專利名稱：一種飛機發動機安裝作業用數控電動架車的制作方法
技術領域：
本發明屬于裝配自動化技術領域，涉及一種飛機發動機安裝作業用數控電動架車的設計。
背景技術：
飛機發動機是飛機的核心動力部件，需要對其經常安裝并進行檢查和維護。但是發動機具有質量較高、體積較大、結構復雜等特點，同時還存在裝配間隙小、內艙結構復雜、安裝設備易變形等難裝配問題，使得發動機安裝時往往不能實現精確的調姿和定位。因此，在安裝過程中需要反復調整發動機的姿態，進行重復性的試安裝，這個重復性的安裝過程占據了發動機裝配的絕大部分勞動量，并且各自由度姿態的調整操作往往十分困難。目前，國內的發動機安裝設備多采用一些簡易的機械傳動裝置和液壓推動機構。這類安裝設備多存在以下不足之處:(I)機構剛性差，承載變形大；(2 )設計精度低，很難實現微小行程的精準調整；(3)可調姿態少，不能實現多軸姿態的數控調整；(4)自動化程度低，需要逐一手動操作進行各自由度的姿態調整；(5)機動性能差，大多需要額外的運輸工具將相關安裝設備運輸到安裝場地；(6)安裝效率低，勞動強度大，需要多名裝配人員反復進行配合協同操作。
發明內容
本發明的目的是提供一種結構剛度高、安裝精度高、操作效率高的飛機發動機安裝作業用數控電動架車，通過對飛機發動機六自由度的姿態調整來實現飛機發動機的快速安裝，從而實現飛機發動機的安全、準確、高效的自動化安裝作業。本發明的技術方案是:一種飛機發動機安裝作業用數控電動架車，包括多軸調姿平臺1、調姿平臺框架2、長軸進給機構3、車身框架4、車體轉動機構、液壓支撐系統、電動機驅動行走系統及伺服控制系統，其中車體轉動機構包括左右轉動機構5和輔助支撐機構6，液壓支撐系統包括六個液壓支腿(7)、支腿連接梁和液壓控制系統，電動機驅動行走系統包括驅動輪系8、車體底架9、轉向輪系10和駕駛室11，架車X軸、Y軸、Z軸、B軸、C軸的五個自由度的姿態采用伺服電機驅動和調控，A軸為手動調姿。本發明的數控電動架車各部分機構設置如下:(1)多軸調姿平臺I通過螺栓固接在調姿平臺框架2的上底面；(2)調姿平臺框架2與車身框架4通過線性導軌相連接；(3)長軸進給機構3固接在車身框架4內部；(4)車體轉動機構分別與車身框架4和車體底架9相連接；(5)液壓支撐系統的六個相同的液壓支腿7分別通過支腿連接梁在車體底架9的前、中、后的位置固接。多軸調姿平臺I采用一個具有Y、Z、B、C軸調姿功能的裝置，由工作平臺、縱向平移機構12、水平轉臺機構13、升降俯仰機構14組成，通過數控系統驅動其伺服電機，對飛機發動機安裝作業所需的Y、Z、B、C軸分別操控或數控多軸聯動調姿。縱向平移機構12實現發動機縱向移動(Y軸)的調整功能。水平轉臺機構13實現發動機在水平面內的轉動(C軸)功能。升降俯仰機構14由左升降機構、右升降機構兩部分組成，實現發動機上下升降(Z軸)和前后俯仰(B軸)的調姿功能。長軸進給機構3采用由線性導軌、滾珠絲杠、伺服電機組成的長絲杠進給機構，實現X軸方向的長進給運動的控制，兩側的線性導軌實現架車X軸的導向功能和機構的承載功能。在長絲桿進給機構中，在調姿平臺框架2兩側安裝主絲杠螺母15和輔絲杠螺母16，利用調姿平臺框架2的前后兩側空間，使主、副兩套傳動螺母相距的距離為絲杠總長的25%—50%，以達到減小長絲杠17自重變形的目的。車體轉動機構由兩組左右轉動機構5和兩組輔助支撐機構6組成，實現車體左右轉動(A軸)的調姿功能。左右轉動機構5采用螺桿機構驅動圓弧管24轉動的方案，實現車體左右轉動功能。