一种用于飞机装配的临时紧固件及安装方法技术

本发明专利技术公开了一种用于飞机装配的临时紧固件及安装方法。它包括精制内六角螺钉、临时紧固件本体、保护套、挡圈、夹紧卡爪；通过手持工具或自动化设备驱动单元驱动精制内六角螺钉顺时针旋转，带动夹紧卡爪沿轴向移动，夹紧卡爪带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构在轴向移动的同时张开，并与飞机结构件接触，同时施加设定的扭矩值预紧，达到临时紧固件连接两个飞机结构件的目的；临时紧固件夹紧力的大小，设备控制系统通过扭矩传感器闭环反馈，实现精准控制；该临时紧固件便于实现自动化安装，显著地提高了飞机的装配质量和效率。

Temporary fastener for assembling aircraft and mounting method thereof

The invention discloses a temporary fastener used for assembling an airplane and a mounting method. It includes the refined six angle bolt, temporary fastener body, a protective sleeve, collar, clamping claws; through the hand tools or automation equipment driving unit to drive the refined inner six angle bolt clockwise rotation, drive the clamping claw along the axial direction, with clamping claws with taper barb shape of four claw or 64 claw structure in the axial direction, and contact with the aircraft structure, while applying set torque preload, temporary fasteners connecting the two aircraft structure parts; the clamping force of temporary fasteners of the size of the equipment control system through the torque sensor feedback, to achieve precise control of the temporary fasteners is easy to realize; automatic installation, significantly improve the quality and efficiency of aircraft assembly.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种用于飞机装配的临时紧固件及安装方法，属于航空航天制造数字化装配领域。
技术介绍
在飞机装配过程中，无论是组件类装配，如飞机机身壁板与长桁等连接，还是部件装配，如飞机机翼壁板与肋的连接，都是先采用工装定位两个或两个以上零件，然后叠层制预连接孔采用临时紧固件连接，最后拆卸大批影响制孔空间的定位工装，进行大批量制孔连接。所以临时紧固件在飞机装配过程使用量大、要求定位精度高，对临时紧固件夹紧力是否能精准的控制，对后续飞机装配质量是至关重要的环节，对飞机的寿命具有举足轻重的作用。传统的飞机装配的预连接紧固方法，采用穿心夹临时紧固或普通螺栓紧固，采用这两种预连接件方法，具有定位精度差，夹紧力通过人工判断无法精准控制，难以保证夹紧力的一致性，无法实现自动化装配，很大程度上影响了飞机质量和装配效率。针对飞机数字化装配技术相关设备的趋势发展来配套。研究一种用于飞机装配的临时紧固件相关技术来配合国内飞机数字化装配技术已势在必行。本专利技术针对以上需求，提出了一种用于飞机装配的临时紧固件及安装方法，可以人工采用手持工具安装或集成到自动设备上实现自动化安装两种方式，有效的解决了上述两种预连接件的不足，采用集成到自动设备上安装定位精度高、装配效率高、夹紧力通过扭矩传感器闭环反馈实现精准控制；人工劳动强度降低，飞机装配螺栓或铆钉受力装配质量一致性好。在飞机数字化装配领域中具有广泛应用前景。专利内容本专利技术的目的是克服现有技术的不足，提供定位精度高、装配效率高、夹紧力通过扭矩传感器闭环反馈实现精准控制的一种用于飞机装配的临时紧固件及安装方法。