飞机管路铺设夹角检测装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及一种飞机管路铺设夹角检测装置，属于航空制造飞机装配领域。
【背景技术】
[0002]随着飞机性能不断提高，飞机装配质量也相应提高飞机系统管路铺设连接要求也越来越高。系统管路是飞机操控中的油、气等的传输的重要载体，系统中管路的铺设具有相关角度与精度要求，两个管路铺设夹角精度要小于±2°，管路间铺设角度的精准性直接影响飞机操控系统的可靠性及其管路连接件的使用寿命。
[0003]在飞机装配中，各种管路铺设角度的检测及其工作量非常大，而且铺设管路多位于开场性极差的区域，导致检测方法复杂，检测精度低。目前，管路直径大小多样，为了保证管路铺设质量，提高生产效率，设计与开发一套适应飞机系统管路铺设检测装置具有非常重要的意义。
【发明内容】
[0004]为了解决上述技术问题，本实用新型提供了一种飞机管路铺设夹角检测装置，通过测柄旋转销钉连接分度盘定位测柄与标值定位测柄，在分度盘定位测柄与标值定位测柄的连接转动处设置有扇形分度盘读数窗口，在分度盘定位测柄与标值定位测柄上分别设置有定位测头，定位测头能够沿着滑道方向左右调整位置，在定位测头上还设置有柔性定位机构和标值定位销。解决了现有技术中存在的由于空间受限导致检测困难、方法复杂、检测精度低的技术问题。
[0005]为了实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是:飞机管路铺设夹角检测装置，其特征在于:分度盘定位测柄与标值定位测柄通过测柄旋转销钉连接;分度盘定位测柄上设置有测量头移动滑道I，在分度盘定位测柄的前端与标值定位测柄连接处设置有扇形分度盘读数窗口；标值定位测柄上设置有测量头移动滑道II，在标值定位测柄前端与分度盘定位测柄连接处设置分度盘读数基准线;在测量头移动滑道I与测量头移动滑道II上分别设置有一个定位测头，定位测头底部通过测头锁紧螺栓设置在滑道内，能够在滑道内滑动，定位测头的上部设置有测头支撑。
[0006]所述的定位测头的底部通过锁紧垫片和测头锁紧螺栓设置在滑道内，定位测头的上部为一个圆弧形的测头支撑，测头支撑的底部设置有标值定位销，测头支撑的上部内圆弧的左右两侧分别设置有一个柔性定位机构，柔性定位机构通过柔性定位销锁紧螺栓固定在测头支撑上。
[0007]所述分度盘定位测柄上设置有测柄旋转定位孔I，标值定位测柄上设置有测柄旋转定位孔II，标值定位测柄插入将扇形分度盘读数窗口，使用测柄旋转销钉连接分度盘定位测柄与标值定位测柄，使标值定位测柄能够在扇形分度盘读数窗口内转动。
[0008]本实用新型创造的有益效果在于:本实用新型提供了一种飞机管路铺设夹角检测装置，通过测柄旋转销钉连接分度盘定位测柄与标值定位测柄，在分度盘定位测柄与标值定位测柄的连接转动处设置有扇形分度盘读数窗口，在分度盘定位测柄与标值定位测柄上分别设置有定位测头，定位测头能够沿着滑道方向左右调整位置，在定位测头上还设置有柔性定位机构和标值定位销。该装置能够实现任意两种管路铺设的空间夹角测量工作，可满足飞机管路铺设空间狭小，开场性差等检测环境的需要，并且具有通用性和便捷性，结构简单可靠。
【附图说明】
[0009]图1:为本实用新型创造的结构示意图。
[0010]图2:为图1中分度盘定位测柄的结构示意图。
[0011 ]图3:图1中标值定位测柄的结构示意图。
[0012]图4:图1中定位测头的结构示意图。
[0013]图5:图4中柔性定位机构的结构示意图。
【具体实施方式】
[0014]如图1-4所述的飞机管路铺设夹角检测装置，其结构为:分度盘定位测柄5与标值定位测柄3通过测柄旋转销钉4连接；
[0015]如图2所示的分度盘定位测柄5，设置有测量头移动滑道19，在分度盘定位测柄5的前端与标值定位测柄3连接处设置有扇形分度盘读数窗口 10。
[0016]如图3所示的标值定位测柄3，设置有测量头移动滑道1111，在标值定位测柄3前端与分度盘定位测柄5连接处设置分度盘读数基准线13。
[0017]所述分度盘定位测柄5上设置有测柄旋转定位孔18，标值定位测柄3上设置有测柄旋转定位孔II12，标值定位测柄3插入将扇形分度盘读数窗口 10，使用测柄旋转销钉4连接分度盘定位测柄5与标值定位测柄3，使标值定位测柄3能够在扇形分度盘读数窗口 10内转动。
[0018]在测量头移动滑道19与测量头移动滑道II11上分别设置有一个定位测头2，定位测头2如图4所示，其底部通过测头锁紧螺栓7设置在滑道内，能够在滑道内滑动，定位测头2的上部设置有测头支撑16。定位测头2的底部通过锁紧垫片6和测头锁紧螺栓7设置在滑道内，定位测头2的上部为一个圆弧形的测头支撑16，测头支撑16的底部设置有标值定位销18，测头支撑16的上部内圆弧的左右两侧分别设置有一个柔性定位机构15，柔性定位机构15通过柔性定位销锁紧螺栓14固定在测头支撑16上。
[0019]如图5所示的柔性定位机构15，其内部设置有弹簧，柔性定位机构15的端头通过内部弹簧左右可以上下伸缩。
