申请实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“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；可以是直接相连，也可以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，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

实施例

如图1-6所示，本实施例提供一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法，包括以下步骤：

步骤S1：确定待增刚区域；

步骤S2：根据所述待增刚区域，确定胶粘模块4，其具体步骤包括：

步骤S21：在数模中，测量待增刚区域部件缘条高度Hy，根据缘条高度Hy选择胶粘模块4的模块长度a；

步骤S22：测量待增刚区域需制孔的孔径D和孔间距e，根据孔径D和孔间距e选择胶粘模块4的模块宽度d；

步骤S23：根据模块长度a和模块宽度d，并参照预设的胶粘模块标准系列表，选择对应的胶粘模块4；其中，所述胶粘模块标准系列表中包括胶粘模块4的型号与模块长度和模块宽度的对应关系；

步骤S3：根据确定的所述胶粘模块4，确定胶粘剂3；

步骤S4：在所述待增刚区域粘贴快拆胶带2，同时在确定的所述胶粘模块4外表面粘贴快拆胶带2；

步骤S5：将步骤S3中确定的胶粘剂3均匀涂抹于所述待增刚区域的快拆胶带2背面，将步骤S2中确定的胶粘模块4在所述待增刚区域位置压紧，待胶粘剂3固化后，完成增刚；

完成增刚后，即可进入部件精整加工的步骤。

由于现阶段国内针对部件加工阶段的工艺增刚方法的研究几乎没有，而在零件加工阶段工艺增刚主要采用机械连接的方法。在部件加工阶段，由于涉及零件数量众多，考虑到工艺增刚件与其他零件干涉问题和安装、拆卸周期对加工效率的影响，因此本实施例提出了一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法。

本实施例中，确定好待增刚区域后，通过建立胶粘模块标准系列表，将胶粘模块4进行标准化和模块化设计，然后根据待增刚区域部件参数来合理选择对应参数的胶粘模块4即可，再将选择的胶粘模块4通过特定选择的胶粘剂3（可选择树脂基胶粘剂）和快拆胶带2粘接在待增刚区域，完成增刚后再进行部件精准加工即可（不需要增刚则直接进入精准加工环节）。本申请通过采用胶粘模块4进行增刚，胶粘模块4可为飞机部件1提供支撑，且不会因加工振动、机体变形等脱落，且安装和拆卸更加简单方便，提高了加工效率，同时采用胶粘模块4粘接的方式，可避免传统机械连接导致的零件干涉问题和安装拆卸周期长的问题，且整个过程对胶粘模块4和胶粘剂3严格控制，根据实际情况针对性地设计和选择，从而能够有效地改善飞机部件1弱刚性区域加工工艺刚性，降低加工振动和飞机部件1局部变形，提高飞机部件1精整加工精度。

需要说明的是，快拆胶带2主要包括连接在一起的胶层和胶带层，胶层使用一种能有效连接金属的强力胶，且该强力胶能被有机溶剂快速溶解失效；胶层附着于胶带层内表面，胶带层外表面较粗糙，方便树脂基胶粘剂3附着。使用时，胶层贴于金属表面上，胶带层朝外。

在步骤S21中，建立的胶粘模块标准系列表如下表所示，具有较大的参考指导意义，避免依靠人工经验造成较大误差。

由于胶粘模块4存在自身重量且加工振动会产生动载荷，胶粘剂3强度不足会造成胶粘剂内聚破坏（CF）、粘附破坏（AF）等，造成胶粘模块4脱离，因此需要选择可适用的胶粘剂3。因此，作为一种可选的实施方式，在步骤S3中，确定的胶粘剂3满足以下条件：

（1）抗拉强度σ_b：σ_b≥S*m*(g+A₀)/a*d；

式中，S为安全系数，取1.5~3，m为胶粘模块4的重量，A₀为加工振动最大加速度，g为重力加速度，取9800mm/s²，a为模块长度，d为模块宽度；

（2）抗剪强度τ：τ≥c+σ_b*tan∅；

式中，c为胶粘剂的粘聚力，∅为内摩擦角；

（3）不均匀扯离强度σ_c≥40kN/m²。

本申请在对胶粘剂3进行选择时，分别对抗拉强度σ_b、抗剪强度τ及不均匀扯离强度σ_c进行了条件筛选，并依据计算公式精确得出选择的胶粘剂3应当具有的特性参数值，其中抗拉强度σ_b和抗剪强度τ都需要依据选择的胶粘模块4的模块长度和宽度来得出，更加有针对性和适用性，科学合理化设计，保证了胶粘模块4粘接方式的可行性。

