CN113127301B - 一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，包括以下步骤：对飞机中机身后段三维模型进行静力学仿真分析，根据仿真分析结果找出刚强度相对薄弱的位置；依照测得的刚强度相对薄弱的位置进行光纤应变传感器的分布；将光波长信号解调为电信号，实现解调仪与工控机之间的数据通讯；通过监控软件实现监控数据实时曲线显示，设置阈值实现实时监控数据的预警功能；建立数据库与上位机软件之间的数据通讯，实现采集数据的实时存储，以传感器型号的数据采集时间作为关键字开发数据的检索功能；采用组合解耦计算的方法计算X、Y、Z三个方向的系数，从而建立应变与受力之间的数据模型，并写入监控软件，实现对飞机装配过程中工装受载状态的实时监控。

Description

一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法
技术领域
本发明涉及受载监控领域，特别涉及一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法。
背景技术
飞机装配型架是飞机制造领域不可或缺的工艺装备，绝大多数飞机零组件、部件及整机装配都是在型架上完成的，在装配过程中，型架定位器主要起到定位、夹紧、支撑等作用，作为型架上与产品直接接触的组件，型架定位器受载状态影响着飞机部件的装配精度，是保证飞机装配准确度和协调准确的重要指标。在实际应用过程中，由于不了解定位器实际受载情况，为了使其状态稳定满足装配要求，一般在设计制造阶段增大其刚性，从而导致型架整体结构尺寸较大。并且操作人员为了能够使各组件配合成功，在装配过程中会对工装进行敲击。会使飞机工装产生一些肉眼不易察觉的形变。这些形变可能会导致工装的报废，造成不可估量的损失。如果能够对飞机装配过程中工装的受载状态进行实时监控，则可以有效预防甚至杜绝这种现象的发生。
发明内容
本发明的目的在于：提供了一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，该方法能够对装配过程中定位器的受载进行实时监控，一方面，防止定位器受载过大导致塑形变形，甚至直接断裂，影响飞机装配质量，另一方面，也可以通过对整个装配过程中定位器受载状况进行数据分析，反过来指导型架设计过程，从源头上简化工装结构，降低材料成本，提高生产利用率。
本发明采用的技术方案如下：
一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，包括依次进行的以下步骤：
步骤S1：对飞机中机身后段三维模型进行静力学仿真分析，根据仿真分析结果找出刚强度相对薄弱的位置；
步骤S2：依照步骤S1中刚强度相对薄弱的位置进行光纤应变传感器的分布；
步骤S3：将光波长信号解调为电信号，实现解调仪与工控机之间的数据通讯；
步骤S4：通过监控软件实现监控数据实时曲线显示，设置阈值实现实时监控数据的预警功能；
步骤S5：建立数据库与上位机软件之间的数据通讯，实现采集数据的实时存储，以传感器型号的数据采集时间作为关键字开发数据的检索功能；
步骤S6：采用组合解耦计算的方法计算X、Y、Z三个方向的系数，从而建立应变与受力之间的数据模型，并以代码的形式写入监控软件，实现对飞机装配过程中工装受载状态的实时监控。
为了更好地实现本方案，进一步地，所述步骤S6中组合解耦计算的方法具体为：
由传感器和加载量之间的线性系数计算公式
Figure BDA0003016707270000021
分别对同一方向进行加载得到X、Y、Z三个方向的传感器的输出量，计算出系数矩阵为：
Figure BDA0003016707270000022
通过换算矩阵和加载量计算出受载大小为：
Figure BDA0003016707270000023
其中，Kij是传感器与加载量之间的线性系数，Fi是加载量，△λij是传感器采集到的波长。
为了更好地实现本方案，进一步地，所述步骤S1中进行静力学仿真分析的工具为Abaqus仿真分析软件。
为了更好地实现本方案，进一步地，所述步骤S2中，进行光纤应变传感器的分布时保证光纤不影响操作人员的装配作业。
为了更好地实现本方案，进一步地，所述步骤S3中采用光纤解调仪将光波长信号解调为电信号，并采用以太网实现解调仪与工控机之间的数据通讯。
为了更好地实现本方案，进一步地，所述步骤S4中通过监控软件实现监控数据实时曲线显示的方法为：采用C#作为高级编程语言，以VS2010作为软件开发平台开发软件界面，调用LabView控件。