輔助支撐機構6采用左側梁支撐輪27和右側梁支撐輪28承載圓弧梁29的設計結構，其中圓弧梁29與左右轉動機構5中圓弧管24具有相同的導向圓弧半徑，實現車體輔助支撐功能。液壓升降系統采用六個相同的液壓支腿7在架車外側前、中、后位置均勻布置，并通過液壓控制系統對前、中、后三組液壓支腿分別進行控制，實現架車上下升降姿態(Z軸)的調整功能和前后俯仰姿態(B軸)小幅度的調整功能。液壓支腿7的下部設置自鎖螺母，尾部采用球鉸鏈支座。電動機驅動行走系統采用電瓶車驅動的行走方式，車體底架9前端設置驅動輪系8，車體底架9后端設置轉向輪系10和駕駛室11，車體底架9最前端設置位置傳感器防止架車碰撞，駕駛室采用了可折疊的駕駛平臺。本發明的效果和益處是:(1)工作平臺適配多種型號發動機的專用夾具，實現多種型號發動機的安裝作業；(2)配備液壓支撐系統，實現發動機安裝前的車身框架4初始姿態的調整；(3)配備電動機驅動行走系統，實現發動機安裝場地內的移動和運輸；(4)本發明實現飛機發動機六軸姿態的高精度快速調整，其中五軸姿態為伺服電機數控調姿，余下一軸為手動調姿，提高安裝效率，減輕工人勞動強度。此外，本發明也可廣泛適用于需要進行多軸精確調姿的重型復雜軸類零部件高精、高效的自動化安裝作業。
圖1是飛機發動機安裝作業用數控電動架車的結構示意圖。圖2是多軸調姿平臺的結構示意圖。圖3是飛機發動機安裝作業用數控電動架車的結構側視圖。圖4是圖1中輔助支撐機構與車身框架的結構示意圖。圖5是圖1中駕駛室與轉向輪系的結構示意圖。圖中:1多軸調姿平臺、2調姿平臺框架、3長軸進給機構、4車身框架、5左右轉動機構、6輔助支撐機構、7液壓支腿、8驅動輪系、9車體底架、10轉向輪系、11駕駛室、12縱向平移機構、13水平轉臺機構、14升降俯仰機構、15主絲杠螺母、16輔絲杠螺母、17長絲杠、18螺桿支撐座、19螺桿轉動軸、20螺桿、21螺母、22螺母支撐座、23左側管支撐輪、24圓弧管、25右側管支撐輪、26轉動機構框架、27左側梁支撐輪、28右側梁支撐輪、29圓弧梁、30輔助支撐框架、31轉向輪、32轉向機構、33方向盤、34加速踏板、35腳剎、36手剎、37儀表盤、38折疊平臺、39金屬合頁、40固定插銷、41支撐架、42圓管插座、43活動座椅。
具體實施例方式以下結合技術方案和附圖詳細敘述本發明的具體實施方式
。如圖1所示，飛機發動機安裝作業用數控電動架車，它包括多軸調姿平臺1、調姿平臺框架2、長軸進給機構3、車身框架4、左右轉動機構5、輔助支撐機構6、液壓支腿7、驅動輪系8、車體底架9、轉向輪系10、駕駛室11、液壓控制系統和伺服控制系統，其中兩組左右轉動機構5和兩組輔助支撐機構6組成車體轉動機構，六個相同的液壓支腿7和液壓控制系統組成液壓支撐系統，驅動輪系8、車體底架9、轉向輪系10和駕駛室11這四部分組成電動機驅動行走系統。本發明各部分機構設置如下:(1)多軸調姿平臺I通過螺栓固接在調姿平臺框架2的上底面；(2)調姿平臺框架2與車身框架4通過線性導軌相連接；(3)長軸進給機構通過螺釘固定在車身框架4內部；(4)車體轉動機構分別與車身框架和車體底架相連接；(5)液壓支撐系統六個相同的液壓支腿7分別通過支腿連接梁固定在車體底架9的前、中、后的位置。如圖2所示，多軸調姿平臺I包括縱向平移機構12、水平轉臺機構13、升降俯仰機構14這三部分。縱向平移機構12采用由線性導軌、滾珠絲杠組成的位移控制機構，實現機構Y軸方向的位置控制。水平轉臺機構13采用伺服電機驅動帶內齒的大型軸承來實現轉臺轉動，實現C軸水平轉動的功能。