CN114969988A - 一种控制舱门装配间隙的预变形方法 - Google Patents

一种控制舱门装配间隙的预变形方法 Download PDF

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Abstract

本申请公开了一种控制舱门装配间隙的预变形方法，包括通过观测实物装配模型在数字装配模型上选取若干变形量较大的待调整点；再通过飞机舱门和门框的数字装配模型对上述待调整点进行模拟预变形，在模拟预变形合格后获取相应的飞机舱门预变形方案，再将上述预变形方案运用于飞机舱门的实物上，最后将经过预变形的飞机舱门与门框装配，观测待调整点的间隙，以判定上述预变形方案能够解决各待调整点变形量大的问题；与现有技术相比，本申请通过有限元模型快速、准确的生成预变形方案并进行验证，然后通过实物预变形对上述预变形方案进行实物验证，进而确定其可靠性；同时由于其直接对飞机舱门进行预变形，因此其适用范围更广，间隙控制精度更高。

Description

一种控制舱门装配间隙的预变形方法
技术领域
本申请涉及飞机装配技术领域，具体涉及一种控制舱门装配间隙的预变形方法。
背景技术
飞机舱门是飞机重要活动部件之一，不同位置的飞机舱门结构形式不同、材料不同、功能不同，不同位置的舱门与门框之间的装配间隙要求也不同，间隙过小会导致舱门开、关的运动过程中发生干涉，间隙过大会影响结构的密封性，影响飞机性能。因此，在装配时，合理控制舱门与门框之间的间隙至关重要。
由于制造误差，舱门实际产品尺寸与设计尺寸会有一定误差，在装配时，需要通过调整舱门与门框的间隙来减小甚至消除误差，在现有装配中，调整舱门与门框之间的间隙主要有以下方法：（1）调整舱门铰链机构（2）调整舱门转轴机构（3）调整舱门锁环机构，以上方法都是通过间接调整舱门的连接机构，从而控制舱门与门框之间的间隙，直接对舱门结构调整控制装配间隙方法在国内尚处于空白阶段。
发明内容
本申请的主要目的在于提供一种控制舱门装配间隙的预变形方法，旨在解决现有技术中存在的舱门装配间隙控制精度低的缺陷。
为实现上述目的，本申请提供一种控制舱门装配间隙的预变形方法，包括以下步骤：
建立飞机舱门与门框的数字装配模型；
基于所述飞机舱门的第一实物装配模型和所述第一实物装配模型，在所述数字装配模型上选取若干待调整点；
通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案；
在飞机舱门的实物上实施所述预变形方案，获得预变形后的飞机舱门；
装配门框和所述预变形后的飞机舱门，获取第二实物装配模型；
计算各所述待调整点在所述第二实物装配模型上的间隙，以判断所述预变形方案的可行性；若不可行，则返回所述通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案的步骤，直至所述预变形方案可行。
可选的，建立飞机舱门与门框的数字装配模型，包括以下步骤：
获取所述飞机舱门对应的飞机舱门数字装配模型和所述门框对应的门框数字装配模型；
根据所述飞机舱门和所述门框的实际装配关系确定装配约束条件；
将所述飞机舱门数字装配模型与所述门框数字装配模型相互装配，并导入所述装配约束条件，以建立所述数字装配模型。
可选的，获取飞机舱门的第一实物装配模型，结合所述数字装配模型与所述第一实物装配模型，在所述数字装配模型上选取若干待调整点，包括以下步骤：
获取飞机舱门的数字装配模型和飞机舱门的第一实物装配模型；
在所述数字装配模型上选取若干舱门特征点，取各所述舱门特征点在所述第一实物装配模型相同位置的对应点作为实物特征点；
结合所述实物特征点和舱门特征点计算各所述舱门特征点的变形量，并根据所述舱门变形量从各所述舱门特征点中筛选若干待调整点。
可选的，在所述数字装配模型上选取若干舱门特征点，取各所述舱门特征点在所述第一实物装配模型相同位置的对应点作为实物特征点，包括以下步骤：
根据所述数字装配模型提取飞机舱门轮廓线；
结合飞机舱门装配后的历史变形参数在所述飞机舱门轮廓线上选取若干舱门特征点；
建立检测坐标系，提取各所述舱门特征点在所述检测坐标系内的坐标值A1（XA1、YA1、ZA1），......，Am（XAm、YAm、ZAm），其中m表示编号；
取各所述舱门特征点在所述第一实物装配模型相同位置的对应点作为实物特征点C1，C2，...，Cm；在检测坐标系内测定各所述实物特征点的坐标值C1（XC1、YC1、ZC1），......，Cm（XCm、YCm、ZCm）其中m表示编号。
可选的，结合所述实物特征点和舱门特征点计算各所述舱门特征点的变形量，并根据所述舱门变形量从各所述舱门特征点中筛选若干待调整点，包括以下步骤：
分别计算各舱门特征点的变形量，所述变形量的计算公式
Figure 222147DEST_PATH_IMAGE001
；
根据技术要求确定筛选极值
Figure 278090DEST_PATH_IMAGE003
并建立筛选公式，满足所述筛选公式的舱门特征点为待调整点，所述筛选公式为
Figure 457398DEST_PATH_IMAGE004
。
可选的，通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案，包括以下步骤：
选定预变形待调整点Am，确定预变形次数n，并分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n；
将所述预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n导入所述飞机舱门数字装配模型获取所述待调整点Am的预变形坐标（X´Am、Y´Am、Z´Am）；
结合与所述待调整点对应的实物特征点判定所述待调整点的预变形是否合格；若否，则重复确定预变形次数n，并分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n直至所述待调整点预变形合格；
