专利名称：一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法
技术领域：
本发明涉及一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法。
背景技术：
数字化装配是飞机装配的必然发展趋势，大型飞机壁板(I)数字化装配是其中的一项重要内容。大型飞机一般由数个机身段组装而成，而机身段又是由数块壁板拼接而成的。在进行机身段数字化装配过程中发现，大型飞机壁板(I)的实际外形与理论模型相比存在很大差别，往往造成数字化工装难以按照测量点数据将壁板对接成理想的机身段，某些部位甚至完全无法对接的局面。此外，大型飞机壁板(I)的结构复杂、整体刚度低、协调关系众多，且相互之间的工艺环节影响大。因此，在飞机数字化装配过程中如何既保证外形的准确度，又能使各个壁板部件之间相互协调，是飞机装配中的急需解决的一个难题。大型飞机壁板(I) 一般由隔框(2)、蒙皮(3)、长桁(4)等众多薄壁类零件组成，各个零件的装配过程通常在专用装配型架上完成。在装配过程中，由于大型飞机壁板(I)不可避免地受定位误差、制孔、铆接、插螺栓以及强迫装配等因素的影响，往往导致其在装配型架上就带有很大的装配应力。当大型飞机壁板(I)下架后，由于应力释放，最终导致变形(如图4中的A所示)，迫使工人在下一个工序中不得不采用绷带等工具进行强迫装配，但难以保证大型飞机壁板(I)的外形满足精度要求。国外飞机制造商如波音、空客公司等为保证装配系统与飞机产品的数字化协调，借助基于三维软件平台开发设计的装配技术，开发出了机翼壁板装配系统、机身壁板集成单元(IPAC)，并采用决定性装配理念，将零件设计成按预定义的界面进行装配，同时通过以骨架为基准的自动化装配技术精确控制了壁板的变形误差；此外还发展以柔性工装的壁板装配方法取代刚性装配工装，保证了壁板的精确定位，减少了装配时的打磨、填充、测量和调整工作。国内飞机制造业目前在机身壁板装配方面正大力发展并逐步采用数字化装配技术，以此取代原先的绷带等强迫装配工具，但总体上仍大量采用手工作业，装配质量不高，且精度较低，常造成强行挤压装配，产生较大应力，从而影响飞机的疲劳强度和使用寿命。针对当前大型飞机壁板(I)在装配中存在的变形问题，通过在大型飞机壁板(I)表面安装局部刚度加强结构-工艺接头(9)，控制其变形(如图4中的B所示)，同时基于控制数控定位器组(11)协同运动和分步求解策略，实现了大型飞机壁板(I)的安全复位(如图4中的C所示)，不仅提高了部装精度，同时保证了机身段装配中各个壁板的高效、高精度调姿、对接等。
发明内容
本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法。基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法的步骤如下
I)通过高强度抗剪螺栓实现多个工艺接头与大型飞机壁板的连接，增强大型飞机壁板的局部刚度，抑制大型飞机壁板的变形；2)在大型飞机壁板的组件装配站位，利用激光跟踪仪测量工艺接头上工艺球头的球心位置Pi = [Xi, Yi, Zi]T，其中i为大型飞机壁板上的工艺球头的数量，且i为大于等于4的整数，并将球心位置Pi记录在数据库计算机中，然后大型飞机壁板下架，通过行车吊至下一装配站位； 3)在大型飞机壁板的部件装配站位，根据大型飞机壁板上的工艺球头的当前位置，通过控制系统计算机操纵数控定位器的X轴、Y轴、Z轴以及安装于数控定位器顶部的自适应入位装置，实现大型飞机壁板的入位支撑，并将各个数控定位器的当前位置上传至集成管理系统计算机；4)集成管理系统计算机根据测量系统计算机反馈的测量数据，计算出数控定位器组的复位路径数据，并将复位路径数据下发至控制系统计算机，控制系统计算机根据复位路径数据指令数控定位器组运动至指定位置，实现大型飞机壁板的变形复位。所述的步骤2)包括(I)在大型飞机壁板的装配工作现场利用激光跟踪仪建立坐标系OXYZ ；(2)通过激光跟踪仪测量各个工艺接头上工艺球头的球心在坐标系OXYZ下的球心位置Pi = [Xi, Yi, Zi]T，其中i为大型飞机壁板上的工艺球头的数量，且i为大于等于4的整数；(3)测量系统计算机将测量数据Pi上传至集成管理系统计算机，由集成管理系统计算机将数据记录在数据库计算机中；4)大型飞机壁板从组件装配站位下架，由行车吊至下一装配站位。