一种无人固定翼飞机机身的协调装配方法

摘要

本发明公开了一种无人固定翼飞机机身的协调装配方法，包括以下步骤：第一步、前机身主体装配，利用多功能装配系统定位前机身隔板、桁架、前起落架、前起舱后大梁、空速管、支座、前起舱门与主摇臂；第二步、中机身主体装配，定位中机身隔板、中机身桁梁、中机身左蒙皮、中机身右蒙皮、中机身上蒙皮、中机身下蒙皮与中机身口盖；第三步、后机身主体装配，定位后机身隔框、后机身桁梁、后机身左蒙皮、后机身右蒙皮、后机身上蒙皮、后机身下蒙皮、后机身口盖及机尾罩；第四步、机身各交点孔位精加工；第五步、翼身连接交点孔位精加工，利用翼身交点精加工组件完成中机身两个隔框的翼身交点孔位的精加工。

说明书

技术领域

本发明属于无人固定翼飞机机身协调技术领域，具体涉及一种无人固定翼飞机机身的协调装配方法。

背景技术

目前国内大型无人机研发生产制造正处于飞速发展阶段，其装配制造技术高度依赖传统载人飞机装配技术，尚未形成自身体系。由于大型无人机相较于传统载人飞机，机动性强，外形尺寸较小，机身重量轻，机身结构刚度较低，无人机装配作为生产制造的最终环节，直接影响飞机质量和成本，因此，大型无人机装配制造方法也需要适时转换，而不能完全依赖传统机身部件分段装配方式。

飞机机身是飞机结构中重要组成部件，一般由长桁、桁梁、隔框、肋及蒙皮等组成，用于固定机翼等其他部件，使之成为整体；同时用于装载人员、货物、燃油及其他机载设备。传统载人飞机及货运飞机，要求机身内部空间利用率高，以便装载更多物资及人员；同时根据气动外形要求，机身应具有良好的流线形状，表面光滑，截面形状合理；此外，机身强度、刚度和抗疲劳能力相对较高。目前传统载人飞机通常采用半硬壳式机身，即金属蒙皮与隔框、大梁、桁条铆接，蒙皮参加整个机身结构的受力，因此，蒙皮及筋条等钣金零件壁厚较厚。传统机身装配方法采用分段装配方式，即将机身分为前段、中段、后段分别装配，最后进行机身整体对合。

由于机身形体较小，机身结构刚性及强度相比于上述机型要低很多，且机身涉及到的连接交点精度极高，协调关系复杂，若按传统分段装配方式装配，由于各段件之间无法整体协调，分段装配导致协调路线长，公差积累直接影响各段件交点孔位精度，造成尺寸超差、零件报废，无法满足气动外形及装配精度需求；同时机身分段装配至少需要五套工装(前机身、中机身、后机身、机身对合及精加工型架)，增加大量成本，导致机身装配周期长，厂房占地面积大，公司资源无法合理利用。

发明内容

本发明的目的是解决上述问题，提供一种操作简单，稳定性可靠，成本较低的无人直升机机身的协调装配方法。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案是：一种无人固定翼飞机机身的协调装配方法，包括以下步骤：

S1、前机身主体装配，利用多功能装配系统定位前机身隔板、桁架、前起落架、前起舱后大梁、空速管、支座、前起舱门与主摇臂，多功能装配系统包括：梁定位器组件、框定位器组件、系统钻模组件、卫通罩定位器组件、托架组件、卫通罩定位器组件、前起舱定位器组件和尾罩定位器，系统砖模组件包括：下大梁钻模组件、纵向件定位器组件、前缘钻模板组件、左挂接接头钻模组件、腹部口盖钻模组件、惯导支架定位器。

S2、中机身主体装配，定位中机身隔板、中机身桁梁、中机身左蒙皮、中机身右蒙皮、中机身上蒙皮、中机身下蒙皮与中机身口盖；

S3、后机身主体装配，定位后机身隔框、后机身桁梁、后机身左蒙皮、后机身右蒙皮、后机身上蒙皮、后机身下蒙皮、后机身口盖及机尾罩。

S4、机身各交点孔位精加工，利用系统钻模组件分别完成前机身下大梁交点空位精加工，前机身纵向件交点孔位精加工，前机身前缘交点孔位精加工，中机身系统安装梁交点孔位精加工，中机身下大梁交点孔位精加工，中机身惯导支架交点孔位精加工。

