CN112193432B - 飞机壁板的安装方法及其与骨架间的装配间隙的计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机壁板的安装方法及其与骨架间的装配间隙的计算方法，属于大型飞机的数字化装配技术领域。安装方法包括装配间隙计算步骤、压紧方案设计步骤及固连步骤；在装配间隙计算步骤，通过获取壁板内形轮廓曲线与骨架外形轮廓曲线，并通过曲线积分求解该两条轮廓曲线之间的间隙面积，以表征翼盒壁板的装配间隙；在压紧方案设计步骤，判断前述间隙面积是否大于临界间隙面积，若大于则需要进行压紧处理；在固连步骤中，按照压紧方案设计步骤所获取的结果，利用压紧装置挤压内形凸台与骨架外形之间的装配间隙，至使当前间隙面积小于临界间隙面积。该安装方法可有效地消除对翼盒壁板的装配间隙，可广泛应用于大型飞机的制造技术领域。

Description

飞机壁板的安装方法及其与骨架间的装配间隙的计算方法

技术领域

本发明涉及大型飞机的数字化装配技术领域，具体地说，涉及一种飞机壁板的安装方法及翼盒壁板与骨架之间的装配间隙的计算方法。

背景技术

在飞机制造过程中，装配约占制造总劳动量的40％-50％，且直接决定了产品的最终质量、生产成本和制造周期。虽然采用如公开号为CCN105665605A等专利文献所公开的设备对壁板等部件进行自动化制孔与装配，但在飞机大部件的装配过程中，由于相当部分零组件为大尺寸弱刚性薄壁结构，导致这些零组件在零件加工、组件装配、部件装配过程中极易产生误差和变形；例如在机翼的装配过程中，通常都会采用公告号为CN107719692A等的专利文献所公开的工装对处于安装过程中的壁板进行保形压紧，但各种误差源在逐级装配过程中不断传播与累积，使得飞机壁板与骨架间均偏离其名义外形和尺寸，从而在飞机壁板内形与骨架外形之间存在装配不可忽略的装配间隙。

在机翼壁板的安装过程中，装配间隙的存在会导致以下问题：(1)制孔毛刺容易进入装配间隙而划伤产品；(2)壁板拆卸复位时，与骨架上的紧固孔位置对齐困难；(3)在壁板与骨架连接后，易使壁板出现鼓包。

为了解决上述技术问题，常用做法为采用加垫补偿和壁板压紧的方式来解决这一问题，其中由人工使用塞尺测量和评价装配间隙，该测量和评价方法难以准确地得到装配间隙的整体情况，导致加垫过程和压紧过程严重依赖人工经验和技术水平，阻碍了数字化加垫和压紧过程的实现。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种飞机壁板的安装方法，以能更科学地对飞机壁板在安装过程中的装配间隙进行科学计算，以能为压紧消除该装配间隙提供科学依据，从而能有效地对装配间隙进行控制；

本发明的另一目的是提供一种翼盒壁板与骨架之间的装配间隙的计算方法，以能更科学地对飞机壁板在安装过程中的装配间隙进行科学计算，从而能为更好地消除该装配间隙提供科学依据。

为了实现上述主要目的，本发明提供的飞机壁板的安装方法，包括装配间隙计算步骤、压紧方案设计步骤及固连步骤；固连步骤包括利用压紧装置挤压消除翼盒壁板的内形凸台与骨架外形之间的装配间隙，再利用紧固件将翼盒壁板固连至骨架上；装配间隙计算步骤包括：(1)在内形凸台上翼肋最大投影面与该内形凸台的交线位置处布置m个间隔预定间距的轮廓测量点，再采用测量仪器获取轮廓测量点在测量仪器坐标系下的三维坐标x^MIF；(2)基于测量仪器转站所获得的测量仪器坐标系与飞机坐标系之间的位姿转换矩阵^AFT_MIF，计算轮廓测量点在飞机坐标系下的三维坐标x^AF＝AFT_MIF*x^MIF；(3)根据前述m个轮廓测量点的坐标，采用B-spline模型刻画壁板内形轮廓Curve_panel；(4)获取骨架外形轮廓Curve_skeleton；(5)综合壁板内形轮廓Curve_panel与骨架外形轮廓Curve_skeleton，通过曲线积分求解该两条轮廓曲线之间的间隙面积Surface_gap，用于表征内形凸台与骨架外形之间的装配间隙；压紧方案设计步骤包括：当间隙面积Surface_gap小于需施加压紧力的临界间隙面积

