CN114435621A - 一种飞机部件装配工装及装配方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种飞机部件装配工装及装配方法，包括工装骨架，工装骨架上设置有第一定位组件，第一定位组件包括固定在工装骨架顶部的第一固定基座，第一固定基座上设置有可上下滑移的第一固定机构，第一固定机构用于定位固定飞机部件的顶部，第一固定机构上设置有第一传动机构，第一传动机构用于带动第一固定机构上下移动，第一传动机构连接有第一扭矩放大机构，本申请具有可适应狭小空间的操作、降低操作难度、提高了操作效率的优点。

Description

一种飞机部件装配工装及装配方法

技术领域

本申请涉及飞机装配技术领域，尤其涉及一种飞机部件装配工装及装配方法。

背景技术

飞机装配是飞机制造的重要环节，保证零件与零件、零件与工装、工装与工装之间的协调，进而保证装配准确度的飞机制造协调方式是飞机制造的重要特点。通过一系列的专用工艺装备，对有协调要求的形状和尺寸按模拟量进行传递，逐步传递到零件和部件上。在传递过程中存在一定数量的公共环节，公共环节越多，非公共环节越少，协调准确度就越高。这种协调方法能以较低的制造准确度保证较高的协调准确度。

由于飞机部件装配的产品零件多，现有飞机部件装配工装存在装配站架时间长，操作空间狭小、操作复杂、人机工程界面不友好等等问题，导致操作时间长，工作效率低。

发明内容

本申请的主要目的在于提供一种飞机部件装配工装及装配方法，旨在解决现有飞机部件装配工装操作空间狭小、操作复杂的技术问题。

为实现上述目的，本申请提供一种飞机部件装配工装，包括工装骨架，工装骨架上设置有第一定位组件；其中第一定位组件包括固定在工装骨架顶部的第一固定基座，第一固定基座上设置有可上下滑移的第一固定机构，第一固定机构用于定位固定飞机部件的顶部，第一固定机构上设置有第一传动机构，第一传动机构用于带动第一固定机构上下移动，第一传动机构连接有第一扭矩放大机构，第一扭矩放大机构包括第一手轮，第一手轮通过万向节连接有第一扭矩杆，第一扭矩杆通过万向节连接有第一减速器，第一减速器固定在工装骨架顶部，第一减速器通过万向节连接有第二扭矩杆，第二扭矩杆通过万向节连接有第一输出轴，第一输出轴与第一传动机构连接。

可选地，第一固定机构两组分别可滑动地设置于第一固定基座前后侧的移动架，移动架的底部均铰接有第一定位器，两移动架相对的一侧均设置第一传动机构，两组第一传动机构均对应连接有一组第一扭矩放大机构。

可选地，第一传动机构包括固定套设在第一输出轴上的第一齿轮，第一齿轮啮合连接有设置在移动架上的第一链条或第一齿条。

可选地，工装骨架上还设置有第二定位组件，第二定位组件包括固定在工装骨架顶部的第二固定基座，第二固定基座上设置有可上下滑移的移动块，移动块底部连接有多个第二定位器，移动块上设置有第二传动机构，第二传动机构用于带动移动块上下移动，第二传动机构连接有第二扭矩放大机构，第二扭矩放大机构包括第二手轮，第二手轮通过万向节连接有第三扭矩杆，第三扭矩杆通过万向节连接有第二减速器，第二减速器固定在工装骨架顶部，第二减速器通过万向节连接有第四扭矩杆，第四扭矩杆通过万向节连接有第二输出轴，第二输出轴与第二传动机构连接。

可选地，第二传动机构包括固定套设在第二输出轴上的第二齿轮，第二齿轮啮合连接有设置在移动块上的第二链条或第二齿条。

可选地，工装骨架包括第一侧梁骨架和第二侧梁骨架，第一侧梁骨架和第二侧梁骨架的底部之间连接有下侧梁骨架，第一侧梁骨架和第二侧梁骨架的顶部之间连接有上侧梁骨架，第一扭矩放大机构设置于第一侧梁骨架上，第二扭矩放大机构设置于第二侧梁骨架上，第一固定基座和第二固定基座均固定于上侧梁骨架上。

