[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

说明书

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(1)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(1)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(1)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(1)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(1)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(1)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(1)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(1)在装配中存在的变形问题，通过在大型飞机壁板(1)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(1)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：

1)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P_i＝[x_i，y_i，z_i]^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P_i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：

(1)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P_i＝[x_i，y_i，z_i]^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P_i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；