飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝制造技術

本發明專利技術飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝，包括支架、夾緊裝置、鎖緊定位裝置和柱體，支架包括U形支架和固定于U形支架上的L形支架，夾緊裝置活動設置于L形支架的橫桿上，柱體活動設置于U形支架上且位于夾緊裝置的正下方，柱體上設置有多個導向孔。該鉆孔工裝布孔時不需多次劃線預確定，簡化了操作流程，且保證了緊固件孔與型材表面垂直，避免了緊固件安裝后工藝頭與型材表面出線縫隙難以夾緊而產生各種不良后果，保證了結構強度，降低了因拆解后各構件、型材緊固件孔成型質量差而產生的風險性；大幅降低了鉆孔工作對員工的工作經驗和技能水平的依賴性，提高了工作效率；且該鉆孔工裝結構簡單，便于制作，使用方便，加工成本低。

【技術實現步驟摘要】
飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝
本專利技術涉及一種鉆孔工裝，特別是一種飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝。
技術介紹
在對飛機拆解后運輸至異地進行重新組裝的過程中，需要在各類連接構件或者型材上進行布孔并鉆削成型后安裝緊固件以完成拆解構件的重新安裝。因型材位置各異，布孔時為保證邊距需要多次劃線預確定，該工藝流程使得該工作操作起來極為不便，且多數型材厚度較厚，鉆孔時難以保證緊固件孔與型材表面垂直，導致緊固件安裝后工藝頭與型材表面出現縫隙而難以夾緊，影響結構強度。除此之外，上述工作對員工的工作經驗和技能水平要求較高。
技術實現思路
本專利技術為了克服以上技術的不足，綜合考量飛機上所使用的各類型材的特點，提供了一種飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝，該鉆孔工裝布孔時不需多次劃線預確定，簡化了操作流程，且保證了緊固件孔與型材表面垂直，避免了緊固件安裝后工藝頭與型材表面出線縫隙難以夾緊而產生各種不良后果，保證了結構強度，降低了因拆解后各構件、型材緊固件孔成型質量差而產生的風險性。本專利技術克服其技術問題所采用的技術方案是：一種飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝，包括支架、夾緊裝置、鎖緊定位裝置和柱體，支架包括U形支架和固定于U形支架上的L形支架，所述夾緊裝置活動設置于L形支架的橫桿上，柱體活動設置于U形支架上且位于夾緊裝置的正下方，柱體上設置有多個導向孔。根據本專利技術優選的，所述夾緊裝置包括螺紋連接于L形支架橫桿上的夾緊螺桿和設置于夾緊螺桿下端的夾緊底座，夾緊螺桿的上方設置有撥桿。根據本專利技術優選的，所述鎖緊定位裝置包括設置于U形支架內側對稱的兩個簧片、設置于U形支架內側且位于簧片的自由端上方的兩個卡銷以及設置于柱體兩端的兩個棘輪，所述簧片為卡銷提供預緊壓緊力，使其完成同棘輪的配合以實現鎖緊定位。根據本專利技術優選的，所述夾緊螺桿的下端固定有球頭，夾緊底座上設置一球頭凹槽，球頭活動設置于球頭凹槽內，使得夾緊底座實現小角度的旋轉移動，以便使夾緊底座與型材表面夾緊后更加貼合。根據本專利技術優選的，所述夾緊底座的下表面沿長度方向中間位置開設有一條底座凹槽，用于鉆削時對鉆頭溢出部分的盛放和緩沖，防止鉆頭鉆削時碰傷夾緊底座。根據本專利技術優選的，所述撥桿的兩端設置有撥桿限位頭，完成撥桿移動時位置的限定，避免撥桿滑脫。根據本專利技術優選的，所述柱體為具有偶數個側面的正棱柱，每個側面上均布有若干個導向孔；每相鄰的兩個側面上導向孔的直徑不同、每正對的兩個側面上導向孔的直徑相同，每正對的兩個側面上的導向孔一一相通。進一步優選的，所述柱體為正六棱柱或正八棱柱，當柱體為正六棱柱時，導向孔的直徑有三種規格；當柱體為正八棱柱時，導向孔的直徑有四種規格。根據本專利技術優選的，所述每個導向孔的內壁與所在的柱體側面相垂直，導向孔實現了垂直導向功能，因此鉆頭在工件上做進給鉆削時，鉆削孔與工件表面垂直。根據本專利技術優選的，所述柱體的每個側面上導向孔的孔間距為導向孔直徑的4-6倍，可實現無需預劃線確認的緊固件孔的快速批量制備。本專利技術的有益效果是：1、本專利技術的鉆孔工裝布孔時不需多次劃線預確定，簡化了操作流程，且保證了緊固件孔與型材表面垂直，避免了緊固件安裝后工藝頭與型材表面出線縫隙難以夾緊而產生各種不良后果，保證了結構強度，降低了因拆解后各構件、型材緊固件孔成型質量差而產生的風險性。2、本專利技術的鉆孔工裝大幅降低了鉆孔工作對員工的工作經驗和技能水平的依賴性，提高了工作效率。3、本專利技術的鉆孔工裝結構簡單，便于制作，使用方便，加工成本低。附圖說明圖1為本專利技術的飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝爆炸示意圖。圖2為本專利技術的飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝裝配示意圖。圖中，1、U形支架；2、U形支架螺紋孔；3、簧片螺釘；4、簧片底座；5、簧片；6、螺桿螺紋；7、L形支架；8、撥桿限位頭；9、撥桿；10、夾緊螺紋孔；11、通孔；12、夾緊螺桿；13、球頭；14、球頭凹槽；15、底座凹槽；16、夾緊底座；17、卡銷；18、卡銷螺釘；19、導向孔；20、柱體；21、棘輪；22、柱體螺紋孔；23、螺釘；24、通孔。具體實施方式為了便于本領域人員更好的理解本專利技術，下面結合附圖和具體實施例對本專利技術做進一步詳細說明，下述僅是示例性的不限定本專利技術的保護范圍。如圖1、2所示，本專利技術的飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝，包括支架、夾緊裝置、鎖緊定位裝置和柱體20。支架包括U形支架1和固定于U形支架上的L形支架7，L形支架7通過其上的螺桿螺紋6和U形支架1上的U形支架螺紋孔2與U形支架1螺紋連接。L形支架7的橫桿的自由端開設有一豎直方向的夾緊螺紋孔10，夾緊螺桿12穿過夾緊螺紋孔10與其螺紋連接實現夾緊螺桿12在L形支架7上的上下移動；夾緊螺桿12的下端設置有夾緊底座16用于對型材的夾緊，夾緊底座16的下表面沿長度方向中間位置開設有一條底座凹槽15，用于鉆削時對鉆頭溢出部分的盛放和緩沖，防止鉆頭鉆削時碰傷夾緊底座；為了使夾緊底座16與型材表面夾緊后更加貼合，夾緊螺桿12的下端固定有球頭13，夾緊底座16上設置一球頭凹槽14，球頭活動設置于球頭凹槽內，球頭與球頭凹槽的配合使得夾緊底座16能實現小角度的旋轉移動；夾緊螺桿12的上方開設一水平方向的通孔11，穿過通孔設置有撥桿9，通孔11與撥桿9形成間隙配合，通孔11為撥桿9提供限位、支撐和軸向移動的功能，撥桿9的兩端設置有撥桿限位頭8，完成撥桿9移動時位置的限定，避免撥桿滑脫。上述撥桿9、夾緊螺桿12、球頭13、球頭凹槽14和夾緊底座16構成夾緊裝置。柱體20活動設置于U形支架1上且位于夾緊裝置的正下方，柱體20的兩端分別設置有柱體螺紋孔22，通過螺釘23穿過設置于U形支架1上的通孔24將柱體20活動設置于U形支架1上，通孔24與螺釘23的光桿部分形成摩擦副使得柱體20能旋轉。本實施例中柱體20優選為正六棱柱，其每個側面上均布有若干個導向孔19，每相鄰的兩個側面上導向孔的直徑不同、每正對的兩個側面上導向孔的直徑相同，每正對的兩個側面上的導向孔一一相通，即本實施例中包含三種不同直徑的導向孔，在飛機拆解構件領域比較常用的為1/8、3/16、1/4三種直徑規格；柱體20的每個側面上導向孔的孔間距為導向孔直徑的4-6倍，符合緊固件分布間距要求，可實現無需預劃線確認的緊固件孔的快速批量制備；每個導向孔19的內壁與所在的柱體側面相垂直以實現垂直導向功能。鎖緊定位裝置包括設置于U形支架1內側對稱的兩個簧片5、設置于U形支架1內側且位于簧片5的自由端上方的兩個卡銷17以及設置于柱體20兩端的兩個棘輪21，棘輪能為柱體20實現單向旋轉和鎖止功能。所述每個簧片5通過簧片螺釘3固定于設置在U形支架內側面的簧片底座4上；每個卡銷17通過卡銷螺釘18設置于U形支架內側，卡銷螺釘18為卡銷17提供圓周方向旋轉的支撐。本專利技術中U形支架1、L形支架7、撥桿9、夾緊螺桿12、球頭13、夾緊底座16、卡銷17、柱體20以及棘輪21均采用45號碳鋼制成，具有良好的切削加工性能和耐用性；簧片螺釘3、卡銷螺釘18和螺釘23采用英制的標準件，或使用符合波音標準的17-7PH鋼材，該材料容易獲取且工藝規范有保障；簧片5采用65錳鋼制成，倔強系數高，耐疲勞性好。本專利技術的鉆孔工裝的工作原理：根據需要鉆孔的工件的孔徑大小，將柱本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝，其特征在于：包括支架、夾緊裝置、鎖緊定位裝置和柱體（20），支架包括U形支架（1）和固定于U形支架上的L形支架（7），所述夾緊裝置活動設置于L形支架（7）的橫桿上，柱體（20）活動設置于U形支架（1）上且位于夾緊裝置的正下方，柱體上設置有多個導向孔（19）。