可选地，下侧梁骨架顶部设置有多组第三定位组件，第三定位组件包括固定在下侧梁骨架上的第三固定基座，第三固定基座上设置有上下可调的托板。

可选地，第三固定基座上设置有高度调节机构，高度调节机构包括伺服电机，伺服电机的输出轴连接有凸轮，托板底部设置有与凸轮配合的活动顶杆。

可选地，第三固定基座的外侧壁铰接有翻转杠杆，翻转杠杆的一端可拆卸铰接在托板底部一侧。

可选地，第一侧梁骨架内侧壁设置有第四定位组件，第四定位组件包括第三手轮，第三手轮连接有固定在第一侧梁骨架上的第三减速器，第三减速器连接有转动轴，转动轴另一端活动连接有固定在第一侧梁骨架上的轴承座，转动轴上固定套设有转动板，转动板靠近第二侧梁骨架的一面设置有多个第三定位器。

可选地，上侧梁骨架和下侧梁骨架之间设置有靠近第二侧梁骨架的第五定位组件，第五定位组件包括铰接在下侧梁骨架顶部的定位板，定位板顶部可拆卸铰接有活动板，活动板铰接在上侧梁骨架底部，定位板靠近第一侧梁骨架的一面设置有多个第四定位器。

一种基于所述的飞机部件装配工装的装配方法，包括以下步骤：

将下壁板吊装到工装骨架内，通过第三定位组件的托板和第五定位组件的第四定位器对下壁板进行初定位，通过高度调节机构将托板升起抵紧下壁板，以完成下壁板的定位固持；

将飞机部件中分散的整框组件、梁分别装配到已定位固持的下壁板上，并通过第一定位组件的第一定位器和第二定位组件的第二定位器同时对整框组件、梁进行定位固持，以完成下壁板以及整框组件、梁的装配；

将左右壁板铺设在飞机骨架上，通过第四定位组件的第三定位器和第五定位组件的第四定位器分别对左右壁板组件进行初定位，同时用第一定位组件的第一定位器对左右壁板进行压紧固持，以完成左右壁板在飞机骨架上的装配；其中，所述飞机骨架事先穿过工装骨架并固定好；

使第一定位组件的移动架和第二定位组件的移动块同时上移到对应位置，通过第四定位组件的第三定位器和第五定位组件的第四定位器初定位好上壁板，以完成上壁板在飞机骨架上的装配；

将飞机上的散件、梁组件通过第四定位组件的第三定位器和第五定位组件的第四定位器进行定位固定，以完成散件、梁组件在左右壁板、上壁板、下壁板以及飞机骨架上的装配，得到飞机段件。

可选地，所述将飞机上的散件、梁组件通过第四定位组件的第三定位器和第五定位组件的第四定位器进行定位固定，以完成散件、梁组件在左右壁板、上壁板、下壁板以及飞机骨架上的装配，得到飞机段件的步骤之后，还包括以下步骤：

将吊装设备的吊挂与飞机段件吊点连接，将吊索处于预紧保护状态；

使第三定位组件、第四定位组件和第五定位组件均脱离与飞机段件的接触支撑状态；

使第一定位组件的移动架和第二定位组件的移动块同时上升至最高处；

启动吊装设备将飞机段件吊出。

本申请所能实现的有益效果如下：

本申请在装配飞机时，利用扭矩变量变向原理，设置第一扭矩放大机构可实现用纯机械手工旋转第一手轮即可带动第一固定机构上下滑移，可从工装骨架外部操控飞机部件顶端上下移动，无需在工装骨架内部操控，从而可适应狭小空间的操作，同时避免了设置工作梯及工人上下工作梯往返进行操作，降低了操作难度；其次，通过第一扭矩放大机构的设置，可极大节约了在工装骨架内部设置移动机构的空间占用，使得工装骨架内部空间更加宽敞，且由于第一扭矩放大机构的各组成部件均通过万向节连接，因此在操作时可根据现场布置情况从不同方向转动第一手轮来提供力矩，无需受现场因素的制约，操作自由度和灵活性比较强，大大降低了操作难度，提高装配效率。

