徐峰

摘要：飛機(jī)總裝過程中，裝配對象一般為飛機(jī)段（部）件級結(jié)構(gòu)，對于尺寸較大或結(jié)構(gòu)復(fù)雜的飛機(jī)部段間的裝配，其定位、姿態(tài)調(diào)整和連接都是非常困難的。傳統(tǒng)的飛機(jī)裝配過程中，使用了大量的裝配型架和實(shí)物卡板用來定位和裝夾零部件。裝配型架不僅對工件起定位和夾緊作用，還要保證零件的裝配形狀。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)裝配；支撐點(diǎn)；設(shè)計(jì)

引言

在飛機(jī)數(shù)字化裝配系統(tǒng)中，飛機(jī)部件的調(diào)姿工裝由多個(gè)定位器組成，通過各定位器的協(xié)同運(yùn)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)飛機(jī)部件的位姿調(diào)整，定位器同時(shí)也是飛機(jī)部件裝配過程中的夾具。與傳統(tǒng)的剛性型架相比較，由定位器組成的調(diào)姿工裝具有簡單、開敞、定位精度高等優(yōu)點(diǎn)，且通過改變定位器的布局，使調(diào)姿工裝能夠適用于不同的機(jī)型，極大的降低了飛機(jī)的制造成本。機(jī)身在進(jìn)入裝配環(huán)節(jié)之前，已包含了制造誤差，所以激光跟蹤儀的測量結(jié)果包含了機(jī)身的制造誤差與變形誤差。機(jī)身制造誤差與變形誤差疊加后可能造成測量點(diǎn)的空間位置誤差超差，但僅根據(jù)激光跟蹤儀的測量結(jié)果無法分辨機(jī)身的制造誤差與變形誤差，這就可能導(dǎo)致對機(jī)身制造誤差的誤判。

1.飛機(jī)部件支撐點(diǎn)設(shè)置原則

飛機(jī)部件自身結(jié)構(gòu)中，通常并未預(yù)留用于連接定位器的接頭，因此在飛機(jī)部件與定位器之間需設(shè)置專用的工藝接頭用于過渡連接。飛機(jī)部件支撐點(diǎn)的設(shè)置實(shí)際上即確定定位器的數(shù)量、布局以及工藝接頭的安裝位置。上述參數(shù)則決定了飛機(jī)部件在裝配過程中的變形、應(yīng)力情況。

定位器既是飛機(jī)部件調(diào)姿的執(zhí)行單元，也是飛機(jī)部件的夾持機(jī)構(gòu)。定位器除了能將飛機(jī)部件調(diào)姿到目標(biāo)位姿外，也要能平衡飛機(jī)在調(diào)姿過程中的負(fù)載，將機(jī)身穩(wěn)定固持。

2.飛機(jī)部件可支撐位置選擇

定位器對飛機(jī)的作用載荷均是通過工藝接頭傳遞至飛機(jī)部件上，因此在工藝接頭與飛機(jī)部件相連接的區(qū)域，應(yīng)力較大，為避免飛機(jī)部件在裝配過程中產(chǎn)生過大的局部應(yīng)力，保障調(diào)姿的安全性，一般將支撐位置設(shè)置在飛機(jī)部件剛度較好的位置，如機(jī)身加強(qiáng)框上。因此，飛機(jī)部件的可支撐位置為一組離散的框位。相應(yīng)的，工藝接頭的安裝位置也只能在可支撐框上來選擇。

3.飛機(jī)部件支撐點(diǎn)設(shè)置評價(jià)方法

3.1飛機(jī)部件測量點(diǎn)布局

由于飛機(jī)部件外形輪廓與結(jié)構(gòu)復(fù)雜，對機(jī)身部件的姿態(tài)和變形進(jìn)行直觀的描述較為困難，在數(shù)字化裝配系統(tǒng)中，在機(jī)身部件上設(shè)置了若干測量點(diǎn)，測量點(diǎn)即為靶球的安裝位置，根據(jù)激光跟蹤儀的測量結(jié)果能夠得到測量點(diǎn)在裝配坐標(biāo)系下的空間位置。測量點(diǎn)的空間位置可以用于評價(jià)飛機(jī)部件的姿態(tài)、位置，為定位器的進(jìn)給提供依據(jù)，同時(shí)也可以評價(jià)飛機(jī)部件的變形情況及裝配工藝性能。

3.2飛機(jī)部件承載分析

飛機(jī)部件在裝配過程中的載荷包括飛機(jī)部件的重力、裝配應(yīng)力、慣性力等，飛機(jī)部件的調(diào)姿過程平穩(wěn)且緩慢，與飛機(jī)部件的重力載荷相比較，慣性力和裝配應(yīng)力相對較小，可將飛機(jī)部件的調(diào)姿過程視為準(zhǔn)靜態(tài)過程。因此對機(jī)身部件的載荷只需考慮重力載荷的影響。

