一种制孔工装的制作方法

1.本实用新型涉及钻孔技术领域，尤其涉及一种制孔工装。


背景技术：

2.飞机的攻角传感器用于采集气流信息，计算飞机迎角，并将数据反馈至仪表显示和失速警告系统。因此攻角传感器的安装孔要求较高，此要求是相对于飞机整机姿态的位置度要求。
3.现有技术中，一般攻角传感器的安装孔的制孔是以工装的otp点为基准，定位制孔工装的位置。这种方式经过飞机部段装配及飞机总装的公差积累，无法满足攻角传感器的安装孔相对于飞机整机姿态的位置度要求。
4.因此，需要一种制孔工装来解决上述技术问题。


技术实现要素：

5.本实用新型的目的在于提供一种制孔工装，能够满足攻角传感器的安装孔相对于飞机整机姿态的位置度要求。
6.为达此目的，本实用新型采用以下技术方案：
7.一种制孔工装，包括：
8.钻模板，所述钻模板上间隔开设有两个测量孔，沿所述钻模板的周向于所述钻模板上开设有多个定位孔；
9.固定组件，所述固定组件设置在所述钻模板上，用于所述钻模板固定在传感器安装板上；
10.激光跟踪仪，所述激光跟踪仪能够根据测量反应飞机姿态的特征位置，测量所述测量孔的位置；
11.所述制孔工装被配置为：根据测量所述测量孔与飞机的姿态的相对位置结果对所述钻模板进行调整，使得所述测量孔与飞机的姿态的相对位置满足设计要求。
12.进一步地，所述钻模板包括本体和两个连接件，两个所述连接件平行间隔设置，所述本体位于两个所述连接件之间，且与两个所述连接件均连接，两个所述测量孔与两个所述连接件一一对应设置，所述定位孔设置在所述本体上。
13.进一步地，两个所述连接件与所述本体为一体化结构。
14.进一步地，所述固定组件包括连接公端和连接母端，所述连接公端穿设在所述钻模板中，所述传感器安装板位于所述连接公端与所述钻模板之间，所述连接母端与所述连接公端相对所述钻模板伸出的一端连接。
15.进一步地，所述连接公端包括相互连接的端部和螺杆部，所述端部与传感器安装板抵接，所述螺杆部穿设在所述钻模板中，且相对所述钻模板伸出，所述连接母端与所述螺杆部连接。
16.进一步地，所述端部与所述螺杆部为一体化结构。
17.进一步地，所述端部与所述传感器安装板之间设置有第一防磨保护层。
18.进一步地，沿所述连接母端的周向于所述连接母端的周面凸设有抵接部，所述抵接部与所述钻模板背离所述传感器安装板的一侧抵接。
19.进一步地，所述钻模板与所述传感器安装板之间设置有第二防磨保护层。
20.进一步地，所述定位孔中设置有钻套。
21.本实用新型的有益效果：
22.本实用新型所提供的一种制孔工装，在钻模板上开设有两个测量孔和多个定位孔，钻模板通过固定组件固定在传感器安装板上，激光跟踪仪能够根据测量反应飞机姿态的特征位置，测量测量孔的位置，从而根据测量结果对钻模板的位置进行调整，直至测量孔与飞机的姿态的相对位置满足设计要求。本制孔工装可以消除飞机部段及总装阶段的公差积累，以飞机最终装配完成的整机姿态为基准制孔，满足攻角传感器的安装孔相对于飞机整机姿态的位置度要求。
附图说明
23.图1是本实用新型一种制孔工装的示意图；
24.图2是本实用新型一种制孔工装中钻模板的示意图；
25.图3是本实用新型一种制孔工装中连接公端的示意图；
26.图4是本实用新型一种制孔工装中连接母端的示意图。
27.图中：
28.1、钻模板；11、本体；111、定位孔；12、连接件；13、测量孔；2、连接公端；21、端部；22、螺杆部；3、连接母端；31、抵接部；4、钻套。
具体实施方式
29.下面结合附图和实施方式进一步说明本实用新型的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本实用新型，而非对本实用新型的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本实用新型相关的部分而非全部。
30.在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“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；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实用新型中的具体含义。
