1.引言
飞机装配是飞机研制过程中的重要环节，装配质量对飞机的性能、寿命等具有重要意义。飞机装配是根据尺寸协调原理，采用相应的装配工艺装备将大量的飞机零部件按图纸或三维数字模型、技术条件、工艺规划等进行机体装配铆接、系统安装、调试和试飞的过程[1]。目前我国航空航天产业发展迅速；现代飞机研制对飞机性能、寿命、成本等要求日益提高，在飞机装配过程中交点的定位及精加工尤为重要，直接影响飞机飞行性能[2]，离散式翼身交点使用传统的交点定位及精加工方法无法满足交点位置度精度要求，基于离散式翼身交点结构，本文提出了一种可满足高精度装配的一种离散式交点精确装配的方法
2.交点定位需求
2.1.交点形式
飞机部件对接框交点离散式分布于多个框位，单个框单侧有2组对接交点，飞机部件对接框零件均为钛合金材料，对接孔内壁为不锈钢（0Cr15Ni5Cu4Nd）衬套，对接孔终孔孔径φ38mm。
2.2.定位需求
不同于传统飞机部件对接交点结构，该部件对接交点呈离散式结构，除在零件制造阶段需保证交点孔孔位精度外，在装配过程中需同时保证单个框交点位置度φ0.2和每个框的相对位置度φ0.2。
3.交点定位方案规划
3.1.背景及起因
在飞机装配过程中，考虑到误差累积、紧固件安装、重力、环境等因素在装配过程会产生应力，飞机部件对接框零件装配完成，拆除部件对接框腹板定位器及交点孔定位销后，在定位过程中产生的应力释放会对部件对接交点位置产生影响，对接交点位置直接影响飞机姿态进而影响飞机飞行姿态，因此需针对离散式交点结构策划高精度装配方案。
3.2.方案规划
区别于传统飞机部件对接交点结构形式，离散式部件对接框结构需同时协调单个框上交点位置度及每个框相对位置度，针对该结构提出下列措施保证部件对接交点精确装配：
（1）零件制造。在零件制造阶段，编制零件交付规范，要求零件车间将对接接头上φ38mm孔制成φ36mm，孔径公差H8，孔位公差φ0.15；交点孔带余量交付至装配车间；
（2）工装设计。针对离散式飞机部件对接框形式，编制工装技术条件申请工装，将离散式弱刚性部件对接框结构形成集中式刚性结构，通过单个部件对接框交点定位器协调单个框上两个交点孔位置度，所有对接框定位器通过整体工装框架形成整体，协调所有部件对接框相对位置度；机身上部件对接框交点定位工装与需要对接部件对接框交点定位工装正反协调；在整体工装定位器结构上依据部件对接框尺寸及所有部件对接框整体跨度设置力传感器，实现应力的数字化转换，可在装配过程中全程监控对接交点部位力值，确保整个装配过程中交点定位销处于灵活转动状态；飞机部件对接框整体定位器同时兼具交点孔精加工功能，钻模前后导孔做到同心度在0.008-0.010mm以内，保证精加工设备及刀具使用寿命；将精加工钻模集成在工装定位器中，避免因钻模定位带来的误差累积造成交点孔精加工后的孔径及孔位偏差；
（3）定位过程。产品定位前，先将力传感器数值调至零位，然后将部件对接框零件入位，部件对接框零件框腹板面上设有φ6.35mm定位孔，工装配置φ6.35mm、φ6.25mm、φ6.15mm定位销，部件对接框零件下边面与下部卡板间留间隙，通过调整框腹板面定位销尺寸及部件对接框下部间隙，保证交点孔φ36mm定位销保持灵活转动状态，重复上述步骤定位其余部件对接框零件；定位完成后，记录力传感器数值，并与零件定位前力传感器数值进行对比分析；
（4）交点精加工。针对部件对接框结构申请专用精加工设备，使用交点精加工设备对交点孔进行精加工；由于装配过程中存在应力，在精加工前需将交点孔定位销拔出，待应力释放后使用精加工设备对交点孔进行加工。加工完成使用激光跟踪仪及内径千分尺对孔位及孔径进行检查。
4.离散式部件对接框交点精确装配验证
4.1.整体工装定位器结构
工装定位器采用整体工装形式，该形式优点在于可将离散式弱刚性结构转化为集中式刚性结构，工装兼具保证单个部件对接框上两个交点孔相对位置功能及保证全部飞机部件对接框相对位置功能；在整体工装定位器下部设置卡板，工装定位器依据零件上定位孔位置设置定位器进行辅助定位；
4.2.零件定位过程
首先，零件定位前将力传感器数值调至0位，将整体工装定位器沿滑轨滑至打开位置，部件对接框零件吊装入位，交点孔定位销使用理论尺寸φ36mm定位销，待全部飞机部件对接框零件全部入位后，将整体工装结构沿滑轨恢复至理论位置。此时观察力传感器数值，与0位时进行对比，根据两种状态下数据通过改变下部卡板高低位置及框腹板上定位销大小对部件对接框姿态进行微调，保证所有部件对接框零件上12个交点孔理论定位销达到灵活转动状态，最后拧紧部件对接框腹板上所有定位销；当所有定位销可灵活转动后，记录力传感器数值，认为此时达到应力最小状态；
4.3.交点精加工前准备
部装装配工作完成后，需对部件对接交点进行精加工工作，由于零件在制孔及与周围结构连接时会发生微笑形变产生应力，在松开所有交掉定位销前，需将力传感器数值与应力最小状态数值进行对比分析，调整飞机外部卡板位置使得力传感器数据变化幅度最小化，随后松开所有交点定位销，待装配过程中造成的应力释放完成后，对交点位置进行测量。
4.4.交点精加工
部件对接框间距小，本次申请专用偏置式自动进给钻进行交点精加工，在部装阶段将交点孔由φ36mm加工至φ37mm,分刀方案如下：36mm——36.3mm——36.7mm——37mm，共分3刀进行加工，第一刀及第二刀为纠偏，消除因装配带来孔位偏差的影响，第三刀对孔进行精加工。每个交点孔精加工完成后，使用内径千分尺对孔径进行测量，孔径偏差最大值为+0.003，满足交点孔加工精度要求，孔径测量完成后，插入φ37mm定位销；
5.总结
经过本次装配验证，验证了离散式交点精确装配的方法，通过利用正反整体定位器，将离散式交点弱刚性结构转化形成集中式刚性结构；对接孔带余量交付部装车间，先分别在部装车间对对接部件上交点孔进行精加工，加工完成后带余量交付至总装车间，降低装配过程中应力对交点孔位精度的影响；在整体工装定位器中集成力传感器模块，将应力数字化，从而更加直观反映交点部位受力情况，而且通过力传感器可在整个装配过程中对受力情况进行分析，可以及时发现装配过程中应力的改变状况，随时进行调整，降低因应力产生的影响；通过力传感器，交点孔精加工方法，数字化测量方法等手段联合使用，可有效降低离散式交点孔装配精度，为后续同类型的装配奠定技术基础和经验。
参考文献
[1]《航空制造工程手册》总编委会. 航空制造工程手册-飞机装配[M]. 北京:航空工业出版社,2010.12.
[2] 周娜. 飞机数字化测量及质量控制技术研究 [D]. 长春理工大学. 2013
