本發(fā)明屬于焊接設(shè)備領(lǐng)域，涉及攪拌摩擦焊設(shè)備，具體的涉及一種飛機(jī)機(jī)身攪拌摩擦焊用焊接裝備。

背景技術(shù)：

機(jī)身是飛機(jī)的一個重要部件，它的主要功用是：固定機(jī)翼、尾翼、起落架等部件，使之連成一個整體；同時，它還用來裝載人員(機(jī)組人員、乘客)、貨物、燃油及各種設(shè)備?，F(xiàn)代飛機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)是由縱向元件(沿機(jī)身縱軸方向)——長桁、桁梁和垂直于機(jī)身縱軸的橫向元件——隔框以及蒙皮組合而成，其結(jié)構(gòu)形式有構(gòu)架式、硬殼式和半硬殼式。目前通用飛機(jī)機(jī)身主要結(jié)構(gòu)件為鋁合金材質(zhì)，由于鋁合金具有“難焊性”和“不可焊性”，所以機(jī)身零部件裝配連接大量采用鉚接工藝，鉚接工藝所需工時長，飛行阻力大、油耗高，外表面的大量鉚釘影響美觀。

攪拌摩擦焊是實現(xiàn)焊接的固態(tài)焊接方法，是在恒定或遞增壓力以及扭矩的作用下，利用焊接接觸端面之間的相對運動在摩擦面及其附近區(qū)域產(chǎn)生摩擦熱和塑形變形熱，使其附近區(qū)域溫度上升到接近但一般低于熔點的溫度區(qū)間，材料的變形抗力降低、塑性提高、界面的氧化膜破碎，在頂鍛壓力的作用下，伴隨材料產(chǎn)生塑性變形及流動，通過界面的分子擴(kuò)散和再結(jié)晶而實現(xiàn)焊接的固態(tài)焊接方法。

由于飛機(jī)機(jī)身材質(zhì)很薄，現(xiàn)有的工藝方法及焊接設(shè)備都無法適應(yīng)攪拌摩擦焊的要求，也就很難將攪拌摩擦焊技術(shù)應(yīng)用到對飛機(jī)機(jī)身焊接部件上作業(yè)。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種飛機(jī)機(jī)身攪拌摩擦焊用焊接裝備，以解決上述背景技術(shù)中提出的目前通用飛機(jī)機(jī)身主要結(jié)構(gòu)件為鋁合金材質(zhì)，由于鋁合金具有“難焊性”和“不可焊性”，所以機(jī)身零部件裝配連接大量采用鉚接工藝，鉚接工藝所需工時長，飛行阻力大、油耗高，外表面的大量鉚釘影響美觀的問題。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：一種飛機(jī)機(jī)身攪拌摩擦焊用焊接裝備，包括焊接平臺，所述焊接平臺的頂部左側(cè)固定有焊接臂，所述焊接臂的右側(cè)安裝有焊頭，所述焊接平臺的頂部右側(cè)設(shè)置有部件定位裝置，所述部件定位夾具裝夾有飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)件。

進(jìn)一步地，所述部件定位裝置包括支撐座，所述支撐座的頂部左右兩側(cè)均通過螺栓連接有軸承座，且軸承座上通過軸承連接有定位模具軸，所述定位模具軸包括支撐軸和夾持軸模具，所述支撐軸套接有角度定位盤，所述支撐座的頂部左端通過螺釘連接有定位板，所述角度定位盤的側(cè)壁上開設(shè)有銷孔，且角度定位盤通過銷釘與銷孔連接以確定角度定位，所述夾持軸模具的底部通過軸承座連接有橫向滑臺，所述橫向滑臺的底部固定連接有徑向滑臺，所述夾持軸模具的外壁套接有飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)件。

進(jìn)一步地，所述夾持軸模具為機(jī)身后段直縫軸模具、副翼加強(qiáng)板軸模具、機(jī)身后段內(nèi)桁梁軸模具或機(jī)身后段內(nèi)框軸模具中的一種。

進(jìn)一步地，所述機(jī)身后段直縫軸模具固定飛機(jī)機(jī)身后段焊接焊縫，所述機(jī)身后段直縫軸模包括直縫主軸，所述直縫主軸設(shè)置有四組支撐板，頂部所述支撐板的頂部與底部所述支撐板的底部均設(shè)置有定位面，所述支撐板均設(shè)置有支撐架，所述機(jī)身后段直縫軸模具的右端套接有與機(jī)身后段相適配的定位座，所述機(jī)身后段的焊縫處設(shè)有壓膜，所述壓膜借助固定夾固定于機(jī)身后段的焊縫處。