升降俯仰機構14包括具有單側升降功能的左側升降機構和右側升降機構，以實現發動機上下升降(Z軸)和前后俯仰(C軸)的姿態調整功能。如圖1、圖2所示，調姿平臺框架2采用上部開口的一體化箱式結構，并將多軸調姿平臺I與調姿平臺框架2的底面固接，調姿平臺框架2的兩側肩部與車身框架4的上部通過線性導軌相連接，從而實現對多軸調姿平臺I和發動機的承載功能。調姿平臺框架2的底部增設了強化筋板，從而增強其承載能力。調姿平臺框架2的側壁進行開窗口的設計，從而達到減小調姿平臺框架2重量的目的。如圖1、圖2所示，長軸進給機構3由絲杠機構、線性導軌組成，其中絲杠機構包括主絲杠螺母15、輔絲杠螺母16、長絲杠17、線性導軌、減速器、伺服電機，絲杠機構前后兩側通過螺釘固接到車身框架4的內框里，主絲杠螺母15、輔絲杠螺母16安裝到調姿平臺框架2的前后兩側，使主、副絲杠螺母相隔的距離為絲杠總長的25% — 50%，從而增加對長絲桿17的支撐性能，以達到減小長絲杠17自重變形的目的。左右兩側的線性導軌將車身框架4與調姿平臺框架2相連，實現架車X軸的導向功能和機構的承載功能。如圖1、圖3、圖4所示，車體轉動機構包括兩組左右轉動機構5和兩組輔助支撐機構6。兩組左右轉動機構5上側的圓弧管24分別與車身框架4的前后兩端固接，其下側的轉動機構框架26與車體底架9的前后兩端固接。兩組輔助支撐機構6等間距地設置在車身框架4的中部位置，即距車體底架9兩端為總長1/3處，其上側與車身框架4的圓弧梁29滑動連接，下側與車體底架9固定連接。如圖3所示，左右轉動機構5包括螺桿支撐座18、螺桿轉動軸19、螺桿20、螺母21、螺母支撐座22、左側管支撐輪23、圓弧管24、右側管支撐輪25、轉動機構框架26，其中由螺桿轉動軸19、螺桿20、螺母21組成螺桿機構。左側管支撐輪23和右側管支撐輪25與轉動機構框架26固接，與圓弧管24滑動連接，實現對圓弧管24的導向和支撐功能。螺桿機構的螺桿20 —端通過螺桿支撐座18與車身框架4鉸接，其螺母21通過螺母支撐座22與轉動機構框架26鉸接，通過驅動螺桿機構帶動圓弧管24以實現車體框架4的轉動。如圖4所示，輔助支撐機構6包括左側梁支撐輪27、右側梁支撐輪28、圓弧梁29和輔助支撐框架30，其中圓弧梁29與左右轉動機構5中圓弧管24具有相同的導向圓弧半徑，輔助支撐框架30固定在車體底架9的中部梁上側，左側梁支撐輪27、右側梁支撐輪28安裝在輔助支撐框架30兩側，車身框架4的圓弧梁29放置到左側梁支撐輪27和右側梁支撐輪28的上側滑動連接以達到承載的目的。如圖1所示，液壓支撐系統由六個液壓支腿7、支腿連接梁和液壓伺服控制系統組成，其中每個液壓支腿7均采用底部設置自鎖螺母和末端采用球鉸鏈支座的設計方案。液壓支撐系統采用了六個液壓支腿7分三組均勻布置在架車外側前、中、后位置，前、后兩組液壓支腿同步控制伸縮時實現架車上下升降姿態的調整功能，前、后兩組液壓支腿異步控制伸縮時實現架車前后俯仰姿態小幅度的調整功能。中部這組液壓支腿在前、后兩組液壓支腿伸縮完成后，再控制伸縮中部這組液壓支腿至合適的位置實現架車的輔助支撐作用，從而達到減小架車內部機構變形的目的。如圖1所示，電動機驅動行走系統，包括驅動輪系8、車體底架9、轉向輪系10和駕駛室11。驅動輪系8由前驅動輪、蓄電池組、驅動電機和位置傳感器組成。其中，蓄電池組放置在固接于車體底架9前端的電池架上，驅動電機放置在車體底架9前端，驅動輪安裝在車體底架9前端下部，位置傳感器設置在車體底架最前端。如圖5所示，轉向輪系10包括轉向輪31、轉向機構32和方向盤33，轉向輪31與車體底架9后端的下側固接，轉向機構32與轉向輪31和方向盤連接，方向盤33與駕駛室11平臺連接。