所述的步骤3)包括(I)集成管理系统计算机从数据库计算机中获取工艺球头的位置数据Pi,并将该数据下发至控制系统计算机，控制系统计算机指令各个数控定位器运动至指定位置Pi ;(2)将大型飞机壁板吊至数控定位器组的上方，使各个工艺球头靠近对应的数控定位器顶端的球窝；(3)当大型飞机壁板存在变形，所有工艺球头不能同时进入数控定位器球窝，则通过控制系统计算机操纵数控定位器的X轴、Y轴、Z轴以及安装于数控定位器上方的自适应入位装置，依次完成各工艺球头的自适应入位；(4)控制系统计算机驱动数控定位器组的Z轴同步上升运动，支撑大型飞机壁板，并通过力传感器将各个数控定位器的支撑力实时反馈至控制系统计算机，使大型飞机壁板的全部重量比较均匀地分布在各个数控定位器上，待大型飞机壁板稳定后拆除并撤离吊挂;(5)控制系统计算机获取当前各个数控定位器的位置数据P' i，并将该数据上传至集成管理系统计算机。所述的工艺球头的自适应入位方法的步骤包括a)假设大型飞机壁板下有多个数控定位器，人工辅助将大型飞机壁板上的其中一个工艺球头落入对应的数控定位器的球窝，并通过力传感器反馈，确定该工艺球头完全落入对应的数控定位器的球窝，利用锁紧机构将该工艺球头置于防逃逸工作模式，即允许工艺球头在球窝里自由转动，但限制其脱离球窝；b)人工辅助推动另一个数控定位器所含的自适应入位装置，使对应的工艺球头完全落入该数控定位器的球窝，借助锁紧手柄锁紧自适应入位装置，并使工艺球头保持防逃逸工作模式；c)依次类推，推动其它数控定位器所含的自适应入位装置，使得对应的工艺球头进入球窝，借助锁紧手柄锁紧自适应入位装置，并使工艺球头保持防逃逸工作模式。
所述的步骤4)包括(I)在大型飞机壁板的隔框上安装测量靶标反射球，集成管理系统计算机指令测量系统计算机测量靶标反射球位置；(2)测量系统计算机指令激光跟踪仪依次测量靶标反射球的球心坐标Q' j =[X' J,y/ /，其中j为测量靶标反射球的数量，且j为大于等于4的整数，并将测量数据Q' ^反馈至集成管理系统计算机；(3)集成管理系统计算机根据测量数据Q' j,并结合大型飞机壁板理论模型数据Qj= [Xj, Zj]T,计算大型飞机壁板的复位数据APi,其计算过程如下首先分别计算理论和实际模型的质心|>x，i!y，iiz]T和' x, U ' y, U ' Jt
权利要求
1.一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于它的步骤如下 1)通过高强度抗剪螺栓实现多个工艺接头(9)与大型飞机壁板(I)的连接，增强大型飞机壁板(I)的局部刚度，抑制大型飞机壁板(I)的变形； 2)在大型飞机壁板(I)的组件装配站位，利用激光跟踪仪(28)测量工艺接头(9)上工艺球头(12)的球心位置Pi = [XyyyzjT，其中i为大型飞机壁板⑴上工艺球头(12)的数量，且i为大于等于4的整数，并将球心位置Pi记录在数据库计算机(24)中，然后大型飞机壁板(I)下架，通过行车吊至下一装配站位； 3)在大型飞机壁板(I)的部件装配站位，根据大型飞机壁板(I)上的工艺球头(12)的当前位置，通过控制系统计算机(27)操纵数控定位器(5)的X轴出)3轴(7)、Z轴(8)以及安装于数控定位器(5)顶部的自适应入位装置(10)，实现大型飞机壁板(I)的入位支撑，并将各个数控定位器(5)的当前位置上传至集成管理系统计算机(25)； 4)集成管理系统计算机(25)根据测量系统计算机(26)反馈的测量数据，计算出数控定位器组(11)的复位路径数据，并将复位路径数据下发至控制系统计算机(27)，控制系统计算机(27)根据复位路径数据指令数控定位器组(11)移动至指定位置，实现大型飞机壁板⑴的变形复位。
2.根据权利要求I所述的一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于所述的步骤2)包括 (1)在大型飞机壁板(I)的装配工作现场利用激光跟踪仪(28)建立坐标系OXYZ； (2)通过激光跟踪仪(28)测量各个工艺接头(9)上工艺球头(12)的球心在坐标系OXYZ下的球心位置Pi = [Xi，yi，Zi]T，其中i为大型飞机壁板⑴上工艺球头(12)的数量，且i为大于等于4的整数； (3)测量系统计算机(26)将球心位置Pi上传至集成管理系统(25)计算机，由集成管理系统计算机(25)将数据记录在数据库计算机(24)中； (4)大型飞机壁板(I)从组件装配站位下架，由行车吊至下一装配站位。