本专利技术的具体技术方案是：一种用于飞机装配的临时紧固件，包括精制内六角螺钉、临时紧固件本体、保护套、挡圈、夹紧卡爪；夹紧卡爪的一端为外四方形和内螺纹结构，另一端为内收缩带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构，通过外四方形与临时紧固件本体内部内四方形相配合，通过内螺纹与精制内六角螺钉连接；在临时紧固件本体内设有挡圈防止精制内六角螺钉脱落；临时紧固件本体一端为外六角形，另一端安装有保护套；通过改变保护套零件色差视觉区分临时紧固件规格。进一步的，所述夹紧卡爪的内收缩带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构，是具有弹性变形扩张及收缩和进入孔口导向功能。本专利技术还提出了一种用于飞机装配的临时紧固件的安装方法，是通过改变临时紧固件本体和夹紧卡爪的长度方向尺寸大小，可以增加或缩短临时紧固件的夹紧行程范围，满足飞机壁板与壁板或壁板与长桁类等不同飞机结构件叠层厚度材料的装配需求。本专利技术用于飞机装配的临时紧固件安装方法的具体步骤如下：1) 在准确定位的飞机结构件A和飞机结构件B上，利用手持制孔工具或自动化制孔设备制初孔，初孔孔径一般小于终孔直径1mm；2）通过手工方式或自动化制孔设备方式，自动在初孔上插入相应规格的临时紧固件，插入位置使保护套接触飞机结构件A；3）在手持气动工具或自动化制孔设备上设置外六角和内六角扳手，通过外六角扳手与临时紧固件本体2的外六角形相配合，使临时紧固件整体位置保持不变，同时驱动内六角扳手，实现精制内六角螺钉1顺时针旋转，使夹紧卡爪5通过外四方形与临时紧固件本体内部内四方形相配合导向，实现沿轴向移动；4）继续驱动精制内六角螺钉顺时针旋转，夹紧卡爪沿轴向移动，精制内六角螺钉外径开始顶开夹紧卡爪带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构，使张开后带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构的锥度部分直径与等直段直径大小一致；5）继续驱动精制内六角螺钉顺时针旋转，夹紧卡爪沿轴向移动，利用夹紧卡爪带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪上的倒钩接触飞机结构件B；通过在驱动工具上设置扭矩阀值或扭矩传感器监控夹紧力的大小使飞机结构件A和飞机结构件B夹紧；6）完成飞机结构件A和飞机结构件B上的一个临时紧固件安装，多个临时紧固件安装过程重复上述步骤1)~ 步骤5)；7）拆卸临时紧固件，利用手持气动工具驱动精制内六角螺钉逆时针旋转，夹紧卡爪沿轴向反向移动，夹紧卡爪带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪上的倒钩远离飞机结构件B；8）继续驱动精制内六角螺钉逆时针旋转，精制内六角螺钉外径脱离夹紧卡爪带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构，带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构收缩回到初始状态；9）继续驱动精制内六角螺钉逆时针旋转，夹紧卡爪移动到行程的初始状态为下次安装准备；10）多个临时紧固件拆卸过程重复上述步骤7)~ 步骤9）。本专利技术与现有技术相比具有的有益效果1）本专利技术的临时紧固件及安装方法，可以采用手持工具人工安装或集成到自动设备上实现自动化安装两种方式，适应性好；2）临时紧固件的夹紧卡爪与飞机零件结构初孔配合，采用直径小间隙配合，定位精度高；3）通过集成到自动设备上，实现自动化安装，装配效率高；4）通过集成到自动设备上安装，夹紧力采用扭矩传感器实现闭环反馈精准控制；5）人工劳动强度降低，飞机装配螺栓或铆钉受力装配质量一致性好。在飞机数字化装配领域中具有广泛应用前景。附图说明图1是临时紧固件结构示意图；图2是飞机结构件A和飞机结构件B临时紧固件连接示意图；图3是临时紧固件安装步骤示意图；图中：1-精制内六角螺钉 、2-时紧固件本体 、3-保护套、4-专用挡圈 、5-夹紧卡爪、6-固飞机结构件A、7-飞机结构件B 。