專利名稱：一種孔位軸線檢測工具及其檢測方法
技術領域：
本發(fā)明屬于飛機裝配技術，涉及一種飛機裝配接頭位置和接頭孔軸線的檢測工具及其檢測方法。
背景技術：
現(xiàn)有的飛機裝配的接頭定位中，在裝配后，這些接頭的安裝位置和接頭孔的軸線位置難以檢測，很難判斷裝配結果，因此很難發(fā)現(xiàn)可能造成裝配誤差，從而將增大配合成品的安裝難度，甚至造成成品無法安裝的情況，提高了飛機裝配風險，降低了飛機的可靠性。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種結構簡單、檢測方便的孔位軸線檢測工具。另外，本發(fā)明還提供一種基于孔位軸線檢測工具的檢測方法本發(fā)明的技術方案是一種孔位軸線檢測工具為一根軸，軸的下端與裝配接頭的襯套孔配合連接，軸的上部以通過軸線的平面為對稱面加工有兩個平面，平面上垂直設置有兩個相距一定距離的通孔，通孔的中心線與軸的軸線相交，此兩通孔的兩端作為光學測量點的基準孔，軸的下端具有與襯套的端面配合的肩。一種基于孔位軸線檢測工具的檢測方法，其包括如下步驟步驟1 將軸安裝在已經(jīng)裝配到機身結構上的裝配接頭的襯套孔內(nèi)；步驟2 通過激光跟蹤儀或其他數(shù)字測量設備分別測量出軸上點①、②、③、④的空間坐標，然后分別計算出點①、②的中點A及點③、④的中點B的空間坐標，激光跟蹤儀或其他數(shù)字測量系統(tǒng)坐標系設置與接頭的產(chǎn)品坐標系相同；步驟3 在襯套的產(chǎn)品數(shù)模上做出需要的點A、點B、點C、點D、點E ；線⑤、線⑥、線 ⑦；面⑧、面⑨其中，點A 實際軸線端點；點B 實際軸線端點；點C 理論軸線⑥與襯套端平面⑨ 的交點；點D 實際軸線⑤與襯套端平面⑨的交點；點E 點A在襯套端平面⑨上的投影點；線⑤通過A、B點的實際軸線；線⑥襯套的理論軸線；線⑦襯套的理論軸線⑥ 在平面⑧上的投影；面⑧通過實際軸線⑤并垂直于襯套端面的理論平面；面⑨襯套端面的理論平步驟4 通過測量點C與點D之間的尺寸得到作為接頭孔端面中心點偏移誤差的尺寸值S ；通過測量實際軸線⑤與投影線⑦之間的角度得到作為接頭孔軸線的角度誤差的角度值α ；步驟4 在CATIA軟件上，通過測量，從而知道接頭實際的裝配誤差。步驟3中做出所需要的點、線、面的流程如下做出Α、Β點；做出實際軸線⑤；做出理論軸線⑥；做出理論端平面⑨；做出理論軸線⑥與理論端平面⑨的交點C ；做出實際軸線⑤與理論端平面⑨的交點D；做出A投影點E ；做出理論平面⑧；做出理論軸線⑥的投影線⑦。本發(fā)明的優(yōu)點是本發(fā)明通過設計孔軸線檢測工具和誤差檢測方法，能準確檢測出裝配后接頭孔軸線的坐標位置，從而能運用CATIA軟件準確測算出接頭孔端面中心點和軸線的裝配誤差，進而根據(jù)接頭孔端面中心點和軸線的裝配誤差數(shù)據(jù)分析產(chǎn)生誤差的原因，進而采取糾正措施，減小接頭的裝配誤差，提高了接頭的安裝準確度，確保配合成品的順利安裝，保證了飛機的產(chǎn)品質(zhì)量。


