一种柔性调姿对合工装及其装配方法与流程

本发明涉及装配制造领域，具体涉及一种柔性调姿对合工装及其装配方法。

背景技术：

随着装备智能化、数字化、柔性化的不断深入与推进，作为制造业皇冠的飞机设计制造技术面临着转型升级问题。传统的航空制造业还面临着生产效率低、技术水平急需提升、制造成本高等问题。尤其是在对合装配工装的设计制造上，还存在巨大的改进空间。在部装时完成零件的组装生产，在总装时实现各部件之间的对合装配，在总装的对合装配过程中，要求各个对合部件需要有正确的位置和姿态，此时就需要进行调整和测量，产品位置姿态的精度和稳定性直接影响对合后大型部件的外形精度和工作性能。

国内大部分飞机大部件装配工装采用固定底盘对合安装方式，飞机对合装配精度靠对合型架的精度及刚度强迫装配保证，且定位器多采用手动操作方式，操作效率较低。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种柔性调姿对合工装，还提供了一种柔性调姿对合工装的装配方法。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

一种柔性调姿对合工装，其特征在于：包括分散固定在数字化调姿设备pogo柱上的前支撑定位组件、中支撑定位组件和后支撑定位组件；所述中支撑定位组件包括独立的支撑定位件i和支撑定位件ii，所述支撑定位件i与前支撑定位组件配合固定机身前段，支撑定位件ii与后支撑定位组件配合固定机身后段，所述前支撑定位组件、支撑定位件i、支撑定位件ii和后支撑定位组件上均设有与飞机关键特征点线面协调的定位器和压紧器，所述的压紧器还连接有位移调节机构。

所述前支撑定位组件包括若干孔定位器和框压板，所述孔定位器用于与机身前端的框工艺孔配合定位，所述框压板用于飞机前端的定位压紧。

所述支撑定位件i和支撑定位件ii均包括下承接托板和用于固定机身两侧的侧向压紧器；支撑定位件i上设有与机身导向槽适配的快速入位定位器，支撑定位件ii上设有前起落架轴定位器。

所述后支撑定位组件包括用于调节高度的升降减速机、设置在升降减速机上方的若干孔定位器和真空吸盘，所述真空吸盘用于机身后端的固持和压紧。

所述框压板、机身侧向压紧器和机身后端均连接有手轮丝杆调节装置。

还包括顶部保型组件，所述顶部保型组件上设有框梁定位器。

所述支撑定位件i包括并列的支承架一和支承架二，支撑定位件ii包括支承架三和支承架四，支承架一与支承架二之间、支承架三与支承架四之间设有设有可拆卸的连接杆。

一种柔性调姿对合工装的装配方法，其特征在于，包括如下步骤：

a、将机身前段吊入由前支撑定位组件和支撑定位件i组成的前段定位固持工位，将机身后段吊入由支撑定位件ii和后支撑定位组件组成的后段定位固持工位，使机身前、后段分别与各定位器和压紧器捆扎为一体，无相对位移，实现飞机产品上的靶标点值与工装tb点同坐标系；

b、现场测量机身产品靶标点值或工装tb点值，开启数字化调姿设备pogo柱，运用调姿算法完成机身前段和后段的对合装配；

c、将对合后的工装及产品整体运至制孔工位，吊入顶部保型组件与座舱口框梁相连，对飞机上部进行保型；

d、拆卸各个支撑定位组件上的压紧器，随后进行制孔铣面；

e、将工装及产品运输至补铆工位进行铆接装配；

f、产品下架，装配结束。

本技术方案的有益效果如下：

1、本发明所述柔性调姿对合工装包括独立的前支撑定位组件、中支撑定位组件和后支撑定位组件，采用柔性分散式设计理念，无整体底盘骨架，结构新颖，构思独特，各定位组件均有与飞机产品关键特征点线面协调的定位器和压紧器，从而保证柔性调姿对合工装与飞机产品基准的重合统一；

2、将本发明于数字化调姿设备pogo柱结合使用，通过测量产品、工装上的靶标点值，并结合调姿算法，可实现工装组件的组合分散、产品的入架、对合装配及产品的流水线作业，有效地提高生产效率，提高工装的数字化智能化水平，适用于所有飞机机身段的数字化对合装配。

附图说明

本发明的前述和下文具体描述在结合以下附图阅读时变得更清楚，附图中：

图1是本发明所述柔性调姿对合工装的整体结构示意图；

图2是本发明所述前支撑定位组件的结构示意图；

图3是本发明所述中支撑定位组件的结构示意图；

图4是本发明所述后支撑定位组件的结构示意图；

图5是本发明所述顶部保型组件的结构示意图；

图中：

1、前支撑定位组件，2、支撑定位件i，200、支承架一，201、支承架二，3、支撑定位件ii，300、支承架三，301、支承架四，4、后支撑定位组件，5、顶部保型组件，6、连接杆，7、孔定位器，8、框压板，9、下承接托板，10、侧向压紧器，11、快速入位定位器，12、前起落架轴定位器，13、临时下托板，14、升降减速机，15、真空吸盘，16、框梁定位器，17、pogo柱球头连接板。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“竖直”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本实施例公开了一种如图1所示的柔性调姿对合工装，包括分散固定在数字化调姿设备pogo柱上的前支撑定位组件1、中支撑定位组件和后支撑定位组件4。

