飞机装配阶段的重心调节结构的制作方法

本技术涉及飞机装配，尤其涉及飞机装配阶段的重心调节结构。

背景技术：

1、目前，大客飞机的总装阶段共分为六个工位，分别是：150b、150a、140b、140a、130b、130a，大客飞机的发动机在130b工位完成安装；由于两个发动机的重量和约为八吨左右，即在安装发动机之后能够对飞机的整体重心起到重要的稳定作用；但在130b未安装发动机之前，由于飞机的整体重量较轻，飞机的重心靠近机身的后端，当在某个工位中由于需要先行安装位置靠近机身后端的部件时，此时会在飞机的机身后端位置处承载较多的工作人员，容易导致飞机姿态失控，产生危险。

2、具体地，为了保证飞机在整个装配阶段中不会出现姿态失控，需要使各个工位处的飞机的相对重心均位于10％mac至42％mac的范围内；然而，由于在安装发动机之前，各个工位处的飞机的相对重心均较为接近上限值42％mac，若此时再在飞机上承载工作人员，则很容易使飞机的相对重心超出上限值而导致飞机姿态失控。

3、为了解决以上问题，在安装发动机之前，通常在飞机的机身的客舱或者货舱内放置配重沙袋以调节飞机的重心；但容易出现以下问题：1、为了达到较好的配重效果，工作人员在飞机上工作时仍能够保持飞机重心的安全性，需要大约两至三吨的配重沙袋，使拆装数量较多的配重沙袋所需的人工及时间成本较高；2、当配重沙袋设置过于集中时容易导致该集中处的结构损坏；3、放置过多数量的配重沙袋会对飞机机身内侧的装配空间造成影响。

4、针对以上问题，亟需飞机装配阶段的重心调节结构来解决以上问题。

技术实现思路

1、本实用新型的目的在于提出一种飞机装配阶段的重心调节结构，能够保证飞机在装配发动机之前的安全性，成本较低，不会损坏机身内侧的结构，且不会占用飞机的机身内侧的装配空间。

2、为达此目的，本实用新型采用以下技术方案：

3、飞机装配阶段的重心调节结构，用于在飞机的机身上安装发动机之前将所述飞机的重心由所述机身的后端调节至所述机身的前端，所述飞机装配阶段的重心调节结构包括：

4、两个配重件，两个所述配重件可拆卸地分别安装至所述机身的前安装节和后安装节上，所述前安装节和所述后安装节分别用于安装两个所述发动机，所述配重件用于调节所述飞机在装配所述发动机之前的重心，以使所述飞机在装配所述发动机之前且所述飞机上承载有工作人员时的相对重心位于10％mac-42％mac范围内。

5、进一步地，所述配重件的重量与所述飞机在理论坐标系下的重心坐标相匹配，且所述飞机的所述重心坐标与所述飞机的所述相对重心相匹配。

6、进一步地，所述配重件的重量轻于所述发动机的重量。

7、进一步地，两个所述发动机的重量之和为八吨，两个所述配重件的重量之和为六吨。

8、进一步地，所述配重件和所述机身的安装节两者中的其中一个上设置有卡孔，另一个上设置有卡扣，所述卡扣能够扣挂至所述卡孔内。

9、进一步地，所述配重件上设置有所述卡扣，所述前安装节和所述后安装节上分别设置有所述卡孔。

10、进一步地，所述飞机的机头、左机翼、右机翼及机尾分别置放在四个千斤顶上，所述飞机装配阶段的重心调节结构还包括：

11、称重传感器，所述机头、所述左机翼、所述右机翼及所述机尾分别与四个所述千斤顶之间设置有所述称重传感器，四个所述称重传感器分别用于检测所述机头、所述左机翼、所述右机翼及所述机尾的重量，以获得所述飞机的重量，所述飞机的重量与所述飞机的所述重心坐标相匹配。

