飞机机翼翼盒C形梁的装配工装及检测修正方法

摘要

本发明提供了一种飞机机翼翼盒C形梁的装配工装，包括底座平台、项部平台，底座平台和顶部平台皆为矩形结构，大小相同，位置相对；在底座平台和顶部平台之间设有竖向定位装置，在竖向定位装置上固连有横向定位装置以及磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置；在底座平台上靠近一个宽度的边上设有纵向定位装置；在底座平台的长度方向的一侧边上设置有横向夹紧装置和角片装配装置；本发明还提供了一种飞机机翼翼盒C形梁的装配工装的检测修正方法。本发明缩短了质量检验和装配周期，节约了成本，提高了生产效率及质量；具有过载保护功能的特性，且具有操作简单易行、可以快速完成检测、修正及装配过程的特点。

说明书

技术领域

本发明涉及飞机制造及装配技术领域，特别是一种飞机机翼翼盒C形梁的装配 工装及检测修正方法。

背景技术

飞机翼盒复合材料C形梁的制造是大飞机机翼制造环节中的重要的一环。复合 材料因具有的比重小、比强度和比模量大的特点而被广泛应用于飞机上。复合材料 C形梁在制备后进行脱模过程中会发生收缩，往往易造成翼板与腹板的夹角角度小 于预先设计的90度的情况，形成制造误差。同时由于碳纤维复合材料的脆性，如 果强行对翼板与腹板的夹角进行修正易造成材料损伤，影响材料性能。因此对于制 备出来的C形梁在进行装配时有三种表现形式：第1种是夹角直接符合技术要求， 可以直接进行修边等机械加工；第2种是允许施加一定的力，使夹角增大，若能达 到设计要求也可认为符合技术要求；第3种是即使通过施加一定的力也无法使夹角 满足设计要求，无法进行装配工序。

目前，传统的工装夹具无法较好的完成对C形梁夹角偏差的修正且在该过程中 无法较好的实现对由于C形梁脆性因素造成的损伤的保护，无法较好的满足现代飞 机制造业低成本、高质量的要求。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种飞机机翼翼盒C形梁的装配 工装，完成将T形角片装配到C形梁上，通过此工装的磁力传动装置实现对C形梁 夹角偏差的无损伤修正；同时，提供一种使用上述装配工装对飞机机翼翼盒复合材 料C形梁进行检测修正的方法，实现对飞机机翼翼盒复合材料C形梁进行快速有效 地修正及装配。

根据本发明的一个方面，提供一种飞机机翼翼盒C形梁的装配工装，包括底座 平台、顶部平台，所述底座平台和顶部平台皆为矩形结构，大小相同，位置相对；定义 所述底座平台的长度方向为纵向，宽度方向为横向，垂直于底座平台的方向为竖向；在 所述底座平台和顶部平台之间设有竖向定位装置，在所述竖向定位装置上固连有横向定 位装置以及磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置；在所述底座平台上靠近一个宽度的边 上设有纵向定位装置；在所述底座平台的长度方向的一侧边上设置有横向夹紧装置和角 片装配装置。

优选地，所述竖向定位装置上设有与C形梁的外形相适配的内部卡槽，所述内部 卡槽用于对C形梁装夹并进行竖向定位；竖向定位装置的上端和下端分别设有加强角片， 用于与底座平台和顶部平台连接。

优选地，所述横向定位装置上根据装配的需要布置有定位钻孔，用于对C形梁进行 横向定位。

优选地，所述磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置为两个，两个磁力传动的竖向夹 紧及夹角修正装置分别设置于竖向定位装置的上端和下端，其中，每一个磁力传动的竖 向夹紧及夹角修正装置均包括竖向支架、转动支架I和直线磁力传动加压器，所述竖向 支架通过调节定位螺栓的位置在竖向方向进行高度调节，使其适合不同厚度的C形梁材 料；转动支架I绕与竖向支架连接的位置转动，实现调整直线磁力传动加压器与C形梁 的翼板垂直；所述直线磁力传动加压器包括电机、磁力传动主动件、磁力传动被动件、 齿轮、齿条和加压杆，电机带动磁力传动主动件旋转，应用永磁材料产生的磁力作用驱 动磁力传动被动件旋转，齿轮与磁力传动被动件固连，在磁力传动下旋转从而带动齿条 往下运动，使加压杆下压对C形梁翼板产生压力修正夹角偏差；所述直线磁力传动加压 器顶部设有开关和急停按钮；所述磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置上设有锁紧机 构。