时，则无需利用压紧装置施加压紧力；当间隙面积Surface_gap大于临界间隙面积

时，基于间隙面积Surface_gap计算在压紧装置的均布线载荷p_airbag作用下，该压紧装置所需输出的压紧做功W_gap；在固连步骤中，按照压紧方案设计步骤所获取的结果，利用压紧装置挤压内形凸台与骨架外形之间的装配间隙，至使当前间隙面积Surface_gap小于临界间隙面积

在上述技术方案中，采用间隙面积表征翼盒壁板与骨架之间的间隙，接着基于该间隙面积进行压紧方案的设计，再利用压紧做功作为固连过程中压紧力的控制参数，从而能更科学地对装配间隙进行科学的评价，以为计算消除间隙时所需施加的压紧力提供依据，以便在不影响产品定位精度和装配系统稳定性的情况下，实现装配间隙的有效控制。

具体的方案为前述采用B-spline模型刻画壁板内形轮廓Curve_panel的步骤包括以下步骤：

(1)基于B-spline模型的n个控制点C_i,(i＝0,1,…,n)，构造与节点向量K＝{k₀,k₁,…,k_n+d+1}相关的基函数B_i,d(k)，该基函数的自由度为d，获取内形轮廓曲线

(2)分析壁板内形轮廓测量数据拟合残差e_j,(j＝0,1,…,m)的概率分布参数(μ,σ)随控制点数量n的变化规律，选取拟合残差分布接近零均值正态分布且标准偏差较小时的控制点数量为最优控制点数量n_opt；其中

优选的方案为前述获取骨架外形轮廓Curve_skeleton的步骤包括以下步骤：

利用翼肋最大投影面截取骨架模型，以相交线作为骨架外形轮廓Curve_skeleton。

优选的方案为压紧装置为条形气囊压紧装置。

优选的方案为W_gap＝p_airbag*Surface_gap。

优选的方案为轮廓测量点沿交线位置等间距布置。

优选的方案为Surface_gap＝∫[Curve_panel(x)-Curve_skeleton(x)]dx。

为了实现上述另一目的，本发明提供的飞机壁板与骨架间的装配间隙的计算方法包括以下步骤：

在翼盒壁板的内形凸台上翼肋最大投影面与该内形凸台的交线位置处布置m个间隔预定间距的轮廓测量点，再采用测量仪器获取轮廓测量点在测量仪器坐标系下的三维坐标x^MIF；

基于测量仪器转站所获得的测量仪器坐标系与飞机坐标系之间的位姿转换矩阵^AFT_MIF，计算轮廓测量点在飞机坐标系下的三维坐标x^AF＝^AFT_MIF*x^MIF；

根据前述m个测量点的坐标，采用B-spl ine模型刻画壁板内形轮廓Curve_panel；

获取骨架外形轮廓Curve_skeleton；

综合壁板内形轮廓Curve_panel与骨架外形轮廓Curve_skeleton，通过曲线积分求解该两条轮廓曲线之间的间隙面积Surface_gap，用于表征内形凸台与骨架外形之间的装配间隙。

具体采用B-spline模型刻画壁板内形轮廓Curve_panel的步骤包括以下步骤：

(1)基于B-spline模型的n个控制点C_i,(i＝0,1,…,n)，构造与节点向量K＝{k₀,k₁,…,k_n+d+1}相关的基函数B_i,d(k)，该基函数的自由度为d，获取内形轮廓曲线

(2)分析壁板内形轮廓测量数据拟合残差e_j,(j＝0,1,…,m)的概率分布参数(μ,σ)随控制点数量n的变化规律，选取拟合残差分布接近零均值正态分布且标准偏差较小时的控制点数量为最优控制点数量n_opt；其中

