CN114719727A - 基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，属于航空制造装配领域，包括步骤：使用人工划线等方式，用软性铅笔将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面。使用与开孔直径一致的磁石球放置在铅笔标记处，在结构背面放置另一颗磁石球，使其去结构正面磁石球相吸引。观察结构背面磁石球是否与结构干涉，是否满足装配制孔要求。根据实际情况调整成品安装孔位置，若原位置合理可不调整。使用钻孔工具在经过定位检测后的安装孔位，钻制成品安装孔。本发明可实现成品装配过程，判断制孔位置是否合理，具有成本低廉、操作简单快速、无损伤和准确性高的优点。

Description

基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法
技术领域
本发明涉及航空制造装配领域，更为具体的，涉及一种基于磁石异极相吸原理的航空器成品装配定位检测方法。
背景技术
传统航空器机体结构包括机身、机翼和尾翼等部件，其机载成品通常通过螺钉类标准件固定在机体结构上。目前航空装配制造领域，装配设计要求结构紧凑、成品布局合理、方便电缆接插件安装。正常情况下，技术人员会通过计算机辅助软件，在计算机上生成完整的装配数模，理论上不存在成品安装孔位与机体结构(例如：长桁、肋、支架)干涉问题。但实际生产过程中零件尺寸精度控制不足。装配误差的存在，例如机身加强框允许相对理论位置±1mm，其他横向构件(包括普通框)的轴线位置偏差允许±2mm。纵向构件轴线位置偏差是，上下大梁和侧梁允许±1mm，长桁±2mm，其他纵向构件±1.5mm。这些误差堆积都有可能导致计算机数模与实际位置有一定偏差。如果严格按照数模理论位置制孔，有可能制孔时，气钻打到肋、翻边和支架处。轻则造成结构损伤、产生废孔，重则影响此处航空构件整体强度，导致航空构件整体报废，造成经济损失。
目前成品制孔定位采用人工划线定位或是制作钻模定位，要求更高可采用自动激光定位，无论哪种定位方式都无法观察到定位孔在结构背面的实际位置。目前常用的方法是参照计算机三维数模，在结构背面实际测量，凭借经验判断制孔位置。如果结构背面空间狭小不方便测量，或者结构背面与正面不一致，背面存在弧形曲面框，实际观察测量很容易产生误判。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于磁石异极相吸原理的航空器成品装配定位检测方法，可实现成品装配过程，判断制孔位置是否合理，具有成本低廉、操作简单快速、无损伤和准确性高的优点，可用于航空器机体结构内部成品安装定位检测，在航空器内部某些空间狭小的位置需要制孔安装机载成品。
本发明的目的是通过以下方案实现的：
一种基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，包括以下步骤：
将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面，使用与开孔直径一致的磁石球放置在标记处，在结构背面放置另一颗磁石球，使其去结构正面磁石球相吸引；观察结构背面磁石球是否与结构干涉，是否满足装配制孔要求。
进一步地，在判断是否满足装配制孔要求后，包括步骤：若不满足装配制孔要求，则根据实际情况调整成品安装孔位置，若满足装配制孔要求则不调整，并使用钻孔工具在经过定位检测后的安装孔位，钻制成品安装孔。
进一步地，所述将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面，包括使用人工划线方式，用软性铅笔将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面。
进一步地，在将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面之前，包括步骤：根据航空器飞机设计要求，生成计算机三维数模，确保模拟状态下，成品定位孔与结构不干涉；然后清理预结构预开孔位置，保证结构表面整洁。
进一步地，所述使用与开孔直径一致的磁石球放置在标记处，在结构背面放置另一颗磁石球，包括子步骤：使用与开孔直径一致的磁石球放置在铅笔标记处，大致判断标记处在结构背面区域，在结构背面放置磁球，磁石球会在磁场力的吸引下，自动滚动到与正面磁石球相吸引。
进一步地，所述观察结构背面磁石球是否与结构干涉，包括子步骤：判断磁石球是否在结构边缘圆弧过渡区，磁球中心距结构背部梁边缘L1≥0.5R+r，R为开孔直径，r为结构背部梁圆弧过渡区半径，磁球中心距结构背部支架结构翻边L2≥2R。
进一步地，所述磁石球的材质包括铷铁硼永磁铁，且表面设有光亮的镀层。
进一步地，所述磁石球的中间采用激光钻制通孔。
