本發(fā)明涉及一種飛行器上雷達(dá)裝置換裝的專(zhuān)用工裝及換裝方法，屬于設(shè)備拆裝技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

為了提高飛行器雷達(dá)裝置的分辨力和定位準(zhǔn)確性、擴(kuò)大觀測(cè)視角，需要對(duì)機(jī)載雷達(dá)裝置不斷進(jìn)行技術(shù)創(chuàng)新和產(chǎn)品換代。由于機(jī)載雷達(dá)裝置安裝在飛行器的最前端，由飛行器機(jī)體的第一框架支撐和固定，在進(jìn)行機(jī)載雷達(dá)裝置技術(shù)創(chuàng)新和產(chǎn)品換代試驗(yàn)項(xiàng)目時(shí)，需首先拆除原來(lái)安裝在飛行器機(jī)體上的雷達(dá)裝置，再將飛行器機(jī)體原第一框架拆除，換裝與換代雷達(dá)裝置匹配的新第一框架，然后在新第一框架上安裝換代的雷達(dá)裝置。

上述雷達(dá)裝置換裝操作必須保證滿(mǎn)足以下條件：一是換代雷達(dá)裝置定位的中心位置應(yīng)精準(zhǔn)對(duì)正安裝基準(zhǔn)面上水平基準(zhǔn)線與垂直軸線的交點(diǎn)(即雷達(dá)裝置安裝基準(zhǔn)面的定位基準(zhǔn)點(diǎn))；二是換代雷達(dá)裝置的固定平面與飛行器的原第一框架對(duì)接面吻合一致，其在豎直方向與航向軸線夾角α度。由于原機(jī)載雷達(dá)裝置的裝配是在飛行器制造廠完成的，并且飛行器機(jī)體的第一框架1、第二框架2、第三框架3之間通過(guò)航向桁梁5連接(如附圖1所示)，在框架和桁梁外面還通過(guò)鉚接或螺接方式固定安裝單元鋁板4，在進(jìn)行機(jī)載雷達(dá)裝置技術(shù)創(chuàng)新和產(chǎn)品換代項(xiàng)目試驗(yàn)時(shí)，用于固定雷達(dá)裝置的螺栓孔、定位銷(xiāo)孔、固定角盒等緊固件的位置發(fā)生了變動(dòng)，原第一框架1不能重復(fù)利用，需要制作新第一框架；另外，當(dāng)把飛行器機(jī)體上原第一框架1拆除后，失去框架固座約束的原機(jī)構(gòu)件會(huì)在裝配應(yīng)力作用下變形移位及散開(kāi)，造成構(gòu)件上的銷(xiāo)孔、螺孔、角盒孔位置隨之變動(dòng)，如果將新第一框架與移位變形后的構(gòu)件銷(xiāo)孔、螺孔、角盒孔強(qiáng)行配裝，將不能滿(mǎn)足關(guān)鍵技術(shù)要求，因此在拆除機(jī)體的第一框架1之前，應(yīng)首先設(shè)計(jì)制作一套飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝及換裝方法，旨在解決飛行器雷達(dá)裝置換裝過(guò)程中造成應(yīng)力集中和損傷原機(jī)構(gòu)件的問(wèn)題，保證換裝后的飛行器雷達(dá)裝置定位中心精準(zhǔn)對(duì)正飛行器機(jī)體上雷達(dá)裝置安裝基準(zhǔn)面的定位基準(zhǔn)點(diǎn)，并使換裝后的雷達(dá)裝置固定平面與飛行器的原第一框架對(duì)接面吻合一致。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是：

一種飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，包括機(jī)身桁梁固定架、前端箍套、三維空間支撐架和定位框板；所述機(jī)身桁梁固定架由一組槽鋼桁梁組成，所述槽鋼桁梁與飛行器的航向桁梁固定裝配，在每一根槽鋼桁梁前端設(shè)置定位耳片，所有定位耳片前端面與飛行器原第一框架的雷達(dá)裝置固定座平面度一致；所述前端箍套布置在飛行器的航向桁梁內(nèi)側(cè)，并通過(guò)螺栓組件與機(jī)身桁梁固定架裝配；所述三維空間支撐架安裝在前端箍套與飛行器第二框架之間；所述定位框板與飛行器原第一框架的雷達(dá)裝置固定座相匹配。

