专利名称：：一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法
技术领域：
：本发明涉及一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，属于航空制造中的飞机零部件的装配
技术领域：
。(二)
背景技术：
：翼肋是形成机翼外形的基本构件，翼肋的外形是根据设计的翼型制造的，装配好的一组翼肋作为骨架的一部分，其外形面是决定蒙皮气动外形的关键，其装配的精度直接影响其外覆盖的蒙皮所形成的翼型。腹板式翼肋是现代飞机常用的翼肋结构形式。传统的翼肋的装配是基于模拟量传递的在专用装配工装(型架)中进行的，利用型架上的卡板的外形面确定翼肋零件的空间位置。这种装配方法会产生型架卡板的制造误差、翼肋和卡板的协调误差、翼肋的外形面在卡板夹紧力下的变形误差，各误差经过累积将降低最终的翼型的准确度以及机翼部件对接时的协调性。而且此种装配方法采用的是专用装配工装，成本较高，适应性不强。1997年0MC(OpticalMetrologyCentre,光学计量中心)的JigglessMa皿facturing(无型架制造)项目提出并设计了无型架装配方法，该装配方法应用了近实时照相测量系统和自动化装配机器人达到了减少专用装配工装的目的。在该项目中，翼肋零件的装配定位依靠照相测量系统的实时测量结果控制6个自由度的装配机器人夹持机翼零件完成其定位过程。该无型架装配方法的照相测量系统测量时对于复杂的对象需要较多的照相机，而且一些较隐藏的特征无法测量。(三)
发明内容1、目的本发明的目的是提供一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，它能解决现有的依靠模拟量在专用装配工装内进行腹板式翼肋装配定位的精度较低、效率较差、成本较高的问题，并尽量减少专用装配工装的数量。2、技术方案见图1、图2，机翼腹板式翼肋，(以下简称翼肋)是上部平直，下部带有^状缺口，两侧是双弧形的金属板，其上设置有四个大孔和三个小孔，三个小孔是定位基准孔，它们呈直角三角形分布，且孔的直径大小的选取要保证翼肋的强度要求。该翼肋与机翼的桁条和蒙皮相连接，而桁条和蒙皮是在该翼肋组装完后进行装配。本发明一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，该方法具体步骤如下步骤一在翼肋的三个定位基准孔上安装用于激光跟踪测量的耙标基座。步骤二将翼肋安放在数控装配单元术端的夹具上，固定锁紧。步骤三装配单元夹持着翼肋运动到指定的目标位置，即该翼肋的装配空间位置。步骤四用激光跟踪仪依次测量翼肋上的3个定位基准孔的圆心坐标。步骤五将翼肋上的3个定位基准孔的当前装配的空间位置与理论设计的空间位置进行比较，计算出该翼肋当前装配空间位置偏差及在6个不同自由度上的空间位置补偿步骤六根据步骤五计算出的翼肋的空间位置补偿量生成装配单元的空间位置调整指令。步骤七启动步骤六生成的装配单元的空间位置调整指令，驱动装配单元实施空间位置的微调整。步骤八重复步骤四至步骤七的过程，直到翼肋的空间位置偏差在允许的范围内。步骤九重复步骤一至步骤八，完成该组其他翼肋的装配。在一组翼肋装配完成后，要进行该组翼肋外形面的装配准确度检测以及外形面的整组翼肋的外形面的装配准确度检测以及外形面的补偿步骤如下1)用激光扫描仪对该组每个翼肋的上下外形面进行扫描测量。补偿。2)将步骤1)t得到的该组翼肋外形面数据和理论设计的该组翼肋的外形面数据进行比较，得到该组翼肋的外形面装配误差以及该组翼肋的外形面补偿量。3)若步骤2)中的外形面误差在允许的范围内，则将该组翼肋和对应的翼梁连接起来；若步骤2)中的外形面误差超出了允许的范围，则用专用材料对外形面进行补偿处理，然后将该组翼肋和对应的翼梁连接起来。其中，所述的在翼肋的定位基准孔上安装激光跟踪测量的靶标根据定位基准孔的大小选取适合的靶标的磁力基座，用专用胶将基座固定在基准孔上。其中，所述的将翼肋的当前位置与理论设计位置进行比较，计算出空间位置偏差及各个自由度的位置补偿量的步骤如下翼肋上的3个装配定位基准孔的分布如图1所示，1号装配定位基准孔位于直角处。翼肋上的3个定位基准孔的圆心坐标的测量数据为空间点&、Vp与其对应理论设计数据中的空间点0、H、V之间的空间位置偏差用点的坐标值误差来表示，即3个矢量&。