用于大飞机下部组件正位集成的装配工装及其施工方法与流程

1.本发明涉及一种装配工装，尤其是涉及一种用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，属于民用飞行器生产制造工艺装备技术领域。本发明还涉及一种采用所述装配工装正位集成大飞机下部组件的施工方法。


背景技术：

2.现代大型飞机机身主要由隔框、长桁、蒙皮组成为薄壳式封闭结构，且通常以通舱地板为界限分为上下两部分。在飞机装配过程中，分别装配上部组件、下部组件，再通过上下部对合形成封闭结构。
3.飞机下部组件装配，是指通过工装上的定位器，分别定位隔框、长桁、蒙皮等零件，保证位置精度，再通过制孔、铆接将各零件形成一个完整的下部组件。
4.飞机下部组件的装配方式及顺序通常为：1）各壁板装配阶段：
①
工装定位各壁板隔框；
②
卡板、定位销定位各壁板蒙皮；
③
挡块及蒙皮内形定位各壁板长桁；
④
隔框、长桁、蒙皮制孔铆接，形成壁板组件。
5.2）壁板组件对合、小组件对合，最终形成下部组件。
6.3）下部组件翻身，由“倒扣”状态翻转为“正位”状态。
7.由于工装为落地式，各定位器从地面向上方设置，因此利用现有技术方案装配下部组件时，通常采用倒扣形式，以保证隔框、长桁位于蒙皮下方，能够使用工装定位器定位。
8.现有技术的缺点1）现有方案需多套壁板装配型架、小组件对合型架，以及1套翻身型架，工装数量多，占地面积大，成本高。
9.2）现有方案人机工程协同性较差，特别是在产品顶部制孔铆接时，操作人员无法采用舒适的操作姿势，降低了生产效率，容易造成故障。
10.3）现有方案下部组件装配完成后，需进行翻身，且大飞机下部组件长度通常尺寸较大，增加大组件吊装、翻身工序，降低了生产效率，增加了风险。


技术实现要素：

11.本发明所要解决的技术问题是：提供一种工装数量相对较少，集合完成的下部组件不需要翻身的用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，以及一种采用所述装配工装正位集成大飞机下部组件的施工方法。
12.为解决上述技术问题所采用的技术方案是：一种用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，包括定位器，所述的装配工装还包括支撑骨架和定位基架组件，至少一部分所述的定位器通过所述的定位基架组件布置在所述的支撑骨架上；大飞机下部组件正位集成过
程中，大飞机下部组件的隔框和蒙皮均分别通过所述的定位器在定位基架组件的配合下定位和固定，大飞机下部组件的长桁通过自身的协调孔在所述隔框上的协调孔的配合下定位和固定。
13.进一步的是，所述的定位器包括伸缩拉杆定位器和旋转压紧定位器，所述的伸缩拉杆定位器和所述的旋转压紧定位器分别直接或通过所述的定位基架组件活动的布置在支撑骨架的相应位置处；大飞机下部组件正位集成过程中，所述的隔框通过所述的伸缩拉杆定位器在支撑骨架和定位基架组件的配合下定位和固定，所述的蒙皮通过所述的旋转压紧定位器和所述伸缩拉杆定位器的配合定位和固定。
14.上述方案的优选方式是，所述的支撑骨架包括调节组件和箱式支撑桁架，所述箱式支撑桁架的顶部为敞开结构，所述的调节组件沿高度方向可伸缩的布置在箱式支撑桁架底部的外侧，所述的定位器通过所述的定位基架组件或独立的布置在箱式支撑桁架的内部或顶部。
15.进一步的是，所述箱式支撑桁架的尾部在长度方向呈逐渐缩小并与需要集成的大飞机下部组件的形状相适应的v形结构，在该v形结构中也通过所述的定位基架组件或独立的布置有定位器。
16.上述方案的优选方式是，所述的调节组件包括多组升降调节旋转件组，各组所述的升降调节旋转件组分别按规定的间距沿高度方向可伸升降的固装在箱式支撑桁架底面的外侧。