上述飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，所述三維空間支撐架設(shè)有支撐桿和中間球體；所述支撐桿分為兩組，其中一組支撐桿布置在中間球體前面，支撐桿后端與中間球體以螺紋連接方式裝配，并通過(guò)鎖緊螺母鎖止固定，支撐桿前端通過(guò)連接耳片與前端箍套裝配；另一組支撐桿布置在中間球體的后面，支撐桿前端與中間球體以螺紋連接方式裝配，并通過(guò)鎖緊螺母鎖止固定，支撐桿后端通過(guò)連接耳片與飛行器第二框架裝配。

上述飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，所述前端箍套采用角鋼材料制成，為兩段式分體結(jié)構(gòu)，通過(guò)可拆卸的連接方式組合為帶有環(huán)形端面和側(cè)圓柱面的圓形箍套，其環(huán)形端面用于固定三維空間支撐架中位于中間球體前面一組支撐桿的連接耳片，其側(cè)圓柱面用于固定機(jī)身桁梁固定架的槽鋼桁梁定位耳片，飛行器航向桁梁位于所述槽鋼桁梁定位耳片與前端箍套的側(cè)圓柱面之間，在飛行器航向桁梁的凹槽中設(shè)置墊塊。

上述飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，所述前端箍套設(shè)有輔助支撐架，所述輔助支撐架呈“口”字型結(jié)構(gòu)，通過(guò)其四角位置與前端箍套的環(huán)形端面固定裝配。

上述飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，所述定位框板為圓盤(pán)結(jié)構(gòu)，在定位框板周邊設(shè)置與槽鋼桁梁定位耳片匹配的裝配孔。

上述飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，在所述定位框板周邊還設(shè)置用于確定定位基準(zhǔn)點(diǎn)的定位孔。

上述飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，在所述定位框板上設(shè)置一組減重孔。

一種飛行器雷達(dá)裝置換裝方法，采用上述專(zhuān)用工裝完成飛行器雷達(dá)裝置的換裝作業(yè)，包括下列操作步驟：

a、拆除原飛行器雷達(dá)裝置；

b、在八根槽鋼桁梁上配制與飛行器航向桁梁上裝配孔位置一致的安裝孔；

c、將八根槽鋼桁梁用螺栓固定在飛行器的航向桁梁上；

d、將兩段式分體結(jié)構(gòu)的前端箍套置于飛行器的航向桁梁內(nèi)側(cè)，并組裝為圓形箍套后，在前端箍套上安裝“口”字型結(jié)構(gòu)的輔助支撐架；

e、將八根槽鋼桁梁前端分別通過(guò)螺栓組件固定在前端箍套的側(cè)圓柱面上，這種情況下，飛行器航向桁梁位于所述槽鋼桁梁定位耳片與前端箍套的側(cè)圓柱面之間，為避免前端箍套與機(jī)身桁梁固定架裝配后造成的飛行器航向桁梁變形問(wèn)題，在飛行器航向桁梁的凹槽中安裝墊塊，利用墊塊承受裝配前端箍套與機(jī)身桁梁固定架的螺栓組件壓力，八根槽鋼桁梁后端固定在飛行器第二框架或第三框架的外緣上；

f、通過(guò)磨削工藝使八根槽鋼桁梁前端的八個(gè)定位耳片前端面與飛行器原第一框架前端面位于同一平面上，保證該平面的平面度≯0.2mm；

g、制作定位框板的圓盤(pán)毛坯件，并在定位框板圓盤(pán)毛坯件上開(kāi)設(shè)減重孔，比對(duì)原第一框架在定位框板圓盤(pán)毛坯件上配制八個(gè)裝配孔和四個(gè)定位孔，分別對(duì)四個(gè)定位孔中相對(duì)布置的兩個(gè)孔中心連線，確定兩條連線的交點(diǎn)為定位框板的定位基準(zhǔn)點(diǎn)，完成定位框板的制作；

h、拆除飛行器原第一框架；

i、以定位框板為模板，按照定位框板上裝配孔、定位基準(zhǔn)點(diǎn)位置及平面度要求制作與換裝雷達(dá)裝置匹配的新第一框架；

j、將新第一框架安裝在飛行器機(jī)體對(duì)應(yīng)位置上，使新第一框架的定位基準(zhǔn)點(diǎn)精準(zhǔn)對(duì)正飛行器機(jī)體上雷達(dá)裝置安裝基準(zhǔn)面上的定位基準(zhǔn)點(diǎn)；

k、拆除飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，在新第一框架上安裝飛行器雷達(dá)裝置，完成飛行器雷達(dá)裝置換裝操作。