翼肋的空间位置补偿量包括沿三个坐标轴方向的平移偏差补偿量和绕三个坐标根据装配定位基准点的布局设置，翼肋的平移偏差补偿量为1号轴的旋转角偏差补偿』装配定位基准点与理论设计点之间的空间坐标偏差，并且要根据公式「x0「X、人o=少o+、zoJA乂其中x0为当前的装配定位基准孔的空间位置，乂为经过平移补偿之后的装配定位基准点的空间位置，6,A乂为平移偏差补偿量，计算出在平移偏差补偿后的其他装配定位基准点的空间位置。翼肋的旋转角偏差补偿量为在对平移偏差补偿量进行补偿后，分别绕3个坐标轴方向旋转调整的角度值，该角度值由当前装配定位基准点与理论设计值之间的偏差估算得到，并且根据刚体运动学，在绕某个坐标轴完成旋转角度的补偿后，要根据公式x，、、A」膝,<9=计算其中e=(e;c,^,e」为旋转轴，e为绕该旋转轴进行补偿的角度值，,cos0)+cos61^e少(l-cos61)-ezsin61e、.(1-cos61)+、sin/9、eA(l-cos(9)+ezsin6>e)(1-cos6>)+cos^e^'(1-cos6>)_^sin6>、eA'(l—cos(9)—、sin6>(1_cos6>)+^sin9(1—cos6>)+cos<9乂出此时其他装配定位基准孔的空间位置。3、优点及功效本发明一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，有以下优点这种装配方法不需要加工制造针对翼肋零件的专用工装卡板，减少了专用工装的数量；同时，由于不使用专用的工装卡板，就不会引入卡板的制造误差、翼肋和卡板的协调误差和翼肋的外形面在卡板夹紧力下的变形误差，提高了装配精度。图1翼肋装配定位基准孔分布中1、2、3为装配定位基准孔图2—组翼肋装配示意图具体实施例方式见图1，机翼腹板式翼肋，是上部平直，下部带有^状缺口，两侧是双弧形的金属板，，其上设置有四个大孔和三个小孔，三个小孔是定位基准孔，它们呈直角三角形分布，且孔的直径大小的选取要保证翼肋的强度要求。该翼肋与机翼的桁条和蒙皮相连接，而桁条和蒙皮是在该翼肋组装完后进行装配。具体实施的该组腹板式翼肋有4个翼肋零件，分别编号翼肋1#、翼肋2#、翼肋3#和翼肋4#，每个翼肋的3个定位基准孔的理论设计数据如表1所示。经过对每个翼肋的强度和整体强度的校核，该组翼肋零件的定位基准孔的直径选定为6mm。表l1#翼肋装配定位基准孔的理论设计数据<table>tableseeoriginaldocumentpage6</column></row><table>见图2，本发明一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，该方法具体步骤如下步骤一在翼肋1#的3个定位基准孔上安装用于激光跟踪测量的耙标基座。步骤二将翼肋1#安放在数控装配单元术端的夹具上，固定锁紧。步骤三装配单元夹持着翼肋运动到指定的目标位置，即该翼肋的装配空间位置。步骤四用激光跟踪仪依次测量翼肋1#上的3个定位基准孔的圆心坐标，测量结果如表2所示。表21#翼肋装配定位基准孔的测量数据<table>tableseeoriginaldocumentpage7</column></row><table>步骤五将翼肋1#腹板面上的3个定位基准孔的当前装配的空间位置与理论设计的空间位置进行比较，计算出翼肋1#的当前装配空间位置偏差及在6个不同自由度上的空间位置补偿量。翼肋1#的空间位置偏差和空间位置补偿量的计算结果如表3所示表31#翼肋空间位置偏差及空间位置补偿量<table>tableseeoriginaldocumentpage7</column></row><table>歩骤六根据歩骤五计算出的冀肋1#的空间位置补偿量生成装配单元的空间位置调整指令。步骤七启动步骤六生成的装配单元的空间位置调整指令，驱动装配单元实施空间位置的微调整。歩骤八重复步骤四至步骤七的过程，直到翼肋1#的空间位置偏差在允许的范围内。步骤九重复步骤一至步骤八，完成该组翼肋2#、翼肋3#和翼肋4#的装配。步骤十用激光扫描仪对该组翼肋的每个翼肋的上下外形面进行扫描测量。歩骤十一将歩骤十测量得到的该组翼肋外形面数据和理论设计的该组翼肋的外形面数据进行比较，得到该组翼肋的外形面装配误差。步骤十二步骤i^一中的外形面误差在允许的范围内，故将该组翼肋和对应的翼梁进行连接。