CN108629114B - 一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法 - Google Patents

一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法，涉及飞机装配技术领域，该面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法包括：在装配体中选择相互连接、且尺寸均为最大和刚度均为最小的两个装配件组成子装配体，并建立子装配体的有限元模型；在子装配体的有限元模型上创建定位节点集和连接节点集，对定位节点集中的每一个定位节点施加边界条件，对连接节点集中的每一个连接节点施加法向单位载荷，得到处理后的子装配体的有限元模型；对处理后的子装配体的有限元模型进行仿真，将仿真结果代入装配容差仿真模型得出装配容差；由于本发明充分考虑法向变形对装配容差的影响，从而使装配精度的预测结果更加准确。

Description

一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法
技术领域
本发明涉及飞机装配技术领域，更具体的涉及一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法。
背景技术
随着当今社会对飞机功能要求的不断提高，飞机制造对装配精度的要求也越来越高。在飞机装配过程中，由于零组件制造误差、定位误差、工装安装误差、装配变形和装配误差的累积等原因，装配过程中容易出现装配精度超差问题，进而影响飞机的装配质量。
为了提高飞机装配精度，目前在飞机装配工艺设计阶段进行装配容差分析，来预测装配精度并优化工艺。但现有的飞机装配容差分析方法以刚体假设为基础，没有考虑装配过程中连接变形对装配精度的影响。飞机装配过程中常会引入装配应力，导致装配体在装配连接力释放后产生回弹变形，严重影响飞机的装配精度，尤其是连接点的法向变形。
综上，现有方法中存在未考虑连接点的法向变形对装配精度的影响，从而导致飞机装配精度低，进而导致飞机装配成功率低的问题。
发明内容
本发明实施例提供一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法，考虑连接点的法向变形对装配精度的影响，实现对装配精度更加准确的预测，提高装配成功率。
本发明实施例提供一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法，包括：S1、从飞机装配工艺设计系统中提取装配工艺信息；其中，所述装配工艺信息包括装配单元划分、装配顺序、装配件定位方案、公差要求、控制目标及容差技术要求、测量方案、材料性息和连接信息；
S2、基于所述装配工艺信息建立装配体的刚性装配容差仿真模型；
S3、在装配体中选择相互连接的两个装配件组成子装配体，并将子装配体导入UG/NX软件中，利用UG/NX软件中的高级仿真模块建立子装配体的有限元模型；其中，两个所述装配件均为尺寸最大和刚度最小的装配件；
S4、在子装配体的有限元模型上创建定位节点集和连接节点集，基于所述连接节点集和定位节点集进行子装配体的有限元模型的网格划分；
S5、对定位节点集中的每一个定位节点施加边界条件，对连接节点集中的每一个连接节点施加法向单位载荷，得到处理后的子装配体的有限元模型；
S6、对处理后的子装配体的有限元模型进行有限元仿真计算，得到第一仿真结果；
S7、对处理后的子装配体的有限元模型设置两个装配件之间的粘连关系，并对设置了两个装配件之间的粘连关系的处理后的子装配体的有限元模型进行仿真计算，得到第二仿真结果；
S8、将第一仿真结果和第二仿真结果分别导入刚性装配容差仿真模型，并对导入第一仿真结果和第二仿真结果的刚性装配容差仿真模型进行仿真得出敏感度矩阵和连接节点处的偏差；
S9、基于敏感度矩阵和连接节点处的偏差，得到装配容差。
较佳地，基于所述装配工艺信息建立装配体的刚性装配容差仿真模型包括：
定义装配顺序；
建立特征并赋予公差值；
定义特征之间的装配约束关系；
定义测量计划。
较佳地，所述在子装配体的有限元模型上创建定位节点集和连接节点集，包括：
在子装配体的有限元模型上依据定位方案创建定位节点集；
在子装配体的有限元模型的两个装配件相互接触的表面上依据连接信息创建连接节点集。