17.进一步的是，所述的定位基架组件包括大v型支架组、小v型支架组和m型支架组，所述的大v型支架组布置在箱式支撑桁架内具有立柱的截面上，所述的小v型支架组布置在相邻两组大v型支架组之间的箱式支撑桁架内，所述的m型支架组与大飞机下部组件需要集成的零部件位置相适应的布置在箱式支撑桁架内未设置立柱的截面上，所述的定位器分别通过所述的大v型支架组、所述的小v型支架组和所述的m型支架组布置在所述的箱式支撑桁架内。
18.一种采用所述装配工装正位集成大飞机下部组件的施工方法，所述的施工方法以制作与支设完成的所述装配工装为基础按下述步骤一次性完成大飞机下部组件的正位集成，1）先采用定位器定位所有隔框；2）然后通过长桁上制作的协调孔在隔框上协调孔的配合下定位所有长桁；3）接着对所有隔框及长桁进行制孔铆接形成刚性骨架；4）然后再将定位器中固定隔框的伸缩定位器缩到蒙皮外侧，利用铆接形成的刚性骨架以及伸缩拉杆定位器和旋转压紧定位器定位蒙皮；5）最后进行蒙皮制孔并铆接形成完整组件。
19.上述方案的优选方式是，在制作和支设所述装配工装时，先制作组装箱式支撑桁架及其底部的调节组件，然后安装大v型支架组、小v型支架组和m型支架组，最后在箱式支撑桁架、v型支架组、小v型支架组以及m型支架组上安装定位隔框的伸缩拉杆定位器和压紧蒙皮的旋转压紧定位器完成装配工装的制作与支设；通过定位器定位隔框时，每一个隔框站位通过设置的2-3组伸缩定位器进行定位；定位长桁时，在每根长桁与相应隔框的连接位置处借用一个连接件孔设置为协调
孔，并通过该协调孔定位长桁；在铆接长桁与隔框时，先分别制出长桁与隔框上的连接孔，然后铆接形成刚性骨架；待刚性骨架铆接完成后，先将隔框伸缩定位器缩到蒙皮外侧，再利用铆接形成的刚性骨架定位蒙皮，并采用外侧设置的伸缩拉杆定位器和旋转压紧定位器压紧蒙皮，最后铆接蒙皮形成完整大飞机下部组件的正位集成。
20.本发明的有益效果是：本技术提供的技术方案以现有的定位器为基础，通过增加设置支撑骨架和定位基架组件构成新的装配工装，然后使至少一部分所述的定位器通过所述的定位基架组件布置在所述的支撑骨架上；这样，在大飞机下部组件集成时便可以采用向上的正位进行集成，并在正位集成过程中，使大飞机下部组件的隔框和蒙皮均分别通过所述的定位器在定位基架组件的配合下定位和固定，然后使大飞机下部组件的长桁通过其自身的协调孔在所述隔框上的协调孔的配合下定位和固定。具体的施工过程中为，1）先采用定位器定位所有隔框；2）然后通过长桁上制作的协调孔在隔框上协调孔的配合下定位所有长桁；3）接着对所有隔框及长桁进行制孔铆接形成刚性骨架；4）然后再将定位器中固定隔框的伸缩定位器缩到蒙皮外侧，利用铆接形成的刚性骨架以及伸缩拉杆定位器和旋转定位器定位蒙皮；5）最后进行蒙皮制孔并铆接形成完整组件。这样，通过一次性工装并在定位器的配合下完成隔框、长桁以及外部蒙皮的定位、组装以及固定，不仅可以显著的减小工装的数量，而且由于本技术在集成大飞机的下部组件时采用的是正位集成，即非“倒扣”集成而是开口向上的“正位”状态集成，从而在集成完成后也不再需要进行翻身操作，减小了操作风险，提高了生产效率，同时还能最大限度的保证集成的质量。
附图说明
21.图1为本发明用于大飞机下部组件正位集成的装配工装的三维结构示意图；图2为本发明用于大飞机下部组件正位集成的装配工装主视图；图3为图2的俯视图；图4为图2的侧视图。
22.图中标记为：定位器1、支撑骨架2、定位基架组件3、伸缩拉杆定位器4、旋转压紧定位器5、调节组件6、箱式支撑桁架7、升降调节旋转件组8、大v型支架组9、m型支架组10、小v型支架组11。
具体实施方式