作为一种可选的实施方式，在步骤S21中，Hy-5≤a≤Hy；在步骤S22中，d≤e-D。

胶粘模块4的参数设计选择是依据飞机部件1参数（即缘条高度Hy、孔径D和孔间距e）来匹配的，更具有针对性和适应性，从而保证增刚结构的合理性。

作为一种可选的实施方式，所述步骤S1具体包括：

步骤S11：对飞机部件1进行分区；

步骤S12：按区域对飞机部件1待加工区的加工刚性进行判断，将不满足加工要求的区域确定为待增刚区域。

按照区域化进行增刚，可提高增刚效率，且在分区时可在待增刚区域位置进行标记，方便后续识别。

作为一种可选的实施方式，在步骤S4中，所述在飞机部件1上选择的待增刚区域粘贴快拆胶带2，具体包括以下步骤：

步骤S41：在飞机部件1上选择待增刚区域两筋条中间作增刚位置，并做出标记；

步骤S42：清理待增刚位置处腹板和缘条面，并粘贴尺寸大于胶粘模块4的快拆胶带2。

作为一种可选的实施方式，在步骤S5中，胶粘剂3均匀涂抹于所述待增刚区域的快拆胶带2背面时，要求涂抹的胶层厚度在0.03~0.15mm之间，保证粘接力。

作为一种可选的实施方式，在步骤S5中，胶粘模块4在待增刚区域位置压紧后，需静置8~10小时，以使胶粘剂固化。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本申请的权利要求和说明书的范围当中。

Claims (5)

1.一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S1：确定待增刚区域；

步骤S2：根据所述待增刚区域，确定胶粘模块，其具体步骤包括：

步骤S21：在数模中，测量待增刚区域部件缘条高度Hy，根据缘条高度Hy选择胶粘模块的模块长度a，其条件为：Hy-5≤a≤Hy；

步骤S22：测量待增刚区域需制孔的孔径D和孔间距e，根据孔径D和孔间距e选择胶粘模块的模块宽度d，其条件为：d≤e-D；

步骤S23：根据模块长度a和模块宽度d，并参照预设的胶粘模块标准系列表，选择对应的胶粘模块；其中，所述胶粘模块标准系列表中包括胶粘模块的型号与模块长度和模块宽度的对应关系；

步骤S3：根据确定的所述胶粘模块，确定胶粘剂；

步骤S4：在所述待增刚区域粘贴快拆胶带，同时在确定的所述胶粘模块外表面粘贴快拆胶带；

步骤S5：将步骤S3中确定的胶粘剂均匀涂抹于所述待增刚区域的快拆胶带背面，将步骤S2中确定的胶粘模块在所述待增刚区域位置压紧，待胶粘剂固化后，完成增刚；

在步骤S3中，确定的胶粘剂满足以下条件：

（1）抗拉强度σ_b：σ_b≥S*m*(g+A₀)/a*d；

式中，S为安全系数，取1.5~3，m为胶粘模块的重量，A₀为加工振动最大加速度，g为重力加速度，取9800mm/s²，a为模块长度，d为模块宽度；

（2）抗剪强度τ：τ≥c+σ_b*tan∅；

式中，c为胶粘剂的粘聚力，∅为内摩擦角；

（3）不均匀扯离强度σ_c≥40kN/m²。

2.根据权利要求1所述的一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法，其特征在于，所述步骤S1具体包括：

步骤S11：对飞机部件进行分区；

步骤S12：按区域对飞机部件待加工区的加工刚性进行判断，将不满足加工要求的区域确定为待增刚区域。

3.根据权利要求1所述的一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法，其特征在于，在步骤S4中，所述在所述待增刚区域粘贴快拆胶带，具体包括以下步骤：

步骤S41：在飞机部件上选择待增刚区域两筋条中间作增刚位置，并做出标记；

步骤S42：清理待增刚位置处腹板和缘条面，并粘贴尺寸大于胶粘模块的快拆胶带。

4.根据权利要求1所述的一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法，其特征在于，在步骤S5中，胶粘剂均匀涂抹于所述待增刚区域的快拆胶带背面时，涂抹的胶层厚度在0.03~0.15mm之间。

5.根据权利要求1或4所述的一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法，其特征在于，在步骤S5中，所述胶粘模块在所述待增刚区域位置压紧后，静置8~10小时，以使胶粘剂固化。

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