CN113501138A - 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，涉及飞机部件装配技术领域，包括以下步骤：根据待加工区域刚性情况，识别出局部弱刚性区域和/或整体弱刚性区域；选择带一字形撑杆的增刚组件作为局部弱刚性区域的增刚组件，选择带Y字形撑杆的增刚组件作为整体弱刚性区域；增刚组件包括依次连接的第一底座、第一支座、撑杆、第二支座和第二底座，撑杆分为一字形撑杆和Y字形撑杆；确定增刚组件的安装条件；确定增刚组件中的第二底座尺寸；确定增刚组件中的第一底座固定位置；根据确定的安装条件，安装增刚组件；本申请具有可针对弱刚性类型进行合理设计、提高精整加工效率的优点。

Description

一种增加飞机部件精整加工工艺刚性的方法

技术领域

本申请涉及飞机部件装配技术领域，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

在飞机部件精整加工过程中，飞机骨架中部分的框梁缘条需加工，但局部位置结构刚性不足，切削过程中切削力和切削热会带来以下问题：（1）刚性不足造成加工表面质量差甚至无法加工；（2）加剧刀具磨损，降低刀具使用寿命；（3）导致机床主轴的损坏；（4）在弱刚性区域不得不采取降低转速和切削量，降低生产效率；（5）整体轮廓变形，主要表现为加工面弯曲、扭曲。因此在实际加工过程中，需要对局部弱刚性区域施加支撑来增加待加工部位刚性，从而保证加工质量，提高加工效率。

在零件加工中，针对飞机薄壁零件为保证加工质量，主要有以下增刚方法：（1）真空吸盘增强法；（2）弹性夹与胀紧增强法；（3）粘接增强法，以上方法针对零件单元加工刚性增加有显著效果。但面对骨架精整加工时，现有技术基本采用统一的增刚结构，且依靠人工经验，存在增刚效果差的问题。

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，以达到可针对飞机骨架精整加工中弱刚性类型进行合理设计，并根据弱刚性位置的可加工性提高精整加工效率的作用。

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：识别弱刚性类型：根据待加工区域刚性情况，识别出局部弱刚性区域和/或整体弱刚性区域；

步骤S2：选择增刚组件类型：选择带一字形撑杆的增刚组件作为所述局部弱刚性区域的增刚组件，选择带Y字形撑杆的增刚组件作为所述整体弱刚性区域；其中，所述增刚组件包括依次连接的第一底座、第一支座、撑杆、第二支座和第二底座，所述撑杆分为一字形撑杆和Y字形撑杆；

步骤S3：确定增刚组件的安装条件：若选择带一字形撑杆的增刚组件，则安装条件为：

b₁=Ly₁/cosθ₁；

30º<θ₁< 65º；

式中，b₁为一字形撑杆长度，Ly₁为待增刚缘条长度，θ₁为增刚组件与相邻框梁腹板之间的夹角；

若选择带Y字形撑杆的增刚组件，则安装条件为：

；

60º<θ₂<130º；

式中，b₂为Y字形撑杆分支长度，Ly₂为整体弱刚性缘条长度，θ₂为Y字形撑杆两分支之间的夹角；

步骤S4：确定所述增刚组件中的第二底座的尺寸；

步骤S5：确定所述增刚组件中的第一底座的固定位置；

步骤S6：根据确定的所述安装条件，安装所述增刚组件。

可选地，所述步骤S4具体包括：

步骤S41：以框梁中的筋条为分界面，根据分界面内待增刚部件位置缘条长度L_f，确定与缘条紧贴位置第二底座长度尺寸Lg；其中，

；

步骤S42：根据待增刚部件位置缘条宽度H_f，确定第二底座的宽度尺寸Hg；其中，

。

可选地，所述步骤S5中,所述固定位置为相邻的框梁腹板孔处。

可选地，所述第一底座与第一支座通过螺栓连接，所述第一底座用于定位固定于相邻的框梁腹板减轻孔处，所述第二底座与第二支座之间通过螺栓连接，所述第二底座用于定位固定于具有弱刚性的框梁缘条位置，所述撑杆与第一底座螺纹连接。

可选地，所述撑杆上设置有螺杆调节器，所述螺杆调节器用于调节撑杆长度。

可选地，所述第二底座末端设置有压力传感器，所述压力传感器用于检测收集压紧力。

可选地，在步骤S6中，在进行增刚组件安装时，第二底座处压力值n控制在0＜n≤20N， N为牛，则沿撑杆轴向力F满足以下公式：

；

式中，T为拧紧力矩，P为撑杆螺距，d ₂ 为撑杆螺纹中径，μ为摩擦系数。

可选地，所述步骤S6具体包括：

步骤S61：将选择的撑杆与第一支座螺纹连接，通过螺杆调节器调整撑杆长度；

步骤S62：将第二底座与弱刚性框梁缘条位置紧贴，对弱刚性区域给予支撑。

本申请的有益效果体现在：

本申请根据弱刚性类型设计出对应结构的增刚组件，即局部弱刚性区域选择带一字形撑杆的增刚组件，整体弱刚性区域选择带Y字形撑杆的增刚组件，从而可针对飞机骨架精整加工中弱刚性类型进行合理设计，具有针对性，避免统一增刚结构造成增刚工艺不合理的情况，同时基于一字形撑杆和Y字形撑杆的增刚组件均得出了对应的安装条件计算公式，基于该计算公式，对增刚结构的设计与安装具有较大的指导意义，避免依赖人工经验导致效率低下，使得增刚工艺设计更加科学化和合理化，从而提高精整加工效率。

