基于3DCS的飛機(jī)翼盒容差分配方案優(yōu)化方法研究

呂瑞強(qiáng) ，侯志霞 ，王明陽(yáng)

（1.中航工業(yè)北京航空制造工程研究所，北京100024； 2.數(shù)字化制造技術(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100024）

飛機(jī)產(chǎn)品因在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和空氣動(dòng)力性能上的特殊要求，其裝配精度的要求極為嚴(yán)格。飛機(jī)裝配作為飛機(jī)產(chǎn)品從設(shè)計(jì)、制造到測(cè)量的整個(gè)研制過(guò)程中最重要的環(huán)節(jié)之一，不但決定了飛機(jī)產(chǎn)品的質(zhì)量，同時(shí)也在很大程度上影響了飛機(jī)的制造成本和研制周期[1]。飛機(jī)的裝配過(guò)程具有零部件種類(lèi)和數(shù)量繁多、結(jié)構(gòu)外形復(fù)雜、裝配層次和相互約束關(guān)系復(fù)雜等特點(diǎn)，過(guò)緊的容差要求會(huì)導(dǎo)致裝配對(duì)象超差率與零件加工成本的上升，而過(guò)松的容差要求又會(huì)使得產(chǎn)品裝配性和質(zhì)量下降。因此，制定合理的容差分配方案已經(jīng)成為飛機(jī)裝配過(guò)程中不可缺少且至關(guān)重要的一環(huán)[2]。

容差分配方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化

在飛機(jī)制造領(lǐng)域，裝配容差分配方案的合理制定是減少成本、提高裝配制造準(zhǔn)確度并滿足生產(chǎn)要求及產(chǎn)品性能、外觀等要求的重要保證[3]。傳統(tǒng)基于模擬量傳遞方式的二維容差設(shè)計(jì)與分配方法，主要是根據(jù)規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)和技術(shù)人員的經(jīng)驗(yàn)初步確定產(chǎn)品裝配過(guò)程中各個(gè)環(huán)節(jié)的容差值，然后運(yùn)用極值法或概率法進(jìn)行核算，再做適當(dāng)調(diào)整。這類(lèi)方法存在著隨意性、試湊性和一致性差等問(wèn)題，常造成加工與裝配的返工，無(wú)法保證產(chǎn)品的質(zhì)量和研制周期[4]。

隨著數(shù)字化制造技術(shù)的不斷發(fā)展，基于模型的定義（Model Based Definition, MBD）逐漸成為飛機(jī)產(chǎn)品從設(shè)計(jì)到制造唯一的數(shù)字量來(lái)源，然而由于技術(shù)基礎(chǔ)薄弱以及國(guó)外技術(shù)封鎖等原因，導(dǎo)致我國(guó)在大量推廣數(shù)字化技術(shù)的同時(shí)無(wú)法在尺寸傳遞與容差分配方面取得顯著進(jìn)展。因此，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)產(chǎn)品數(shù)字化制造過(guò)程的三維容差分配方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化已經(jīng)成為目前亟需解決的問(wèn)題[5]。

英國(guó)劍橋大學(xué)的Hillyard最早在1978年提出利用計(jì)算機(jī)輔助表達(dá)零件尺寸與形位容差[6]。30多年來(lái)，國(guó)內(nèi)外在計(jì)算機(jī)輔助公差設(shè)計(jì)（Computer-Aided Tolerancing，CAT）領(lǐng)域的研究取得了豐富的成果，并開(kāi)發(fā)了大量的CAT原型系統(tǒng)[7]。眾多制造企業(yè)基于VSA、CETOL、3DCS等主流的CAT商用軟件，對(duì)不同產(chǎn)品的裝配過(guò)程進(jìn)行了三維容差分析的研究與應(yīng)用[8]。國(guó)內(nèi)包括浙江大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)、沈陽(yáng)航空航天大學(xué)等眾多高校對(duì)CAT和容差分析與優(yōu)化方面也進(jìn)行了相關(guān)理論研究，并開(kāi)發(fā)了相應(yīng)原型系統(tǒng)[9]。