12、进一步地，所述飞机的重量包括所述飞机的自身重量、所述配重件的重量以及所述飞机上工作人员的重量之和。

13、进一步地，所述称重传感器包括：

14、上连接板和下连接板，所述上连接板和所述下连接板上下间隔设置，所述上连接板用于连接至所述飞机，所述下连接板用于连接至所述千斤顶；

15、传感器本体，设置于所述上连接板和所述下连接板之间。

16、进一步地，所述上连接板和/或所述下连接板由30crmnsia材质制成。

17、本实用新型的有益效果为：

18、通过在飞机装配发动机之前，在用于安装发动机的前安装节和后安装节上分别设置两个配重件，以通过两个配重件将飞机的重心由机身的后端调节至机身的前端，从而能够使得飞机在装配发动机之前且承载有工作人员时的相对重心始终位于10％mac-42％mac范围内，即能够使飞机的相对重心处于一个较为安全的范围内，进而能够满足多个工作人员上至飞机内进行操作的工作需求，以能够保证多人在飞机内操作都不会使飞机出现前后倾仰的问题，保证飞机在装配发动机之前的整个阶段的安全性；相对于现有技术中采用在客舱或者货舱内放置配重沙袋的方式而言，将配重件直接设置在安装发动机的前安装节和后安装节上即可，不需要拆装数量较多的配重沙袋，降低了人工和时间成本，且由于配重件设置在机身的外侧，不会损坏机身内侧的结构以及不会占用机身内侧的装配空间；并且，使配重件可拆卸地分别安装至机身的前安装节和后安装节上，以使配重件的拆装较为简单方便。

技术特征：

1.飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，用于在飞机的机身(4)上安装发动机之前将所述飞机的重心由所述机身(4)的后端调节至所述机身(4)的前端，所述飞机装配阶段的重心调节结构包括：

2.如权利要求1所述的飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，所述配重件(1)的重量与所述飞机在理论坐标系下的重心坐标相匹配，且所述飞机的所述重心坐标与所述飞机的所述相对重心相匹配。

3.如权利要求2所述的飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，所述配重件(1)的重量轻于所述发动机的重量。

4.如权利要求3所述的飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，两个所述发动机的重量之和为八吨，两个所述配重件(1)的重量之和为六吨。

5.如权利要求1-4中任一项所述的飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，所述配重件(1)和所述机身(4)的安装节两者中的其中一个上设置有卡孔，另一个上设置有卡扣，所述卡扣能够扣挂至所述卡孔内。

6.如权利要求5所述的飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，所述配重件(1)上设置有所述卡扣，所述前安装节(45)和所述后安装节(46)上分别设置有所述卡孔。

7.如权利要求2-4中任一项所述的飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，所述飞机的机头(41)、左机翼(42)、右机翼(43)及机尾(44)分别置放在四个千斤顶(3)上，所述飞机装配阶段的重心调节结构还包括：

8.如权利要求7所述的飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，所述飞机的重量包括所述飞机的自身重量、所述配重件(1)的重量以及所述飞机上工作人员的重量之和。

9.如权利要求7所述的飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，所述称重传感器(2)包括：

10.如权利要求9所述的飞机装配阶段的重心调节结构，其特征在于，所述上连接板(21)和/或所述下连接板(22)由30crmnsia材质制成。

技术总结
本技术公开了一种飞机装配阶段的重心调节结构，属于飞机装配技术领域。飞机装配阶段的重心调节结构用于在飞机的机身上安装发动机之前将飞机的重心由机身的后端调节至机身的前端；且飞机装配阶段的重心调节结构包括两个配重件，两个配重件可拆卸地分别安装至机身的前安装节和后安装节上，前安装节和后安装节分别用于安装两个发动机，配重件用于调节飞机在装配发动机之前的重心，以使飞机在装配发动机之前且飞机上承载有工作人员时的相对重心位于10％MAC?42％MAC范围内。该飞机装配阶段的重心调节结构能够保证飞机在装配发动机之前的安全性，成本较低，不会损坏机身内侧的结构，且不会占用飞机的机身内侧的装配空间。

技术研发人员：洪梦浩,汪辰宗,王堃岭,高升,廖鹏飞
受?；さ募际跏褂谜撸?/b>上海飞机制造有限公司
技术研发日：20230830
技术公布日：2024/2/1