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为本申请的实施例中一种飞机部件装配工装的结构示意图；

图2为本申请的实施例中工装骨架的结构示意图；

图3为本申请的实施例中第一定位组件的结构示意图；

图4为本申请的实施例中第二定位组件的结构示意图；

图5为本申请的实施例中第二定位组件另一视角的结构示意图；

图6为本申请的实施例中第三定位组件的结构示意图；

图7为本申请的实施例中第三定位组件的透视结构示意图；

图8为本申请的实施例中第四定位组件的结构示意图；

图9为本申请的实施例中第五定位组件在工装骨架上的安装结构示意图；

图10为本申请的实施例中第一定位组件和第二定位组件在工装骨架上的安装结构示意图(图中箭头指向为对应部件运动方向)；

图11为本申请的实施例中第四定位组件在工装骨架上的安装结构示意图图中箭头指向为对应部件运动方向)。

附图标记：

100-工装骨架，110-第一侧梁骨架，120-第二侧梁骨架，130-上侧梁骨架，140-下侧梁骨架，200-第一定位组件，210-第一固定基座，220-第一固定机构，221-移动架，222-第一定位器，230-第一传动机构，231-第一链条，240-第一扭矩放大机构，241-第一手轮，242-第一扭矩杆，243-第一减速器，244-第二扭矩杆，245-第一输出轴，300-第二定位组件，310-第二固定基座，320-移动块，330-第二定位器，340-第二传动机构，341-第二齿轮，342-第二链条，350-第二扭矩放大机构，351-第二手轮，352-第三扭矩杆，353-第二减速器，354-第四扭矩杆，355-第二输出轴，400-第三定位组件，410-第三固定基座，420-托板，430-高度调节机构，431-伺服电机，432-凸轮，433-活动顶杆，440-翻转杠杆，500-第四定位组件，510-第三手轮，520-第三减速器，530-转动轴，540-轴承座，550-转动板，560-第三定位器，600-第五定位组件，610-定位板，620-活动板，630-第四定位器。

本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

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，所描述的实施例仅仅是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。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。

需要说明的是，本申请实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。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。

另外，若本申请实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案、或B方案、或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本申请要求的保护范围之内。

实施例1

参照图1-图11，本实施例提供一种飞机部件装配工装，包括工装骨架100，工装骨架100上设置有第一定位组件200；其中第一定位组件200包括固定在工装骨架100顶部的第一固定基座210(可采用箱式结构，便于安装)，第一固定基座210上设置有可上下滑移的第一固定机构220，第一固定机构220用于定位固定飞机部件的顶部，第一固定机构220上设置有第一传动机构230，第一传动机构230用于带动第一固定机构220上下移动，第一传动机构230连接有第一扭矩放大机构240，第一扭矩放大机构240包括第一手轮241，第一手轮241通过万向节连接有第一扭矩杆242，第一扭矩杆242通过万向节连接有第一减速器243，第一减速器243固定在工装骨架100顶部，第一减速器243通过万向节连接有第二扭矩杆244，第二扭矩杆244通过万向节连接有第一输出轴245，第一输出轴245与第一传动机构230连接。

在本实施例中，操作时，手动转动第一手轮241带动第一扭矩杆242转动，则带动第一减速器243内部齿轮机构运转，通过第一减速器243对转动扭矩的放大后将扭矩传递给第二扭矩杆244，第二扭矩杆244转动带动第一输出轴245转动，从而使得第一输出轴245带动第一传动机构230运行，即带动第一固定机构220上下移动，即通过第一手轮241的不同转向即可实现对第一固定机构220的上下移动，第一固定机构220沿着第一固定基座210下移时，以适应对飞机部件的顶端零件定位夹持固定，完成飞机部件顶部的装配后，解除对飞机部件的固定作用，第一固定机构220上移以移出空间。