进一步地，所述磁石球连接有牵绳，且牵绳的直径小于通孔直径。
进一步地，所述磁石球的直径规格包括3mm、4mm、5mm、6mm。
本发明的有益效果包括：
(1)成本低，所需的磁石球为常规材质，结构简单，加工难度低。磁石和牵绳均为市场上常用物品。
(2)从原理上来讲，利用了磁石异极相吸原理，采用球型结构，巧妙的将球面与结构平面接触变为点接触，接触点即为定位点，保证了定位检测精度。
(3)操作简单快速、无损伤、准确性高，检测更加直观，不需丰富的装配制造经验，可节省大量分析工作。
(4)在成品定位安装可能存在干涉风险时，使用此发明方法，能避免产生废孔，造成航空构件报废，降低经济损失。
(5)本发明方法通用性较强，可推广使用到航空结构装配中，一些制孔定位困难的区域，可作为计算机三维辅助设计，装配定位检测的一种方法。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例的检测装置，由2颗磁石球1和1根尼龙线2连接而成；
图2为本发明实施例检测时，理论制孔位置合理时，两颗磁石球隔板相互吸附的示意图；
图3为本发明实施例检测时，理论制孔位置不合理时，制孔位置和结构产生干涉，两颗磁石球隔板相互吸附的示意图；
图4为本发明实施例检测时，理论制孔位置不合理时，制孔位置和结构背部支架结构翻边干涉，两颗磁石球隔板相互吸附的示意图；
图5为本发明实施例的方法步骤流程图；
图中，1-磁石球，2-尼龙线。
具体实施方式
本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合和/或扩展、替换。
下面根据附图1～图5，对本发明的技术构思、解决的技术问题、工作原理、工作过程和有益效果作进一步详细、充分地说明。
本发明解决技术问题：提供一种基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，可实现成品装配过程，判断制孔位置是否合理，成本低廉、操作简单快速、无损伤、准确性高。在实际应用过程中，包括如下步骤：
步骤S1，根据航空器飞机设计要求，生成计算机三维数模，确保模拟状态下，成品定位孔与结构不干涉；
步骤S2，清理预结构预开孔位置，保证结构表面整洁；参考数模位置，通过人工划线等方式用软性铅笔在结构开孔位置作标记；
步骤S3，使用与开孔直径一致的磁石球放置在铅笔标记处，大致判断标记处在结构背面区域，在结构背面放置磁球，磁石球会在磁场力的吸引下，自动滚动到与正面磁石球相吸引；
步骤S4，观察结构背面磁石球是否与结构干涉，判断磁石球是否在结构边缘圆弧过渡区，磁球中心距结构背部梁边缘L1≥0.5R+r(R为开孔直径,r为结构背部梁圆弧过渡区半径)，磁球中心距结构背部支架结构翻边L2≥2R；
步骤S5，根据实际情况调整成品安装孔位置，若原理论位置合理可不调整；
步骤S6，使用钻孔工具在经过定位检测后的位置，钻制成品安装孔。
在实际应用过程中，磁石球采用铷铁硼永磁铁，磁性强，表面有光亮的镀层。中间采用激光钻制通孔。考虑到一般情况下，常规航空器飞机结构件单层厚度在1mm-3mm之间，制孔处通常为一到三层结构，总厚度一般在10mm以内，所述磁石球能够满足隔板吸附要求。
在实际应用过程中，磁石球直径参考成品安装孔直径，一般常用成品安装孔直径为3-6mm，所以磁石球可分别选择3mm、4mm、5mm、6mm共4中规格。
在实际应用过程中，牵绳采用尼龙材质，直径0.3mm，小于磁石球中心开孔直径，便于穿线固定。采用牵绳固定磁石球，其目的避免使用时磁石球丢失，成为飞机多余物，不方便寻找。
实施例1
一种基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，包括以下步骤：将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面，使用与开孔直径一致的磁石球放置在标记处，在结构背面放置另一颗磁石球，使其去结构正面磁石球相吸引；观察结构背面磁石球是否与结构干涉，是否满足装配制孔要求。
实施例2
基于实施例1，在判断是否满足装配制孔要求后，包括步骤：若不满足装配制孔要求，则根据实际情况调整成品安装孔位置，若满足装配制孔要求则不调整，并使用钻孔工具在经过定位检测后的安装孔位，钻制成品安装孔。
实施例3
基于实施例1，所述将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面，包括使用人工划线方式，用软性铅笔将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面。
实施例4
基于实施例1，在将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面之前，包括步骤：根据航空器飞机设计要求，生成计算机三维数模，确保模拟状态下，成品定位孔与结构不干涉；然后清理预结构预开孔位置，保证结构表面整洁。