如圖5所示，駕駛室11由可折疊駕駛平臺、加速踏板34、腳剎35、手剎36、儀表盤37組成，加速踏板34、腳剎35、手剎36、儀表盤37均固接在駕駛室11前部，可折疊駕駛平臺通過金屬合頁39與車體底架9的尾部連接。如圖3、圖5所示，可折疊駕駛平臺由折疊平臺38、金屬合頁39、固定插銷40、支撐架41、四個圓管插座42、活動座椅43組成，其中活動座椅43安裝在折疊平臺38的上側。架車工作時，展開折疊平臺38，并通過三組帶金屬活頁的支撐架41支撐折疊平臺38，再將活動座椅43放置到圓管插座42里。架車不工作時，通過金屬合頁39轉動折疊平臺，然后固定插銷40將折疊平臺38固定，以節省架車占地空間。
權利要求
1.一種飛機發動機安裝作業用數控電動架車，其特征在于:包括多軸調姿平臺(I)、調姿平臺框架(2)、長軸進給機構(3)、車身框架(4)、車體轉動機構、液壓支撐系統、電動機驅動行走系統及伺服控制系統，其中車體轉動機構包括左右轉動機構(5)和輔助支撐機構(6)，液壓支撐系統包括六個液壓支腿(7)、支腿連接梁和液壓控制系統，電動機驅動行走系統包括驅動輪系(8)、車體底架(9)、轉向輪系(10)和駕駛室(11);數控電動架車各部分機構的設置如下:多軸調姿平臺(I)通過螺栓固接在調姿平臺框架(2)的上底面，調姿平臺框架(2)與車身框架(4)通過線性導軌相連接，長軸進給機構固接在車身框架(4)內部，車體轉動機構分別與車身框架(4)和車體底架(9)相連接，液壓支撐系統六個相同的液壓支腿(7)分別通過支腿連接梁在車體底架(9)的前、中、后位置固接； 所述的一種飛機發動機安裝作業用數控電動架車的X軸、Y軸、Z軸、B軸、C軸的五個自由度的姿態采用伺服電機驅動和調控，A軸的姿態為手動調控，架車的行走采用電瓶車方式驅動。
2.根據權利要求1所述的一種飛機發動機安裝作業用數控電動架車，其特征在于:輔助支撐機構(6)采用左側梁支撐輪(27)和右側梁支撐輪(28)承載圓弧梁(29)的設計結構，其中圓弧梁(29 )與左右轉動機構(5 )中圓弧管(24 )具有相同的導向圓弧半徑。
3.根據權利要求1所述的一種飛機發動機安裝作業用數控電動架車，其特征在于:在由線性導軌、滾珠絲杠、伺服電機組成的長絲杠進給機構中，在調姿平臺框架(2)兩側安裝主絲杠螺母(15)和輔絲杠螺母(16)，使主絲杠螺母(15)和輔絲杠螺母(16)相隔的距離為絲杠總長的25% — 50%。
全文摘要
一種飛機發動機安裝作業用數控電動架車，屬于裝配自動化技術領域。其特征是:它包括多軸調姿平臺(1)、調姿平臺框架(2)、長軸進給機構(3)、車身框架(4)、左右轉動機構(5)、輔助支撐機構(6)、液壓支腿(7)、驅動輪系(8)、車體底架(9)、轉向輪系(10)、駕駛室(11)、液壓控制系統和伺服控制系統，其中五軸姿態采用伺服電機驅動和調控，余下一軸的姿態為手動調控，架車的行走采用電瓶車方式驅動。本發明的效果和益處是提供了一種定位精度高、機動性好、穩定性強的飛機發動機安裝作業用數控電動架車，提高發動機安裝效率，降低工人的勞動強度。本發明也可適用需多軸調姿的重型復雜軸類零部件自動化安裝作業。
文檔編號B64F5/00GK103204248SQ201310097888
公開日2013年7月17日 申請日期2013年3月25日 優先權日2013年3月25日
發明者高航, 郭東明, 雷海峰, 劉國, 趙哲, 郭顯華, 杜寶瑞, 楊穎 申請人:大連理工大學, 沈陽飛機工業(集團)有限公司