[发明专利]一种用于后机身/垂尾复合材料的多种材料夹层结构件的自动钻铆方法

说明书

本发明属于机械加工的技术领域，具体涉及一种用于后机身/垂尾复合材料的多种材料夹层结构件的自动钻铆方法，其包括钻临时连接紧固件孔，安装临时连接紧固件，形成预装配组件；制孔、铆接；安装紧固件；钻掉临时连接紧固件；完成全部紧固件安装等步骤。本发明提供的用于后机身/垂尾复合材料的多种材料夹层结构件的自动钻铆方法可以高质量的完成复合材料零件的制孔，保证制孔过程中不发生劈裂，同时，孔位置准确。设备制孔过程全程吸尘，保证过程清洁，对人体无伤害。

技术领域

本发明属于机械加工的技术领域，具体涉及一种用于后机身/垂尾复合材料的多种材料夹层结构件的自动钻铆方法，更具体地，涉及在飞机装配过程中后机身/垂尾复材、钛、铝等多种材料夹层组件上制孔、铆接。

背景技术

随着飞机制造水平的快速发展及航空公司间竟争的不断加剧，飞机单个坐位对应的重量要求越来越低，后机身、垂尾等组件大量采用复合材料，复合材料重量轻、强度、硬度大。飞机装配过程中需要对复合材料进行钻孔、铆钉等加工，由于复材强度、硬度大，利用常规方法在带有复材夹层的组件的钻孔、铆接易产生分层、劈裂等故障，常规方法对飞机产品质量有很大影响。具体地，手工制孔、铆接方法为将零件定位在工装上，找到孔位置后，手工制初孔、逐级扩孔、插钉、铆接。传统手工装配采用手工钻孔，钻头转速，进给量大小全凭工人使用风钻力量大小确定，导致制孔过程不稳定，易超差，如工人下午工作疲劳，注意力不集中，进给量过大，孔发生劈裂。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于后机身/垂尾复合材料的多种材料夹层结构件的自动钻铆方法，以解决现有技术中存在的上述问题。

本发明设计了一种全新的针对飞机后机身/垂尾复合材料、钛、铝等多种不同夹层材料装配过程中的制孔、铆接方法，即采用数控机床制孔、铆接(单面连接铆钉)。

本发明的技术方案为：

一种用于后机身/垂尾复合材料的多种材料夹层结构件的自动钻铆方法，其包括以下步骤：

第一步：钻临时连接紧固件孔，安装临时连接紧固件，形成预装配组件。

在装配站位定位零件后，零件上制占总孔数量20％-40％的临时连接紧固件孔；临时连接紧固件孔的直径小于最终孔尺寸0.8mm，且临时连接紧固件孔的直径大于2.2mm；临时连接紧固件孔的孔间距均匀布置，采用临时连接紧固件预连接形成预装配组件；其中，临时连接紧固件选自中空的抽芯铆钉或者球头、平头铆钉。

第二步：转移步骤一中预装配组件至数控设备区域，固定预装配组件，将预装配组件外表面一侧面向数控设备，数控设备基于预装配组件上的基准点建立坐标系后，进行制孔、铆接；

制孔、铆接过程中，利用数控设备的人工视觉系统确认零件法向，以保证孔轴线垂直零件表面；数控设备控制主轴转速、进给，以保证孔不劈裂、分层，针对复材夹层，主轴转速为4500～5500rpm，进给为450～550mm/min；针对钛夹层主轴转速为400～550rpm，进给为25～600mm/min；针对铝夹层主轴转速为3900～5200rpm，进给为100～8000mm/min；

数控设备制孔过程中采用自带的吸尘器吸走钻孔过程中产生的粉尘，初步制孔完成。

第三步：安装紧固件。

移动步骤二中初步制孔完成的组件至预制孔工位，手工安装各钻孔处对应的紧固件，如紧固件为单面连接紧固件，则使用数控设备在设备钻孔工位安装。

第四步：钻掉临时连接紧固件。将步骤三中安装紧固件后的组件移动到设备钻孔工位，重复步骤二的建立坐标系及钻孔过程钻掉临时连接紧固件。

第五步：重复步骤三，在步骤四中钻掉临时连接紧固件的位置处，安装紧固件，完成全部紧固件安装。

本发明的效果和益处是：