因此，在本实施例中，在装配飞机时，利用扭矩变量变向原理，设置第一扭矩放大机构240可实现用纯机械手工旋转第一手轮241即可带动第一固定机构220上下滑移，可从工装骨架100外部操控飞机部件顶端上下移动，无需在工装骨架100内部操控，从而可适应狭小空间的操作，同时避免了设置工作梯及工人上下工作梯往返进行操作，降低了操作难度；其次，通过第一扭矩放大机构240的设置，可极大节约了在工装骨架100内部设置移动机构的空间占用，使得工装骨架100内部空间更加宽敞，且由于第一扭矩放大机构240的各组成部件均通过万向节连接，因此在操作时可根据现场布置情况从不同方向转动第一手轮241来提供力矩，无需受现场因素的制约，操作自由度和灵活性比较强，大大降低了操作难度，提高装配效率。

需要说明的是，本实施例科学原理是根据能量守恒定理，输入输出功率相等的情况下，扭矩可以是一个可变向量，且可远程变向量传递，通过公式：功率＝转速×力矩，可进行减速增扭设计，精确设计制造出第一扭矩放大机构240，实现远程操控工装大部件直线位移的目的，避免工装移动操作机构站位与装配铆接空间的干涉重叠问题，从而增大装配铆接操作空间，这里第一减速器243可采用蜗轮蜗杆减速器，具备良好的自锁功能，满足使用要求；同时由于第一扭矩放大机构240可定扭矩及操作定置设计，更利于优化工人的操作用力及位姿从而优化人机工程界面；基于第一扭矩放大机构240的以上两个优点，飞机部件装配型架设计可具有极大的改善装配操作空间及操作性，同时利于装配型架的功能模块化设计。同时，第一扭矩放大机构240的扭矩平衡数学模型建立、自锁传动比设计、变向结构设计，在满足了人工可操作要求的条件下，能确保工装大型部件的连续位移并实现实时自锁。

作为一种可选的实施方式，第一固定机构220两组分别可滑动地设置于第一固定基座210前后侧的移动架221，移动架221的底部均铰接有第一定位器222，两移动架221相对的一侧均设置第一传动机构230，两组第一传动机构230均对应连接有一组第一扭矩放大机构240。

在本实施方式中，操作时，可通过分别操作两组第一扭矩放大机构240的第一手轮241来分别驱动对应第一传动机构230，可分别用于固定飞机部件顶部不同高度的零件，可适应各种复杂装配；同时，移动架221设有两组，每组移动架221底部均铰接有第一定位器222用于固定飞机的顶端部件，每组移动架221的第一定位器222可分别用于装配飞机部件顶部前后侧的零部件，且铰接的第一定位器222可进行转动，具有一定翻转功能(翻转时通过使第一定位器222转动一定角度即可)，以将零件转动到装配位置，便于适应装配时的操作需求，因此第一固定机构220集直线位移和翻转功能为一体，并具有可适于飞机部件顶部的前后侧的装配功能，定位固持范围大，更加适应大型飞机部件的复杂装配需求。

作为一种可选的实施方式，第一传动机构230包括固定套设在第一输出轴245上的第一齿轮，第一齿轮啮合连接有设置在移动架221上的第一链条231或第一齿条。

在本实施方式中，第一输出轴245转动时带动第一齿轮转动，即带动第一链条231或第一齿条上下移动，使移动架221随之同步移动，结构简单，易于实现。需要说明的是，这里还可另外增设限位机构(图中未画出)对移动后的移动架221牢牢固定在第一固定基座210上。

作为一种可选的实施方式，工装骨架100上还设置有第二定位组件300，第二定位组件300包括固定在工装骨架100顶部的第二固定基座310，第二固定基座310上设置有可上下滑移的移动块320，移动块320底部连接有多个第二定位器330，移动块320上设置有第二传动机构340，第二传动机构340用于带动移动块320上下移动，第二传动机构340连接有第二扭矩放大机构350，第二扭矩放大机构350包括第二手轮351，第二手轮351通过万向节连接有第三扭矩杆352，第三扭矩杆352通过万向节连接有第二减速器353，第二减速器353固定在工装骨架100顶部，第二减速器353通过万向节连接有第四扭矩杆354，第四扭矩杆354通过万向节连接有第二输出轴355，第二输出轴355与第二传动机构340连接。