進(jìn)一步地，所述副翼加強(qiáng)板軸模具固定加強(qiáng)板和飛機(jī)副翼，所述副翼加強(qiáng)板軸模的外壁開設(shè)有飛機(jī)副翼的軸向定位槽和加強(qiáng)板的軸向、徑向定位槽，副翼加強(qiáng)板軸模的外形與飛機(jī)副翼內(nèi)表面相契合，所述加強(qiáng)板的焊點處設(shè)有壓膜，所述壓膜借助副翼加強(qiáng)板軸模兩端的固定夾固定在飛機(jī)副翼的外表面。

進(jìn)一步地，所述機(jī)身后段內(nèi)桁梁軸模具固定飛機(jī)機(jī)身后段和內(nèi)桁梁，所述機(jī)身后段內(nèi)桁梁軸模具包括內(nèi)桁梁主軸，所述內(nèi)桁梁主軸的外壁設(shè)置有四組支撐板，所述支撐板的另一端設(shè)置有定位面，上端兩組所述支撐板之間設(shè)置有固定板，所述固定板上設(shè)置有固定桁梁夾具，所述固定桁梁夾具上設(shè)有螺孔。

進(jìn)一步地，所述機(jī)身后段內(nèi)框軸模具固定飛機(jī)機(jī)身后段和支撐框，所述機(jī)身后段內(nèi)框軸模具的底部設(shè)置有下支撐筋，所述內(nèi)框主軸的左側(cè)設(shè)置有左支撐筋，所述內(nèi)框主軸的頂部設(shè)置有上支撐筋，所述內(nèi)框主軸的右側(cè)設(shè)置有右支撐筋，所述下支撐筋的底部、左支撐筋的左側(cè)、上支撐筋的頂部和右支撐筋的右側(cè)均設(shè)置有支撐板，頂部所述支撐板前端的左右兩側(cè)均安裝有固定夾，所述內(nèi)框主軸的外壁套接有支撐框，且支撐框位于下支撐筋、左支撐筋、上支撐筋和右支撐筋的后側(cè)，所述內(nèi)框主軸的外壁設(shè)置有加強(qiáng)筋，且加強(qiáng)筋位于支撐框的前側(cè)，所述內(nèi)框主軸通過加強(qiáng)筋與支撐框固定連接。

進(jìn)一步地，所述內(nèi)框主軸、下支撐筋、左支撐筋、上支撐筋、右支撐筋、支撐板和加強(qiáng)筋一體成型。

進(jìn)一步地，所述橫向滑臺、徑向滑臺均包括伺服電機(jī)、絲杠、內(nèi)螺套和滑塊，且滑塊卡接在滑槽上，且伺服電機(jī)的輸出端通過絲杠與內(nèi)螺套相配合，且內(nèi)螺套固定在滑塊上。

本發(fā)明獲得的有益效果為：該發(fā)明首先將通過部件定位夾具將飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)件裝夾在焊接平臺上，然后設(shè)定控制程序，焊頭根據(jù)程序設(shè)定的路線進(jìn)行對飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)件的焊接，通過焊頭上的電機(jī)的旋轉(zhuǎn)，利用工件端面相互運動、相互摩擦所產(chǎn)生的熱，使端部達(dá)到熱塑性狀態(tài)，然后迅速頂鍛，完成焊接，自動化程度高，提高了工作效率，使得飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)件具有更高的力學(xué)性能，同時兼顧環(huán)保和綠色制造理念。

本發(fā)明的焊接平臺定位準(zhǔn)確、結(jié)構(gòu)簡單、拆裝工件便捷、方便使用。攪拌摩擦焊技術(shù)的應(yīng)用使得飛機(jī)機(jī)身部件的焊接不再需要使用鉚釘連接，不僅減輕飛機(jī)重量、降低飛機(jī)成本，而且最主要的是改善了飛機(jī)的空氣動力環(huán)境，減少油耗，改善了飛機(jī)性能，增加飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

橫向滑臺和徑向滑臺實現(xiàn)了定位模具軸的橫向和徑向的精確定位，保證了焊接精度；角度定位盤實現(xiàn)了定位模具軸的360旋轉(zhuǎn)，極大的方便了焊接工序。

附圖說明

圖1為本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明焊接飛機(jī)副翼加強(qiáng)板時的焊接平臺的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3為本發(fā)明焊接機(jī)身后段直縫時的焊接平臺的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4為本發(fā)明機(jī)身后段直縫軸模具結(jié)構(gòu)示意圖。

