具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的实施方式作进一步详细描述。以下实施例的详细描述和附图用于示例性地说明本发明的原理，但不能用来限制本发明的范围，即本发明不限于所描述的实施例，在不脱离本发明的精神的前提下覆盖了零件、部件和连接方式的任何修改、替换和改进。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参照附图并结合实施例来详细说明本申请。

实施例1

图1是本发明实施例的一种胶接-装配一体化复合材料组件工装的总体结构示意图；图2是一种上表面制孔定位工装的结构示意图；图3是图2所示的上表面制孔定位座的结构示意图；图4是图2所示的上表面制孔定位座上专用钻套、专用刀具的局部放大图；图5是一种下表面制孔定位工装的结构示意图；图6是图5所示的下表面制孔定位座的在复合材料零件离开贴膜面情况下的结构示意图；图7是图1对应的复合材料组件的结构示意图；图8是图7所示的复合材料组件的局部放大图；图9是图7所示的复合材料组件对应零件的装配示意图；图10是图1所示一种胶接-装配一体化复合材料组件工装的操纵状态检验示意图。如图1-10所示，一种胶接-装配一体化复合材料组件工装包括：组合式胶接成型工装、专用制孔工装；

所述胶接成型工装包括工装平台1、装配定位座2、分段工装3及其附属定位工装；所述装配定位座2以工装平台1为定位基准进行定位连接；分段工装3以工装平台1为定位基准进行定位连接并可单独拆装；附属定位工装以工装平台1或分段工装3为基准进行定位连接；所述附属定位工装包括边肋定位工装4、中肋定位工装5、梁定位工装6；

所述专用制孔工装根据复合材料组件的装配关系进行设计，基于工装平台1进行定位安装，保证与复合材料组件的装配精度；所述专用制孔工装包括制孔工装定位座7、专用钻套8、专用刀具9；所述制孔工装定位座7包括上表面制孔定位座7-1、下表面制孔定位座7-2，所述上表面制孔定位座7-1、下表面制孔定位座7-2均与所述工装平台1定位连接，所述制孔工装定位座7上设计有放置专用钻套8的连接孔，所述连接孔的内径与所述专用钻套8外径相匹配，所述专用钻套8与专用刀具9配合使用，所述专用钻套8的内径与专用刀具9直径相匹配。

所述制孔工装定位座7通过配合所述装配定位座2可沿所述同轴定位销旋转指定角度，使复合材料零件在装配状态离开贴膜面，可以实现零件贴膜面下表面的再次定位、制孔。该组合式胶接成型工装也可作为操纵状态检验工装，验证复合材料零件在操纵过程中的运动姿态是否满足设计要求。

进一步地，所述工装平台1设有多个基准定位孔，用以定位连接所述装配定位座2、分段工装3和附属定位工装4；

所述装配定位座2有满足装配精度要求的多个装配定位孔和装配连接孔，所述装配定位孔用于定位连接所述工装平台1，所述装配连接孔用以定位连接多个复合材料零件接头；

所述分段工装3上有多个分段定位孔和分段连接孔；所述分段定位孔与所述工装平台1基准定位孔相连用以精准定位，也可与所述附属定位工装4进行定位连接；所述分段连接孔用于蒙皮、边肋、中肋、梁的连接；

所述附属定位工装上有多个附属定位孔和附属连接孔，所述附属定位孔通过与所述工装平台1基准定位孔连接或所述分段工装3的分段定位孔连接实现精准定位，所述附属连接孔用于梁、肋等零件的连接。

进一步地，所述装配定位座2通过同轴定位销分别与待胶接复合材料零件的主操纵接头10、辅助操纵接头11定位连接，通过非同轴定位销与所述主操纵接头10定位连接。

进一步地，所述工装平台1作为该组合型工装的定位连接基准，满足刚度、强度、气密性要求，同时设计有真空接口、导气槽、预埋热电偶等用于复合材料胶接热成型所需的相关装置，满足复合材料胶接成型需求。

进一步地，所述工装平台1的尺寸和结构需要根据装配的每个复合材料零件的尺寸进行设计；所述装配定位座2需要根据装配连接关系和需要装配的每个复合材料零件位置、尺寸进行分别设计；所述分段工装3需要根据多个复合材料零件的结构外形进行设计；所述专用制孔工装根据复合材料组件的装配关系进行设计。

实施例2

结合图1-10，以某型飞机单侧内襟翼扰流板的成型工装设计为实施例介绍胶接-装配一体化复合材料组件工装的设计方法。

首先介绍下扰流板基本情况：该扰流板的最大尺寸约为长7130mm×宽880mm×高220mm。扰流板为分段式结构，共分为4件，每件扰流板的结构类似，以第1段扰流板为例，由主操纵接头10、辅助操纵接头11、下蒙皮12、蜂窝芯材13、上蒙皮14、边肋15、中肋16、梁17、后缘条18组成；后端通过主操纵接头10、辅助操纵接头11与机翼进行连接控制。