【技術特征摘要】
1.一種飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝，其特征在于：包括支架、夾緊裝置、鎖緊定位裝置和柱體（20），支架包括U形支架（1）和固定于U形支架上的L形支架（7），所述夾緊裝置活動設置于L形支架（7）的橫桿上，柱體（20）活動設置于U形支架（1）上且位于夾緊裝置的正下方，柱體上設置有多個導向孔（19）；所述夾緊裝置包括螺紋連接于L形支架（7）橫桿上的夾緊螺桿（12）和設置于夾緊螺桿下端的夾緊底座（16），夾緊螺桿（12）的上方設置有撥桿（9）；所述鎖緊定位裝置包括設置于U形支架（1）內側對稱的兩個簧片（5）、設置于U形支架（1）內側且位于簧片（5）的自由端上方的兩個卡銷（17）以及設置于柱體（20）兩端的兩個棘輪（21）。2.根據權利要求1所述的飛機拆解構件復位安裝快速鉆孔工裝，其特征在于：所述夾緊螺桿（12）的下端固定有球頭（13），夾緊底座（16）上設置一球頭凹槽（14），球頭活動設置于球頭凹槽內。3.根據權利要求1或2所述的飛機拆解構...

【專利技術屬性】
技術研發人員：黃友軍，蔚延坤，
申請(專利權)人：山東太古飛機工程有限公司，
類型：發明
國別省市：山東;37