在本实施方式中，通过增设第二定位组件300，可与第一定位组件200配合共同定位固持飞机部件的顶端零件，主要针对零部件较多较复杂需要多点定位时，则需要同时通过第一定位组件200和第二定位组件300共同使用，第二定位组件300的工作原理和第一定位组件200相同，操作时，手动转动第二手轮351带动第三扭矩杆352转动，通过第二减速器353将扭矩放大后传递给第四扭矩杆354，从而使第二输出轴355转动以驱动第二传动机构340运转，然后通过第二定位器330即可对定位固持飞机部件的顶端零件。需要说明的是，第二定位组件300主要起到直线位移的作用，因此并无第一定位组件200可对飞机部件进行翻转的功能。通过第一定位组件200和第二定位组件300的配合使用，可适应各种装配需求，操作灵活。

作为一种可选的实施方式，第二传动机构340包括固定套设在第二输出轴355上的第二齿轮341，第二齿轮341啮合连接有设置在移动块320上的第二链条342或第二齿条。

在本实施方式中，第二传动机构340与第一传动机构230的工作原理相同，即第二输出轴355转动时带动第二齿轮341转动，从而带动第二链条342或第二齿条直线移动，以使移动块320随之同步移动。

作为一种可选的实施方式，工装骨架100包括第一侧梁骨架110和第二侧梁骨架120，第一侧梁骨架110和第二侧梁骨架120的底部之间连接有下侧梁骨架140，第一侧梁骨架110和第二侧梁骨架120的顶部之间连接有上侧梁骨架130，第一扭矩放大机构240设置于第一侧梁骨架110上，第二扭矩放大机构350设置于第二侧梁骨架120上，第一固定基座210和第二固定基座310均固定于上侧梁骨架130上。

在本实施方式中，将工装骨架100分成第一侧梁骨架110、第二侧梁骨架120、上侧梁骨架130和下侧梁骨架140四个组成部分，从而方便各大功能模块在工装骨架100的组装，同时工装骨架100内部形成用于装配飞机部件的操作空间，可适用于对飞机部件上下左右前后端的装配。

作为一种可选的实施方式，下侧梁骨架140顶部设置有多组第三定位组件400，第三定位组件400包括固定在下侧梁骨架140上的第三固定基座410，第三固定基座410上设置有上下可调的托板420。第三固定基座410上设置有高度调节机构430，高度调节机构430包括伺服电机431，伺服电机431的输出轴连接有凸轮432，托板420底部设置有与凸轮432配合的活动顶杆433。第三固定基座410的外侧壁铰接有翻转杠杆440，翻转杠杆440的一端可拆卸铰接在托板420底部一侧。

在本实施方式中，第三定位组件400用于定位飞机部件下端部分的零件(即飞机腹部部分)，操作时，先将对应零件放置于多个托板420上进行初定位，然后启动伺服电机431带动凸轮432转动以将活动顶杆433顶起，直到将托板420顶到抵紧零件即可，这里托板420具有自动高度调节的作用，可精确控制对零件的顶起高度，以满足装配要求。通过高度调节机构430的旋转自锁功能调节托板420的上下位移实现托板420精确定位功能，产品定位装配完成后可使托板420下移脱离接触产品，然后将翻转杠杆440的一端铰接在托板420底部一侧，手动按压翻转杠杆440使托板420侧翻至水平放置状态，快速让出腹部空间，与传统丝杆直上直下结构比，极大的减少了操作时间，同时显著改善了腹部装配操作空间。

需要说明的是，翻转杠杆440靠近托板420的一端开设有定位孔，托板420侧端开设有与定位孔配合的安装孔，通过往定位孔和安装孔同时插入活动销，从而形成铰接结构，也方便组装和拆卸，当托板420翻转至水平状态时，活动顶杆433与凸轮432也处于脱离状态，需要使用时，将托板420调至竖直状态，使活动顶杆433与凸轮432重新接触，并解除翻转杠杆440与托板420的铰接关系，操作灵活。

作为一种可选的实施方式，第一侧梁骨架110内侧壁设置有第四定位组件500，第四定位组件500包括第三手轮510，第三手轮510连接有固定在第一侧梁骨架110上的第三减速器520，第三减速器520连接有转动轴530，转动轴530另一端活动连接有固定在第一侧梁骨架110上的轴承座540，转动轴530上固定套设有转动板550(转动板550中部为开口机构，用于套进飞机部件的前端零件)，转动板550靠近第二侧梁骨架120的一面设置有多个第三定位器560。