本发明所述的柔性调姿对合工装与数字化调姿设备pogo柱配合使用，前支撑定位组件1、中支撑定位组件、后支撑定位组件4和顶部保型组件5上均设有pogo柱球头连接板17。所述前支撑定位组件1、支撑定位件i2和顶部保型组件5共用12个pogo柱作6自由度并联调姿，支撑定位件ii3和后支撑定位组件4共用10个pogo柱作6自由度并联调姿，通过现场测量产品靶标点值或工装tb点值，通过调姿算法可完成机身前后段的数字化对合装配。

所述的数字化调姿设备pogo柱为现有技术中的装配设备，主要由底座、纵横拖板、上拖板、支撑缸体、伸缩柱和夹紧机构等组成，其底座安装在基础平台上，x和y向运动均采用伺服电机、减速器和丝杠螺母传动，光栅尺反馈控制，z向伸缩柱运动采用伺服电机、谐波减速器、丝杠螺母传动和光栅尺反馈控制，x、y、z三个方向可联动控制。

如图2所示，所述前支撑定位组件1为框架结构，包括与机身前端配合的若干孔定位器7和框压板8，所述孔定位器7与机身上的孔对接实现定位，框压板8与机身前端接触将其定位压紧；所述孔定位器7和框压板8均通过位移调节机构固定在框架上，所述位移调节结构包括丝杆和连接在丝杆一端的手轮，转动手轮可调节孔定位器7和框压板8的伸长长度。

如图1所示，所述中支撑定位组件为框架结构，包括平列布置的支撑定位件i2和支撑定位件ii3，支撑定位件i2与前支撑定位组件1配合固定机身前段；支撑定位件ii3与后支撑定位组件4配合固定机身后段。

如图3所示，支撑定位件i2包括设置在框架上的下承接托板9、快速入位定位器11以及侧向压紧器10，所述下承接托板9的支承方向与机身外形适配，所述快速入位定位器11与机身上的导向槽适配，从而实现机身的快速定位，所述侧向压紧器10为对称布置，主要用于机身两侧部位的支撑固定；支撑定位件ii3与支撑定位件i2并列布置，支撑定位件ii3包括下承接托板9、前起落架轴定位器12以及侧向压紧器10，所述侧向压紧器10包括压紧块和连接在压紧块后端的手轮丝杆。

支撑定位件i2和支撑定位件ii3为均为可拆卸结构，支撑定位件i2包括并列的支承架一200和支承架二201，支撑定位件ii3包括支承架三300和支承架四301，支承架一200与支承架二201之间、支承架三300与支承架四301之间设有设有可快速拆卸的连接杆6。

如图4所示，所述后支撑定位组件4为框架结构，包括设置在框架底部的升降减速机14、临时下托板13、用于与机身后端配合的孔定位器7以及用于机身后端固持的若干真空吸盘15，所述升降减速机14用于调节后支撑定位组件4的高度，方便后支撑定位组件4与机身的快速定位组装；所述孔定位器7与机身上的孔插接配合实现快速定位；所述真空吸盘15后端连接有丝杆手轮，调节所述丝杆手轮可实现机身后端的压紧固持。

如图5所示，还包括顶部保型组件5，所述顶部保型组件5为框架结构，包括设置在框架上的框梁定位器16和上部球头连接板。在制孔工序中，框梁定位器16与机身顶部框梁连接配合，上部球头连接板与倒装的pogo柱连接，通过pogo柱施加压力给飞机上部保型。

本发明还提供了一种柔性调姿机构的装配方法，本方法的装配流程，具体过程如下：

步骤一、将机身前段吊入支撑定位件i2，借助快速入位定位器11将机身前段固定在支撑定位件i2上，根据机身前段的靶标测量值，引导前支撑定位组件1上的孔定位器7与飞机前段的框工艺孔相连，完成机身前段产品与各定位支撑件的组合；

步骤二、借助前起落架轴定位器12将机身后段定位支持在支撑定位件ii3上，机身后段的后端临时支撑在后支撑定位组件4的临时下托板13上，随后根据机身后段的靶标测量值将后支撑定位组件4上的孔定位器7与机身后段的框工艺孔相连，完成机身产品与各定位支撑件的组合；机身前、后段分别与各定位器和压紧器捆扎为一体，无相对位移，实现飞机产品上的靶标点值与工装tb点同坐标系；

步骤三、测量固持后的机身前后段靶标值，利用数字化调姿设备pogo柱，采用调姿算法实现机身前后段的对合装配；

步骤四、对合后的工装与飞机产品整体经轨道运输进入制孔工位，此时由制孔工位的pogo柱支撑起支撑定位件i2和支撑定位件ii3的外侧球头，将顶部保型组件5吊入与座舱口框梁相连以便飞机上部保型；

步骤五、拆除支撑定位件i2和支撑定位件ii3上的连接杆6和各个支撑定位组件中的压紧器，使支承架一200、支承架二201、支承架三300和支承架四301通过制孔工位的pogo柱分别作上下前后左右的时序移动避让，提高数控机床制孔铣面效率；

步骤五、将对合工装和飞机产品整体进入补铆装配工位，此时，工装起到托架的作用，产品装配完成后下架，装配结束。