较佳地，所述基于敏感度矩阵和连接节点处的偏差，得到装配容差，包括：
基于如下公式，可得到装配容差；
{U}＝[S]{V}＝S1V1+S2V2+…+SnVn
其中，S为敏感度矩阵，V为连接节点处的偏差，U为装配容差。
本发明实施例中，通过在装配体中选择相互连接的两个装配件组成子装配体，并将子装配体导入UG/NX软件中，利用UG/NX软件中的高级仿真模块建立子装配体的有限元模型；其中，两个该装配件均为尺寸最大和刚度最小的装配件；对在子装配体的有限元模型上创建定位节点集和连接节点集，基于该连接节点集和定位节点集进行子装配体的有限元模型的网格划分；对定位节点集中的每一个定位节点施加边界条件，对连接节点集中的每一个连接节点施加法向单位载荷，得到处理后的子装配体的有限元模型；也即，通过以上步骤，使得本发明可以充分考虑法向变形对装配容差的影响，使装配精度的预测结果更加准确。另外，由于处理后的子装配体的有限元模型考虑了法向变形对装配容差的影响，因此，对处理后的子装配体的有限元模型进行仿真计算，求解得出的装配容差可提高装配的成功率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法统的流程图；
图2为本发明实施例提供的子装配体有限元模型示意图；
图3为本发明实施例提供的第一次仿真处理后的子装配体有限元模型的变形图；
图4为本发明实施例提供的第二次仿真处理后的子装配体有限元模型的变形图。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的一个具体实施方式进行详细描述，但应当理解本发明的保护范围并不受具体实施方式的限制。
图1示例性的示出了本发明实施例提供的一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法的流程图，该面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法，包括：
S1、从飞机装配工艺设计系统中提取装配工艺信息；其中，该装配工艺信息包括装配单元划分、装配顺序、装配件定位方案、公差要求、控制目标及容差技术要求、测量方案、材料性息和连接信息。
S2、基于该装配工艺信息建立装配体的刚性装配容差仿真模型。
S3、在装配体中选择相互连接的两个装配件组成子装配体，并将子装配体导入UG/NX软件中，利用UG/NX软件中的高级仿真模块建立子装配体的有限元模型。
其中，两个该装配件均为尺寸最大和刚度最小的装配件。
另外，图2为本发明实施例提供的子装配体有限元模型示意图。
S4、在子装配体的有限元模型上创建定位节点集和连接节点集，基于该连接节点集和定位节点集进行子装配体的有限元模型的网格划分。
其中，该在子装配体的有限元模型上创建定位节点集和连接节点集，包括：
在子装配体的有限元模型上依据定位方案创建定位节点集。
在子装配体的有限元模型的两个装配件相互接触的表面上依据连接信息创建连接节点集。
S5、对定位节点集中的每一个定位节点施加边界条件，对连接节点集中的每一个连接节点施加法向单位载荷，得到处理后的子装配体的有限元模型。
其中，限制子装配体的有限元模型的全部6个自由度，并且在两个装配件相互接触表面上的连接节点处施加法向单位载荷，两个装配件上的载荷方向相反。
S6、对处理后的子装配体的有限元模型进行有限元仿真计算，得到第一仿真结果。
S7、对处理后的子装配体的有限元模型设置两个装配件之间的粘连关系，并对设置了两个装配件之间的粘连关系的处理后的子装配体的有限元模型进行仿真计算，得到第二仿真结果。
S8、将第一仿真结果和第二仿真结果分别导入刚性装配容差仿真模型，并对导入第一仿真结果和第二仿真结果的刚性装配容差仿真模型进行仿真得出敏感度矩阵和连接节点处的偏差。
S9、基于敏感度矩阵和连接节点处的偏差，得到装配容差。
其中，基于如下公式(1)，可得到装配容差；
{U}＝[S]{V}＝S1V1+S2V2+…+SnVn (1)
其中，S为敏感度矩阵，V为连接节点处的偏差，U为装配容差。
由于本明将处理后的子装配体的有限元模型分两种情况进行仿真，为了更清楚的说明仿真结果，将对处理后的子装配体的有限元模型进行有限元仿真计算，得到第一仿真结果，称为第一次仿真，且本次仿真的结果图如图3所示，也即，图3为第一次仿真处理后的子装配体有限元模型的变形图。