重力場的方向相對于裝配坐標(biāo)系而言是固定不變的，在圖3.1所示的坐標(biāo)系系統(tǒng)中，重力場方向在裝配坐標(biāo)系為（0，g，0）^T，g為重力加速度。而相對于飛機(jī)部件坐標(biāo)系，重力場的方向G_f（g_x，g_y，g_z）^T會(huì)隨飛機(jī)部件姿態(tài)的改變而改變。其中G_f（g_x，g_y，g_z）^T可通過旋轉(zhuǎn)矩陣R求解：

G_f（g_x，g_y，g_z）^T=R^T（0，g，0）^T

R為飛機(jī)部件的姿態(tài)變換矩陣：

其中ca=cosa，sa=sina，式（2）的變換即為飛機(jī)部件繞裝配坐標(biāo)系的x軸旋轉(zhuǎn)）γ角，再繞Y軸旋轉(zhuǎn)β角，最后繞Z軸旋轉(zhuǎn)及α角。姿態(tài)變換矩陣R可由飛機(jī)部件測量點(diǎn)坐標(biāo)與飛機(jī)部件數(shù)字模型匹配計(jì)算得到。

3.3飛機(jī)部件測量點(diǎn)位置誤差

在飛機(jī)的彈性變形范圍內(nèi)，飛機(jī)部件的重力載荷沿坐標(biāo)軸的分量與測量點(diǎn)的空間位置誤差近似為線性關(guān)系：

其中，g_i為重力載荷沿i方向的分量，a_ij，b_ij，c_ij各測量點(diǎn)的剛度參數(shù)，△u_ij為沿i向重力載荷作用下，測量點(diǎn)的j軸方向誤差值。則測量點(diǎn)沿各軸的誤差值為：

△u_i為測量點(diǎn)沿i軸方向的誤差值，測量點(diǎn)的空間位置誤差為：

即為飛機(jī)部件支撐點(diǎn)設(shè)置的評價(jià)標(biāo)準(zhǔn)，如果可以求解剛度參數(shù)，則可以得到飛機(jī)部件在任意姿態(tài)下的變形情況，但飛機(jī)部件的結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在方程組中的剛度參數(shù)難以通過解析法求得。

4.位器布局與數(shù)量對機(jī)身變形的影響

能夠穩(wěn)定支撐機(jī)身，實(shí)現(xiàn)機(jī)身六自由度姿態(tài)調(diào)整，至少需要三個(gè)定位器來支撐機(jī)身，因此，有限元模型中首先考慮三點(diǎn)支撐方式，為使機(jī)身重心位于各支撐點(diǎn)之間，保證支撐穩(wěn)定性，可行的支撐框位組合為1號支撐框位分別與其他三個(gè)支撐框位之間的組合，其中1號支撐框位的工藝接頭與機(jī)身連接區(qū)域設(shè)置在機(jī)身底部，其他支撐框位的連接區(qū)域?yàn)閃L0附近。

4.1機(jī)身多點(diǎn)支撐方法

設(shè)計(jì)機(jī)身的多點(diǎn)支撐方法實(shí)際上即確定工藝接頭安裝位置，定位器數(shù)量.布局等參數(shù)。工藝接頭的安裝位置與其他支撐參數(shù)不存在耦合關(guān)系，可以優(yōu)先確定，通過計(jì)算可得，工藝接頭與機(jī)身連接區(qū)域設(shè)置在WLO附近時(shí)，機(jī)身的變形較小，并使調(diào)姿工裝有較大的操作空間，因此確定工藝接頭與機(jī)身的連接區(qū)域設(shè)置在WL0位置。機(jī)身采用三點(diǎn)支撐方式時(shí)，1號支撐框位區(qū)域的應(yīng)力較大，這是由于機(jī)身沿x軸方向的載荷對1號支撐框位的定位器有較大的彎矩作用。

機(jī)身采用四點(diǎn)支撐方式時(shí)，所有支撐框位的組合中，機(jī)身均存在局部變形較大的區(qū)域，這是由于機(jī)身外形尺寸較大，四個(gè)支撐點(diǎn)難以兼顧對整個(gè)機(jī)身的“保型”效果。

機(jī)身采用六點(diǎn)支撐時(shí)，其誤差與三點(diǎn)支撐、四點(diǎn)支撐向比較，均有明顯降低，且機(jī)身不存在局部應(yīng)力、變形較大的區(qū)域，綜合考慮機(jī)身調(diào)姿工裝的工藝要求與經(jīng)濟(jì)性，最終確定機(jī)身由六個(gè)定位器支撐，支撐框位為1號、2號和4號框位。

結(jié)論

本文分析了大型飛機(jī)結(jié)構(gòu)及數(shù)字化總裝配的特點(diǎn)，提出了大型飛機(jī)部件的支撐點(diǎn)設(shè)計(jì)方法。最終確定機(jī)身由六個(gè)定位器支撐，機(jī)身工藝接頭與機(jī)身連接區(qū)域設(shè)置在WL0附近。