圖5為本發(fā)明機(jī)身后段直縫軸模具固定機(jī)身左視圖。

圖6為本發(fā)明副翼加強(qiáng)板軸模具結(jié)構(gòu)示意圖。

圖7為本發(fā)明機(jī)身后段內(nèi)桁梁軸模具結(jié)構(gòu)示意圖。

圖8為本發(fā)明機(jī)身后段內(nèi)框軸模具結(jié)構(gòu)示意圖。

圖9為本發(fā)明機(jī)身后段內(nèi)框固定機(jī)身的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖10為本發(fā)明機(jī)身后段內(nèi)框固定機(jī)身的內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖

其中，1代表焊接臂、2代表焊頭、3代表飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)件、4代表部件定位裝置、5代表焊接平臺、6代表定位模具軸、7代表角度定位盤、8代表、9代表橫向滑臺、10代表徑向滑臺、11代表壓膜、12代表支撐座、13代表機(jī)身后段、14代表直縫主軸、15代表固定夾、16代表飛機(jī)副翼、17代表軸向定位槽、18代表徑向定位槽、20代表內(nèi)框主軸、141代表直縫支撐板、142代表支撐架、191代表內(nèi)桁梁主軸、192代表內(nèi)桁梁支撐板、193代表定位面、194代表固定板、195代表固定桁梁夾具、201代表下支撐筋、202代表左支撐筋、203代表上支撐筋、204代表右支撐筋、205代表內(nèi)框支撐板、206代表支撐框、207代表加強(qiáng)筋。

具體實施方式

下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

如圖1所示，本發(fā)明提供一種技術(shù)方案：一種飛機(jī)機(jī)身攪拌摩擦焊用焊接裝備，包括焊接平臺5，所述焊接平臺5的頂部左側(cè)固定有焊接臂1，所述焊接臂1的右側(cè)安裝有焊頭2，所述焊接平臺5的頂部右側(cè)設(shè)置有部件定位裝置4，所述部件定位夾具4的頂部裝夾有飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)件3。

如圖2-3所示，所述部件定位裝置4包括支撐座12，所述支撐座12的頂部左右兩側(cè)均通過螺栓連接有軸承座，且軸承座上通過軸承連接有定位模具軸6，所述定位模具軸6包括支撐軸和夾持軸模具，所述支撐軸套接有角度定位盤7，所述支撐座12的頂部左端通過螺釘連接有定位板，所述角度定位盤7的側(cè)壁上開設(shè)有銷孔，且角度定位盤7通過銷釘與銷孔連接以確定角度定位，所述夾持軸模具的底部通過軸承座連接有橫向滑臺9，所述橫向滑臺9的底部固定連接有徑向滑臺10，所述夾持軸模具的外壁套接有飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)件3。所述橫向滑臺9、徑向滑臺10均包括伺服電機(jī)、絲杠、內(nèi)螺套和滑塊，且滑塊卡接在滑槽上，且伺服電機(jī)的輸出端通過絲杠與內(nèi)螺套相配合，且內(nèi)螺套固定在滑塊上。所述夾持軸模具為機(jī)身后段直縫軸模具、副翼加強(qiáng)板軸模具、機(jī)身后段內(nèi)桁梁軸模具或機(jī)身后段內(nèi)框軸模具中的一種。

如圖4-5所示，所述機(jī)身后段直縫軸模具固定飛機(jī)機(jī)身后段13焊接焊縫，所述機(jī)身后段直縫軸模包括直縫主軸14，所述直縫主軸14設(shè)置有四組直縫支撐板141，頂部所述直縫支撐板141的頂部與底部所述直縫支撐板141的底部均設(shè)置有定位面，所述直縫支撐板141均設(shè)置有支撐架142，所述機(jī)身后段直縫軸模具的右端套接有與機(jī)身后段13相適配的定位座，所述機(jī)身后段13的焊縫處設(shè)有壓膜11，所述壓膜11借助固定夾15固定于機(jī)身后段13的焊縫處。

如圖2和6所示，所述副翼加強(qiáng)板軸模具固定加強(qiáng)板和飛機(jī)副翼16，所述副翼加強(qiáng)板軸模的外壁開設(shè)有飛機(jī)副翼16的軸向定位槽17和加強(qiáng)板的軸向、徑向定位槽18，副翼加強(qiáng)板軸模的外形與飛機(jī)副翼16內(nèi)表面相契合，所述加強(qiáng)板的焊點處設(shè)有壓膜11，所述壓膜11借助副翼加強(qiáng)板軸模兩端的固定夾15固定在飛機(jī)副翼16的外表面。

