一种飞机壁板零件振动时效校形方法和振动时效校形装置制造方法
【专利摘要】本申请提供一种飞机壁板的振动时效校形方法和振动时效校形装置，将数控加工后的飞机壁板零件采用点阵式加紧的方式固定在振动时效校形平台上，将激振器与振动时效校形平台刚性固定，用控制系统启动激振器使振动时效平台与其固定连接的飞机壁板同时振动，以消除及均化飞机壁板零件的内部应力，达到变形校正的目的。
【专利说明】一种飞机壁板零件振动时效校形方法和振动时效校形装置
【技术领域】
[0001] 本申请涉及飞机壁板零件的制造【技术领域】，特别涉及为校正飞机壁板零件在加工 过程中产生的变形进行振动时效的处理方法及其装置。
【背景技术】
[0002] 随着现代飞机高速、高机动性能要求的不断提高，飞机结构设计不断发生变化，大 量新材料、新结构和新技术首先在航空制造业得到应用。为了提高飞机的机动性和远距离 飞行能力，增大携带负载，技术人员一直在不断探索减重和提高结构强度的新技术。一些大 型复杂零件，尤其是主承力结构件，如飞机的大梁、隔框和壁板，普遍采用了整体化结构设 计。
[0003] 由于自身结构形状复杂、几何结构不对称、薄壁部位多、自身刚度低以及加工过程 中材料残余应力的释放、刀具和装夹等因素的综合作用，航空整体结构件加工后变形问题 非常严重。在现有的技术条件下，仅仅通过改进工件结构，改善加工装夹布局，优化加工工 艺参数等手段很难完全避免加工变形的产生。采用高速加工技术可以使整体结构件的加 工变形得到有效控制，但是对于某些结构复杂、刚性差的零件，如飞机壁板由于其具有大尺 寸、薄板形曲面结构的特点，使其加工变形仍然很大。航空整体结构件加工变形问题已成为 现代飞机制造技术瓶颈之一。
[0004] 为了保证航空整体结构件的制造精度，除采取措施预防变形外，还需要对已产生 变形的结构件进行校正。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的是提供一种飞机壁板零件振动时效校形方法和振动时效校形装置， 以解决飞机壁板零件在制造过程中变形过大以及装配过程中的带应力装配问题，提高飞机 使用过程中飞机壁板零件的抗应力腐蚀性能和抗疲劳性能。
[0006] -种飞机壁板零件振动时效校形方法，其特征在于含有以下条件或步骤：1)具有 加工成型的飞机壁板零件，并已知该零件的理论外形；2)有一个振动时效校形装置，该装 置含有校形平台、点阵式柔性夹紧单元、支撑座和激振器，所述的校形平台支撑在弹性的支 撑座上，校形平台的上表面具有与飞机壁板零件的下表面的理论外形吻合的校形面，校形 平台的上表面的两侧设有连接点阵式柔性夹紧单元的连接槽（台），所述的点阵式柔性夹 紧单元由多个两端固定在校形平台连接槽上的横梁以及设在横梁上的多个压紧螺杆组成， 所述的激振器固定在校形平台上；3)将加工成型的飞机壁板零件放置在校形平台的校形 面上，用点阵式柔性夹紧单元的压紧螺杆压紧飞机壁板；4)用控制系统启动激振器使振动 时效校形平台以及与其固定连接的点阵式柔性夹紧结构和飞机壁板零件同时振动，以消除 及均化飞机壁板零件的内部应力。
[0007] 本发明的有益效果是：1)利用点阵式柔性夹紧结构将已变形的飞机壁板零件固 定在振动时效校形平台上，在强制压平的条件下实施振动时效，有效解决了飞机壁板零件 因厚度变化较大、刚性差的缺陷；2)该装置结构简单，易于操作，解决了飞机壁板零件无法 振动时效校形的现实问题。
[0008] 以下结合实施例对本申请做进一步详细描述。
【专利附图】
【附图说明】
[0009] 图1为飞机钣金零件振动消除应力原理示意图。
[0010] 图2为飞机壁板零件。