优选的方案为获取骨架外形轮廓Curve_skeleton的步骤为利用翼肋最大投影面截取骨架模型，以相交线作为骨架外形轮廓Curve_skeleton。

优选的方案为轮廓测量点沿交线位置等间距布置。

优选的方案为Surface_gap＝∫[Curve_panel(x)-Curve_skeleton(x)]dx。

附图说明

图1为本发明实施例中翼肋、壁板及布设在该壁板上的测量点的结构示意图；

图2为本发明实施例中装配方法的工作流程图；

图3为本发明实施例中装配间隙的结构示意图；

图4为本发明实施例中利用条形气囊压紧装置对壁板进行压紧处理的过程示意图。

具体实施方式

以下结合实施例及其附图对本发明作进一步说明。

实施例

图1为典型飞机大部件翼盒的壁板1与骨架2在肋界面处的装配间隙3的结构示意图，在本实施例中，该装配间隙3为翼盒壁板1的内形凸台和翼肋外形之间的叠层间隙。

参见图2，对翼盒壁板2进行安装的过程，具体包括装配间隙计算步骤S1、压紧方案设计步骤S2及固连步骤S3。

如图1、图3及图4所示，装配间隙计算步骤S1用于计算能表征翼盒壁板1与骨架2之间的装配间隙的参数值，在本实施例中采用装配间隙3的间隙面积数值进行表征，具体包括以下步骤：

(1)如图1及图3所示，在翼盒壁板1的内形凸台上翼肋最大投影面与该内形凸台的交线位置处布置m个间隔预定间距的轮廓测量点4，在本实施例中为7个轮廓测量点4等间距布置。再采用测量仪器获取轮廓测量点4在测量仪器坐标系下的三维坐标x^MIF；在本实施例中，测量仪器为激光跟踪测量仪等。

(2)基于前述测量仪器转站所获得的测量仪器坐标系与飞机坐标系之间的位姿转换矩阵^AFT_MIF，计算轮廓测量点4在飞机坐标系下的三维坐标x^AF＝^AFT_MIF*x^MIF。

(3)根据m个轮廓测量点4的坐标数据，采用B-spl ine模型刻画壁板内形轮廓Curve_panel，在图3中被标注为轮廓曲线10，该刻画步骤具体包括以下步骤：

(3.1)基于所述B-spline模型的n个控制点C_i,(i＝0,1,…,n)，构造与节点向量K＝{k₀,k₁,…,k_n+d+1}相关的基函数B_i,d(k)，该基函数的自由度为d，获取内形轮廓曲线

其中，k反映了翼肋最大投影面上壁板内形轮廓测量数据中某测量点的x坐标与所有测量点x坐标的上下限x_e和x_s之间的关系，k＝(x-x_s)/(x_e-x_s)；

(3.2)分析壁板内形轮廓测量数据拟合残差e_j,(j＝0,1,…,m)的概率分布参数(μ,σ)随控制点数量n的变化规律，，选取拟合残差分布接近零均值正态分布且标准偏差较小时的控制点数量为最优控制点数量n_opt；其中

(4)获取骨架外形轮廓Curve_skeleton，在图3中被标注为轮廓曲线20。

在本实施例中，具体过程为利用翼肋最大投影面截取骨架模型，以它们的相交线作为骨架外形轮廓Curve_skeleton。

(5)综合前述步骤所获取的壁板内形轮廓Curve_panel与骨架外形轮廓Curve_skeleton，通过曲线积分求解该两条轮廓曲线之间的间隙面积Surface_gap，用于表征翼盒壁板的内形凸台与骨架外形之间的装配间隙。

在本实施例中，间隙面积计算公式表示为Surface_gap＝∫[Curve_panel(x)-Curve_skeleton(x)]dx。

压紧方案设计步骤S2包括：当前述计算出的间隙面积Surface_gap小于需施加压紧力的临界间隙面积

时，则无需利用压紧装置施加压紧力；当前述计算出的间隙面积Surface_gap大于临界间隙面积

时，基于间隙面积Surface_gap计算在压紧装置的均布线载荷p_airbag作用下，该压紧装置所需输出的压紧做功W_gap。

压紧做功W_gap的计算公式为W_gap＝p_airbag*Surface_gap；其中，临界间隙面积

为基于当前装配工艺所允许存在的最小装配间隙尺寸值，并结合试验测试得到的经验面积值。

固连步骤S3包括：按照前述压紧方案设计步骤所获取的结果，即是否需要进行压紧操作，利用压紧装置5挤压翼盒壁板1的内形凸台与骨架外形之间的装配间隙3，至使当前间隙面积Surface_gap小于临界间隙面积