圖1是本發(fā)明孔位軸線檢測工具示意圖；圖2是圖1的A-A剖視圖；圖3是裝配后接頭孔中心點及軸線誤差測量方法圖；圖4是本發(fā)明孔位軸線檢測方法的流程示意圖，其中，1-軸，2-襯套，3-裝配接頭，4-平面、5-通孔。
具體實施例方式下面結合具體實施例對本發(fā)明做進一步詳細說明。請同時參見圖1、圖2和圖3，其中，圖1是裝配后接頭孔位軸線檢測工具示意圖， 圖2是圖1的A-A剖視圖，圖3是裝配后接頭孔中心點及軸線誤差分析方法圖。本發(fā)明軸線檢測工具為一根軸1，軸1的主要精度要求為相對于基準A同軸度為0. 05mm、對稱度為 0. 05mm(具體請參見圖1、圖2中的公差標注)，軸1的下端具有與襯套2的端面配合的肩 6，與裝配接頭3的襯套2內(nèi)孔精密配合。軸1的上部以通過軸線的任意平面為中心加工兩個對稱平面4，垂直兩平面加工有兩個通孔5，孔5的中心線與軸線相交，此兩通孔5相距一定距離(該距離可以根據(jù)實際測量對象的不同作一定的調(diào)整)，通孔兩端作為光學測量點的基準孔。請同時參閱圖3和圖4，下面給出本發(fā)明孔位軸線檢測方法，其過程如下步驟1 將軸1安裝在已經(jīng)裝配到機身結構上的接頭3的襯套2孔內(nèi)；步驟2 通過激光跟蹤儀或其他測量設備分別測量出軸1上點①、②、③、④的空間坐標，然后分別計算出點①、②的中點A及點③、④的中點B的坐標數(shù)值，其中，測量時，激光跟蹤儀或其他數(shù)字測量系統(tǒng)坐標系設置與接頭3的產(chǎn)品坐標系相同，以保證測量數(shù)據(jù)的準確性；步驟3 通過CATIA軟件，在襯套2的產(chǎn)品數(shù)模上做出需要的點、線和面，詳細說明如下1)、確定需要的點A、點B、點C、點D、點E ；線⑤、線⑥、線⑦；面⑧、面⑨其中，點A 實際軸線端點；點B 實際軸線端點；點C 理論軸線⑥與襯套2端平面 ⑨的交點；點D 實際軸線⑤與襯套2端平面⑨的交點；點E 點A在襯套2端平面⑨上的投影點；線⑤通過A、B點的實際軸線；線⑥襯套2的理論軸線；線⑦襯套2的理論軸線
⑥在平面⑧上的投影；
面⑧通過實際軸線⑤并垂直于襯套2端面的理論平面；面⑨襯套2端面的理論平面；實際檢測分析流程如下做出A、B點；做出實際軸線⑤；做出理論軸線⑥；做出理論端平面⑨；做出理論軸線⑥與理論端平面⑨的交點C ；做出實際軸線⑤與理論端平面⑨ 的交點D ；做出A投影點E ；做出理論平面⑧；做出理論軸線⑥的投影線⑦。步驟4 在CATIA軟件上，通過測量點C與點D之間的尺寸及實際軸線⑤與投影線 ⑦之間的角度，可以精確得到尺寸值S及角度值α，從圖3可以看出δ為接頭孔端面中心點的偏移誤差，α為接頭孔軸線的角度誤差。綜上所述，本發(fā)明通過設計孔軸線檢測工具和誤差檢測方法，能準確檢測出裝配后接頭孔軸線的坐標位置，從而能運用CATIA軟件準確測算出接頭孔端面中心點和軸線的裝配誤差，進而根據(jù)接頭孔端面中心點和軸線的裝配誤差數(shù)據(jù)分析產(chǎn)生誤差的原因，并根據(jù)所測得的孔位誤差和角度誤差采取糾正措施，減小接頭的裝配誤差，提高了接頭的安裝準確度，確保配合成品的順利安裝，保證了飛機的產(chǎn)品質(zhì)量。
權利要求