[0020]飞机管路铺设夹角检测装置的检测方法，其步骤为:
[0021]1)、将飞机管路铺设夹角检测装置进行校准，使标值定位测柄3与分度盘定位测柄5在一条直线上时，标值定位测柄3的分度盘读数基准线13在扇形分度盘读数窗口 10上0°位置处；
[0022]2)、调整定位测头2在测量头移动滑道19与测量头移动滑道II11上的位置，将定位测头2移动到待测管零件I的位置上，锁紧测头锁紧螺栓7，固定定位测头2位置；
[0023]3)、调整转动标值定位测柄3，将分别将待测管零件I装夹在两个定位测头2内，调整标值定位销18，使装夹在两个位测头2中的待测管零件I同轴心。(例如，当分度盘定位测柄5中检测管路的直径为6cm，而标值定位测柄3中检测管路的直径为4cm，则选择两个定位测头2中的标值定位销18，使标值定位测柄3上定位测头2中的标值定位销高于分度盘定位测柄5上定位测头2中的标值定位销I c m，使两个定位测头中的待测管零件同轴线。)读取此时度盘读数基准线13在扇形分度盘读数窗口 10上的对应测量角度。
[0024]使用时可以根据实际空间情况决定先装夹标值定位测柄3中的待测管零件I还是先装夹分度盘定位测柄5中的待测管零件1，当固定好一个待测管零件I后，转动标值定位测柄3与分度盘定位测柄5的角度，装夹另一个待测管零件I。
[0025]本实用新型的优点如下:
[0026]1、装置的空间多维度直接检测方法代替了传统的多组单一维度检测后的复杂组合求解方法，能够直接实时完成飞机管路空间角度测量与读数。
[0027]2、该装置中的柔性定位机构具有自适应功能。两组定位测头的柔性定位机构中分别安装有相同规格的可甚多顶芯、弹簧、限位片(如图5所示)等结构，当管路件装进定位测头后，两组柔性定位机头会根据力平衡原理，使管路自动定位。
[0028]3、该装置通过设计出不同规格的标值定位销，并配合两组具有自适应功能的柔性定位机构，能够实现任意两种管路铺设的空间夹角测量工作。
[0029]4、该装置大大简化飞机管路铺设夹角的测量工艺，并大大提升管接头检测质量和效率。
[0030]5、该装置的通用性更强，可以大大节省飞机制造成本，缩短飞机制造周期。
[0031]综上，本装置能够实现任意两种管路铺设的空间夹角测量工作，可满足飞机管路铺设空间狭小，开场性差等检测环境的需求，并且该装置具有通用性能和便捷性能的特点，结构简单可靠。
【主权项】
1.飞机管路铺设夹角检测装置，其特征在于:分度盘定位测柄(5)与标值定位测柄(3)通过测柄旋转销钉(4)连接;分度盘定位测柄(5)上设置有测量头移动滑道1(9)，在分度盘定位测柄(5)的前端与标值定位测柄(3)连接处设置有扇形分度盘读数窗口(10);标值定位测柄(3)上设置有测量头移动滑道11(11)，在标值定位测柄(3)前端与分度盘定位测柄(5)连接处设置分度盘读数基准线(13);在测量头移动滑道1(9)与测量头移动滑道II (11)上分别设置有一个定位测头(2)，定位测头(2)底部通过测头锁紧螺栓(7)设置在滑道内，能够在滑道内滑动，定位测头(2)的上部设置有测头支撑(16)。2.根据权利要求1所述的飞机管路铺设夹角检测装置，其特征在于:所述的定位测头(2)的底部通过锁紧垫片(6)和测头锁紧螺栓(7)设置在滑道内，定位测头(2)的上部为一个圆弧形的测头支撑(16)，测头支撑(16)的底部设置有标值定位销(18)，测头支撑(16)的上部内圆弧的左右两侧分别设置有一个柔性定位机构(15)，柔性定位机构(15)通过柔性定位销锁紧螺栓(14)固定在测头支撑(16)上。3.根据权利要求1所述的飞机管路铺设夹角检测装置，其特征在于:所述分度盘定位测柄(5)上设置有测柄旋转定位孔1(8)，标值定位测柄(3)上设置有测柄旋转定位孔11(12)，标值定位测柄(3)插入将扇形分度盘读数窗口(10)，使用测柄旋转销钉(4)连接分度盘定位测柄(5)与标值定位测柄(3)，使标值定位测柄(3)能够在扇形分度盘读数窗口(10)内转动。
【专利摘要】飞机管路铺设夹角检测装置,其结构为：分度盘定位测柄与标值定位测柄通过测柄旋转销钉连接；分度盘定位测柄上设置有测量头移动滑道，在分度盘定位测柄的前端与标值定位测柄连接处设置有扇形分度盘读数窗口；标值定位测柄上设置有测量头移动滑道II，在标值定位测柄前端设置分度盘读数基准线；在测量头移动滑道I与测量头移动滑道II上分别设置有一个定位测头，定位测头底部通过测头锁紧螺栓设置在滑道内，定位探头的上部设置有测头支撑。本实用新型通过上述结构，能够实现任意两种管路铺设的空间夹角测量工作，可满足飞机管路铺设空间狭小，开场性差等检测环境的需要，并且具有通用性和便捷性，结构简单可靠。
【IPC分类】G01B5/24
【公开号】CN205352280
【申请号】CN201520960471
【发明人】康晓峰, 孙金萍, 刘科文, 刘国
【申请人】沈阳飞机工业（集团）有限公司
【公开日】2016年6月29日
【申请日】2015年11月28日