具体实施方式如图1、2所示，用于飞机装配的临时紧固件，包括精制内六角螺钉1、临时紧固件本体2、保护套3、专用挡圈4、夹紧卡爪5组成；夹紧卡爪5的一端为外四方形和内螺纹结构，另一端为内收缩带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构，通过外四方形与临时紧固件本体2内部内四方形相配合，通过内螺纹与精制内六角螺钉1连接；在临时紧固件本体2内设有专用挡圈4防止精制内六角螺钉1脱落；临时紧固件本体2一端为外六角形，另一端安装有保护套3；通过改变保护套3零件色差视觉区分临时紧固件规格；用于飞机装配的临时紧固件，夹紧卡爪5内收缩带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构，具有弹性变形扩张及收缩和进入孔口导向功能；用于飞机装配的临时紧固件，通过改变临时紧固件本体2和夹紧卡爪5的长度方向尺寸大小，可以增加或缩短临时紧固件的夹紧行程范围，满足飞机壁板与壁板或壁板与长桁类等不同飞机结构件叠层厚度材料的装配需求；如3所示，用于飞机装配的临时紧固件安装方法，它的方法步骤如下：1) 在准确定位的飞机结构件A 6和飞机结构件B 7上，利用手持制孔工具或自动化制孔设备制初孔（初孔孔径一般小于终孔直径1mm）；2）通过手工方式或自动化制孔设备方式，自动在初孔上插入相应规格的临时紧固件，插入位置使保护套3接触飞机结构件A 6；3）在手持气动工具或自动化制孔设备上设置外六角和内六角扳手，通过外六角扳手与临时紧固件本体2的外六角形相配合，使临时紧固件整体位置保持不变，同时驱动内六角扳手实现精制内六角螺钉1顺时针旋转，使夹紧卡爪5通过外四方形与临时紧固件本体内部内四方形相配合导向，实现沿轴向移动；4）继续驱动精制内六角螺钉1顺时针旋转，夹紧卡爪5沿轴向移动，精制内六角螺钉1外径开始顶开夹紧卡爪5带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构，使张开后带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构的锥度部分直径与等直段直径大小一致；5）继续驱动精制内六角螺钉1顺时针旋转，夹紧卡爪5沿轴本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞机装配的临时紧固件，其特征在于，包括精制内六角螺钉（1）、临时紧固件本体（2）、保护套（3）、挡圈（4）、夹紧卡爪（5）组成；夹紧卡爪（5）的一端为外四方形和内螺纹结构，通过外四方形与临时紧固件本体（2）内部的内四方形相配合，通过内螺纹与精制内六角螺钉（1）连接，另一端为内收缩带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构；在临时紧固件本体（2）内设有挡圈（4）防止精制内六角螺钉（1）脱落；临时紧固件本体（2）一端为外六角形，另一端安装有保护套（3）；通过改变保护套（3）零件色差区视觉分临时紧固件规格。

【技术特征摘要】
1.一种用于飞机装配的临时紧固件，其特征在于，包括精制内六角螺钉（1）、临时紧固件本体（2）、保护套（3）、挡圈（4）、夹紧卡爪（5）组成；夹紧卡爪（5）的一端为外四方形和内螺纹结构，通过外四方形与临时紧固件本体（2）内部的内四方形相配合，通过内螺纹与精制内六角螺钉（1）连接，另一端为内收缩带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构；在临时紧固件本体（2）内设有挡圈（4）防止精制内六角螺钉（1）脱落；临时紧固件本体（2）一端为外六角形，另一端安装有保护套（3）；通过改变保护套（3）零件色差区视觉分临时紧固件规格。2.根据权利要求1所述的一种用于飞机装配的临时紧固件，夹紧卡爪（5）内收缩带锥度倒钩形状的四瓣爪或六四瓣爪结构，具有弹性变形扩张及收缩和进入孔口导向功能。3.一种用于飞机装配的临时紧固件的安装方法，通过改变临时紧固件本体（2）和夹紧卡爪（5）的长度方向尺寸大小，可以增加或缩短临时紧固件的夹紧行程范围，满足飞机壁板与壁板或壁板与长桁类等不同飞机结构件叠层厚度材料的夹紧装配需求。4.根据权利要求3所述的一种用于飞机装配的临时紧固件安装方法，其特征在于，步骤如下：1) 在专用工装上准确定位的飞机结构件A（6）和飞机结构件B（7），利用手持制孔工具或自动化制孔设备制初孔，初孔孔径一般小于终孔直径1mm；2）通过手工方式或自动化制孔设备方式，自动在初孔上插入相应规格的临时紧固件，控制插入位置使保护套（3）与飞机结构件A（6）接触；3）在手持气动工具或自动化制孔设备上设计有外六角和内六角扳手，通过外六角扳手与...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄小东，贺万民，谢颂强，毛四海，
申请(专利权)人：尚鳌自动化工程上海有限公司，
类型：发明
国别省市：上海;31