本技术：
涉及飞机零组件装配制造技术，特别是一种装配误差及装配应力检测定位装置。
背景技术：
飞机交点接头类零件装配过程中，对于具有平面式安装面的交点接头类零件安装时除了设置交点孔定位器外，还需在交点接头与安装基体之间进行装配误差补偿，以保证安装面与安装基体贴合，并在此基础上进行制孔连接。一般在装配误差补偿时采用交点接头反复上架试装，对零件进行多次打磨或在零件与安装基体之间增加补偿垫片的方法达到最终消除装配误差的目的，这种安装方法手工修配、加垫工作量大，装配效率较低，且存在交点接头与定位器之间往往带应力装配的情况，当交点接头脱离定位器后易发生应力释放而导致弹性变形，降低了交点孔轴线位置精度。
随着工装设计技术的发展，传统固定式的交点接头定位器在装配误差和装配应力检测方面无较大改进可能，急需设计一种对交点接头实际装配误差精确测量、交点接头与工装定位器间装配应力实时可测的新型飞机交点接头装配误差及装配应力检测定位装置来改善飞机交点接头类零件的装配方式。
技术实现要素：
为解决上述问题，本申请提供了一种飞机交点接头装配误差和应力的检测装置和方法，可以实施对具有平面式安装面的交点接头类零件的定位安装。
为达到以上目的，本申请采取如下技术方案予以实现：
一种飞机交点接头装配误差和应力检测装置，包括交点孔定位器、转接器、限位器、安装板、直线滑轨、力传感器、位移传感器及显示控制单元；直线滑轨固定在安装板中间，转接器为具有多个连接面的角座，安装在直线滑轨的滑块上，在滑动过程中，通过限位器上的限位卡槽进行限位，位移传感器的动尺部分安装在转接器一侧，定尺部分固定于安装板上，并与直线滑轨平行，动尺随转接器在定尺上移动时，位移传感器记录滑动距离，并通过显示控制单位输出位移值，力传感器固定在转接器前端，并与交点孔定位器连接，交点孔定位器与飞机交点接头孔销配合进行装配时，力显示器记录装配应力，并通过显示控制单元将应力值输出。
使用该装置进行飞机交点接头装配误差和应力检测的方法，包括如下步骤：
1将安装好的交点孔定位器通过限位器固定，操作显示控制单元将位移传感器和力传感器读数置零；
2交点孔定位器解除限位后进行后移，将飞机交点接头通过定位销与交点孔定位器连接，并向前一起向安装位置移动直至与待安装飞机交点接头的安装基体贴合，读取此时位移传感器读数，显示的值与理论值的偏差即装配误差，不断调整移动位置直至偏差值在安装公差范围内；
3用限位器固定转接器位置，对飞机交点接头与安装基体进行制孔连接，同时读取力传感器显示的飞机交点接头与交点孔定位器的装配应力；
4根据力传感器读数调整飞机交点接头连接部位，直至应力数值降低至安装要求范围内，完成飞机交点接头的调整和安装。
本申请利用位移传感器和力传感器等检测元件与直线滑轨的直线移动相结合的基本原理，实现了装配误差及装配应力检测定位装置对具有平面式安装面的飞机交点接头类零件的装配误差、装配应力检测及定位，针对不同交点孔径、不同大小的叉耳式交点接头零件，仅需更换不同定位器或调整滑块位置即可实现具有平面式安装面的飞机交点接头类零件的装配误差、装配应力检测及定位，同时具有测量精度高、操作便利、装配效率高等特点，对该类零件的装配具有普遍适用性。
以下结合附图及实施例对本申请作进一步的详细描述。
附图说明
图1一种装配误差及装配应力检测定位装置结构图；
图2定位器结构图；
图3转接器结构图；
图4限位器结构图；
图5装配误差及装配应力检测定位装置安装示意图；
图6装配误差及装配应力检测定位装置定位示意图；
图1～图6中：1、定位器；2、转接器；3、限位器；4、安装板；5、直线滑轨；6、力传感器；7、位移传感器；8、显示控制单元；9、定位耳片；10、定位轴；11、定位孔；12、力传感器安装面；14、限位孔；15、滑块安装面；16、位移传感器动尺安装面；17、限位卡槽；18、激光测量初装点；19、激光测量精调点；20、飞机交点接头；21、交点接头安装基体。
具体实施方式
参见图1～图6，一种飞机交点接头装配误差和应力检测装置，包括交点孔定位器1、转接器2、限位器3、安装板4、直线导轨5、力传感器6、位移传感器7及显示控制单元8；直线滑轨5固定在安装板4中间，转接器2为具有多个连接面的角座，安装在直线滑轨5的滑块上，在滑动过程中，通过限位器3上的限位卡槽17进行限位，位移传感器7的动尺部分安装在转接器2一侧，定尺部分固定于安装板4上，并与直线滑轨5平行，动尺随转接器2在定尺上移动时，位移传感器7记录滑动距离，并通过显示控制单元8输出位移值，力传感器6固定在转接器2前端，并与交点孔定位器1连接，交点孔定位器1与飞机交点接头孔销配合进行装配时，力显示器6记录装配应力，并通过显示控制单元8将应力值输出。
定位器1一端设有与交点接头槽口相匹配的定位耳片9，在定位耳片9上设有交点接头定位孔10，另一端设有定位轴11，定位轴11与力传感器6自由端连接；力传感器安装面12与力传感器6固定端相连，并通过滑块安装面15整体安装于直线滑轨5的滑块上，转接器2左侧设有与限位器3相匹配的限位孔14；限位器3设有与转接器限位孔14相匹配的限位卡槽17，并与直线滑轨5平行安装；直线滑轨5的导轨部分固定于安装板4上；位移传感器7的动尺部分安装于转接器2的位移传感器动尺安装面16上，定尺部分固定于安装板4上；显示控制单元8显示输出位移传感器、力传感器读数；安装时将检测定位装置通过设置于安装底板上的激光测量初装点18进行初步安装，再通过设置于交点孔定位器1的激光测量精调点19进行精确调整，将检测定位装置最终安装至正确位置。
在具体应用该装置进行检测时，该装置针对的是飞机交点接头20与安装基体21装配误差、交点孔定位器1与飞机交点接头20装配应力的检测以及飞机交点接头20本身的定位；将安装好的交点孔定位器1通过限位器3固定，操作显示控制单元8将位移传感器和力传感器6置零；松开限位销后将交点孔定位器1后移；将飞机交点接头20通过定位销与定位器1连接，并向安装位置移动直至与安装基体21贴合，此时读取位移传感器读数，再根据显示的值与理论值的偏差值对飞机交点接头20进行多次调整，消除装配误差；锁紧限位销，对飞机交点接头20与安装基体21制孔连接，力传感器6显示飞机交点接头20与交点孔定位器1装配应力，根据力传感器6读数调整连接部位，直至应力数值降低至可接受范围内，避免装配应力过大造成飞机交点接头脱离定位器后发生弹性变形，保证交点轴线安装位置准确度。