设计方法为；

第一，根据该扰流板的总尺寸设计并制造胶接-装配一体化复合材料组件工装。其中，工装平台1满足该组件的成型空间并预留其它工装的连接空间，采用面板+框架的结构，其中面板厚度为30mm，设有与装配定位座2、分段工装3、边肋定位工装4、中肋定位工装5、梁定位工装6等定位连接的基准定位孔(定位销孔或定位螺纹孔)。装配定位座2底部与工装平台1定位连接，并以主操纵接头10、辅助操纵接头11的装配连接孔为基准设计装配定位孔，通过销钉与主操纵接头10、辅助操纵接头11定位连接。分段工装3的型面与对应的下蒙皮12的外型面一致，四周设有与工装平台1定位连接的分段定位孔，还设有定位连接孔，用于定位连接下蒙皮12、边肋15、中肋16、梁17、后缘条18。边肋定位工装4、中肋定位工装5、梁定位工装6的外型面与对应的边肋15、中肋16、梁17相同，边肋定位工装4、中肋定位工装5、梁定位工装6的四周设有附属连接孔用于上蒙皮14、边肋15、中肋16、梁17的连接。

第二、根据该扰流板的装配定位位置设计并制造专用制孔工装。其中制孔定位座7分为上表面制孔定位座7-1及下表面制孔定位座7-2，所述上表面制孔定位座7-1及下表面制孔定位座7-2均与工装平台1定位连接，制孔定位座7上设计有放置专用钻套8的连接孔，孔径Ф10mm。专用钻套8外径为Ф10mm，内径根据设计要求有Ф3.5mm、Ф5mm、Ф6mm等。专用刀具9与专用钻套8配合使用，直径与专用钻套8内径相同。

实施例3

以下结合图1-图10，以某型飞机单侧内襟翼扰流板的成型工装设计为实施例介绍一种胶接-装配一体化复合材料组件工装的装配方法。

主要包括以下步骤：

(1)将工装各部分清理干净，将装配定位座2、分段工装3与工装平台1定位连接，所有复合材料零件的待胶接表面预先铺覆胶膜、发泡胶等胶接用材料；

(2)通过装配定位座2定位连接主操纵接头10及辅助操纵接头11；

(3)通过分段工装定位连接下蒙皮12与后缘条18；

(4)将待胶接复合材料零件的边肋15、中肋16、梁17与其对应的附属定位工装连接后，定位连接至工装平台1与分段工装3；

(5)在边肋15、中肋16、梁17、后缘条18围成的空间内放入蜂窝芯材13；

(6)通过边肋定位工装4、中肋定位工装5、梁定位工装6上的附属连接孔定位连接上蒙皮14；

(7)在工装平台1上完成真空封装，检查工装真空度是否满足成型要求；所述真空度不低于-0.092MPa，关闭真空源后5min内真空渗漏不超过0.017MPa。

(8)通过烘箱或热压罐等设备完成多个复合材料零件的热成型；

(9)去除工装表面的真空封装用辅助材料，拆除固定所述待胶接复合材料零件用的连接钉或固定销；依次去除梁定位工装6、边肋定位工装4；

(10)复合材料零件上表面的制孔：将所述上表面制孔定位座7-1与所述工装平台1相连接，安装专用钻套8，采用对应专用刀具9完成胶接后的复合材料零件上表面的制孔，完成后拆除上表面制孔定位座7-1；

(11)复合材料零件下表面的制孔：保留所述装配定位座2与主操纵接头10、辅助操纵接头11的同轴定位销，去除所述主操纵接头10上的非同轴定位销；以所述装配定位座2上的同轴定位销为旋转轴，将复合材料零件旋转90°至指定位置后，将所述主操纵接头10的非同轴定位销钉插入以保持复合材料零件在该位置固定，之后将所述下表面制孔定位座7-2与所述工装平台1相连接，安装专用钻套8，采用对应专用刀具9完成胶结后的复合材料零件的下表面制孔，完成后拆除所述下表面制孔定位座7-2。

(12)对胶接后零件检查，具体为：去除胶接后1～4号扰流板主操纵接头10上的非同轴定位销，将胶接后的扰流板按操纵状态进行上下调动，检查其运动轨迹检验操纵过程中的运动姿态及零件间隙是否满足设计要求。

需要明确的是，本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同或相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。本发明并不局限于上文所描述并在图中示出的特定步骤和结构。并且，为了简明起见，这里省略对已知方法技术的详细描述。

以上所述仅为本申请的实施例而已，并不限制于本申请。在不脱离本发明的范围的情况下对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围内。