一種尾翼零件工裝改進方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于機械加工技術領域，特別涉及一種尾翼零件工裝改進方法。
【背景技術】
[0002]飛機尾翼零件屬于關鍵部位，為關鍵件，材料為高強度鋼，零件體積大，表面處理為局部鍍硬鉻，其余部分需進行絕緣處理，操作過程中，存在以下問題:
零件鍍鉻部位有多個尺寸，不但零件基本尺寸不同，而且不能有局部超差現象。倘若超差，因零件外形結構復雜，難以加磨，且容易磨偏，造成返工。并且，由于高強度鋼零件只允許返修一次，大大提高了零件的廢品率，延長零件制作周期，增大加工成本。
[0003]零件無需鍍鉻的部位，需要進行絕緣處理。因零件體積較大且較為笨重，采用烘箱絕緣膠的方式無法進行。傳統的絕緣方式是采用絕緣漆，但效果不是很理想，在鍍鉻槽中絕緣漆易溶解，會污染槽液且絕緣部位易上鉻。
【發明內容】
[0004]本發明為解決現有尾翼零件不同尺寸同時鍍鉻易造成超差的現象及不易絕緣的技術問題，提出一種尾翼零件工裝改進方法。
[0005]為解決上述問題，本發明采取的技術方案是:一種尾翼零件工裝改進方法，包括如下步驟:
(1)根據零件鍍鉻要求及形狀特點繪制所要制造的陰極保護圈圖；
(2)選取適當的金屬材料來制作；
(3)根據陰極保護圈圖的要求進行制作；
(4)陰極保護圈制作完成后，對其進行試驗。
[0006]本發明取得的有益效果是:
采用陰極保護圈的設計，不但解決了不鍍鉻部位與需鍍鉻部位的銜接端口處的尺寸超差問題，而且克服了傳統絕緣方法所帶來的缺陷，操作簡便，減少返工率及報廢率，大大提高了生產效率，降低生產成本，提高產品的表面生產質量，保證零件的交付周期。
【附圖說明】
[0007]圖1為實施例中尾翼零件局部結構圖。
[0008]圖2為實施例中陰極保護圈a的結構圖。
[0009]圖3為實施例中陰極保護圈b的結構圖。
【具體實施方式】
[0010]以下結合附圖，對本發明的實施方式做更詳細的說明。
[0011]參見附圖1至3，圖1為尾翼零件局部結構圖，圖中O和R兩處結構需要鍍鉻，該尾翼零件工裝改進方法，包括如下步驟: (I)根據零件鍍鉻要求及形狀特點繪制所要制造的陰極保護圈圖；
由附圖1零件局部圖O處銜接的兩端零件面不能保持在同一平面，零件直角邊緣效應易產生積鉻，故采用鍍鉻面延伸原理解決積鉻超差現象；
由附圖1零件局部圖R處因零件表面呈圓弧狀，非鍍鉻面，需進行絕緣，故需制作一易固定的圓弧狀保護圈。
[0012](2)選取適當的金屬材料來制作；
附圖1零件局部圖O處需安裝陰極保護圈的目的是延伸鍍鉻面，故需選用鋼鐵材料。
[0013]附圖1零件局部圖R處需安裝陰極保護圈的目的是絕緣，且不污染槽液的一種材料來進行制作，并且因要加工成圓弧狀，故需采用易加工的材料。
[0014](3)根據陰極保護圈圖的要求進行制作；
(4)陰極保護圈制作完成后，對其進行試驗。
[0015]陰極保護圈制作完成后，在零件上進行安裝，并進行鍍鉻，很好的解決了 O處積鉻及超差現象，以及R處較難進行絕緣的問題。
[0016]其中O處的陰極保護圈a，選用厚度5mm，外直徑48mm、內直徑36mm的A3材料車出圓環鐵圈，如附圖2所不。
[0017]其中R處的陰極保護圈b選用厚度3_的鉛銻合金、按照零件R處形狀打制象形陰極圈，如附圖3所示。
[0018]以上列舉的僅是本發明的具體實施例。顯然，本發明不限于以上實施例，還可以有許多類似的改形。本領域的普通技術人員能從本發明公開的內容直接導出或聯想到的所有變形，均應認為是本發明所要保護的范圍。
【主權項】
1.一種尾翼零件工裝改進方法，其特征在于:包括以下步驟:(1)根據零件鍍鉻要求及形狀特點繪制陰極保護圈圖；(2)選取金屬材料制作；(3)根據陰極保護圈圖的要求進行制作；(4)陰極保護圈制作完成后，對其進行試驗。
【專利摘要】本發明公開了一種尾翼零件工裝改進方法，包括如下步驟：（1）根據零件鍍鉻要求及形狀特點繪制所要制造的陰極保護圈圖；（2）選取適當的金屬材料來制作；（3）根據陰極保護圈圖的要求進行制作；（4）陰極保護圈制作完成后，對其進行試驗，有必要時進行改進。采用陰極保護圈的設計，不但解決了不鍍鉻部位與需鍍鉻部位的銜接端口處的尺寸超差問題，而且克服了傳統絕緣方法所帶來的缺陷，操作簡便，減少返工率及報廢率，大大提高了生產效率，降低生產成本，提高產品的表面生產質量，保證零件的交付周期。
【IPC分類】C25D17/12, C25D5/02
【公開號】CN104975329
【申請號】CN201510412499
【發明人】游麗梅, 李春明, 張金昌
【申請人】江西洪都航空工業集團有限責任公司
【公開日】2015年10月14日
【申請日】2015年7月15日