[发明专利]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

权利要求书

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(1)的连接，增强大型飞机壁板(1)的局部刚度，抑制大型飞机壁板(1)的变形；

2)在大型飞机壁板(1)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P_i＝[x_i，y_i，z_i]^T，其中i为大型飞机壁板(1)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P_i记录在数据库计算机(24)中，然后大型飞机壁板(1)下架，通过行车吊至下一装配站位；

3)在大型飞机壁板(1)的部件装配站位，根据大型飞机壁板(1)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(6)、Y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(1)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(1)的变形复位。

2.根据权利要求1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(1)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P_i＝[x_i，y_i，z_i]^T，其中i为大型飞机壁板(1)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P_i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(1)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1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P_i，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P_i；

(2)将大型飞机壁板(1)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(1)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(1)，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(1)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(1)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)。