再利用紧固件将翼盒壁板1固连至骨架2上。在压紧过程中，最优选是压紧至消除间隙面积，但在实际安装过程中，可以挤压至小于临界间隙面积

以满足装配工艺要求。在本实施例中，压紧装置5为条形气囊压紧装置。

Claims (10)

1.一种飞机壁板的安装方法，包括装配间隙计算步骤、压紧方案设计步骤及固连步骤；所述固连步骤包括利用压紧装置挤压翼盒壁板的内形凸台与骨架外形之间的装配间隙，再利用紧固件将所述翼盒壁板固连至骨架上；其特征在于：

所述装配间隙计算步骤包括：(1)在所述内形凸台上翼肋最大投影面与该内形凸台的交线位置处布置m个间隔预定间距的轮廓测量点，再采用测量仪器获取所述轮廓测量点在测量仪器坐标系下的三维坐标x^MIF；(2)基于所述测量仪器转站所获得的测量仪器坐标系与飞机坐标系之间的位姿转换矩阵^AFT_MIF，计算所述轮廓测量点在所述飞机坐标系下的三维坐标x^AF＝^AFT_MIF*x^MIF；(3)根据前述m个轮廓测量点的坐标，采用B-spline模型刻画壁板内形轮廓Curve_panel；(4)获取骨架外形轮廓Curve_skeleton；(5)综合所述壁板内形轮廓Curve_panel与所述骨架外形轮廓Curve_skeleton，通过曲线积分求解该两条轮廓曲线之间的间隙面积Surface_gap，用于表征所述内形凸台与所述骨架外形之间的装配间隙；

所述压紧方案设计步骤包括：当所述间隙面积Surface_gap小于需施加压紧力的临界间隙面积

时，则无需利用压紧装置施加压紧力；当所述间隙面积Surface_gap大于所述临界间隙面积

时，基于所述间隙面积Surface_gap计算在所述压紧装置的均布线载荷p_airbag作用下，该压紧装置所需输出的压紧做功W_gap；

在所述固连步骤中，按照所述压紧方案设计步骤所获取的结果，利用所述压紧装置挤压所述内形凸台与所述骨架外形之间的装配间隙，至使当前间隙面积Surface_gap小于所述临界间隙面积

2.根据权利要求1所述的安装方法，其特征在于，所述采用B-spline模型刻画壁板内形轮廓Curve_panel的步骤包括以下步骤：

(1)基于所述B-spline模型的n个控制点C_i,(i＝0,1,…,n)，构造与节点向量K＝{k₀,k₁,…,k_n+d+1}相关的基函数B_i,d(k)，该基函数的自由度为d，获取内形轮廓曲线

(2)分析壁板内形轮廓测量数据拟合残差e_j,(j＝0,1,…,m)的概率分布参数(μ,σ)随控制点数量n的变化规律，选取拟合残差分布接近零均值正态分布且标准偏差较小时的控制点数量为最优控制点数量n_opt；其中

3.根据权利要求1或2所述的安装方法，其特征在于，所述获取骨架外形轮廓Curve_skeleton的步骤包括以下步骤：

利用所述翼肋最大投影面截取骨架模型，以相交线作为所述骨架外形轮廓Curve_skeleton。

4.根据权利要求1至3任一项权利要求所述的安装方法，其特征在于：

所述压紧装置为条形气囊压紧装置。

5.根据权利要求4所述的安装方法，其特征在于：

W_gap＝p_airbag*Surface_gap。

6.根据权利要求4所述的安装方法，其特征在于：

所述轮廓测量点沿所述交线位置等间距布置。

7.根据权利要求4所述的安装方法，其特征在于：

Surface_gap＝∫[Curve_panel(x)-Curve_skeleton(x)]dx。

8.根据权利要求1至3任一项权利要求所述的安装方法，其特征在于：

W_gap＝p_airbag*Surface_gap。

9.根据权利要求1至3任一项权利要求所述的安装方法，其特征在于：

所述轮廓测量点沿所述交线位置等间距布置。

10.根据权利要求1至3任一项权利要求所述的安装方法，其特征在于：

Surface_gap＝∫[Curve_panel(x)-Curve_skeleton(x)]dx。

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