23.如图1～图4所示是本发明提供的一种工装数量相对较少，集合完成的下部组件不需要翻身的用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，以及一种采用所述装配工装正位集成大飞机下部组件的施工方法。所述的装配工装，包括定位器1，所述的装配工装还包括支撑骨架2和定位基架组件3，至少一部分所述的定位器1通过所述的定位基架组件3布置在所述的支撑骨架2上；大飞机下部组件正位集成过程中，大飞机下部组件的隔框和蒙皮均分别通过所述的定位器1在定位基架组件3的配合下定位和固定，大飞机下部组件的长桁通过其自身的协调孔所述隔框上协调孔的配合下定位和固定。本技术提供的技术方案以现有的定位器为基础，通过增加设置支撑骨架和定位基架组件构成新的装配工装，然后使至少一部
分所述的定位器通过所述的定位基架组件布置在所述的支撑骨架上；这样，在大飞机下部组件集成时便可以采用向上的正位进行集成，并在正位集成过程中，使大飞机下部组件的隔框和蒙皮均分别通过所述的定位器在定位基架组件的配合下定位和固定，然后使大飞机下部组件的长桁通过其自身的协调孔在所述隔框上协调孔的配合下定位和固定。具体的施工过程中为，1）先采用定位器定位所有隔框；2）然后通过长桁上制作的协调孔在隔框的配合下定位所有长桁；3）接着对所有隔框及长桁进行制孔铆接形成刚性骨架；4）然后再将定位器中固定隔框的伸缩定位器缩到蒙皮外侧，利用铆接形成的刚性骨架以及伸缩拉杆定位器和旋转定位器定位蒙皮；5）最后进行蒙皮制孔并铆接形成完整组件。这样，通过一次性工装并在定位器的配合下完成隔框、长桁以及外部蒙皮的定位、组装以及固定，不仅可以显著的减小工装的数量，而且由于本技术在集成大飞机的下部组件时采用的是正位集成，即非“倒扣”集成而是开口向上的“正位”状态集成，从而在集成完成后也不再需要进行翻身操作，减小了操作风险，提高了生产效率，同时还能最大限度的保证集成的质量。
24.相应的，由于本技术的集成方式与现有技术中的倒扣式创造性的改进为了开口向上的正位集成，为此为了便于支撑隔框、长桁以及外部的蒙皮，本技术将所述的定位器1分为伸缩拉杆定位器4和旋转压紧定位器5，将所述的伸缩拉杆定位器4和所述的旋转压紧定位器5分别直接或通过所述的定位基架组件3活动的布置在支撑骨架2的相应位置处；这样，在大飞机下部组件正位集成过程中，所述的隔框便可以通过所述的伸缩拉杆定位器4在支撑骨架和定位基架组件3的配合下定位和固定，所述的蒙皮通过所述的旋转压紧定位器5和所述伸缩拉杆定位器4的配合定位和固定。同时，为了最大限度的减小工装的数量，同时又能一次性的完成隔框与长桁的固定铆接，以及后序蒙皮的压紧、定位和铆接，本技术所述的支撑骨架2包括调节组件6和箱式支撑桁架7，所述箱式支撑桁架7的顶部为敞开结构，所述的调节组件6沿高度方向可伸缩的布置在箱式支撑桁架7底面的外侧，所述的定位器1通过所述的定位基架组件3或独立的布置在箱式支撑桁架7的内部或顶部。再结合大飞机下部组件的形状与结构，本技术所述箱式支撑桁架7的尾部在长度方向呈逐渐缩小并与需要集成的大飞机下部组件的形状相适应的v形结构，在该v形结构中也通过所述的定位基架组件3或独立的布置有定位器1。此时，本技术结合生产实际的情况，以及大飞机自身的结构特点，本技术所述的定位基架组件3包括大v型支架组9、小v型支架组11和m型支架组10，所述的大v型支架组9布置在箱式支撑桁架7内具有立柱10的截面上，所述的小v型支架组11布置在相邻两组大v型支架组9之间的箱式支撑桁架7内，所述的m型支架组10与大飞机下部组件需要集成的零部件位置相适应的布置在箱式支撑桁架7内未设置立柱的截面上，所述的定位器1分别通过所述的大v型支架组9、所述的小v型支架组11和所述的m型支架组10布置在所述的箱式支撑桁架7内。
25.进一步的，为了在使用中调整装配工装，本技术所述的调节组件6包括多组升降调节旋转件组8，各组所述的升降调节旋转件组8分别按规定的间距沿高度方向可伸升降的固装在箱式支撑桁架7底部的外侧。