飛機(jī)裝配的容差分配方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化是一個(gè)迭代的過(guò)程，其流程如圖1所示。首先，產(chǎn)品設(shè)計(jì)人員依據(jù)個(gè)人經(jīng)驗(yàn)與HB、GB等標(biāo)準(zhǔn)文件，設(shè)計(jì)初始的容差分配方案。其次，依據(jù)裝配基準(zhǔn)、裝配順序等裝配工藝方案，建立容差分析模型，并針對(duì)飛機(jī)產(chǎn)品的功能性目標(biāo)、可裝配性目標(biāo)和外觀性目標(biāo)等關(guān)鍵控制尺寸，然后利用極值法、均方根法及蒙特卡洛模擬法等進(jìn)行裝配過(guò)程的容差累積計(jì)算。如果裝配誤差累積導(dǎo)致關(guān)鍵尺寸不合格，對(duì)容差累積組成環(huán)的尺寸定義進(jìn)行調(diào)整，重新進(jìn)行容差建模與計(jì)算。同時(shí)，如果分析計(jì)算結(jié)果合格，但關(guān)鍵控制尺寸余量過(guò)大，為了降低生產(chǎn)成本，可以考慮將一些容差累積組成環(huán)內(nèi)的某些容差要求適當(dāng)放松，并重新進(jìn)行容差分析計(jì)算[10]。當(dāng)產(chǎn)品裝配關(guān)鍵控制尺寸和成本因素都滿足要求時(shí)，停止迭代，生成最終的容差分配方案。

典型機(jī)翼翼盒裝配工藝

1 翼盒結(jié)構(gòu)組成

本文的研究對(duì)象為典型飛機(jī)機(jī)翼翼盒，該翼盒主要由上壁板、下壁板和骨架3部分組成，如圖2所示。其中，梁包括主承力梁、前梁和后梁3部分，均由接頭和梁組成；主承力接頭和主承力梁為對(duì)接，由對(duì)接帶板連接；前、后梁接頭與梁之間為套合。根肋及 2、3肋為機(jī)加肋，4、5、6肋為鈑金肋，除端肋為機(jī)加整體肋外，其余各肋均由前后段組成。

2 翼盒裝配工藝基準(zhǔn)及定位方法

（1）裝配基準(zhǔn)與定位方法。

機(jī)翼盒段由金屬骨架結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料上下壁板構(gòu)成，因此盒段裝配以骨架為裝配基準(zhǔn)，裝配定位方位以型架定位為主，輔助劃線定位、孔定位及基準(zhǔn)件定位等方法。

（2）骨架梁組件及端肋裝配。

骨架梁組件及端肋部分主要包括主承力梁（主承力接頭、梁及對(duì)接帶板），前、后梁（接頭及梁）和端肋，各零組件的定位方法為：端肋通過(guò)上下緣條、前后端面及副板面定位；主承力梁接頭通過(guò)接頭交點(diǎn)和副板面定位，梁通過(guò)副板面、梁端面及上下緣條定位，主承力梁接頭和梁對(duì)接，通過(guò)對(duì)接帶板連接；前、后梁接頭通過(guò)接頭交點(diǎn)和副板面定位，梁通過(guò)副板面、梁端面和上下緣條定位，接頭和梁之間為套合連接。

圖1 容差分配方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化流程Fig.1 Design and optimization flow for tolerance allocation plan

圖2 機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)Fig.2 Aircraft wing box structure

（3）肋組件裝配。

肋組件裝配主要包括根肋組件（前后段），2、3肋組件（前后段、角材），4、5、6肋組件（前后段，角材）。各零組件的定位方法為：根肋組件分為前后段，根肋前段通過(guò)其副板面、上下緣條及前端面定位，與主承力接頭加強(qiáng)筋搭接定位；根肋后段與其類(lèi)似； 2肋組件分為前后段及連接角材，2肋前段通過(guò)其副板面、上下緣條及前端面定位，與主承力梁通過(guò)角材連接，后段與其類(lèi)似；3、4、5、6肋組件的裝配定位方法與2肋組件類(lèi)似。