在本实施方式中，第四定位组件500用于定位固持飞机部件的前端部件，操作时，转动第三手轮510带动第三减速器520内部齿轮机构运转，将第三手轮510的扭矩放大后传递给转动轴530，从而以省力结构带动转动板550往前转动，以便于通过转动板550套进飞机部件的前端零件上，然后通过第三定位器560将零件固定住，满足装配要求。装配结束后，解除第三定位器560的固定作用，反向转动第三手轮510以使转动板550复位至竖直状态，以让出飞机部件的移出空间。

作为一种可选的实施方式，上侧梁骨架130和下侧梁骨架140之间设置有靠近第二侧梁骨架120的第五定位组件600，第五定位组件600包括铰接在下侧梁骨架140顶部的定位板610(定位板610中部为开口机构，用于套进零件)，定位板610顶部可拆卸铰接有活动板620，活动板620铰接在上侧梁骨架130底部，定位板610靠近第一侧梁骨架110的一面设置有多个第四定位器630。

在本实施方式中，第五定位组件600用于定位固持飞机部件的后端部件(即飞机尾翼部分)，操作时，将对应零件放入定位板610内，通过第四定位器630将零件固定住，装配时可转动定位板610一定角度以便将零件装配到飞机骨架上，形成柔性装配结构，装配空间大，降低了装配难度，装配结束后，解除第四定位器630的固定作用，然后将定位板610从活动板620上拆卸下来，并将定位板610往靠近第二侧梁骨架120方向转动，以让出飞机部件的移出空间。

需要说明的是，上述第一定位器222、第二定位器330、第三定位器560、第四定位器630根据对固定零件类型的不同，其具体结构有所不同，主要以基座或板、螺栓、铆钉等紧固件组成，方便固定和拆卸。

因此，本申请中的工装骨架100按飞机外形、旋转定位组件架构设计，通过上下左右前后对应定位组件(即第一定位组件200至第五定位组件600)的应用，主体工装骨架100不再做相对位移及可拆卸连接设计，使得主体固定连接的工装骨架100具有稳定性好，占地面积少的优点；同时由于对应定位组件可通过减速器旋转大型框架式定位器，各移动定位器可高度集成，主体工装骨架100仅需考虑转点支撑，不需考虑众多移动定位器连接及移动平台设计，因此工装骨架100可避免直线导轨的安装，可以实现轻量化设计。

实施例2

参照图1-图11，本实施例提供一种基于实施例1中所述的飞机部件装配工装的装配方法，包括以下步骤：

将下壁板吊装到工装骨架100内，通过第三定位组件400的托板420和第五定位组件600的第四定位器630对下壁板进行初定位，通过高度调节机构430将托板420升起抵紧下壁板，以完成下壁板的定位固持；

将飞机部件中分散的整框组件、梁分别装配到已定位固持的下壁板上，并通过第一定位组件200的第一定位器222和第二定位组件300的第二定位器330同时对整框组件、梁进行定位固持，以完成下壁板以及整框组件、梁的装配；

将左右壁板铺设在飞机骨架上，通过第四定位组件500的第三定位器560和第五定位组件600的第四定位器630分别对左右壁板组件进行初定位，同时用第一定位组件200的第一定位器222对左右壁板进行压紧固持，以完成左右壁板在飞机骨架上的装配；其中，所述飞机骨架事先穿过工装骨架100并固定好；

使第一定位组件200的移动架221和第二定位组件300的移动块320同时上移到对应位置，通过第四定位组件500的第三定位器560和第五定位组件600的第四定位器630初定位好上壁板，以完成上壁板在飞机骨架上的装配；

将飞机上的散件、梁组件通过第四定位组件500的第三定位器560和第五定位组件600的第四定位器630进行定位固定，以完成散件、梁组件在左右壁板、上壁板、下壁板以及飞机骨架上的装配，得到飞机段件。

