飞机叠层交点孔精加工柔性试刀件装配体制造技术

飞机叠层交点孔精加工柔性试刀件装配体，属于飞机装配制造领域。通过将不同的特殊结构试刀件组合装配，准确地模拟了三层及以上叠层交点孔精加工工况。通过改变试刀件的厚度、初孔直径等参数，可以模拟不同尺寸叠层交点孔精加工工况。通过上述方法，即可只通过一个夹具，完成不同刀具前后导距离及试刀件尺寸下的精加工试刀工作，准确模拟不同交点孔精加工工况。将具有特殊结构的试刀件装配组合，安装于柔性试刀夹具上，准确模拟了叠层交点孔精加工工况，同时实现了柔性试刀，降低了试刀成本，提高了试刀效率。高了试刀效率。高了试刀效率。

【技术实现步骤摘要】
飞机叠层交点孔精加工柔性试刀件装配体


[0001]本专利技术涉及飞机装配制造领域，具体涉及飞机叠层交点孔精加工柔性试刀件装配体。

技术介绍

[0002]某型飞机在机翼相关部件安装调试前，需要对其耳片交点孔进行铰孔精加工。交点孔的精度，对机翼相关部件的顺利安装调试，起着尤为关键的作用。因此设计部门对交点孔的同轴度、孔壁公差及最小壁厚等技术指标提出了很高的要求，交点孔精加工难度较大，产品超差报废风险较高。
[0003]在产品精加工前，需要模拟产品加工工况，进行精加工试刀。以找到合适的工艺方法，达到要求加工精度，实现降低产品报废率，提高飞机装配效率的目的。
[0004]由于某型飞机结构的特殊性，存在大量多层叠层交点孔精加工工况，且交点孔厚度、材料各不相同。在精加工试刀时，若采用传统精加工试刀方法，无法准确模拟两层以上叠层交点孔精加工工况，且需要提多组试刀夹具。试刀成本较高，劳动时间较长，强度较大，工作效率较低。

技术实现思路

[0005]为解决以上技术问题，本专利技术提供了一种飞机叠层交点孔精加工柔性试刀件装配体，以及本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞机叠层交点孔精加工柔性试刀件装配体，其特征在于，所述的飞机叠层交点孔精加工柔性试刀件装配体包括前导方向试刀件(1)、中部试刀件(2)和后导方向试刀件(3)；所述的前导方向试刀件(1)包括中部试刀件支撑凸台(1
‑
1)、待加工材料A(1
‑
2)、试刀件支架配合衬套A(1
‑
3)、试刀件支架连接法兰A(1
‑
4)、螺栓孔A(1
‑
5)和初孔A(1
‑
6)；中部试刀件支撑凸台(1
‑
1)用于固定与之配合的中部试刀件(2)，防止中部试刀件(2)轴向串动；待加工材料A(1
‑
2)用于模拟交点孔叠层工况；试刀件支架配合衬套A(1
‑
3)用于试刀件与试刀夹具的试刀件支架的定位配合；试刀件支架连接法兰A(1
‑
4)用于将试刀件与试刀夹具的试刀件支架连接，试刀件支架连接法兰A(1
‑
4)上设置有螺栓孔；在安装前导方向试刀件(1)时，将试刀件支架连接法兰A(1
‑
4)表面与试刀夹具的试刀件支架表面贴合，同时将试刀件支架连接法兰A(1
‑
4)的螺栓孔，与试刀夹具的试刀件支架的螺栓孔对齐重合，安装拧紧螺栓，将试刀件支架连接法兰A(1
‑
4)紧固于试刀夹具的试刀件支架上，实现试刀件与试刀夹具的试刀件支架连接；初孔A(1
‑
6)用于模拟交点孔精加工工况；中部试刀件(2)包括待加工材料B(2
‑
1)、外圆(2
‑
2)、限位平面A(2
‑
3)、上表面(2
‑
4)、下表面(2
‑
5)、初孔B(2
‑
6)；待加工材料B(2
‑
1)用于模拟交点孔叠层工况；外圆(2
‑
2)与后导方向试刀件(3)的中部试刀件固定衬套(3
‑
4)接触配合；限位平面A(2
‑
3)与后导方向试刀件(3)的限位平面B(3
‑
6)接触配合，以防止中部试刀件(2)在试刀过程中转动；上表面(2
‑
4)与后导方向试刀件(3)表面接触配合，下表面(2
‑
5)与前导方向试刀件(1)表面接触配合，以起到固定限位作用；初孔B(2
‑
6)用于模拟交点孔精加工工况；后导方向试刀件(3)包括试刀件支架连接法兰B(3
‑
1)、螺栓孔B(3
‑
2)、初孔C(3
‑
3)、中部试刀件固定衬套(3
‑
4)、待加工材料C(3
‑
5)、限位平面B(3
‑
6)和试刀件支架配合衬套B(3
‑
7)；试刀件支架连接法兰B(3
‑
1)用于将试刀件与试刀夹具的试刀件支架连接，试刀件支架连接法兰B(3
‑
1)上设置有螺栓孔；在安装后导方向试刀件(3)时，将试刀件支架连接法兰B(3
‑
1)表面与试刀夹具的试刀件支架表面贴合，同时将试刀件支架连接法兰B(3
‑
1)的螺栓孔，与试刀夹具的试刀件支架的螺栓孔对齐重合，安装拧紧螺...

【专利技术属性】
技术研发人员：李福稼，徐智峰，董志，黄宁，曹阳，
申请(专利权)人：沈阳飞机工业集团有限公司，
类型：发明
国别省市：