为了更好地实现本方案，进一步地，所述步骤S5中采用SQL Server数据库开发平台进行数据库系统开发，并采用SqlClient协议实现数据库与上位机软件之间的数据通讯。
本方案对需要装配的工装进行刚强度仿真分析，设定刚强度的阈值σ0，小于σ0的位置即为薄弱位置，找出工装刚强度相对薄弱的位置，在这些刚强度相对薄弱的位置分布光纤应变传感器。由于光纤传感器采集到的是光波长的变化，为方便后续处理，需要将光信号的变化转换成电信号，采用光纤解调仪将采集到的光波长信号解调为电信号。
并且，基于成熟的软件开发平台进行软件界面开发，实现监控数据的实时曲线显示，并根据飞机装配现场的需求增加预警等功能。基于成熟的数据库开发平台开发数据库，实现实时监控数据的存储功能，并根据实际需求实现关键字检索和数据导出等功能。
然后采用组合解耦计算的方法计算X、Y、Z三个方向的系数，从而建立应变与受力之间的数据模型，实现对飞机装配过程中工装受力状态的实时监控，并实现飞机装配过程中工装受力状态实时监控数据的曲线显示和数据存储。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
1.本发明所述的一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，依照刚强度相对薄弱的位置进行光纤应变传感器的分布，并将光波长信号解调为电信号，然后采用组合解耦计算的方法计算X、Y、Z三个方向的系数，从而建立应变与受力之间的数据模型，并以代码的形式写入监控软件，实现对飞机装配过程中工装受载状态的实时监控，防止定位器受载过大导致塑形变形，甚至直接断裂，影响飞机装配质量；
2.本发明所述的一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，依照刚强度相对薄弱的位置进行光纤应变传感器的分布，并将光波长信号解调为电信号，然后采用组合解耦计算的方法计算X、Y、Z三个方向的系数，从而建立应变与受力之间的数据模型，并以代码的形式写入监控软件，实现对飞机装配过程中工装受载状态的实时监控，通过对整个装配过程中定位器受载状况进行数据分析，反过来指导型架设计过程，从源头上简化工装结构，降低材料成本，提高生产利用率。
附图说明
为了更清楚地说明本技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，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相关的附图，其中：
图1是本发明的流程图；
图2是本发明的具体实施流程图；
图3是飞机装配过程中工装受载状态监控示意图；
图中，1-型架，2-定位器，3-连接件，4-Y方向应变片，5-Z方向应变片，6-X方向应变片，7-定位点A，8-定位点B。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
下面结合图1至图3对本发明作详细说明。
实施例1：
一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，如图1，包括依次进行的以下步骤：
步骤S1：对飞机中机身后段三维模型进行静力学仿真分析，根据仿真分析结果找出刚强度相对薄弱的位置；
步骤S2：依照步骤S1中刚强度相对薄弱的位置进行光纤应变传感器的分布；
步骤S3：将光波长信号解调为电信号，实现解调仪与工控机之间的数据通讯；
步骤S4：通过监控软件实现监控数据实时曲线显示，设置阈值实现实时监控数据的预警功能；
步骤S5：建立数据库与上位机软件之间的数据通讯，实现采集数据的实时存储，以传感器型号的数据采集时间作为关键字开发数据的检索功能；
步骤S6：采用组合解耦计算的方法计算X、Y、Z三个方向的系数，从而建立应变与受力之间的数据模型，并以代码的形式写入监控软件，实现对飞机装配过程中工装受载状态的实时监控。
工作原理：本方案对需要装配的工装进行刚强度仿真分析，设定刚强度的阈值σ0，小于σ0的位置即为薄弱位置，找出工装刚强度相对薄弱的位置，在这些刚强度相对薄弱的位置分布光纤应变传感器。由于光纤传感器采集到的是光波长的变化，为方便后续处理，需要将光信号的变化转换成电信号，采用光纤解调仪将采集到的光波长信号解调为电信号。
并且，基于成熟的软件开发平台进行软件界面开发，实现监控数据的实时曲线显示，并根据飞机装配现场的需求增加预警等功能。基于成熟的数据库开发平台开发数据库，实现实时监控数据的存储功能，并根据实际需求实现关键字检索和数据导出等功能。
然后采用组合解耦计算的方法计算X、Y、Z三个方向的系数，从而建立应变与受力之间的数据模型，实现对飞机装配过程中工装受力状态的实时监控，并实现飞机装配过程中工装受力状态实时监控数据的曲线显示和数据存储。
