飛機管路鋪設夾角檢測裝置的制造方法
【技術領域】
[0001]本實用新型涉及一種飛機管路鋪設夾角檢測裝置，屬于航空制造飛機裝配領域。
【背景技術】
[0002]隨著飛機性能不斷提高，飛機裝配質量也相應提高飛機系統管路鋪設連接要求也越來越高。系統管路是飛機操控中的油、氣等的傳輸的重要載體，系統中管路的鋪設具有相關角度與精度要求，兩個管路鋪設夾角精度要小于±2°，管路間鋪設角度的精準性直接影響飛機操控系統的可靠性及其管路連接件的使用壽命。
[0003]在飛機裝配中，各種管路鋪設角度的檢測及其工作量非常大，而且鋪設管路多位于開場性極差的區域，導致檢測方法復雜，檢測精度低。目前，管路直徑大小多樣，為了保證管路鋪設質量，提高生產效率，設計與開發一套適應飛機系統管路鋪設檢測裝置具有非常重要的意義。
【發明內容】
[0004]為了解決上述技術問題，本實用新型提供了一種飛機管路鋪設夾角檢測裝置，通過測柄旋轉銷釘連接分度盤定位測柄與標值定位測柄，在分度盤定位測柄與標值定位測柄的連接轉動處設置有扇形分度盤讀數窗口，在分度盤定位測柄與標值定位測柄上分別設置有定位測頭，定位測頭能夠沿著滑道方向左右調整位置，在定位測頭上還設置有柔性定位機構和標值定位銷。解決了現有技術中存在的由于空間受限導致檢測困難、方法復雜、檢測精度低的技術問題。
[0005]為了實現上述目的，本實用新型采用的技術方案是:飛機管路鋪設夾角檢測裝置，其特征在于:分度盤定位測柄與標值定位測柄通過測柄旋轉銷釘連接;分度盤定位測柄上設置有測量頭移動滑道I，在分度盤定位測柄的前端與標值定位測柄連接處設置有扇形分度盤讀數窗口；標值定位測柄上設置有測量頭移動滑道II，在標值定位測柄前端與分度盤定位測柄連接處設置分度盤讀數基準線;在測量頭移動滑道I與測量頭移動滑道II上分別設置有一個定位測頭，定位測頭底部通過測頭鎖緊螺栓設置在滑道內，能夠在滑道內滑動，定位測頭的上部設置有測頭支撐。
[0006]所述的定位測頭的底部通過鎖緊墊片和測頭鎖緊螺栓設置在滑道內，定位測頭的上部為一個圓弧形的測頭支撐，測頭支撐的底部設置有標值定位銷，測頭支撐的上部內圓弧的左右兩側分別設置有一個柔性定位機構，柔性定位機構通過柔性定位銷鎖緊螺栓固定在測頭支撐上。
[0007]所述分度盤定位測柄上設置有測柄旋轉定位孔I，標值定位測柄上設置有測柄旋轉定位孔II，標值定位測柄插入將扇形分度盤讀數窗口，使用測柄旋轉銷釘連接分度盤定位測柄與標值定位測柄，使標值定位測柄能夠在扇形分度盤讀數窗口內轉動。
[0008]本實用新型創造的有益效果在于:本實用新型提供了一種飛機管路鋪設夾角檢測裝置，通過測柄旋轉銷釘連接分度盤定位測柄與標值定位測柄，在分度盤定位測柄與標值定位測柄的連接轉動處設置有扇形分度盤讀數窗口，在分度盤定位測柄與標值定位測柄上分別設置有定位測頭，定位測頭能夠沿著滑道方向左右調整位置，在定位測頭上還設置有柔性定位機構和標值定位銷。該裝置能夠實現任意兩種管路鋪設的空間夾角測量工作，可滿足飛機管路鋪設空間狹小，開場性差等檢測環境的需要，并且具有通用性和便捷性，結構簡單可靠。
【附圖說明】
[0009]圖1:為本實用新型創造的結構示意圖。
[0010]圖2:為圖1中分度盤定位測柄的結構示意圖。
[0011 ]圖3:圖1中標值定位測柄的結構示意圖。