26.当然，在进行大飞机下部组件集成前，先需要制作和支设所述装配工装，其具体过程为，先制作组装箱式支撑桁架及其底部的调节组件，然后安装大v型支架组、小v型支架组和m型支架组，最后在箱式支撑桁架、大v型支架组、小v型支架组以及m型支架组安装定位隔框的伸缩拉杆定位器和压紧蒙皮的旋转压紧定位器器完成装配工装的制作与支设；
通过定位器定位隔框时，每一个隔框站位通过设置的2-3组伸缩定位器进行定位；定位长桁时，在每根长桁与相应隔框的连接位置处借用一个连接件孔设置为协调孔，并通过该协调孔定位长桁；在铆接长桁与隔框时，先分别制出长桁与隔框上的连接孔，然后铆接形成刚性骨架；待刚性骨架铆接完成后，先将隔框伸缩定位器缩到蒙皮外侧，再利用铆接形成的刚性骨架定位蒙皮，并采用外侧设置的伸缩拉杆定位器和旋转压紧定位器压紧蒙皮，最后铆接蒙皮形成完整大飞机下部组件的正位集成。
27.本技术所述的协调孔：是指在连接件位开出的用于装配时零件与零件或组件与组件间的协调定位的孔，孔径一般为φ3.2mm。
28.综上所述，采用本技术提供的技术方案，将多套工装功能集成到1套工装上，减少工装数量、占地面积，降低成本；优化了装配方式及顺序，采用伸缩拉杆定位器等，改善人机工程协同性，提高生产效率及质量；采用正位装配，取消翻身工序，提高生产效率，杜绝翻身安全隐患。
29.实施例1，本技术提供的技术方案将下部组件采用正位装配，装配方式及顺序如下：1）工装定位所有隔框；2）协调孔定位所有长桁；3）所有隔框及长桁制孔铆接，形成刚性骨架；4）将隔框伸缩定位器缩到蒙皮外侧，利用铆接形成的刚性骨架定位蒙皮；5）蒙皮制孔铆接，形成完整组件。本技术完整的工装如图1～图4所示,在工装上设置了伸缩拉杆定位器用于定位隔框，设置旋转压紧器用于压紧蒙皮；每个隔框站位设置2-3组伸缩定位器，定位隔框；每根长桁与每个隔框连接位置，借用一个连接件孔，设置协调定位孔，定位长桁；制出长桁与隔框连接孔，铆接形成刚性骨架；将隔框伸缩定位器缩到蒙皮外侧，利用铆接形成的刚性骨架定位蒙皮，外侧设置旋转压紧器用于压紧蒙皮；铆接蒙皮，形成完整组件。

技术特征：
1.用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，包括定位器（1），其特征在于：所述的装配工装还包括支撑骨架（2）和定位基架组件（3），至少一部分所述的定位器（1）通过所述的定位基架组件（3）布置在所述的支撑骨架（2）上；大飞机下部组件正位集成过程中，大飞机下部组件的隔框和蒙皮均分别通过所述的定位器（1）在定位基架组件（3）的配合下定位和固定，大飞机下部组件的长桁通过自身的协调孔在所述隔框上的协调孔的配合下定位和固定。2.根据权利要求1所述的用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，其特征在于：所述的定位器（1）包括伸缩拉杆定位器（4）和旋转压紧定位器（5），所述的伸缩拉杆定位器（4）和所述的旋转压紧定位器（5）分别直接或通过所述的定位基架组件（3）活动的布置在支撑骨架（2）的相应位置处；大飞机下部组件正位集成过程中，所述的隔框通过所述的伸缩拉杆定位器（4）在支撑骨架（2）和定位基架组件（3）的配合下定位和固定，所述的蒙皮通过所述的旋转压紧定位器（5）和所述伸缩拉杆定位器（4）的配合定位和固定。3.根据权利要求1或2所述的用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，其特征在于：所述的支撑骨架（2）包括调节组件（6）和箱式支撑桁架（7），所述箱式支撑桁架（7）的顶部为敞开结构，所述的调节组件（6）沿高度方向可伸缩的布置在箱式支撑桁架（7）底部的外侧，所述的定位器（1）通过所述的定位基架组件（3）或独立的布置在箱式支撑桁架（7）的内部或顶部。