优选地，所述纵向定位装置为一块定位挡板，用于在所述底座平台上靠近一个宽度 的边上定位C形梁的纵向位置。

优选地，所述横向夹紧装置均布在2个竖向定位装置之间，包括底部支座I、转动 支架II和横向固定夹，所述底部支座I固定于底座平台上，所述转动支架II连接于底 部支座I与横向固定夹之间；所述横向夹紧装置上设有锁紧机构。

优选地，所述角片装配装置包括底部支座II、转动支架III和T形角片连接板；其 中，所述底部支座II固定于底座平台上，所述转动支架III连接于底部支座II和T形 角片连接板之间，所述T形角片连接板上根据装配要求设有T形角片连接孔，T形角片 通过T形角片连接孔螺接在T形角片连接板上；所述角片装配装置的位置满足转动转动 支架使T形角片与C形梁恰好接触并装配；所述转动支架III上设有锁紧机构。

优选地，所述底座平台的长度和宽度由所装配的C形梁的尺寸所决定。

优选地，所述竖向定位装置、横向定位装置、磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置 和角片装配装置的数量相同，并由C形梁的长度尺寸决定，所述横向夹紧装置的数量比 竖向定位装置的数量少一个。

根据本发明的另一个方面，提供一种应用上述飞机机翼翼盒C形梁的装配工装的 检测修正方法，包括如下步骤：

第一步：将复合材料C形梁放置入装配工装内，对复合材料C形梁进行纵向、横向 和竖向定位，使横向夹紧装置夹紧复合材料C形梁；

第二步：对复合材料C形梁的翼板和腹板夹角进行检测，判断检测数据与理论设计 数据之间的偏差是否大于预设值，如是，则表示复合材料C形梁的翼板和腹板的夹角存 在制造误差，进入第三步，如否，则检测完成，进入第四步；

第三步：转动磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置的转动支架，使直线磁力传动加 压器与复合材料C形梁翼板垂直；启动磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置，驱动直线 磁力传动加压器的电机，使直线磁力传动加压器产生下压力，对复合材料C形梁夹角进 行修正，直到到达所设定的最大加压力自动过载保护中断加压；对所述复合材料C形梁 的翼板和腹板夹角进行检测，判断检测数据与理论设计数据之间的偏差是否大于预设 值，如是，则表示复合材料C形梁的翼板和腹板的夹角的制造误差仍无弥补，完成检测， 输出次品，如否，则检测完成，说明制造误差已被弥补，进入第四步；

第四步：将T形角片钻孔后螺接在角片装配装置的对应位置，转动角片装配装置 的转动支架，使T形角片与复合材料C形梁接触配合；在横向定位装置的定位钻孔处打 孔，将T形角片与复合材料C形梁完成装配；

第五步：输出成品。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明通过将检测修正过程及装配过程合二为一，缩短了质量检验和装配周 期，节约了成本，提高了生产效率及质量；本发明采用驱动磁力传动的竖向夹紧及 夹角修正装置完成对C形梁夹角偏差的修正，利用了主动件与被动件无刚性连接， 具有过载保护功能的特性，以避免对C形梁造成脆性损伤；本发明具有操作简单易 行，可以快速完成检测、修正及装配过程的特点。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特 征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明工装的立体结构示意图；

图2为本发明的磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置结构示意图；

图3为本发明的直线磁力传动加压器的内部结构示意图；

图4为本发明的横向夹紧装置在底座平台上的结构示意图；

图5为本发明的角片装配装置在底座平台上的结构示意图；

图6为本发明的C形梁定位及检测修正的示意图；

图7为本发明的T形角片与C形梁的装配示意图；

图8为本发明的检测修正及装配方法的流程图。

图中：1为装配工装，2为底座平台，3为顶部平台，4为竖向定位装置，41为 加强角片，42为横向定位装置，43为定位钻孔，5纵向定位装置，6为横向夹紧装 置，61为底部支座，62为转动支架，63为横向固定夹，7为角片装配装置，71为 底部支座，72为转动支架，73为T形角片连接板，74为T形角片连接孔，8为磁 力传动的竖向夹紧及夹角修正装置，81为定位螺栓，82为竖向支架，83为转动支 架，84为直线磁力传动加压器，85为开关，841为电机，842为磁力传动主动件， 843为磁力传动被动件，844为齿轮，845为齿条，846为加压杆，9为C形梁，10 为T形角片。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实 施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人 员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发 明的保护范围。