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为本申请针对飞机骨架精整加工局部弱刚性区域增刚时的结构示意图；

图3为本申请针对飞机骨架精整加工整体弱刚性区域增刚时的结构示意图；

图4为本申请中增刚组件的结构示意图；

图5为本申请中Y字形撑杆的结构示意图；

图6为增刚组件安装完成后的结构示意图。

附图标记：

100-增刚组件，110-第一底座，120-第一支座，130-撑杆，140-第二支座，150-第二底座，160-螺杆调节器，170-压力传感器。

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：识别弱刚性类型：根据待加工区域刚性情况，识别出局部弱刚性区域和/或整体弱刚性区域；

步骤S2：选择增刚组件100类型：选择带一字形撑杆130的增刚组件100作为所述局部弱刚性区域的增刚组件100，选择带Y字形撑杆130的增刚组件100作为所述整体弱刚性区域；其中，所述增刚组件100包括依次连接的第一底座110、第一支座120、撑杆130、第二支座140和第二底座150，所述撑杆130分为一字形撑杆和Y字形撑杆；

步骤S3：确定增刚组件100的安装条件：若选择带一字形撑杆130的增刚组件100，则安装条件为：

b₁=Ly₁/cosθ₁；

30º<θ₁< 65º；

式中，b₁为一字形撑杆长度，Ly₁为待增刚缘条长度，θ₁为增刚组件与相邻框梁腹板之间的夹角；

若选择带Y字形撑杆的增刚组件100，则安装条件为：

；

60º<θ₂<130º；

式中，b₂为Y字形撑杆分支长度，Ly₂为整体弱刚性缘条长度，θ₂为Y字形撑杆两分支之间的夹角；

步骤S4：确定所述增刚组件100中的第二底座150的尺寸；

步骤S5：确定所述增刚组件100中的第一底座110的固定位置；

步骤S6：根据确定的所述安装条件，安装所述增刚组件100。

本实施例中，根据弱刚性类型设计出对应结构的增刚组件100，即局部弱刚性区域选择带一字形撑杆的增刚组件100，整体弱刚性区域选择带Y字形撑杆的增刚组件100，从而可针对飞机骨架精整加工中弱刚性类型进行合理设计，具有针对性，避免统一增刚结构造成增刚工艺不合理的情况，同时基于一字形撑杆和Y字形撑杆的增刚组件100均得出了对应的安装条件计算公式，基于该计算公式，对增刚结构的设计与安装具有较大的指导意义，避免依赖人工经验导致效率低下，使得增刚工艺设计更加科学化和合理化，确定好增刚组件100类型及设计参数后，再将增刚组件100中的第一底座110和第二底座150安装到飞机部件骨架对应位置，即可快速安装好增刚组件100，从而提高精整加工效率。

作为一种可选的实施方式，所述步骤S4具体包括：

步骤S41：以框梁中的筋条为分界面，根据分界面内待增刚部件位置缘条长度L_f，确定与缘条紧贴位置第二底座150长度尺寸Lg；其中，

；

步骤S42：根据待增刚部件位置缘条宽度H_f，确定第二底座150的宽度尺寸Hg；其中，

。

这里第二底座150用于对弱刚性区域给予支撑，其长度与宽度尺寸设计对支撑强度的影响比较重要，因此需要合理设计，根据力学结构，计算出第二底座150长度与宽度尺寸设计的参数计算式，设计时，参照该参数计算式可进行明确指导，降低安装难度。

作为一种可选的实施方式，步骤S5中,所述固定位置为相邻的框梁腹板孔处。

作为一种可选的实施方式，第一底座110与第一支座120通过螺栓连接，第一底座110用于定位固定于相邻的框梁腹板减轻孔处，第二底座150与第二支座140之间通过螺栓连接，第二底座150用于定位固定于具有弱刚性的框梁缘条位置，撑杆130与第一底座110螺纹连接。

本申请设计的增刚组件100，根据选用的一字形撑杆或Y字形撑杆组装在第一底座110上即可，用于采用螺纹连接结构，可调撑杆130长度，可实现快速准确定位增刚的作用，且可用于不同位置、不同尺寸的弱刚性部件增刚，避免了不同尺寸设计不同长度，降低制造成本，定位连接简单可靠，定位精度高，能快速装夹拆卸，可重复利用，通用性好。