1.一種孔位軸線檢測工具，其特征在于為一根軸[1]，軸[1]的下端與裝配接頭[3] 的襯套[2]的孔配合連接，軸[1]的上部以通過軸線的平面為對稱面加工有兩個平面W]， 平面[4]上垂直設置有兩個相距一定距離的通孔[5]，通孔[5]的中心線與軸[1]的軸線相交，此兩通孔[5]的兩端作為光學測量點的基準孔。
2.根據(jù)權利要求1所述的孔位軸線檢測工具，其特征在于軸[1]的下端具有與襯套 [2]的端面配合的肩[6]。
3.一種基于權利要求1所述的孔位軸線檢測工具的檢測方法，其特征在于，包括如下步驟步驟1 將軸安裝在已經(jīng)裝配到機身結構上的裝配接頭[3]的襯套[2]孔內(nèi)；步驟2:測量出軸[1]作為測量基準點的兩個通孔兩端上的點①、②、③、④的空間坐標，然后分別計算出點①、②的中點A及點③、④的中點B的空間坐標，激光跟蹤儀或其他數(shù)字測量系統(tǒng)坐標系設置與接頭[3]的產(chǎn)品坐標系相同；步驟3:在襯套[2]的產(chǎn)品數(shù)模上做出需要的點A、點B、點C、點D、點E ；線⑤、線⑥、線 ⑦；面⑧、面⑨其中，點A 實際軸線端點；點B 實際軸線端點；點C 理論軸線⑥與襯套[2]端平面⑨ 的交點；點D 實際軸線⑤與襯套[2]端平面⑨的交點；點E 點A在襯套[2]端平面⑨上的投影點；線⑤通過A、B點的實際軸線；線⑥襯套[2]的理論軸線；線⑦襯套[2]的理論軸線 ⑥在平面⑧上的投影；面⑧通過實際軸線⑤并垂直于襯套[2]端面的理論平面；面⑨襯套[2]端面的理論平面；步驟4 通過測量點C與點D之間的尺寸得到作為接頭孔端面中心點偏移誤差的尺寸值S ；通過測量實際軸線⑤與投影線⑦之間的角度得到作為接頭孔軸線角度誤差的角度值α ο
4.根據(jù)權利要求3所述的孔位軸線檢測方法，其特征在于，步驟3中做出所需要的點、 線、面的流程如下做出Α、Β點；做出實際軸線⑤；做出理論軸線⑥；做出理論端平面⑨；做出理論軸線⑥與理論端平面⑨的交點C ；做出實際軸線⑤與理論端平面⑨的交點D ；做出A 投影點E ；做出理論平面⑧；做出理論軸線⑥的投影線⑦。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛機裝配技術，涉及一種飛機裝配接頭孔端面中心點裝配誤差和接頭孔軸線裝配誤差的檢測工具及其檢測方法。本發(fā)明的孔軸線檢測工具為一根軸，軸的下端與裝配接頭孔配合，軸的上部以通過軸線的平面為對稱面加工兩個平面，然后垂直兩平面制造兩個通孔，通孔中心線與軸的軸線相交。使用時將軸安裝到裝配后的產(chǎn)品接頭襯套孔內(nèi)，分別測量①②③④點坐標，通過①②③④點坐標計算得出中點A、B的坐標，做出通過A、B點的接頭孔的實際軸線，并將接頭孔的實際軸線與理論軸線進行對比分析，從而準確分析出裝配后接頭孔端面中心點和孔軸線的裝配誤差，進而采取措施保證接頭的裝配準確度，保證產(chǎn)品質(zhì)量。
文檔編號G01B11/27GK102494641SQ20111037496
公開日2012年6月13日 申請日期2011年11月18日 優(yōu)先權日2011年11月18日
發(fā)明者劉軍 申請人:哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司