一種飛機壁板零件振動時效校形方法和振動時效校形裝置制造方法
【專利摘要】本申請提供一種飛機壁板的振動時效校形方法和振動時效校形裝置，將數控加工后的飛機壁板零件采用點陣式加緊的方式固定在振動時效校形平臺上，將激振器與振動時效校形平臺剛性固定，用控制系統啟動激振器使振動時效平臺與其固定連接的飛機壁板同時振動，以消除及均化飛機壁板零件的內部應力，達到變形校正的目的。
【專利說明】一種飛機壁板零件振動時效校形方法和振動時效校形裝置

【技術領域】
[0001] 本申請涉及飛機壁板零件的制造【技術領域】，特別涉及為校正飛機壁板零件在加工 過程中產生的變形進行振動時效的處理方法及其裝置。

【背景技術】
[0002] 隨著現代飛機高速、高機動性能要求的不斷提高，飛機結構設計不斷發生變化，大 量新材料、新結構和新技術首先在航空制造業得到應用。為了提高飛機的機動性和遠距離 飛行能力，增大攜帶負載，技術人員一直在不斷探索減重和提高結構強度的新技術。一些大 型復雜零件，尤其是主承力結構件，如飛機的大梁、隔框和壁板，普遍采用了整體化結構設 計。
[0003] 由于自身結構形狀復雜、幾何結構不對稱、薄壁部位多、自身剛度低以及加工過程 中材料殘余應力的釋放、刀具和裝夾等因素的綜合作用，航空整體結構件加工后變形問題 非常嚴重。在現有的技術條件下，僅僅通過改進工件結構，改善加工裝夾布局，優化加工工 藝參數等手段很難完全避免加工變形的產生。采用高速加工技術可以使整體結構件的加 工變形得到有效控制，但是對于某些結構復雜、剛性差的零件，如飛機壁板由于其具有大尺 寸、薄板形曲面結構的特點，使其加工變形仍然很大。航空整體結構件加工變形問題已成為 現代飛機制造技術瓶頸之一。
[0004] 為了保證航空整體結構件的制造精度，除采取措施預防變形外，還需要對已產生 變形的結構件進行校正。


【發明內容】

[0005] 本發明的目的是提供一種飛機壁板零件振動時效校形方法和振動時效校形裝置， 以解決飛機壁板零件在制造過程中變形過大以及裝配過程中的帶應力裝配問題，提高飛機 使用過程中飛機壁板零件的抗應力腐蝕性能和抗疲勞性能。
[0006] -種飛機壁板零件振動時效校形方法，其特征在于含有以下條件或步驟：1)具有 加工成型的飛機壁板零件，并已知該零件的理論外形；2)有一個振動時效校形裝置，該裝 置含有校形平臺、點陣式柔性夾緊單元、支撐座和激振器，所述的校形平臺支撐在彈性的支 撐座上，校形平臺的上表面具有與飛機壁板零件的下表面的理論外形吻合的校形面，校形 平臺的上表面的兩側設有連接點陣式柔性夾緊單元的連接槽（臺），所述的點陣式柔性夾 緊單元由多個兩端固定在校形平臺連接槽上的橫梁以及設在橫梁上的多個壓緊螺桿組成， 所述的激振器固定在校形平臺上；3)將加工成型的飛機壁板零件放置在校形平臺的校形 面上，用點陣式柔性夾緊單元的壓緊螺桿壓緊飛機壁板；4)用控制系統啟動激振器使振動 時效校形平臺以及與其固定連接的點陣式柔性夾緊結構和飛機壁板零件同時振動，以消除 及均化飛機壁板零件的內部應力。
[0007] 本發明的有益效果是：1)利用點陣式柔性夾緊結構將已變形的飛機壁板零件固 定在振動時效校形平臺上，在強制壓平的條件下實施振動時效，有效解決了飛機壁板零件 因厚度變化較大、剛性差的缺陷；2)該裝置結構簡單，易于操作，解決了飛機壁板零件無法 振動時效校形的現實問題。
[0008] 以下結合實施例對本申請做進一步詳細描述。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0009] 圖1為飛機鈑金零件振動消除應力原理示意圖。
[0010] 圖2為飛機壁板零件。
[0011] 圖中標號說明：1激振器、2校形平臺、3彈性支撐座、4橫梁、5飛機壁板零件、6壓 緊螺桿、7T型螺栓及螺母、8連接槽。