作为一种可选的实施方式，撑杆130上设置有螺杆调节器160，螺杆调节器160用于调节撑杆130长度，通过扭转螺杆调节器160带动撑杆130旋入或旋出第一底座110，方便使力，具有快速调整的作用。

作为一种可选的实施方式，第二底座150末端设置有压力传感器170，压力传感器170用于检测收集压紧力，直观高效，便于通过压力传感器170判断第二底座150安装压紧力是否可靠。压力传感器170为抗腐蚀的陶瓷压力传感器，压力直接作用在陶瓷膜片的前表面，使膜片产生微小变形，后膜电阻印刷在陶瓷膜片的背面，连接成一个慧斯电桥，通过压敏电阻的压阻效应，使电桥产生一个与压力成正比的电压信号。

作为一种可选的实施方式，在步骤S6中，在进行增刚组件100安装时，第二底座150处压力值n控制在0＜n≤20N， N为牛，则沿撑杆130轴向力F满足以下公式：

；

式中，T为拧紧力矩，P为撑杆螺距，d ₂ 为撑杆螺纹中径，μ为摩擦系数。

读取压力传感器数值，数值在0-20N时对弱刚性区域有足够支撑，能提高弱刚性梁刚性，抵抗切削力，并对撑杆130轴向力F进行优化设计，通过参照该轴向力F的关系式，可明确计算出安装时轴向力F是否在合理范围内。

作为一种可选的实施方式，所述步骤S6具体包括：

步骤S61：将选择的撑杆130与第一支座120螺纹连接，通过螺杆调节器160调整撑杆130长度；

步骤S62：将第二底座150与弱刚性框梁缘条位置紧贴，对弱刚性区域给予支撑。

需要说明的是，当该区域加工完毕后，只需旋转螺杆调节器160，分别将第一底座110和第二底座150从腹板及缘条松开即可，当需要对另一区域增刚时，重复上述步骤S1-S6即可。

需要说明的是，本申请中所述的框梁指的是飞机部件上的框类部件和梁类部件。

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 (8)

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：识别弱刚性类型：根据待加工区域刚性情况，识别出局部弱刚性区域和/或整体弱刚性区域；

步骤S2：选择增刚组件类型：选择带一字形撑杆的增刚组件作为所述局部弱刚性区域的增刚组件，选择带Y字形撑杆的增刚组件作为所述整体弱刚性区域；其中，所述增刚组件包括依次连接的第一底座、第一支座、撑杆、第二支座和第二底座，所述撑杆分为一字形撑杆和Y字形撑杆；

步骤S3：确定增刚组件的安装条件：若选择带一字形撑杆的增刚组件，则安装条件为：

b₁=Ly₁/cosθ₁；

30º<θ₁< 65º；

式中，b₁为一字形撑杆长度，Ly₁为待增刚缘条长度，θ₁为增刚组件与相邻框梁腹板之间的夹角；

若选择带Y字形撑杆的增刚组件，则安装条件为：

；

60º<θ₂<130º；

式中，b₂为Y字形撑杆分支长度，Ly₂为整体弱刚性缘条长度，θ₂为Y字形撑杆两分支之间的夹角；

步骤S4：确定所述增刚组件中的第二底座的尺寸；

步骤S5：确定所述增刚组件中的第一底座的固定位置；

步骤S6：根据确定的所述安装条件，安装所述增刚组件。

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S4具体包括：

步骤S41：以框梁中的筋条为分界面，根据分界面内待增刚部件位置缘条长度L_f，确定与缘条紧贴位置第二底座长度尺寸Lg；其中，

；

步骤S42：根据待增刚部件位置缘条宽度H_f，确定第二底座的宽度尺寸Hg；其中，

。

3.根据权利要求2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S5中,所述固定位置为相邻的框梁腹板孔处。

4.根据权利要求3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，所述第一底座与第一支座通过螺栓连接，所述第一底座用于定位固定于相邻的框梁腹板减轻孔处，所述第二底座与第二支座之间通过螺栓连接，所述第二底座用于定位固定于具有弱刚性的框梁缘条位置，所述撑杆与第一底座螺纹连接。

5.根据权利要求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，所述撑杆上设置有螺杆调节器，所述螺杆调节器用于调节撑杆长度。

6.根据权利要求5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，所述第二底座末端设置有压力传感器，所述压力传感器用于检测收集压紧力。

7.根据权利要求5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S6中，在进行增刚组件安装时，第二底座处压力值n控制在0＜n≤20N， N为牛，则沿撑杆轴向力F满足以下公式：

；

式中，T为拧紧力矩，P为撑杆螺距，d ₂ 为撑杆螺纹中径，μ为摩擦系数。

8.根据权利要求5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S6具体包括：

步骤S61：将选择的撑杆与第一支座螺纹连接，通过螺杆调节器调整撑杆长度；

步骤S62：将第二底座与弱刚性框梁缘条位置紧贴，对弱刚性区域给予支撑。

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