如圖7所示，所述機(jī)身后段內(nèi)桁梁軸模具固定飛機(jī)機(jī)身后段13和內(nèi)桁梁，所述機(jī)身后段內(nèi)桁梁軸模具包括內(nèi)桁梁主軸191，所述內(nèi)桁梁主軸191的外壁設(shè)置有四組內(nèi)桁梁支撐板192，所述內(nèi)桁梁支撐板192的另一端設(shè)置有定位面193，上端兩組所述內(nèi)桁梁支撐板192之間設(shè)置有固定板194，所述固定板194上設(shè)置有固定桁梁夾具195，所述固定桁梁夾具195上設(shè)有螺孔。

如圖8、9所示，所述機(jī)身后段內(nèi)框軸模具固定飛機(jī)機(jī)身后段13和支撐框，所述機(jī)身后段內(nèi)框軸模具的底部設(shè)置有下支撐筋201，所述內(nèi)框主軸20的左側(cè)設(shè)置有左支撐筋202，所述內(nèi)框主軸20的頂部設(shè)置有上支撐筋203，所述內(nèi)框主軸20的右側(cè)設(shè)置有右支撐筋204，所述下支撐筋201的底部、左支撐筋202的左側(cè)、上支撐筋203的頂部和右支撐筋204的右側(cè)均設(shè)置有內(nèi)框支撐板205，頂部所述內(nèi)框支撐板205前端的左右兩側(cè)均安裝有固定夾15，所述內(nèi)框主軸20的外壁套接有支撐框206，且支撐框206位于下支撐筋201、左支撐筋202、上支撐筋203和右支撐筋204的后側(cè)，所述內(nèi)框主軸20的外壁設(shè)置有加強(qiáng)筋207，且加強(qiáng)筋207位于支撐框206的前側(cè)，所述內(nèi)框主軸20通過加強(qiáng)筋207與支撐框206固定連接。所述內(nèi)框主軸201、下支撐筋201、左支撐筋202、上支撐筋203、右支撐筋204、內(nèi)框支撐板205和加強(qiáng)筋207一體成型。

工作原理：將零件定位夾具4安裝到焊接平臺5上，通過控制裝置17開啟焊頭2，焊頭2的360度自由運動和精確定位，通過焊頭2上的電機(jī)的旋轉(zhuǎn)，利用工件端面相互運動、相互摩擦所產(chǎn)生的熱，使端部達(dá)到熱塑性狀態(tài)，然后迅速頂鍛，完成焊接。

以焊接加強(qiáng)板為例：將支撐座12和徑向滑臺10、橫向滑臺9固定到攪拌摩擦焊設(shè)備的焊接平臺上，副翼加強(qiáng)板軸模具上開設(shè)飛機(jī)副翼的軸向定位槽17和加強(qiáng)板的軸向、徑向定位槽18，將定位模具軸6的支撐軸61安裝到支撐座12上，將加強(qiáng)板放置到副翼加強(qiáng)板軸模具上的加強(qiáng)板的軸向、徑向定位槽18內(nèi)，再將飛機(jī)副翼16套接進(jìn)副翼加強(qiáng)板軸模具中且卡接在飛機(jī)副翼的軸向定位槽17上；再將副翼加強(qiáng)板軸模具的右端與徑向滑臺10和橫向滑臺9連接，將徑向滑臺10和橫向滑臺9移動到位，支撐起副翼加強(qiáng)板軸模具的懸臂端，在飛機(jī)6副翼16與加強(qiáng)板的一條焊縫處附上壓模11，鎖緊固定夾15，將飛機(jī)副翼7、加強(qiáng)板和壓模11固定在副翼加強(qiáng)板軸模具上；再將定位板上的定位銷串入角度定位盤7的銷孔中，啟動焊頭2，完成飛機(jī)副翼16與加強(qiáng)板的一條焊縫的焊接；再將定位銷串入角度定位盤7的下一個銷孔中，啟動焊頭2，完成下一條焊縫的焊接；移動徑向滑臺10和橫向滑臺9與副翼加強(qiáng)板軸模具脫開，松開固定夾15，取下焊好的副翼即可。

焊接機(jī)身后段內(nèi)桁梁時，內(nèi)桁梁借助螺釘和螺孔牢固的固定在內(nèi)桁梁軸模具的固定桁梁夾具195上，然后將固定夾15夾在內(nèi)桁梁軸模具的夾緊盤上，使機(jī)身后段13不易松動，然后用螺釘將機(jī)身后段13與內(nèi)桁梁軸模具固定住，使內(nèi)桁梁點焊縫焊接時更穩(wěn)定。焊好后，松開螺釘，即可實現(xiàn)內(nèi)桁梁與內(nèi)桁梁軸模具的分離。

盡管已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實施例，對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，可以理解在不脫離本發(fā)明的原理和精神的情況下可以對這些實施例進(jìn)行多種變化、修改、替換和變型，本發(fā)明的范圍由所附權(quán)利要求及其等同物限定。