一种是是在装配件相互接触的表面设置粘连关系，忽略装配件连接产生的摩擦力，进行有限元仿真计算，称为第二次仿真，且本次仿真的结果图如图4所示，图4为第二次仿真处理后的子装配体有限元模型的变形图。
可选地，基于该装配工艺信息建立装配体的刚性装配容差仿真模型包括：
定义装配顺序。
建立特征并赋予公差值。
定义特征之间的装配约束关系。
定义测量计划。
需要说明的是，选取受装配连接变形影响大的装配件组成子装配体并建立有限元模型，依据材料信息设置装配件的材料和物理属性。
其中，选取受装配连接变形影响大的装配件，是选择相互连接的、且尺寸均为最大和刚度均为最小的两个装配件组成子装配体。
另外，装配连接变形为弹性变形，有限元仿真类型为线性仿真，第一结果和第二结果中均包含装配件和装配体的刚度矩阵。
本发明实施例中，通过在装配体中选择相互连接的两个装配件组成子装配体，并将子装配体导入UG/NX软件中，利用UG/NX软件中的高级仿真模块建立子装配体的有限元模型；其中，两个该装配件均为尺寸最大和刚度最小的装配件；对在子装配体的有限元模型上创建定位节点集和连接节点集，基于该连接节点集和定位节点集进行子装配体的有限元模型的网格划分；对定位节点集中的每一个定位节点施加边界条件，对连接节点集中的每一个连接节点施加法向单位载荷，得到处理后的子装配体的有限元模型；也即，通过以上步骤，使得本发明可以充分考虑法向变形对装配容差的影响，使装配精度的预测结果更加准确。另外，由于处理后的子装配体的有限元模型考虑了法向变形对装配容差的影响，因此，对处理后的子装配体的有限元模型进行仿真计算，求解得出的装配容差可提高装配的成功率。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (3)

1.一种面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法，其特征在于，包括：
S1、从飞机装配工艺设计系统中提取装配工艺信息；其中，所述装配工艺信息包括装配单元划分、装配顺序、装配件定位方案、公差要求、控制目标及容差技术要求、测量方案、材料性息和连接信息；
S2、基于所述装配工艺信息建立装配体的刚性装配容差仿真模型；
S3、在装配体中选择相互连接的两个装配件组成子装配体，并将子装配体导入UG/NX软件中，利用UG/NX软件中的高级仿真模块建立子装配体的有限元模型；其中，两个所述装配件均为尺寸最大和刚度最小的装配件；
S4、在子装配体的有限元模型上创建定位节点集和连接节点集，基于所述连接节点集和定位节点集进行子装配体的有限元模型的网格划分；
S5、对定位节点集中的每一个定位节点施加边界条件，对连接节点集中的每一个连接节点施加法向单位载荷，得到处理后的子装配体的有限元模型；
S6、对处理后的子装配体的有限元模型进行有限元仿真计算，得到第一仿真结果；
S7、对处理后的子装配体的有限元模型设置两个装配件之间的粘连关系，并对设置了两个装配件之间的粘连关系的处理后的子装配体的有限元模型进行仿真计算，得到第二仿真结果；
S8、将第一仿真结果和第二仿真结果分别导入刚性装配容差仿真模型，并对导入第一仿真结果和第二仿真结果的刚性装配容差仿真模型进行仿真得出敏感度矩阵和连接节点处的偏差；
S9、基于敏感度矩阵和连接节点处的偏差，得到装配容差；
基于所述装配工艺信息建立装配体的刚性装配容差仿真模型包括：
定义装配顺序；
建立特征并赋予公差值；
定义特征之间的装配约束关系；
定义测量计划。
2.根据权利要求1所述的面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法，其特征在于，所述在子装配体的有限元模型上创建定位节点集和连接节点集，包括：
在子装配体的有限元模型上依据定位方案创建定位节点集；
在子装配体的有限元模型的两个装配件相互接触的表面上依据连接信息创建连接节点集。
3.根据权利要求1所述的面向飞机装配连接变形的装配容差仿真分析方法，其特征在于，所述基于敏感度矩阵和连接节点处的偏差，得到装配容差，包括：
基于如下公式，可得到装配容差；
{U}＝[S]{V}＝S1V1+S2V2+…+SnVn
其中，S为敏感度矩阵，V为连接节点处的偏差，U为装配容差。
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