31.在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，第一特征位置在第二特征位置之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征位置直接接触，也可以包括第一和第二特征位置不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征位置接触。而且，第一特征位置在第二特征位置“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征位置在第二特征位置正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征位置水平高度高于第二特征位置。第一特征位置在第二特征位置“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征位置在第二特征位置正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征位置水平高度小于第二特征位置。
32.在安装攻角传感器之前，需要在飞机的传感器安装板上开设安装孔。为了能够满
足攻角传感器的安装孔相对于飞机整机姿态的位置度要求，如图1-图4所示，本实用新型提供一种制孔工装。本制孔工装包括钻模板1、固定组件和激光跟踪仪。
33.其中，钻模板1上间隔开设有两个测量孔13，沿钻模板1的周向于钻模板1上开设有多个用于钻孔定位的定位孔111；固定组件设置在钻模板1上，用于钻模板1固定在传感器安装板上；激光跟踪仪能够根据测量反应飞机姿态的特征位置，测量测量孔13的位置；制孔工装被配置为：根据测量测量孔13与飞机的姿态的相对位置结果对钻模板1进行调整，使得测量孔13与飞机的姿态的相对位置满足设计要求。
34.本制孔工装可以消除飞机部段及总装阶段的公差积累，以飞机最终装配完成的整机姿态为基准制孔，满足攻角传感器的安装孔相对于飞机整机姿态的位置度要求。
35.进一步地，钻模板1包括本体11和两个连接件12，两个连接件12平行间隔设置，本体11位于两个连接件12之间，且与两个连接件12均连接，两个测量孔13与两个连接件12一一对应设置，定位孔111设置在本体11上。具体地，在本实施例中，本体11为圆形结构，两个连接件12位于圆形结构的直径的延长线上。通过将钻模板1设计为上述结构，便于使用激光跟踪仪确定飞机姿态与测量孔13之间的相对位置。
36.进一步地，两个连接件12与本体11为一体化结构。通过上述设置，能够保证连接件12与本体11之间的相对位置不变，而且便于根据需要调整位置。
37.进一步地，固定组件包括连接公端2和连接母端3，连接公端2穿设在钻模板1中，传感器安装板位于连接公端2与钻模板1之间，连接母端3与连接公端2相对钻模板1伸出的一端连接。通过上述设置，便于将钻模板1固定在传感器安装板上，且方便调整固定组件，从而调整钻模板1在传感器安装板上的位置。
38.进一步地，连接公端2包括相互连接的端部21和螺杆部22，端部21与传感器安装板抵接，螺杆部22穿设在钻模板1中，且相对钻模板1伸出，连接母端3与螺杆部22连接。在本实施例中，连接公端2为螺栓，通过连接公端2的端部21与传感器安装板抵接，螺杆部22与连接母端3连接，从而将钻模板1固定在传感器安装板上。
39.进一步地，端部21与螺杆部22为一体化结构，能够保证端部21与螺杆部22之间的连接强度。具体地，连接公端2采用标准的螺栓即可，便于采购。
40.进一步地，端部21与传感器安装板之间设置有第一防磨保护层。通过设置第一防磨保护层，能够避免在固定钻模板1时，端部21与传感器安装板之间直接刚性接触，从而对传感器安装板造成划伤。
41.进一步地，沿连接母端3的周向于连接母端3的周面凸设有抵接部31，抵接部31与钻模板1背离传感器安装板的一侧抵接。通过设置抵接部31，能够增大连接母端3与钻模板1的接触面积，从而保证钻模板1在传感器安装板上的固定强度。
42.进一步地，钻模板1与传感器安装板之间设置有第二防磨保护层。通过设置第二防磨保护层，能够避免在固定钻模板1时，钻模板1与传感器安装板之间直接刚性接触，从而对传感器安装板造成划伤。
43.进一步地，定位孔111中设置有钻套4。具体地，钻套4可拆卸设置在钻模板1上。在对传感器安装板进行钻孔时，能够根据实际的需要更换钻套4，从而提升钻模板1的适应性。
44.将此制孔工装，通过配套的固定组件固定在已装配完成的传感器安装板上，使用激光跟踪仪测量钻模板1上的测量孔13，在同一坐标系下测量飞机上反映飞机姿态的测量
点，并评估钻模板1上的测量孔13的孔位与飞机姿态的相对位置关系，若相对位置满足攻角传感器的安装要求，则将此工装与飞机固定，并复测测量孔13的孔位，制出攻角传感器的安装孔；若相对位置不满足攻角传感器的安装要求，则根据当前结果调整工装的位置，直至测量孔13的孔位满足攻角传感器安装要求后，在传感器安装板上制出攻角传感器安装孔。
45.显然，本实用新型的上述实施例仅仅是为了清楚说明本实用新型所作的举例，而并非是对本实用新型的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型权利要求的保护范围之内。