一種飛機(jī)壁板零件振動(dòng)時(shí)效校形方法和振動(dòng)時(shí)效校形裝置制造方法
【專(zhuān)利摘要】本申請(qǐng)?zhí)峁┮环N飛機(jī)壁板的振動(dòng)時(shí)效校形方法和振動(dòng)時(shí)效校形裝置，將數(shù)控加工后的飛機(jī)壁板零件采用點(diǎn)陣式加緊的方式固定在振動(dòng)時(shí)效校形平臺(tái)上，將激振器與振動(dòng)時(shí)效校形平臺(tái)剛性固定，用控制系統(tǒng)啟動(dòng)激振器使振動(dòng)時(shí)效平臺(tái)與其固定連接的飛機(jī)壁板同時(shí)振動(dòng)，以消除及均化飛機(jī)壁板零件的內(nèi)部應(yīng)力，達(dá)到變形校正的目的。
【專(zhuān)利說(shuō)明】一種飛機(jī)壁板零件振動(dòng)時(shí)效校形方法和振動(dòng)時(shí)效校形裝置
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本申請(qǐng)涉及飛機(jī)壁板零件的制造【技術(shù)領(lǐng)域】，特別涉及為校正飛機(jī)壁板零件在加工 過(guò)程中產(chǎn)生的變形進(jìn)行振動(dòng)時(shí)效的處理方法及其裝置。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著現(xiàn)代飛機(jī)高速、高機(jī)動(dòng)性能要求的不斷提高，飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不斷發(fā)生變化，大 量新材料、新結(jié)構(gòu)和新技術(shù)首先在航空制造業(yè)得到應(yīng)用。為了提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性和遠(yuǎn)距離 飛行能力，增大攜帶負(fù)載，技術(shù)人員一直在不斷探索減重和提高結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的新技術(shù)。一些大 型復(fù)雜零件，尤其是主承力結(jié)構(gòu)件，如飛機(jī)的大梁、隔框和壁板，普遍采用了整體化結(jié)構(gòu)設(shè) 計(jì)。
[0003] 由于自身結(jié)構(gòu)形狀復(fù)雜、幾何結(jié)構(gòu)不對(duì)稱(chēng)、薄壁部位多、自身剛度低以及加工過(guò)程 中材料殘余應(yīng)力的釋放、刀具和裝夾等因素的綜合作用，航空整體結(jié)構(gòu)件加工后變形問(wèn)題 非常嚴(yán)重。在現(xiàn)有的技術(shù)條件下，僅僅通過(guò)改進(jìn)工件結(jié)構(gòu)，改善加工裝夾布局，優(yōu)化加工工 藝參數(shù)等手段很難完全避免加工變形的產(chǎn)生。采用高速加工技術(shù)可以使整體結(jié)構(gòu)件的加 工變形得到有效控制，但是對(duì)于某些結(jié)構(gòu)復(fù)雜、剛性差的零件，如飛機(jī)壁板由于其具有大尺 寸、薄板形曲面結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)，使其加工變形仍然很大。航空整體結(jié)構(gòu)件加工變形問(wèn)題已成為 現(xiàn)代飛機(jī)制造技術(shù)瓶頸之一。
[0004] 為了保證航空整體結(jié)構(gòu)件的制造精度，除采取措施預(yù)防變形外，還需要對(duì)已產(chǎn)生 變形的結(jié)構(gòu)件進(jìn)行校正。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0005] 本發(fā)明的目的是提供一種飛機(jī)壁板零件振動(dòng)時(shí)效校形方法和振動(dòng)時(shí)效校形裝置， 以解決飛機(jī)壁板零件在制造過(guò)程中變形過(guò)大以及裝配過(guò)程中的帶應(yīng)力裝配問(wèn)題，提高飛機(jī) 使用過(guò)程中飛機(jī)壁板零件的抗應(yīng)力腐蝕性能和抗疲勞性能。