4.根据权利要求3所述的用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，其特征在于：所述箱式支撑桁架（7）的尾部在长度方向呈逐渐缩小并与需要集成的大飞机下部组件的形状相适应的v形结构，在该v形结构中也通过所述的定位基架组件（3）或独立的布置有定位器（1）。5.根据权利要求4所述的用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，其特征在于：所述的调节组件（6）包括多组升降调节旋转件组（8），各组所述的升降调节旋转件组（8）分别按规定的间距沿高度方向可伸升降的固装在箱式支撑桁架（7）底面的外侧。6.根据权利要求5所述的用于大飞机下部组件正位集成的装配工装，其特征在于：所述的定位基架组件（3）包括大v型支架组（9）、小v型支架组（11）和m型支架组（10），所述的大v型支架组（9）布置在箱式支撑桁架（7）内具有立柱（10）的截面上，所述的小v型支架组（11）布置在相邻两组大v型支架组（9）之间的箱式支撑桁架（7）内，所述的m型支架组（10）与大飞机下部组件需要集成的零部件位置相适应的布置在箱式支撑桁架（7）内未设置立柱的截面上，所述的定位器（1）分别通过所述的大v型支架组（9）、所述的小v型支架组（11）和所述的m型支架组（10）布置在所述的箱式支撑桁架（7）内。7.一种采用权利要求6所述装配工装的施工方法，其特征在于：所述的施工方法以制作与支设完成的所述装配工装为基础，按下述步骤一次性完成大飞机下部组件的正位集成，1）先采用定位器定位所有隔框；2）然后通过长桁上制作的协调孔在隔框上协调孔的配合下定位所有长桁；3）接着对所有隔框及长桁进行制孔铆接形成刚性骨架；4）然后再将定位器中固定隔框的伸缩定位器缩到蒙皮外侧，利用铆接形成的刚性骨架以及伸缩拉杆定位器和旋转压紧定位器定位蒙皮；5）最后进行蒙皮制孔并铆接形成完整组件。
8.根据权利要求7所述的施工方法，其特征在于：在制作和支设所述装配工装时，先制作组装箱式支撑桁架及其底部的调节组件，然后安装大v型支架组、小v型支架组和m型支架组，最后在箱式支撑桁架、大v型支架组、小v型支架组以及m型支架组上安装定位隔框的伸缩拉杆定位器和压紧蒙皮的旋转压紧定位器完成装配工装的制作与支设；通过定位器定位隔框时，每一个隔框站位通过设置的2-3组伸缩定位器进行定位；定位长桁时，在每根长桁与相应隔框的连接位置处借用一个连接件孔设置为协调孔，并通过该协调孔定位长桁；在铆接长桁与隔框时，先分别制出长桁与隔框上的连接孔，然后铆接形成刚性骨架；待刚性骨架铆接完成后，先将隔框伸缩定位器缩到蒙皮外侧，再利用铆接形成的刚性骨架定位蒙皮，并采用外侧设置的伸缩拉杆定位器和旋转压紧定位器压紧蒙皮，最后铆接蒙皮形成完整大飞机下部组件的正位集成。

技术总结
本发明公开了一种用于大飞机下部组件正位集成的装配工装及其施工方法，属于民用飞行器生产制造工艺装备技术领域。提供一种工装数量相对较少，集合完成的下部组件不需要翻身的用于大飞机下部组件正位集成的装配工装及其施工方法。所述的装配工装，包括定位器，所述的装配工装还包括支撑骨架和定位基架组件，至少一部分所述的定位器通过所述的定位基架组件布置在所述的支撑骨架上；大飞机下部组件正位集成过程中，大飞机下部组件的隔框和蒙皮均分别通过所述的定位器在定位基架组件的配合下定位和固定，大飞机下部组件的长桁通过其自身的协调孔在所述隔框上的协调孔的配合下定位和固定。和固定。和固定。


技术研发人员：黄箫 王焰 丁峰 邓伯孟 付超 汤朝旺 杜宇 卢强 潘建华 王京 彭旒越 杨康 徐靖
受保护的技术使用者：中航成飞民用飞机有限责任公司
技术研发日：2023.02.28
技术公布日：2023/4/18