权利要求一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，其特征在于该方法具体步骤如下步骤一在翼肋的三个定位基准孔上安装用于激光跟踪测量的靶标基座；步骤二将翼肋安放在数控装配单元末端的夹具上并固定锁紧；步骤三装配单元夹持着翼肋运动到该翼肋的装配空间位置；步骤四用激光跟踪仪依次测量翼肋上的3个定位基准孔的圆心坐标；步骤五将翼肋上的3个定位基准孔的当前装配的空间位置与理论设计的空间位置进行比较，计算出该翼肋当前装配空间位置偏差及在6个不同自由度上的空间位置补偿量；步骤六根据步骤五计算出的翼肋的空间位置补偿量生成装配单元的空间位置调整指令；步骤七启动步骤六生成的装配单元的空间位置调整指令，驱动装配单元实施空间位置的微调整；步骤八重复步骤四至步骤七的过程，直到翼肋的空间位置偏差在允许的范围内；步骤九重复步骤一至步骤八，完成该组其他翼肋的装配；在一组翼肋装配完成后，就进行该组翼肋外形面的装配准确度检测以及外形面的补偿。2.根据权利要求1所述的一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，其特征在于步骤一中所述的在翼肋的三个定位基准孔上安装用于激光跟踪测量的靶标基座，是根据定位基准孔的大小选取合适的靶标的磁力基座，并用专用胶将基座固定在基准孔上。3.根据权利要求1所述的一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，其特征在于步骤九中所述的在一组翼肋装配完成后，就进行该组翼肋外形面的装配准确度检测以及外形面的补偿，其具体步骤如下1)用激光扫描仪对该组每个翼肋的上下外形面进行扫描测量；2)将步骤l)测量得到的该组翼肋外形面数据和理论设计的该组翼肋的外形面数据进行比较，得到该组翼肋的外形面装配误差以及该组翼肋的外形面补偿量；3)若步骤2)中的外形面误差在允许的范围内，则将该组翼肋和对应的翼梁连接起来；若步骤2)中的外形面误差超出了允许的范围，则用专用材料对外形面进行补偿处理，然后将该组翼肋和对应的翼梁连接起来。4.根据权利要求1所述的一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，其特征在于步骤五中所述的将翼肋的当前位置与理论设计位置进行比较，计算出空间位置偏差及在6个不同自由度上的空间位置补偿量的步骤如下翼肋上的3个装配定位基准孔的1号装配定位基准孔位于直角处，翼肋上的3个定位基准孔的圆心坐标的测量数据为空间点OpHpV"与其对应理论设计数据中的空间点0、H、V之间的空间位置偏差用点的坐标值误差来表示，即3个矢量^5、^^、翼肋的空间位置补偿量包括沿三个坐标轴方向的平移偏差补偿量和绕三个坐标轴的旋转角偏差补偿量；根据装配定位基准点的布局设置，翼肋的平移偏差补偿量为1号装配定位基准点与理论设计点之间的空间坐标偏差，并且要根据公式<formula>formulaseeoriginaldocumentpage3</formula>为当前的装配定位基准孔的空间位置，乂为经过平移补偿之后的装配定位基准点的空间位置，为平移偏差补偿量，计算出在平移偏差补偿后的其他装配定位基准点的空间位置；翼肋的旋转角偏差补偿量为在对平移偏差补偿量进行补偿后，分别绕3个坐标轴方向旋转调整的角度值，该角度值由当前装配定位基准点与理论设计值之间的偏差估算得到，并且根据刚体运动学，在绕某个坐标轴完成旋转角度的补偿后，要根据公式<formula>formulaseeoriginaldocumentpage3</formula>其中e=(ejc,，e2)为旋转轴，e为绕该旋转轴进行补偿的角度值，e(l-cos(9)+cos61eA(l-cos60-ezsin<9_cos(9)+eysin(9eA(l—cosP)+^sin0—cos6)+cos6e少、'(1—cosP)-^sin6，计算、eA(l_cos6")—ssin^eye'(l—cos"+6^116—cosP)+cos^出此时其他装配定位基准孔的空间位置。全文摘要一种基于激光测量的机翼腹板式翼肋的装配定位方法，有九大步骤一在翼肋的三个基准孔上安装靶标基座。二将翼肋固定在装配单元的夹具上。三装配单元夹持翼肋到装配空间位置。四用激光仪测量翼肋上的3个基准孔的圆心坐标。五计算出该翼肋当前空间位置偏差及空间位置补偿量。六根据五计算出的空间位置补偿量生成空间位置调整指令。七据空间位置调整指令，驱动装配单元实施空间位置微调整。八重复四至七的过程，直到翼肋的空间位置偏差在允许的范围内。九重复一至八，完成该组其他翼肋的装配。它能解决现有的依靠模拟量在专用装配工装内进行腹板式翼肋装配定位的精度较低、效率较差、成本较高的问题，在飞机制造中有应用前景。文档编号G01B11/03GK101776440SQ20101911401公开日2010年7月14日申请日期2010年2月3日优先权日2010年2月3日发明者吕景佳,张俐,王宝庆,王鸿庆申请人:北京航空航天大学