[0006] -種飛機(jī)壁板零件振動(dòng)時(shí)效校形方法，其特征在于含有以下條件或步驟：1)具有 加工成型的飛機(jī)壁板零件，并已知該零件的理論外形；2)有一個(gè)振動(dòng)時(shí)效校形裝置，該裝 置含有校形平臺(tái)、點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元、支撐座和激振器，所述的校形平臺(tái)支撐在彈性的支 撐座上，校形平臺(tái)的上表面具有與飛機(jī)壁板零件的下表面的理論外形吻合的校形面，校形 平臺(tái)的上表面的兩側(cè)設(shè)有連接點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元的連接槽（臺(tái)），所述的點(diǎn)陣式柔性?shī)A 緊單元由多個(gè)兩端固定在校形平臺(tái)連接槽上的橫梁以及設(shè)在橫梁上的多個(gè)壓緊螺桿組成， 所述的激振器固定在校形平臺(tái)上；3)將加工成型的飛機(jī)壁板零件放置在校形平臺(tái)的校形 面上，用點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元的壓緊螺桿壓緊飛機(jī)壁板；4)用控制系統(tǒng)啟動(dòng)激振器使振動(dòng) 時(shí)效校形平臺(tái)以及與其固定連接的點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊結(jié)構(gòu)和飛機(jī)壁板零件同時(shí)振動(dòng)，以消除 及均化飛機(jī)壁板零件的內(nèi)部應(yīng)力。
[0007] 本發(fā)明的有益效果是：1)利用點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊結(jié)構(gòu)將已變形的飛機(jī)壁板零件固 定在振動(dòng)時(shí)效校形平臺(tái)上，在強(qiáng)制壓平的條件下實(shí)施振動(dòng)時(shí)效，有效解決了飛機(jī)壁板零件 因厚度變化較大、剛性差的缺陷；2)該裝置結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，易于操作，解決了飛機(jī)壁板零件無(wú)法 振動(dòng)時(shí)效校形的現(xiàn)實(shí)問(wèn)題。
[0008] 以下結(jié)合實(shí)施例對(duì)本申請(qǐng)做進(jìn)一步詳細(xì)描述。
【專(zhuān)利附圖】
【附圖說(shuō)明】
[0009] 圖1為飛機(jī)鈑金零件振動(dòng)消除應(yīng)力原理示意圖。
[0010] 圖2為飛機(jī)壁板零件。
[0011] 圖中標(biāo)號(hào)說(shuō)明：1激振器、2校形平臺(tái)、3彈性支撐座、4橫梁、5飛機(jī)壁板零件、6壓 緊螺桿、7T型螺栓及螺母、8連接槽。
【具體實(shí)施方式】
[0012] 參見(jiàn)附圖，實(shí)施例中飛機(jī)壁板零件5是根據(jù)其設(shè)計(jì)的理論外形加工成型的飛機(jī)機(jī) 翼壁板，其一面在理論上為平面，另一面高低不平，最小壁厚為3mm，最小壁厚為15mm，長(zhǎng)度 為6000mm，材料為鋁合金2324,用數(shù)控機(jī)床加工成形。為了均化其加工后的內(nèi)在應(yīng)力并校 正變形，本申請(qǐng)?zhí)岢隽藢?duì)其進(jìn)行振動(dòng)時(shí)效校形方法和振動(dòng)時(shí)效校形裝置。在圖1中，飛機(jī)壁 板零件振動(dòng)時(shí)效裝置，含有校形平臺(tái)2、點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元、彈性支撐座3和激振器1，校 形平臺(tái)2支撐在彈性支撐座3上，校形平臺(tái)2的上表面具有與飛機(jī)壁板零件的下表面的理 論外形吻合的校形面，校形平臺(tái)的上表面的兩側(cè)設(shè)有連接點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元的連接槽8， 所述的點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元由多個(gè)兩端固定在校形平臺(tái)連接槽上的橫梁4以及設(shè)在橫梁 上的多個(gè)壓緊螺桿6組成，