本發(fā)明在采用上述技術(shù)方案后，具有如下技術(shù)進(jìn)步的效果：

本發(fā)明的飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，用于飛行器上雷達(dá)裝置換裝過(guò)程中對(duì)原機(jī)構(gòu)件的加固保護(hù)及對(duì)換裝雷達(dá)裝置固定座的平面定位，其中機(jī)身桁梁固定架、前端箍套、三維空間支撐架為加固裝置，通過(guò)該加固裝置解決了飛行器機(jī)體上原第一框架拆除后原機(jī)構(gòu)件在裝配應(yīng)力作用下變形移位及散開(kāi)的問(wèn)題；定位框板為定位裝置，用于對(duì)新第一框架上雷達(dá)裝置安裝座進(jìn)行平面定位，保證換代雷達(dá)裝置的定位中心位置精準(zhǔn)對(duì)正定位基準(zhǔn)點(diǎn)。本發(fā)明不僅避免了飛行器雷達(dá)裝置換裝過(guò)程中對(duì)原機(jī)構(gòu)件的損傷，并且使換裝后的雷達(dá)裝置固定平面與飛行器的原第一框架對(duì)接面吻合一致，從而保證了換裝后的飛行器雷達(dá)裝置定位中心精準(zhǔn)對(duì)正飛行器機(jī)體上雷達(dá)裝置安裝基準(zhǔn)面上的定位基準(zhǔn)點(diǎn)，滿(mǎn)足了機(jī)載雷達(dá)裝置技術(shù)創(chuàng)新和產(chǎn)品換代項(xiàng)目試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)要求。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明所涉及的飛行器前部機(jī)體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3是圖2中A向視圖；

圖4是圖3中I處局部放大圖；

圖5是圖3中II處局部放大圖；

圖6是槽鋼桁梁結(jié)構(gòu)示意圖；

圖7是前端箍套結(jié)構(gòu)示意圖；

圖8是定位框板結(jié)構(gòu)示意圖；

圖9是支撐桿結(jié)構(gòu)示意圖；

圖10至圖12是飛行器雷達(dá)裝置換裝過(guò)程示意圖。

圖中各標(biāo)號(hào)表示為：1、第一框架，2、第二框架，3、第三框架，4、單元鋁板，5、航向桁梁，6、槽鋼桁梁，6-1、定位耳片，7、前端箍套，7-1、環(huán)形端面，7-2、側(cè)圓柱面，8、定位框板，8-1、裝配孔，8-2、減重孔，8-3、定位孔，9、支撐桿，9-1、連接耳片，10、中間球體，11、輔助支撐架，12、墊塊，13、螺栓組件，14、鎖緊螺母，15、新第一框架。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖及實(shí)施例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明：

一種飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，如圖2和圖3所示，包括機(jī)身桁梁固定架、前端箍套7、三維空間支撐架和定位框板8；所述機(jī)身桁梁固定架由一組槽鋼桁梁6組成，所述槽鋼桁梁6數(shù)量為八根，它們分別與對(duì)應(yīng)的飛行器航向桁梁5固定裝配；所述前端箍套7布置在飛行器的航向桁梁5內(nèi)側(cè)，并通過(guò)螺栓組件13與機(jī)身桁梁固定架裝配；所述三維空間支撐架安裝在前端箍套7與飛行器第二框架2之間；所述定位框板8與飛行器原第一框架1的雷達(dá)裝置固定座相匹配。

參看圖2、圖3、圖6，在本發(fā)明所述的飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝中，所述槽鋼桁梁6前端設(shè)置定位耳片6-1，所有定位耳片6-1前端面與飛行器原第一框架的雷達(dá)裝置固定座平面度一致。

參看圖2、圖3、圖5、圖9，在本發(fā)明所述的飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝中，所述三維空間支撐架設(shè)有支撐桿9和中間球體10；所述支撐桿9數(shù)量為十六根，分為兩組，其中一組八根支撐桿布置在中間球體10前面，支撐桿后端與中間球體10以螺紋連接方式裝配，并通過(guò)鎖緊螺母14鎖止固定，支撐桿前端通過(guò)連接耳片9-1與前端箍套7裝配；另一組八根支撐桿布置在中間球體10的后面，支撐桿前端與中間球體10以螺紋連接方式裝配，并通過(guò)鎖緊螺母14鎖止固定，支撐桿后端通過(guò)連接耳片9-1與飛行器第二框架2裝配。