S5、翼身连接交点孔位精加工，利用翼身交点精加工组件完成中机身两个隔框的翼身交点孔位的精加工。

优选地，所述步骤S1还包括以下步骤：

S11、利用多功能装配系统的梁定位器组件、框定位器组件，分别定位前机身隔框及桁梁；

S12、基于已定位好的前机身隔框、桁梁，分别制孔铆接与其相连接的隔板、筋条、前机身系统安装组件的连接型材及前机身油箱地板部分；

S13、按数字化标工协调数模，利用前起舱定位器中的抱紧组件定位前起落架前大梁前段左件，大梁前段右件；

S14、通过系统钻模组件中的接头定位器分别定位安装前起舱撑杆接头、作动筒接头，以此为基准定位前起舱后大梁及地板；

S15、利用卫通罩定位器组件中的定位器完成空速管支杆和支座的定位安装；

S16、利用托架组件和卫通罩定位器组件进行左、右蒙皮、雷达罩、卫通罩、口盖的定位安装；

S17、利用前起舱定位器组件中的舱门接头定位器，完成前起舱门与主摇臂的定位连接。

优选地，所述步骤S2还包括以下步骤：

S21、利用多功能装配系统的梁定位器组件和框定位器组件，分别定位中机身隔框及中机身桁梁；

S22、基于已定位好的框和梁，分别制孔铆接与其相连接的隔板、筋条、中机身系统安装角材及型材、中机身油箱地板部分；

S23、基于已定位好的框和梁，完成油箱内衬板组件的定位铆接；

S24、基于已定位好的框和梁，完成中机身左、右、上、下蒙皮及口盖的定位安装。

优选地，所述步骤S3还包括以下步骤：

S31、利用多功能装配系统的梁定位器、框定位器组件，分别定位后机身隔框及桁梁。

S32、基于已定位好的框和梁，分别制孔铆接与其相连接的地板梁、地板、隔板、筋条及后机身连接角材。

S33、基于已定位好的框和梁，完成后机身左、右、上、下蒙皮及口盖的定位安装。

S34、利用多功能装配系统的尾罩定位器，完成机尾罩定位安装。

优选地，所述步骤S4还包括以下步骤：

S41、利用系统钻模组件中的下大梁钻模组件完成前机身下大梁交点孔位精加工。

S42、利用系统钻模组件中的纵向件定位器组件完成前机身纵向件交点孔位精加工。

S43、利用系统钻模组件中的前缘钻模板组件完成前机身前缘交点孔位精加工。

S44、利用系统钻模组件中的左挂接接头钻模组件完成中机身系统安装梁交点孔位精加工。

S45、利用系统钻模组件中的腹部口盖钻模组件完成中机身下大梁交点孔位精加工。

S46、利用系统钻模组件中的惯导支架定位器，完成中机身惯导支架交点孔位精加工。

本发明的有益效果是：

1、本发明所提供的一种无人固定翼飞机机身的协调装配方法同时将传统机身装配几种型架功能整合，一次整体完成机身前、中、后各段装配及对合；满足机身关键部位交点系内部之间的协调，同时满足与机身的整体协调要求；还能够完成机身各交点孔位精加工；且该装配系统纳入数字化装配理念，运用在线检测系统能检测机身装配精度，保证机身气动外形及装配协调精度要求。

2、相比于传统载人飞机机身分段装配技术，本发明装配工装数量由几套减少为一套，节约工艺成本，缩短工艺准备周期，减小厂房占地面积，利于工艺规划。

3、机身装配过程中，在互不影响各工位的前提下，可同步进行前中后机身的协调装配，提高生产效率；同时整体装配更适应于该型无人机机身装配，能够保证装配精度及要求，适合该型无人机型批量化生产。

附图说明

图1是本发明一种无人固定翼飞机机身的协调装配方法流程示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的说明：

如图1所示，本发明提供的一种无人固定翼飞机机身的协调装配方法，包括以下步骤：

S1、前机身主体装配，利用多功能装配系统定位前机身隔板、桁架、前起落架、前起舱后大梁、空速管、支座、前起舱门与主摇臂，多功能装配系统包括：梁定位器组件、框定位器组件、系统钻模组件、卫通罩定位器组件、托架组件、卫通罩定位器组件、前起舱定位器组件和尾罩定位器，系统砖模组件包括：下大梁钻模组件、纵向件定位器组件、前缘钻模板组件、左挂接接头钻模组件、腹部口盖钻模组件、惯导支架定位器。