实施例2：
本方案在实施例1的基础上，所述步骤S6中组合解耦计算的方法具体为：
由传感器和加载量之间的线性系数计算公式
Figure BDA0003016707270000041
分别对同一方向进行加载得到X、Y、Z三个方向的传感器的输出量，计算出系数矩阵为：
Figure BDA0003016707270000051
通过换算矩阵和加载量计算出受载大小为：
Figure BDA0003016707270000052
其中，Kij是传感器与加载量之间的线性系数，Fi是加载量，△λij是传感器采集到的波长。
将上式以代码的形式写入监控软件，实现对飞机装配过程中工装受力状态的实时监控，并根据步骤S4和步骤S5实现对飞机装配过程中工装受力状态数据的实时曲线显示以及数据的存储和检索。
所述步骤S1中进行静力学仿真分析的工具为Abaqus仿真分析软件。
所述步骤S2中，进行光纤应变传感器的分布时保证光纤不影响操作人员的装配作业。
所述步骤S3中采用光纤解调仪将光波长信号解调为电信号，并采用以太网实现解调仪与工控机之间的数据通讯。
如图2，所述步骤S4中通过监控软件实现监控数据实时曲线显示的方法为：采用C#作为高级编程语言，以VS2010作为软件开发平台开发软件界面，调用LabView控件。
进一步地，所述步骤S5中采用SQL Server数据库开发平台进行数据库系统开发，并采用SqlClient协议实现数据库与上位机软件之间的数据通讯。
本实施例的其他部分与上述实施例1相同，故不再赘述。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，其特征在于，包括依次进行的以下步骤：
步骤S1：对飞机中机身后段三维模型进行静力学仿真分析，根据仿真分析结果找出刚强度相对薄弱的位置；
步骤S2：依照步骤S1中刚强度相对薄弱的位置进行光纤应变传感器的分布；
步骤S3：将光波长信号解调为电信号，实现解调仪与工控机之间的数据通讯；
步骤S4：通过监控软件实现监控数据实时曲线显示，设置阈值实现实时监控数据的预警功能；
步骤S5：建立数据库与上位机软件之间的数据通讯，实现采集数据的实时存储，以传感器型号的数据采集时间作为关键字开发数据的检索功能；
步骤S6：采用组合解耦计算的方法计算X、Y、Z三个方向的系数，从而建立应变与受力之间的数据模型，并以代码的形式写入监控软件，实现对飞机装配过程中工装受载状态的实时监控；
所述步骤S6中组合解耦计算的方法具体为：
由传感器和加载量之间的线性系数计算公式
Figure FDA0003526379580000011
分别对同一方向进行加载得到X、Y、Z三个方向的传感器的输出量，计算出系数矩阵为：
Figure FDA0003526379580000012
通过换算矩阵和加载量计算出受载大小为：
Figure FDA0003526379580000013
其中，Kij是传感器与加载量之间的线性系数，Fi是加载量，△λij是传感器采集到的波长。
2.根据权利要求1所述的一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，其特征在于：所述步骤S1中进行静力学仿真分析的工具为Abaqus仿真分析软件。
3.根据权利要求1所述的一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，其特征在于：所述步骤S2中，进行光纤应变传感器的分布时保证光纤不影响操作人员的装配作业。
4.根据权利要求1所述的一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，其特征在于：所述步骤S3中采用光纤解调仪将光波长信号解调为电信号，并采用以太网实现解调仪与工控机之间的数据通讯。
5.根据权利要求1所述的一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，其特征在于：所述步骤S4中通过监控软件实现监控数据实时曲线显示的方法为：采用C#作为高级编程语言，以VS2010作为软件开发平台开发软件界面，调用LabView控件。
6.根据权利要求1所述的一种飞机装配过程中工装受载状态的监控方法，其特征在于：所述步骤S5中采用SQL Server数据库开发平台进行数据库系统开发，并采用SqlClient协议实现数据库与上位机软件之间的数据通讯。
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