请同时参阅图1至图8。

根据本实施例的一个方面，提供一种飞机机翼翼盒C形梁的装配工装，包括底 座平台、顶部平台，所述底座平台和顶部平台皆为矩形结构，大小相同，位置相对； 定义所述底座平台的长度方向为纵向，宽度方向为横向，垂直于底座平台的方向为 竖向；在所述底座平台和顶部平台之间有竖向定位装置，在所述竖向定位装置上固 连有横向定位装置以及磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置；在所述底座平台上靠 近一个宽度的边上，设有纵向定位装置；在所述底座平台的长度方向的一侧边上设 置有横向夹紧装置和角片装配装置。

进一步地，所述竖向定位装置固定于底座平台和顶部平台之间，由C形梁的外 形决定内部卡槽的形态，起到对C形梁装夹并在竖向定位的作用；上下分别有加强 角片与底座平台和顶部平台连接。

进一步地，所述加强角片每一个竖向定位装置上、下各一个，起到加强与底座 平台和顶部平台连接的作用。

进一步地，所述磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置固定在竖向定位装置上， 上下各一个，主要由转动支架和直线磁力传动加压器构成，并通过定位螺栓调节竖 向支架的高度，使其适合不同厚度的C形梁材料。

进一步地，所述直线磁力传动加压器由电机、主动件、被动件、齿轮、齿条和 加压杆组成。电机带动主动件旋转，应用永磁材料产生的磁力作用驱动被动件旋转， 齿轮与被动件固连，在磁力传动下旋转从而带动齿条往下运动，使加压杆下压对C 形梁翼板产生压力修正夹角偏差。

进一步地，所述直线磁力传动加压器顶部有开关和急停按钮，方便操作。

进一步地，所述横向定位装置固定在竖向定位装置上，起到对C形梁横向定位 的作用，上面按装配的需要布置有定位钻孔。

进一步地，所述纵向定位装置为一块定位挡板，在所述底座平台上靠近一个宽 度的边上，定位C形梁的纵向位置。

进一步地，所述横向夹紧装置均布在2个竖向定位装置之间，主要由转动支架 和横向固定夹构成。

进一步地，所述角片装配装置包括转动支架和T形角片连接板。T形角片连接 板上有按装配要求打的2个T形角片连接孔，将钻好空的T形角片可以通过T形角 片连接孔螺接在T形角片连接板上。

进一步地，所述角片装配装置的位置应满足转动转动支架使T形角片与C形梁 接触，且正好处于满足装配的位置，通过定位钻孔打孔以完成装配。

进一步地，所述竖向磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置、横向夹紧装置和角 片装配装置的转动支架设有锁紧机构。

进一步地，所述竖向磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置上的直线磁力传动加 压器因为是通过磁力传动因而具有过载保护功能。

进一步地，所述底座平台的长度和宽度由所装配的C形梁的尺寸所决定。

进一步地，所述竖向定位装置、横向定位装置、磁力传动的竖向夹紧及夹角修 正装置和角片装配装置的数目相同，由C形梁的长度尺寸决定，一般常为3至8个， 本实施例中采用了4个。

进一步地，所述横向夹紧装置比竖向定位装置少一个，本实施例中采用了3个。

应用上述实施例提供的装配工装对飞机机翼翼盒复合材料C形梁进行检测修正 方法，实现对飞机机翼翼盒复合材料C形梁进行有效地修正及装配，包括如下步骤：

第一步：将复合材料C形梁放置入工装内，对其进行纵向、横向和竖向定位， 使横向夹紧装置夹紧C形梁；

第二步：对所述复合材料C形梁的翼板和腹板夹角进行检测，判断检测数据与 理论设计数据之间的偏差是否大于预设值，如是，则表示复合材料C形梁的翼板和 腹板的夹角存在制造误差，进入第三步，如否，则检测完成，进入第四步；

第三步：转动磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置的转动支架，使直线磁力传 动加压器与C形梁翼板垂直；按下开关，驱动直线磁力传动加压器的电机，使直线 磁力传动加压器产生下压力，对C形梁夹角进行修正，直到到达所设定的最大加压 力自动过载保护中断加压；对所述复合材料C形梁的翼板和腹板夹角进行检测，判 断检测数据与理论设计数据之间的偏差是否大于预设值，如是，则表示复合材料C 形梁的翼板和腹板的夹角的制造误差仍无弥补，完成检测，输出次品，如否，则检 测完成，说明制造误差已被弥补，进入第四步；

第四步：将T形角片钻孔后螺接在角片装配装置的对应位置，转动角片装配 装置的转动支架，使T形角片与C形梁接触配合；在横向定位装置的定位钻孔处打 孔，将T形角片与C形梁完成装配；