[0013] 每個(gè)橫梁4與固定在橫梁上的壓緊螺桿6構(gòu)成一個(gè)點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元，多個(gè)點(diǎn) 陣式柔性?shī)A緊單元沿振動(dòng)時(shí)效校形平臺(tái)縱向排列，構(gòu)成整個(gè)點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊結(jié)構(gòu)。點(diǎn)陣式 柔性?shī)A緊結(jié)構(gòu)在橫梁4兩端處與振動(dòng)時(shí)效校形平臺(tái)2上的連接槽的T形結(jié)構(gòu)通過(guò)T型螺 栓及螺母7剛性連接，用于產(chǎn)生振動(dòng)能量的激振器1用夾鉗剛性固定在振動(dòng)時(shí)效校形平臺(tái) 2的上。振動(dòng)時(shí)效校形平臺(tái)2用四個(gè)彈性支撐座3支撐，其作用是減振以便保護(hù)工作地面。 實(shí)施振動(dòng)時(shí)效時(shí)，首先從校形平臺(tái)上卸下點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元的橫梁，將加工成型的飛機(jī) 壁板零件5放置在校形平臺(tái)2的校形面上，再用點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元的橫梁逐個(gè)固定在校 形平臺(tái)的兩側(cè)，用壓緊螺桿壓緊飛機(jī)壁板；將激振器1與控制系統(tǒng)電連接，開(kāi)啟激振器1的 控制系統(tǒng)，使振動(dòng)時(shí)效校形平臺(tái)2以及與其固定連接的點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊結(jié)構(gòu)和飛機(jī)壁板零 件5同時(shí)振動(dòng)，以消除及均化飛機(jī)壁板零件的內(nèi)部應(yīng)力。為了準(zhǔn)確的獲得振動(dòng)時(shí)效的反饋 信號(hào)，最好將拾振器（圖中未示出）粘貼在飛機(jī)壁板零件上，完成振動(dòng)時(shí)效后，卸下飛機(jī)壁 板零件即可。
【權(quán)利要求】
1. 一種飛機(jī)壁板零件振動(dòng)時(shí)效校形方法，其特征在于含有以下條件或步驟：1)具有加 工成型的飛機(jī)壁板零件，并已知該零件的理論外形；2)有一個(gè)振動(dòng)時(shí)效校形裝置，該裝置 含有校形平臺(tái)、點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元、彈性支撐座和激振器，所述的校形平臺(tái)支撐在彈性支 撐座上，校形平臺(tái)的上表面具有與飛機(jī)壁板零件的下表面的理論外形吻合的校形面，校形 平臺(tái)的上表面的兩側(cè)設(shè)有連接點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元的連接槽（臺(tái)），所述的點(diǎn)陣式柔性?shī)A 緊單元由多個(gè)兩端固定在校形平臺(tái)連接槽上的橫梁以及設(shè)在橫梁上的多個(gè)壓緊螺桿組成， 所述的激振器固定在校形平臺(tái)上；3)將加工成型的飛機(jī)壁板零件放置在校形平臺(tái)的校形 面上，用點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元的壓緊螺桿壓緊飛機(jī)壁板；4)用控制系統(tǒng)啟動(dòng)激振器使振動(dòng) 時(shí)效校形平臺(tái)以及與其固定連接的點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊結(jié)構(gòu)和飛機(jī)壁板零件同時(shí)振動(dòng)，以消除 及均化飛機(jī)壁板零件的內(nèi)部應(yīng)力。
2. -種飛機(jī)壁板零件振動(dòng)時(shí)效裝置，含有校形平臺(tái)、點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元、彈性支撐座 和激振器，其特征在于所述的校形平臺(tái)支撐在彈性支撐座上，校形平臺(tái)的上表面具有與飛 機(jī)壁板零件的下表面的理論外形吻合的校形面，校形平臺(tái)的上表面的兩側(cè)設(shè)有連接點(diǎn)陣式 柔性?shī)A緊單元的連接槽，所述的點(diǎn)陣式柔性?shī)A緊單元由多個(gè)兩端固定在校形平臺(tái)連接槽上 的橫梁以及設(shè)在橫梁上的多個(gè)壓緊螺桿組成，所述的激振器固定在校形平臺(tái)上。
【文檔編號(hào)】C22F1/00GK104120230SQ201410299300
【公開(kāi)日】2014年10月29日 申請(qǐng)日期:2014年6月27日 優(yōu)先權(quán)日:2014年6月27日
【發(fā)明者】馬永波, 陳金祥, 李林, 成書(shū)民, 李歡, 雷虹 申請(qǐng)人:中航飛機(jī)股份有限公司西安飛機(jī)分公司