【具體實施方式】
[0012] 參見附圖，實施例中飛機壁板零件5是根據其設計的理論外形加工成型的飛機機 翼壁板，其一面在理論上為平面，另一面高低不平，最小壁厚為3mm，最小壁厚為15mm，長度 為6000mm，材料為鋁合金2324,用數控機床加工成形。為了均化其加工后的內在應力并校 正變形，本申請提出了對其進行振動時效校形方法和振動時效校形裝置。在圖1中，飛機壁 板零件振動時效裝置，含有校形平臺2、點陣式柔性夾緊單元、彈性支撐座3和激振器1，校 形平臺2支撐在彈性支撐座3上，校形平臺2的上表面具有與飛機壁板零件的下表面的理 論外形吻合的校形面，校形平臺的上表面的兩側設有連接點陣式柔性夾緊單元的連接槽8， 所述的點陣式柔性夾緊單元由多個兩端固定在校形平臺連接槽上的橫梁4以及設在橫梁 上的多個壓緊螺桿6組成，
[0013] 每個橫梁4與固定在橫梁上的壓緊螺桿6構成一個點陣式柔性夾緊單元，多個點 陣式柔性夾緊單元沿振動時效校形平臺縱向排列，構成整個點陣式柔性夾緊結構。點陣式 柔性夾緊結構在橫梁4兩端處與振動時效校形平臺2上的連接槽的T形結構通過T型螺 栓及螺母7剛性連接，用于產生振動能量的激振器1用夾鉗剛性固定在振動時效校形平臺 2的上。振動時效校形平臺2用四個彈性支撐座3支撐，其作用是減振以便保護工作地面。 實施振動時效時，首先從校形平臺上卸下點陣式柔性夾緊單元的橫梁，將加工成型的飛機 壁板零件5放置在校形平臺2的校形面上，再用點陣式柔性夾緊單元的橫梁逐個固定在校 形平臺的兩側，用壓緊螺桿壓緊飛機壁板；將激振器1與控制系統電連接，開啟激振器1的 控制系統，使振動時效校形平臺2以及與其固定連接的點陣式柔性夾緊結構和飛機壁板零 件5同時振動，以消除及均化飛機壁板零件的內部應力。為了準確的獲得振動時效的反饋 信號，最好將拾振器（圖中未示出）粘貼在飛機壁板零件上，完成振動時效后，卸下飛機壁 板零件即可。
【權利要求】
1. 一種飛機壁板零件振動時效校形方法，其特征在于含有以下條件或步驟：1)具有加 工成型的飛機壁板零件，并已知該零件的理論外形；2)有一個振動時效校形裝置，該裝置 含有校形平臺、點陣式柔性夾緊單元、彈性支撐座和激振器，所述的校形平臺支撐在彈性支 撐座上，校形平臺的上表面具有與飛機壁板零件的下表面的理論外形吻合的校形面，校形 平臺的上表面的兩側設有連接點陣式柔性夾緊單元的連接槽（臺），所述的點陣式柔性夾 緊單元由多個兩端固定在校形平臺連接槽上的橫梁以及設在橫梁上的多個壓緊螺桿組成， 所述的激振器固定在校形平臺上；3)將加工成型的飛機壁板零件放置在校形平臺的校形 面上，用點陣式柔性夾緊單元的壓緊螺桿壓緊飛機壁板；4)用控制系統啟動激振器使振動 時效校形平臺以及與其固定連接的點陣式柔性夾緊結構和飛機壁板零件同時振動，以消除 及均化飛機壁板零件的內部應力。
2. -種飛機壁板零件振動時效裝置，含有校形平臺、點陣式柔性夾緊單元、彈性支撐座 和激振器，其特征在于所述的校形平臺支撐在彈性支撐座上，校形平臺的上表面具有與飛 機壁板零件的下表面的理論外形吻合的校形面，校形平臺的上表面的兩側設有連接點陣式 柔性夾緊單元的連接槽，所述的點陣式柔性夾緊單元由多個兩端固定在校形平臺連接槽上 的橫梁以及設在橫梁上的多個壓緊螺桿組成，所述的激振器固定在校形平臺上。
【文檔編號】C22F1/00GK104120230SQ201410299300
【公開日】2014年10月29日 申請日期:2014年6月27日 優先權日:2014年6月27日
【發明者】馬永波, 陳金祥, 李林, 成書民, 李歡, 雷虹 申請人:中航飛機股份有限公司西安飛機分公司