[0012]圖4:圖1中定位測頭的結構示意圖。
[0013]圖5:圖4中柔性定位機構的結構示意圖。
【具體實施方式】
[0014]如圖1-4所述的飛機管路鋪設夾角檢測裝置，其結構為:分度盤定位測柄5與標值定位測柄3通過測柄旋轉銷釘4連接；
[0015]如圖2所示的分度盤定位測柄5，設置有測量頭移動滑道19，在分度盤定位測柄5的前端與標值定位測柄3連接處設置有扇形分度盤讀數窗口 10。
[0016]如圖3所示的標值定位測柄3，設置有測量頭移動滑道1111，在標值定位測柄3前端與分度盤定位測柄5連接處設置分度盤讀數基準線13。
[0017]所述分度盤定位測柄5上設置有測柄旋轉定位孔18，標值定位測柄3上設置有測柄旋轉定位孔II12，標值定位測柄3插入將扇形分度盤讀數窗口 10，使用測柄旋轉銷釘4連接分度盤定位測柄5與標值定位測柄3，使標值定位測柄3能夠在扇形分度盤讀數窗口 10內轉動。
[0018]在測量頭移動滑道19與測量頭移動滑道II11上分別設置有一個定位測頭2，定位測頭2如圖4所示，其底部通過測頭鎖緊螺栓7設置在滑道內，能夠在滑道內滑動，定位測頭2的上部設置有測頭支撐16。定位測頭2的底部通過鎖緊墊片6和測頭鎖緊螺栓7設置在滑道內，定位測頭2的上部為一個圓弧形的測頭支撐16，測頭支撐16的底部設置有標值定位銷18，測頭支撐16的上部內圓弧的左右兩側分別設置有一個柔性定位機構15，柔性定位機構15通過柔性定位銷鎖緊螺栓14固定在測頭支撐16上。
[0019]如圖5所示的柔性定位機構15，其內部設置有彈簧，柔性定位機構15的端頭通過內部彈簧左右可以上下伸縮。
[0020]飛機管路鋪設夾角檢測裝置的檢測方法，其步驟為:
[0021]1)、將飛機管路鋪設夾角檢測裝置進行校準，使標值定位測柄3與分度盤定位測柄5在一條直線上時，標值定位測柄3的分度盤讀數基準線13在扇形分度盤讀數窗口 10上0°位置處；
[0022]2)、調整定位測頭2在測量頭移動滑道19與測量頭移動滑道II11上的位置，將定位測頭2移動到待測管零件I的位置上，鎖緊測頭鎖緊螺栓7，固定定位測頭2位置；
[0023]3)、調整轉動標值定位測柄3，將分別將待測管零件I裝夾在兩個定位測頭2內，調整標值定位銷18，使裝夾在兩個位測頭2中的待測管零件I同軸心。(例如，當分度盤定位測柄5中檢測管路的直徑為6cm，而標值定位測柄3中檢測管路的直徑為4cm，則選擇兩個定位測頭2中的標值定位銷18，使標值定位測柄3上定位測頭2中的標值定位銷高于分度盤定位測柄5上定位測頭2中的標值定位銷I c m，使兩個定位測頭中的待測管零件同軸線。)讀取此時度盤讀數基準線13在扇形分度盤讀數窗口 10上的對應測量角度。
[0024]使用時可以根據實際空間情況決定先裝夾標值定位測柄3中的待測管零件I還是先裝夾分度盤定位測柄5中的待測管零件1，當固定好一個待測管零件I后，轉動標值定位測柄3與分度盤定位測柄5的角度，裝夾另一個待測管零件I。
[0025]本實用新型的優點如下:
[0026]1、裝置的空間多維度直接檢測方法代替了傳統的多組單一維度檢測后的復雜組合求解方法，能夠直接實時完成飛機管路空間角度測量與讀數。