（4）壁板組件裝配。

壁板組件包括復(fù)合材料上下整體壁板，其裝配順序是先裝下壁板，后裝上壁板。其裝配定位方法為：以骨架為定位基準(zhǔn)，壁板與骨架貼合，壁板的后邊緣和內(nèi)側(cè)邊緣凈邊定位。

翼盒各組成部分的裝配組成結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 翼盒組成部分Fig.3 Wing box components

圖4 3DCS翼盒容差模型構(gòu)建流程Fig.4 Model building flow of wing box tolerance allocation based on 3DCS

圖5 容差模型中測(cè)量點(diǎn)位布置Fig.5 Allocation of measurement points in tolerance model

圖6 主承力梁接頭第六點(diǎn)與理論軸線的偏差分布Fig.6 Deviation distribution of the 6th point at main beam join and its theoretical axis

基于3DCS的翼盒容差分配方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化

3DCS是由DCS公司開(kāi)發(fā)的三維公差分析軟件，它基于分析對(duì)象的零部件幾何尺寸、設(shè)計(jì)公差和定位基準(zhǔn)、裝配順序等裝配工藝，采用一組統(tǒng)計(jì)分布的三維點(diǎn)集進(jìn)行建模，并模擬整體裝配過(guò)程，利用蒙特卡洛法對(duì)預(yù)先定義的關(guān)鍵控制尺寸進(jìn)行分析。本文利用3DCS軟件針對(duì)上述翼盒的裝配過(guò)程進(jìn)行建模和仿真。

針對(duì)翼盒的裝配，首先基于翼盒產(chǎn)品的設(shè)計(jì)模型，在3DCS軟件中進(jìn)行裝配單元?jiǎng)澐郑⒏鶕?jù)裝配工藝進(jìn)行裝配基準(zhǔn)標(biāo)識(shí)和裝配順序定義，然后根據(jù)設(shè)計(jì)要求分別對(duì)各環(huán)節(jié)初始容差值和關(guān)鍵控制尺寸進(jìn)行定義，從而建立容差分析模型，其過(guò)程如圖4所示。在進(jìn)行裝配容差分析時(shí)，作了如下初始假設(shè)：

（1）所有零件均考慮為剛體，不考慮裝配力、熱膨脹或重力的影響。

（2）工裝用于定位的面輪廓度為±0.12mm，銷(xiāo)釘位置度為±0.12mm。

（3）機(jī)加零件的輪廓度為±0.05mm。

（4）鈑金件的輪廓度為±1mm。

根據(jù)設(shè)計(jì)要求，飛機(jī)翼盒的關(guān)鍵尺寸，即分析目標(biāo)為：

（1）前梁、后梁、主承力梁接頭軸線與理論偏差應(yīng)控制在±1mm以內(nèi)。

（2）端肋、根肋腹板軸線與理論偏差應(yīng)控制在±1mm以內(nèi)。

為此，在梁和端肋分別定義了測(cè)量點(diǎn)位，如圖5所示。

3DCS利用蒙特卡洛法進(jìn)行裝配過(guò)程的模擬仿真，從而得到與實(shí)際裝配相近的理論分析結(jié)果。在任一次仿真過(guò)程中，每一個(gè)零件被隨機(jī)添加1個(gè)在預(yù)先定義的初始公差范圍內(nèi)的尺寸波動(dòng)值，然后隨機(jī)抽取零件進(jìn)行模擬裝配，并產(chǎn)生與定義的關(guān)鍵控制尺寸對(duì)應(yīng)的測(cè)量值。3DCS軟件會(huì)根據(jù)上述建模與仿真過(guò)程進(jìn)行自動(dòng)分析，產(chǎn)生分析計(jì)算結(jié)果。本文中取樣次數(shù)為2000次，即軟件模擬翼盒裝配共2000次數(shù)。圖6為主承力梁接頭上的一個(gè)測(cè)量點(diǎn)與其理論軸線的偏差分布結(jié)果。從圖中可以看出，該測(cè)量點(diǎn)的結(jié)果數(shù)值都在預(yù)先規(guī)定的尺寸要求范圍之內(nèi)，翼盒的容差分配方案為合格。