该步骤包括以下分步骤：

S11、利用多功能装配系统的梁定位器组件、框定位器组件，分别定位前机身隔框及桁梁。

S12、基于已定位好的前机身隔框、桁梁，分别制孔铆接与其相连接的隔板、筋条、前机身系统安装组件的连接型材及前机身油箱地板部分。

S13、按数字化标工协调数模，利用前起舱定位器中的抱紧组件定位前起落架前大梁前段左件，大梁前段右件。

S14、通过系统钻模组件中的接头定位器分别定位安装前起舱撑杆接头、作动筒接头，以此为基准定位前起舱后大梁及地板。

S15、利用卫通罩定位器组件中的定位器完成空速管支杆和支座的定位安装。

S16、利用托架组件和卫通罩定位器组件进行左、右蒙皮、雷达罩、卫通罩、口盖的定位安装。

S17、利用前起舱定位器组件中的舱门接头定位器，完成前起舱门与主摇臂的定位连接。

S2、中机身主体装配，定位中机身隔板、中机身桁梁、中机身左蒙皮、中机身右蒙皮、中机身上蒙皮、中机身下蒙皮与中机身口盖；

该步骤包括以下分步骤：

S21、利用多功能装配系统的梁定位器组件和框定位器组件，分别定位中机身隔框及中机身桁梁；

S22、基于已定位好的框和梁，分别制孔铆接与其相连接的隔板、筋条、中机身系统安装角材及型材、中机身油箱地板部分；

S23、基于已定位好的框和梁，完成油箱内衬板组件的定位铆接；

S24、基于已定位好的框和梁，完成中机身左、右、上、下蒙皮及口盖的定位安装。

S3、后机身主体装配，定位后机身隔框、后机身桁梁、后机身左蒙皮、后机身右蒙皮、后机身上蒙皮、后机身下蒙皮、后机身口盖及机尾罩。

该步骤包括以下分步骤：

S31、利用多功能装配系统的梁定位器、框定位器组件，分别定位后机身隔框及桁梁。

S32、基于已定位好的框和梁，分别制孔铆接与其相连接的地板梁、地板、隔板、筋条及后机身连接角材。

S33、基于已定位好的框和梁，完成后机身左、右、上、下蒙皮及口盖的定位安装。

S34、利用多功能装配系统的尾罩定位器，完成机尾罩定位安装。

S4、机身各交点孔位精加工，利用系统钻模组件分别完成前机身下大梁交点空位精加工，前机身纵向件交点孔位精加工，前机身前缘交点孔位精加工，中机身系统安装梁交点孔位精加工，中机身下大梁交点孔位精加工，中机身惯导支架交点孔位精加工。

该步骤包括以下分步骤：

S41、利用系统钻模组件中的下大梁钻模组件完成前机身下大梁交点孔位精加工。

S42、利用系统钻模组件中的纵向件定位器组件完成前机身纵向件交点孔位精加工。

S43、利用系统钻模组件中的前缘钻模板组件完成前机身前缘交点孔位精加工。

S44、利用系统钻模组件中的左挂接接头钻模组件完成中机身系统安装梁交点孔位精加工。

S45、利用系统钻模组件中的腹部口盖钻模组件完成中机身下大梁交点孔位精加工。

S46、利用系统钻模组件中的惯导支架定位器，完成中机身惯导支架交点孔位精加工。

S5、翼身连接交点孔位精加工，利用翼身交点精加工组件完成中机身两个隔框的翼身交点孔位的精加工。

本发明各组件高度集成，功能性强，可一次完成机身段件装配对合，相比于传统装配所需的5套型架，缩短生产准备周期，降低成本，且厂房占地面积小，利于生产规划；型架定位夹紧组件操作方便，迅速可靠，能显著提高生产效率。

在进行机身各段蒙皮、卫通罩、机尾罩及雷达罩等机身外形零件预定位时，利用激光跟踪仪对测量点进行实时检测，通过与数模相应点位理论数值进行比对，，通过逐渐修正蒙皮位置，逐渐减小实际数值与理论数值之间的差值，从而补偿蒙皮外形，得到精确定位，达到机身气动外形要求。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。