[0027]2、該裝置中的柔性定位機構具有自適應功能。兩組定位測頭的柔性定位機構中分別安裝有相同規格的可甚多頂芯、彈簧、限位片(如圖5所示)等結構，當管路件裝進定位測頭后，兩組柔性定位機頭會根據力平衡原理，使管路自動定位。
[0028]3、該裝置通過設計出不同規格的標值定位銷，并配合兩組具有自適應功能的柔性定位機構，能夠實現任意兩種管路鋪設的空間夾角測量工作。
[0029]4、該裝置大大簡化飛機管路鋪設夾角的測量工藝，并大大提升管接頭檢測質量和效率。
[0030]5、該裝置的通用性更強，可以大大節省飛機制造成本，縮短飛機制造周期。
[0031]綜上，本裝置能夠實現任意兩種管路鋪設的空間夾角測量工作，可滿足飛機管路鋪設空間狹小，開場性差等檢測環境的需求，并且該裝置具有通用性能和便捷性能的特點，結構簡單可靠。
【主權項】
1.飛機管路鋪設夾角檢測裝置，其特征在于:分度盤定位測柄(5)與標值定位測柄(3)通過測柄旋轉銷釘(4)連接;分度盤定位測柄(5)上設置有測量頭移動滑道1(9)，在分度盤定位測柄(5)的前端與標值定位測柄(3)連接處設置有扇形分度盤讀數窗口(10);標值定位測柄(3)上設置有測量頭移動滑道11(11)，在標值定位測柄(3)前端與分度盤定位測柄(5)連接處設置分度盤讀數基準線(13);在測量頭移動滑道1(9)與測量頭移動滑道II (11)上分別設置有一個定位測頭(2)，定位測頭(2)底部通過測頭鎖緊螺栓(7)設置在滑道內，能夠在滑道內滑動，定位測頭(2)的上部設置有測頭支撐(16)。2.根據權利要求1所述的飛機管路鋪設夾角檢測裝置，其特征在于:所述的定位測頭(2)的底部通過鎖緊墊片(6)和測頭鎖緊螺栓(7)設置在滑道內，定位測頭(2)的上部為一個圓弧形的測頭支撐(16)，測頭支撐(16)的底部設置有標值定位銷(18)，測頭支撐(16)的上部內圓弧的左右兩側分別設置有一個柔性定位機構(15)，柔性定位機構(15)通過柔性定位銷鎖緊螺栓(14)固定在測頭支撐(16)上。3.根據權利要求1所述的飛機管路鋪設夾角檢測裝置，其特征在于:所述分度盤定位測柄(5)上設置有測柄旋轉定位孔1(8)，標值定位測柄(3)上設置有測柄旋轉定位孔11(12)，標值定位測柄(3)插入將扇形分度盤讀數窗口(10)，使用測柄旋轉銷釘(4)連接分度盤定位測柄(5)與標值定位測柄(3)，使標值定位測柄(3)能夠在扇形分度盤讀數窗口(10)內轉動。
【專利摘要】飛機管路鋪設夾角檢測裝置,其結構為：分度盤定位測柄與標值定位測柄通過測柄旋轉銷釘連接；分度盤定位測柄上設置有測量頭移動滑道，在分度盤定位測柄的前端與標值定位測柄連接處設置有扇形分度盤讀數窗口；標值定位測柄上設置有測量頭移動滑道II，在標值定位測柄前端設置分度盤讀數基準線；在測量頭移動滑道I與測量頭移動滑道II上分別設置有一個定位測頭，定位測頭底部通過測頭鎖緊螺栓設置在滑道內，定位探頭的上部設置有測頭支撐。本實用新型通過上述結構，能夠實現任意兩種管路鋪設的空間夾角測量工作，可滿足飛機管路鋪設空間狹小，開場性差等檢測環境的需要，并且具有通用性和便捷性，結構簡單可靠。
【IPC分類】G01B5/24
【公開號】CN205352280
【申請號】CN201520960471
【發明人】康曉峰, 孫金萍, 劉科文, 劉國
【申請人】沈陽飛機工業（集團）有限公司
【公開日】2016年6月29日
【申請日】2015年11月28日