[0011] 图中标号说明：1激振器、2校形平台、3弹性支撑座、4横梁、5飞机壁板零件、6压 紧螺杆、7T型螺栓及螺母、8连接槽。
【具体实施方式】
[0012] 参见附图，实施例中飞机壁板零件5是根据其设计的理论外形加工成型的飞机机 翼壁板，其一面在理论上为平面，另一面高低不平，最小壁厚为3mm，最小壁厚为15mm，长度 为6000mm，材料为铝合金2324,用数控机床加工成形。为了均化其加工后的内在应力并校 正变形，本申请提出了对其进行振动时效校形方法和振动时效校形装置。在图1中，飞机壁 板零件振动时效装置，含有校形平台2、点阵式柔性夹紧单元、弹性支撑座3和激振器1，校 形平台2支撑在弹性支撑座3上，校形平台2的上表面具有与飞机壁板零件的下表面的理 论外形吻合的校形面，校形平台的上表面的两侧设有连接点阵式柔性夹紧单元的连接槽8， 所述的点阵式柔性夹紧单元由多个两端固定在校形平台连接槽上的横梁4以及设在横梁 上的多个压紧螺杆6组成，
[0013] 每个横梁4与固定在横梁上的压紧螺杆6构成一个点阵式柔性夹紧单元，多个点 阵式柔性夹紧单元沿振动时效校形平台纵向排列，构成整个点阵式柔性夹紧结构。点阵式 柔性夹紧结构在横梁4两端处与振动时效校形平台2上的连接槽的T形结构通过T型螺 栓及螺母7刚性连接，用于产生振动能量的激振器1用夹钳刚性固定在振动时效校形平台 2的上。振动时效校形平台2用四个弹性支撑座3支撑，其作用是减振以便保护工作地面。 实施振动时效时，首先从校形平台上卸下点阵式柔性夹紧单元的横梁，将加工成型的飞机 壁板零件5放置在校形平台2的校形面上，再用点阵式柔性夹紧单元的横梁逐个固定在校 形平台的两侧，用压紧螺杆压紧飞机壁板；将激振器1与控制系统电连接，开启激振器1的 控制系统，使振动时效校形平台2以及与其固定连接的点阵式柔性夹紧结构和飞机壁板零 件5同时振动，以消除及均化飞机壁板零件的内部应力。为了准确的获得振动时效的反馈 信号，最好将拾振器（图中未示出）粘贴在飞机壁板零件上，完成振动时效后，卸下飞机壁 板零件即可。
【权利要求】
1. 一种飞机壁板零件振动时效校形方法，其特征在于含有以下条件或步骤：1)具有加 工成型的飞机壁板零件，并已知该零件的理论外形；2)有一个振动时效校形装置，该装置 含有校形平台、点阵式柔性夹紧单元、弹性支撑座和激振器，所述的校形平台支撑在弹性支 撑座上，校形平台的上表面具有与飞机壁板零件的下表面的理论外形吻合的校形面，校形 平台的上表面的两侧设有连接点阵式柔性夹紧单元的连接槽（台），所述的点阵式柔性夹 紧单元由多个两端固定在校形平台连接槽上的横梁以及设在横梁上的多个压紧螺杆组成， 所述的激振器固定在校形平台上；3)将加工成型的飞机壁板零件放置在校形平台的校形 面上，用点阵式柔性夹紧单元的压紧螺杆压紧飞机壁板；4)用控制系统启动激振器使振动 时效校形平台以及与其固定连接的点阵式柔性夹紧结构和飞机壁板零件同时振动，以消除 及均化飞机壁板零件的内部应力。
2. -种飞机壁板零件振动时效装置，含有校形平台、点阵式柔性夹紧单元、弹性支撑座 和激振器，其特征在于所述的校形平台支撑在弹性支撑座上，校形平台的上表面具有与飞 机壁板零件的下表面的理论外形吻合的校形面，校形平台的上表面的两侧设有连接点阵式 柔性夹紧单元的连接槽，所述的点阵式柔性夹紧单元由多个两端固定在校形平台连接槽上 的横梁以及设在横梁上的多个压紧螺杆组成，所述的激振器固定在校形平台上。
【文档编号】C22F1/00GK104120230SQ201410299300
【公开日】2014年10月29日 申请日期:2014年6月27日 优先权日:2014年6月27日
【发明者】马永波, 陈金祥, 李林, 成书民, 李欢, 雷虹 申请人:中航飞机股份有限公司西安飞机分公司