在本实施例中，按照下壁板、整框组件、梁、左右壁板、上壁板、前后端散件梁的顺序装配出飞机段件，工装骨架100上的各定位组件有序进行，装配顺序合理利用工装骨架100内部空间，提高装配效率。

需要说明的是，当某组定位组件完成装配后，可根据情况解除对零件的固定作用，便于让出操作空间和其他定位组件的工作。

作为一种可选的实施方式，所述将飞机上的散件、梁组件通过第四定位组件500的第三定位器560和第五定位组件600的第四定位器630进行定位固定，以完成散件、梁组件在左右壁板、上壁板、下壁板以及飞机骨架上的装配，得到飞机段件的步骤之后，还包括以下步骤：

将吊装设备的吊挂与飞机段件吊点连接，将吊索处于预紧保护状态；

使第三定位组件400、第四定位组件500和第五定位组件600均脱离与飞机段件的接触支撑状态；

使第一定位组件200的移动架221和第二定位组件300的移动块320同时上升至最高处；

启动吊装设备将飞机段件吊出。

在本实施方式中，先将飞机段件吊装稳定住后，再解除各定位组件的固定作用，极大地让出飞机段件的移出空间，从而可快速将飞机段件进行出架操作，并不易被撞到，保证产品质量。

以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。

Claims (13)

1.一种飞机部件装配工装，其特征在于，包括工装骨架，所述工装骨架上设置有所述第一定位组件；其中，

所述第一定位组件包括固定在所述工装骨架顶部的第一固定基座，所述第一固定基座上设置有可上下滑移的第一固定机构，所述第一固定机构用于定位固定飞机部件的顶部，所述第一固定机构上设置有第一传动机构，所述第一传动机构用于带动所述第一固定机构上下移动，所述第一传动机构连接有第一扭矩放大机构；

所述第一扭矩放大机构包括第一手轮，所述第一手轮通过万向节连接有第一扭矩杆，所述第一扭矩杆通过万向节连接有第一减速器，所述第一减速器固定在所述工装骨架顶部，所述第一减速器通过万向节连接有第二扭矩杆，所述第二扭矩杆通过万向节连接有第一输出轴，所述第一输出轴与所述第一传动机构连接。

2.如权利要求1所述的飞机部件装配工装，其特征在于，所述第一固定机构两组分别可滑动地设置于所述第一固定基座前后侧的移动架，所述移动架的底部均铰接有第一定位器，两所述移动架相对的一侧均设置所述第一传动机构，两组所述第一传动机构均对应连接有一组所述第一扭矩放大机构。

3.如权利要求2所述的一种飞机部件装配工装，其特征在于，所述第一传动机构包括固定套设在所述第一输出轴上的第一齿轮，所述第一齿轮啮合连接有设置在所述移动架上的第一链条或第一齿条。

4.如权利要求2所述的飞机部件装配工装，其特征在于，所述工装骨架上还设置有第二定位组件，所述第二定位组件包括固定在所述工装骨架顶部的第二固定基座，所述第二固定基座上设置有可上下滑移的移动块，所述移动块底部连接有多个第二定位器，所述移动块上设置有第二传动机构，所述第二传动机构用于带动移动块上下移动，所述第二传动机构连接有第二扭矩放大机构；其中，

所述第二扭矩放大机构包括第二手轮，所述第二手轮通过万向节连接有第三扭矩杆，所述第三扭矩杆通过万向节连接有第二减速器，所述第二减速器固定在所述工装骨架顶部，所述第二减速器通过万向节连接有第四扭矩杆，所述第四扭矩杆通过万向节连接有第二输出轴，所述第二输出轴与所述第二传动机构连接。

5.如权利要求4所述的飞机部件装配工装，其特征在于，所述第二传动机构包括固定套设在所述第二输出轴上的第二齿轮，所述第二齿轮啮合连接有设置在所述移动块上的第二链条或第二齿条。

6.如权利要求4所述的飞机部件装配工装，其特征在于，所述工装骨架包括第一侧梁骨架和第二侧梁骨架，所述第一侧梁骨架和所述第二侧梁骨架的底部之间连接有下侧梁骨架，所述第一侧梁骨架和所述第二侧梁骨架的顶部之间连接有上侧梁骨架，所述第一扭矩放大机构设置于所述第一侧梁骨架上，所述第二扭矩放大机构设置于所述第二侧梁骨架上，所述第一固定基座和所述第二固定基座均固定于所述上侧梁骨架上。