第五步：输出成品。

上述实施例具体为：

参见图1，装配工装1的底座平台2为矩形结构，定义底座平台2的长度方向 迪卡尔坐标系统的X方向，宽度方向为Y方向，垂直底座平台2的垂直方向为Z方 向。将X方向定义为纵向，Y方向定义为横向，Z方向定义要竖向，底座平台2的 长度和宽度由所装配的C形梁的尺寸所决定。在与底座平台2竖向相对应的有顶部 平台3，其大小相同，位置相对。在底座平台2上靠近一个宽度的边上，设有纵向 定位装置5。纵向定位装置5为一块定位挡板，在底座平台2上定位C形梁9的纵 向位置。在底座平台2和顶部平台3之间有若干竖向定位装置4，具体数目由C形 梁9的长度尺寸决定，一般常为3至8个，本实施例中采用了4个。竖向定位装置 4通过上下各一块的加强角片41加强固连于底座平台2和顶部平台3之间，由C形 梁9的外形决定内部卡槽的形态，起到对C形梁装夹并在竖向定位的作用。竖向定 位装置4上固连有横向定位装置42，横向定位装置42为一块定位挡板，与C形梁 9的腹板接触，起到在横向对C形梁9定位的作用。横向定位装置42上面按装配的 需求布置有定位钻孔43，通过该定位钻孔43将定位好的C形梁9和T形角片10的 钻孔，清理后装配连接。竖向定位装置4上还固连有磁力传动的竖向夹紧及夹角修 正装置8(参见图4)，上下各一个，由竖向支架82、转动支架83和直线磁力传动 加压器84构成，竖向支架82可通过调节定位螺栓81的位置在竖向方向进行高度 调节，使其适合不同厚度的C形梁9材料，转动支架83可绕与竖向支架82连接的 位置转动，实现调整直线磁力传动加压器84与C形梁9的翼板垂直，直线磁力传 动加压器84固连在转动支架83上。直线磁力传动加压器84(参见图5)由电机841、 主动件842、被动件843、齿轮844、齿条845和加压杆846组成。电机841带动主 动件842旋转，应用永磁材料产生的磁力作用驱动被动件843旋转，齿轮844与被 动件843固连，在磁力传动下旋转从而带动齿条845往下运动，使加压杆846下压 对C形梁翼板产生压力修正夹角偏差。在2个竖向定位装置4之间均布有横向夹紧 装置6(参见图2)，由固连于底座平台2上的底部支座61、转动支架62和横向固 定夹63组成，起到对C形梁横向夹紧的作用，完成对C形梁9的定位加紧(参见 图6)。在竖向定位装置4的一侧有角片装配装置7(参见图3)，包括固连于底座 平台2上的底部支座71、转动支架72和T形角片连接板73组成，T形角片连接板 73上有按装配要求打的2个T形角片连接孔74，将钻好空的T形角片10通过T形 角片连接孔74螺接在T形角片连接板73上(参见图7)，角片装配装置7的位置 应满足转动转动支架72使T形角片10与C形梁9接触，且正好处于满足装配的位 置，通过定位钻孔43打孔以完成装配。

参见图6、7、8，在工装1上对飞机机翼翼盒复合材料C形梁进行检测修正以 及装配的过程如下：

应用上述装配工装进行对飞机机翼翼盒复合材料C形梁的检测修正方法，包括 如下步骤：

第一步：将复合材料C形梁放置入工装内，对其进行纵向、横向和竖向定位， 使横向夹紧装置夹紧C形梁；

第二步：对所述复合材料C形梁的翼板和腹板夹角进行检测，判断检测数据与 理论设计数据之间的偏差是否大于预设值，如是，则表示复合材料C形梁的翼板和 腹板的夹角存在制造误差，进入第三步，如否，则检测完成，进入第四步；

第三步：转动磁力传动的竖向夹紧及夹角修正装置的转动支架，使直线磁力传 动加压器与C形梁翼板垂直；按下开关，驱动直线磁力传动加压器的电机，使直线 磁力传动加压器产生下压力，对C形梁夹角进行修正，直到到达所设定的最大加压 力自动过载保护中断加压；对所述复合材料C形梁的翼板和腹板夹角进行检测，判 断检测数据与理论设计数据之间的偏差是否大于预设值，如是，则表示复合材料C 形梁的翼板和腹板的夹角的制造误差仍无弥补，完成检测，输出次品，如否，则检 测完成，说明制造误差已被弥补，进入第四步；

第四步：将T形角片钻孔后螺接在角片装配装置的对应位置，转动角片装配 装置的转动支架，使T形角片与C形梁接触配合；在横向定位装置的定位钻孔处打 孔，将T形角片与C形梁完成装配；

第五步：输出成品。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上 述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改， 这并不影响本发明的实质内容。