參看圖2、圖3、圖4、圖7，在本發(fā)明所述的飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝中，所述前端箍套7采用角鋼材料制成，為兩段式分體結(jié)構(gòu)，通過(guò)可拆卸的連接方式組合為帶有環(huán)形端面7-1和側(cè)圓柱面7-2的圓形箍套，其環(huán)形端面7-1用于固定三維空間支撐架中位于中間球體前面一組支撐桿的連接耳片9-1，其側(cè)圓柱面7-2用于固定機(jī)身桁梁固定架的槽鋼桁梁定位耳片6-1，飛行器航向桁梁5位于所述槽鋼桁梁定位耳片6-1與前端箍套的側(cè)圓柱面7-2之間，在飛行器航向桁梁5的凹槽中設(shè)置墊塊12，所述墊塊12用于承受裝配前端箍套7與機(jī)身桁梁固定架的螺栓組件13壓力，避免前端箍套7與機(jī)身桁梁固定架裝配后造成的飛行器航向桁梁5變形問(wèn)題；所述前端箍套7設(shè)有輔助支撐架11，所述輔助支撐架11呈“口”字型結(jié)構(gòu)，通過(guò)其四角位置與前端箍套7的環(huán)形端面7-1固定裝配。

參看圖2、圖3、圖8，在本發(fā)明所述的飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝中，所述定位框板8為圓盤(pán)結(jié)構(gòu)，在定位框板周邊設(shè)置與槽鋼桁梁定位耳片6-1匹配的裝配孔8-1；在所述定位框板8周邊還設(shè)置用于確定定位框板定位基準(zhǔn)點(diǎn)的定位孔8-3；在所述定位框板8上還設(shè)置一組減重孔8-2。

參看圖10至圖12，在飛行器雷達(dá)裝置換裝作業(yè)時(shí)，按下列操作步驟進(jìn)行：

a、拆除原飛行器雷達(dá)裝置；

b、在八根槽鋼桁梁6上配制與飛行器航向桁梁5上裝配孔一致的安裝孔；

c、將八根槽鋼桁梁6用螺栓固定在飛行器的航向桁梁5上；

d、將兩段式分體結(jié)構(gòu)的前端箍套7置于飛行器的航向桁梁5內(nèi)側(cè)，并組裝為圓形箍套后，在前端箍套7上安裝“口”字型結(jié)構(gòu)的輔助支撐架11；

e、將八根槽鋼桁梁6前端分別通過(guò)螺栓組件13固定在前端箍套的側(cè)圓柱面7-2上，這種情況下，飛行器航向桁梁5位于所述槽鋼桁梁定位耳片6-1與前端箍套7的側(cè)圓柱面7-2之間，為避免前端箍套7與機(jī)身桁梁固定架裝配后造成的飛行器航向桁梁5變形問(wèn)題，在飛行器航向桁梁5的凹槽中安裝墊塊12，利用墊塊12承受裝配前端箍套7與機(jī)身桁梁固定架的螺栓組件13壓力，八根槽鋼桁梁6后端固定在飛行器第二框架2或第三框架3的外緣上；

f、通過(guò)磨削工藝使八根槽鋼桁梁6前端的八個(gè)定位耳片6-1前端面與飛行器原第一框架1前端面位于同一平面上，保證該平面的平面度≯0.2mm；

g、制作定位框板8的圓盤(pán)毛坯件，并在定位框板圓盤(pán)毛坯件上開(kāi)設(shè)減重孔8-2，比對(duì)原第一框架1在定位框板8圓盤(pán)毛坯件上配制八個(gè)裝配孔8-1和四個(gè)定位孔8-3，分別對(duì)四個(gè)定位孔8-3中相對(duì)布置的兩個(gè)孔中心連線，確定兩條連線的交點(diǎn)為定位框板的定位基準(zhǔn)點(diǎn)，完成定位框板8的制作；

h、拆除飛行器原第一框架1；

i、以定位框板8為模板，按照定位框板8上裝配孔8-1、定位基準(zhǔn)點(diǎn)位置及平面度要求制作與換裝雷達(dá)裝置匹配的新第一框架15；

j、將新第一框架15安裝在飛行器機(jī)體對(duì)應(yīng)位置上，使新第一框架15的定位基準(zhǔn)點(diǎn)精準(zhǔn)對(duì)正飛行器機(jī)體上雷達(dá)裝置安裝基準(zhǔn)面上的定位基準(zhǔn)點(diǎn)；

k、拆除飛行器雷達(dá)裝置換裝專(zhuān)用工裝，在新第一框架15上安裝飛行器雷達(dá)裝置，完成飛行器雷達(dá)裝置換裝操作。