7.如权利要求6所述的飞机部件装配工装，其特征在于，所述下侧梁骨架顶部设置有多组第三定位组件，所述第三定位组件包括固定在所述下侧梁骨架上的第三固定基座，所述第三固定基座上设置有上下可调的托板。

8.如权利要求7所述的飞机部件装配工装，其特征在于，所述第三固定基座上设置有高度调节机构，所述高度调节机构包括伺服电机，所述伺服电机的输出轴连接有凸轮，所述托板底部设置有与所述凸轮配合的活动顶杆。

9.如权利要求8所述的飞机部件装配工装，其特征在于，所述第三固定基座的外侧壁铰接有翻转杠杆，所述翻转杠杆的一端可拆卸铰接在所述托板底部一侧。

10.如权利要求7所述的飞机部件装配工装，其特征在于，所述第一侧梁骨架内侧壁设置有第四定位组件，所述第四定位组件包括第三手轮，所述第三手轮连接有固定在所述第一侧梁骨架上的第三减速器，所述第三减速器连接有转动轴，所述转动轴另一端活动连接有固定在所述第一侧梁骨架上的轴承座，所述转动轴上固定套设有转动板，所述转动板靠近第二侧梁骨架的一面设置有多个第三定位器。

11.如权利要求10所述的飞机部件装配工装，其特征在于，所述上侧梁骨架和所述下侧梁骨架之间设置有靠近所述第二侧梁骨架的第五定位组件，所述第五定位组件包括铰接在所述下侧梁骨架顶部的定位板，所述定位板顶部可拆卸铰接有活动板，所述活动板铰接在所述上侧梁骨架底部，所述定位板靠近所述第一侧梁骨架的一面设置有多个第四定位器。

12.一种基于如权利要求11所述的飞机部件装配工装的装配方法，其特征在于，包括以下步骤：

将下壁板吊装到所述工装骨架内，通过所述第三定位组件的托板和所述第五定位组件的第四定位器对下壁板进行初定位，通过所述高度调节机构将托板升起抵紧下壁板，以完成下壁板的定位固持；

将飞机部件中分散的整框组件、梁分别装配到已定位固持的下壁板上，并通过所述第一定位组件的第一定位器和所述第二定位组件的第二定位器同时对整框组件、梁进行定位固持，以完成下壁板以及整框组件、梁的装配；

将左右壁板铺设在飞机骨架上，通过所述第四定位组件的第三定位器和所述第五定位组件的第四定位器分别对左右壁板组件进行初定位，同时用所述第一定位组件的第一定位器对左右壁板进行压紧固持，以完成左右壁板在飞机骨架上的装配；其中，所述飞机骨架事先穿过工装骨架并固定好；

使所述第一定位组件的移动架和所述第二定位组件的移动块同时上移到对应位置，通过所述第四定位组件的第三定位器和所述第五定位组件的第四定位器初定位好上壁板，以完成上壁板在飞机骨架上的装配；

将飞机上的散件、梁组件通过所述第四定位组件的第三定位器和所述第五定位组件的第四定位器进行定位固定，以完成散件、梁组件在左右壁板、上壁板、下壁板以及飞机骨架上的装配，得到飞机段件。

13.一种如权利要求12所述的装配方法，其特征在于，所述将飞机上的散件、梁组件通过所述第四定位组件的第三定位器和所述第五定位组件的第四定位器进行定位固定，以完成散件、梁组件在左右壁板、上壁板、下壁板以及飞机骨架上的装配，得到飞机段件的步骤之后，还包括以下步骤：

将吊装设备的吊挂与所述飞机段件吊点连接，将吊索处于预紧保护状态；

使所述第三定位组件、所述第四定位组件和所述第五定位组件均脱离与所述飞机段件的接触支撑状态；

使所述第一定位组件的移动架和所述第二定位组件的移动块同时上升至最高处；

启动吊装设备将所述飞机段件吊出。

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