3.根据权利要求I所述的一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于所述的步骤3)包括 (1)集成管理系统计算机(25)从数据库计算机(24)中获取工艺球头(12)的位置数据Pi,并将该数据下发至控制系统计算机(27)，控制系统计算机(27)指令各个数控定位器(5)运动至指定位置Pi ； (2)将大型飞机壁板(I)吊至数控定位器组(11)的上方，使各个工艺球头(12)靠近对应的数控定位器(5)顶端的球窝； (3)当大型飞机壁板(I)存在变形，所有工艺球头(12)不能同时进入数控定位器(5)的球窝，则通过控制系统计算机(27)操纵数控定位器(5)的X轴(6)、Y轴(7)、Z轴(8)以及安装于数控定位器(5)上方的自适应入位装置(10)，依次完成各工艺球头(12)的自适应入位； (4)控制系统计算机(27)驱动数控定位器组(11)的Z轴(8)同步上升，支撑大型飞机壁板(I)，并通过力传感器(20)将各个数控定位器(5)的支撑力实时反馈至控制系统计算机(27)，使大型飞机壁板(I)的全部重量比较均匀地分布在各个数控定位器(5)上，待大型飞机壁板(I)稳定后拆除并撤离吊挂； (5)控制系统计算机(27)获取当前各个数控定位器(5)的位置数据P' i，并将该数据上传至集成管理系统计算机(27)。
4.根据权利要求3所述的一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于所述的工艺球头(12)的自适应入位方法的步骤包括 a)假设大型飞机壁板(I)下有多个数控定位器(5)，人工辅助将大型飞机壁板(I)上的其中一个工艺球头(12)落入对应的数控定位器(5)的球窝，并通过力传感器(20)反馈，确定该工艺球头(12)完全落入对应的数控定位器(5)的球窝，利用锁紧机构(14)将该工艺球头(12)置于防逃逸工作模式，即允许工艺球头(12)在球窝里自由转动，但限制其脱离球窝； b)人工辅助推动另一个数控定位器(5)所含的自适应入位装置(10)，使对应的工艺球头(12)完全落入该数控定位器(5)的球窝，借助锁紧手柄(17)锁紧自适应入位装置(10)，并使工艺球头(12)保持防逃逸工作模式； c)依次类推，推动其它数控定位器(5)所含的自适应入位装置(10)，使得对应的工艺球头(12)进入球窝，借助锁紧手柄(17)锁紧自适应入位装置(10)，并使工艺球头(12)保持防逃逸工作模式。
5.根据权利要求I所述的所述的一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于所述的步骤4)包括 (1)在大型飞机壁板(I)的隔框(2)上安装测量靶标反射球(30)，集成管理系统计算机(25)指令测量系统计算机(26)测量靶标反射球(30)位置； (2)测量系统计算机(26)指令激光跟踪仪(28)依次测量靶标反射球(30)的球心坐标Q' J= [x^/，其中j为测量靶标反射球(30)的数量，且j为大于等于4的整数，并将测量数据Q丨j反馈至集成管理系统计算机(25)； (3)集成管理系统计算机(25)根据测量数据Q'j,并结合大型飞机壁板(I)理论模型数据Qj = [Xj, yj; Zj]T,计算大型飞机壁板⑴的复位数据APi,其计算过程如下 首先分别计算理论和实际模型的质心[ux，uy，y Jt和[y ' x，y ' y，u ' Jt
全文摘要
本发明公开了一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法。方法的步骤为1)安装工艺接头，增强大型飞机壁板局部刚度并抑制其变形；2)在数据库计算机中记录工艺球头球心测量数据，然后大型飞机壁板下架、吊离；3)操纵数控定位器各轴及入位装置实现大型飞机壁板入位支撑，并上传数控定位器当前位置至集成管理系统计算机；4)控制系统计算机根据集成管理系统计算机下发的复位数据指令数控定位器移动，实现大型飞机壁板复位。本发明的优点在于1)通过安装工艺接头，增强了大型飞机壁板的局部刚度并有效抑制了变形；2)由数控定位器组运动，实现大型飞机壁板复位；3)工装设备化，系统操作简捷、可靠；4)定位效率提高数倍。
文档编号B64F5/00GK102745339SQ20121023264
公开日2012年10月24日 申请日期2012年7月5日 优先权日2012年7月5日
发明者严伟苗, 何胜强, 杨国荣, 柯映林, 梁青霄, 毕运波 申请人:浙江大学, 西安飞机工业(集团)有限责任公司