模擬仿真的結(jié)果還包括對(duì)所有測(cè)量結(jié)果有影響的一系列幾何影響因子以及它們對(duì)測(cè)量結(jié)果誤差的貢獻(xiàn)度，如圖7所示。如果該測(cè)量結(jié)果出現(xiàn)超差情況，則需要對(duì)裝配過(guò)程中的工藝方案及零件和工裝的初始公差設(shè)計(jì)方案進(jìn)行調(diào)整，之后再次進(jìn)行裝配模擬與計(jì)算，直至分析結(jié)果滿足精度和成本要求。在此過(guò)程中，可以根據(jù)貢獻(xiàn)度最大優(yōu)先調(diào)整為原則，選擇零件或公差的關(guān)鍵特性進(jìn)行公差值的調(diào)整。

交互式容差模型優(yōu)化

通常，由于設(shè)計(jì)人員自身經(jīng)驗(yàn)有限、產(chǎn)品裝配過(guò)程過(guò)于復(fù)雜等原因，容差分配方案的設(shè)計(jì)很難一次就滿足要求，這就需要不斷對(duì)各零件或工裝的初始公差進(jìn)行調(diào)整，反復(fù)迭代容差模型。在三維公差分析軟件3DCS中，對(duì)某一個(gè)基準(zhǔn)點(diǎn)或測(cè)量點(diǎn)進(jìn)行公差修改的過(guò)程較為復(fù)雜，迅速找到目標(biāo)點(diǎn)并將公差值調(diào)整到合適的范圍較為不易。本文基于CATIA CAA設(shè)計(jì)并開(kāi)發(fā)了交互式容差模型優(yōu)化軟件工具，基于3DCS的容差分析結(jié)果，在CATIA產(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹(shù)上創(chuàng)建零組件的容差分配信息，以交互方式實(shí)現(xiàn)對(duì)生成的容差分配方案中的公差信息進(jìn)行編輯和修改，包括容差分布類(lèi)型、容差范圍和偏移值等，如圖8所示。修改后的容差模型自動(dòng)轉(zhuǎn)化為3DCS可識(shí)別的格式進(jìn)行導(dǎo)入，從而進(jìn)行快速的新一輪模擬裝配和分析計(jì)算。同時(shí)，該軟件工具還實(shí)現(xiàn)了在三維幾何模型上的自動(dòng)標(biāo)注和關(guān)聯(lián)性表達(dá)，如圖9所示。

圖7 各環(huán)節(jié)貢獻(xiàn)度Fig.7 Tolerance contribution of each facts

圖8 容差分配方案快速調(diào)整交互式窗口Fig.8 Interactive window plan rapid adjustment for tolerance allocation

圖9 根據(jù)容差信息創(chuàng)建的三維標(biāo)注Fig.9 3D annotation based on tolerance information

結(jié)束語(yǔ)

飛機(jī)產(chǎn)品的裝配工藝過(guò)程復(fù)雜，涉及到的零件數(shù)量和工裝數(shù)量多，計(jì)算機(jī)輔助的手段已經(jīng)成為合理的制定容差分配方案的必要條件。本文對(duì)飛機(jī)產(chǎn)品的容差分配方案設(shè)計(jì)與迭代優(yōu)化的過(guò)程進(jìn)行了梳理。同時(shí)，針對(duì)典型機(jī)翼翼盒的裝配進(jìn)行了裝配順序、工藝基準(zhǔn)及定位方法等工藝過(guò)程的解析，利用3DCS對(duì)翼盒產(chǎn)品進(jìn)行了模擬裝配，分析了容差分配方案的合理性。最后，設(shè)計(jì)并開(kāi)發(fā)了交互式容差模型優(yōu)化軟件工具，實(shí)現(xiàn)了容差模型的快速更新，從而加快方案優(yōu)化過(guò)程，提高了容差分配方案制定的效率。

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