实施例5
基于实施例1，所述使用与开孔直径一致的磁石球放置在标记处，在结构背面放置另一颗磁石球，包括子步骤：使用与开孔直径一致的磁石球放置在铅笔标记处，大致判断标记处在结构背面区域，在结构背面放置磁球，磁石球会在磁场力的吸引下，自动滚动到与正面磁石球相吸引。
实施例6
基于实施例1，所述观察结构背面磁石球是否与结构干涉，包括子步骤：判断磁石球是否在结构边缘圆弧过渡区，磁球中心距结构背部梁边缘L1≥0.5R+r，R为开孔直径，r为结构背部梁圆弧过渡区半径，磁球中心距结构背部支架结构翻边L2≥2R。
实施例7
基于实施例1，所述磁石球的材质包括铷铁硼永磁铁，且表面设有光亮的镀层。
实施例8
基于实施例7，所述磁石球的中间采用激光钻制通孔。
实施例9
基于实施例8，所述磁石球连接有牵绳，且牵绳的直径小于通孔直径。
实施例10
基于实施例9，所述磁石球的直径规格包括3mm、4mm、5mm、6mm。
除以上实例以外，本领域技术人员根据上述公开内容获得启示或利用相关领域的知识或技术进行改动获得其他实施例，各个实施例的特征可以互换或替换，本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

Claims (10)

1.一种基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，包括以下步骤：
将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面，使用与开孔直径一致的磁石球放置在标记处，在结构背面放置另一颗磁石球，使其去结构正面磁石球相吸引；
观察结构背面磁石球是否与结构干涉，是否满足装配制孔要求。
2.根据权利要求1所述的基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，在判断是否满足装配制孔要求后，包括步骤：若不满足装配制孔要求，则根据实际情况调整成品安装孔位置，若满足装配制孔要求则不调整，并使用钻孔工具在经过定位检测后的安装孔位，钻制成品安装孔。
3.根据权利要求1所述的基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，所述将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面，包括使用人工划线方式，用软性铅笔将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面。
4.根据权利要求1所述的基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，在将计算机三维数模结构开孔位置标记到结构开孔表面之前，包括步骤：根据航空器飞机设计要求，生成计算机三维数模，确保模拟状态下，成品定位孔与结构不干涉；然后清理预结构预开孔位置，保证结构表面整洁。
5.根据权利要求1所述的基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，所述使用与开孔直径一致的磁石球放置在标记处，在结构背面放置另一颗磁石球，包括子步骤：
使用与开孔直径一致的磁石球放置在铅笔标记处，大致判断标记处在结构背面区域，在结构背面放置磁球，磁石球会在磁场力的吸引下，自动滚动到与正面磁石球相吸引。
6.根据权利要求1所述的基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，所述观察结构背面磁石球是否与结构干涉，包括子步骤：
判断磁石球是否在结构边缘圆弧过渡区，磁球中心距结构背部梁边缘L1≥0.5R+r，R为开孔直径，r为结构背部梁圆弧过渡区半径，磁球中心距结构背部支架结构翻边L2≥2R。
7.根据权利要求1所述的基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，所述磁石球的材质包括铷铁硼永磁铁，且表面设有光亮的镀层。
8.根据权利要求7所述的基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，所述磁石球的中间采用激光钻制通孔。
9.根据权利要求8所述的基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，所述磁石球连接有牵绳，且牵绳的直径小于通孔直径。
10.根据权利要求9所述的基于磁石异极相吸的航空器成品装配定位检测方法，其特征在于，所述磁石球的直径规格包括3mm、4mm、5mm、6mm。
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