重复上述步骤直至所有待调整点预变形合格，再通过平整度验算公式检测飞机舱门预变形是否合格，若不合格则重复确定预变形次数n，并分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n直至平整度合格；所述平整度验算公式的表达式为
Figure 47036DEST_PATH_IMAGE005
，其中，j表示待调整点个数，
Figure 628190DEST_PATH_IMAGE007
表示实物特征点空间坐标下位置度平均值，ε表示平整度判断值，Pm表示预变形后各待调整点与实物特征点之间的距离。
将各所述待调整点的预变形量归集形成预变形方案。
可选的，选定预变形待调整点Am，确定预变形次数n，并分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n，包括以下步骤：
根据工艺要求确定预变形次数n；
计算初始预变形量Am,0和回弹系数δ，建立预变形量表达式：
Am,n=Am,0（1-δ）n-1，其中n表示预变形次数；所述初始预变形量Am,0的表达式为Am,0=hm;
根据所述预变形量表达式分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n。
可选的，计算初始预变形量Am,0和回弹系数δ，建立预变形量表达式，包括以下步骤：
提取回弹系数计算模型；
根据飞机舱门和门框的实际装配模型获取飞机舱门和门框的位移约束条件；
获取舱门材料的泊松比、弹性模量和塑性应变曲线；
将所述位移约束条件、泊松比、弹性模量和塑性应变曲线输入到所述回弹系数计算模型中计算得到回弹系数δ。
可选的，结合与所述待调整点对应的实物特征点判定所述待调整点的预变形是否合格，包括以下步骤：
选定预变形合格判定参数β；
根据公式
Figure 274941DEST_PATH_IMAGE008
计算预变形后的待调整点与实物特征点之间的距离；
若满足Pm≤β，则预变形合格，否则不合格。
可选的，计算各所述待调整点在所述第二实物装配模型上的间隙，以判断所述预变形方案的可行性；若不可行，则返回所述通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案的步骤，直至所述预变形方案可行，包括以下步骤：
确定间隙合格判定标准间隙值α；
分别计算预变形后各所述待调整点的间隙αi，m；
若满足αi，m≤α则该待调整点符合要求；否则将该待调整点的测量间隙值αi作为初始预变形量Am,0，重复通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案的步骤，直至所有待调整点的测量间隙值αi均满足要求。
与现有技术相比，本申请具有以下有益效果：
本申请所述预变形方法首先通过观测实物装配模型在所述数字装配模型上选取若干变形量较大的待调整点；在通过飞机舱门和门框的数字装配模型对上述待调整点进行模拟预变形，在模拟预变形合格后获取相应的飞机舱门预变形方案，再将上述预变形方案运用于飞机舱门的实物上，最后将经过预变形的飞机舱门与门框装配，观测各个待调整点的间隙，以判定上述预变形方案能够解决各待调整点变形量大的问题；
本申请利用有限元模型为各个待调整点生成相应的预变形方案，其不但生成速度较快，同时通过有限元模型能够对预变形的结果进行仿真验算，大大提高了预变形方案的针对性和可行性；再通过飞机舱门的实物对上述预变形方案进行实际验证，与现有技术相比，本申请通过上述技术方案直接对飞机舱门进行预变形，实现了对飞机舱门的直接调节，从而大大提高了飞机舱门装配间隙的控制精度；同时避免了锁环及铰链等间接调节方式控制难度高，调节范围有限等缺陷；
同时与现有技术相比，本申请所述技术方案首先通过有限元模型快速生成可靠性较高的预变形方案，再通过实物验证的方式对所述预变形方案进行验证和修改，进而在保证间隙控制精度的同时大大提高了预变形方案的制定效率；同时能够还能够大幅降低实物验证的次数和成本。
且与现有技术相比，由于本申请所述预变形方案直接作用于飞机舱门，因此任何部位的间隙均可以通过本申请所述方案进行调整控制，与传统的间接调节方式相比，其调节范围不受限制，对飞机舱门间隙的调节能力更强。
附图说明
图1为本申请实施例提供的一种控制舱门装配间隙的预变形方法的流程图；
图2为本实施方式提供的飞机舱门结构示意图；
图3为本实施方式提供的舱门结构示意图；
本申请目的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
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，显然，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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，若本发明实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案、或B方案、或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
实施方式1
参照图1，本实施方式作为本申请的一可选的实施方式，其公开了一种控制舱门装配间隙的预变形方法，包括以下步骤：
需要说明的是，在本实施方式中还将结合如图2所示的飞机舱门和如图3所示的门框对相关步骤做详细说明；
S1、建立飞机舱门与门框的数字装配模型；
分别获取所述飞机舱门的数字模型和与其配套的门框的数字模型；
结合所述飞机舱门与门框的实际装配关系，建立所述飞机舱门与门框的装配约束条件；
将所述飞机舱门数字装配模型与门框数字装配模型安装对应关系相互连接，同时将上述装配约束条件导入到上述模型中生成飞机舱门与门框的数字装配模型；
由于上述数字装配模型在建立过程中引入了装配约束条件，因此其能够有效模拟装配约束条件导致的形变，从而提高调节精度；
此外，通过建立飞机舱门与门框的装配模型能够在飞机舱门的理论模型（数字装配模型）与实物模型（第一实物装配模型）之间建立联系，提高后续预变形方案的针对性和可靠性；
其次，通过上述数字装配模型还能够快速确定飞机舱门的各个点位是否适用于本申请所述的预变形方案；
在图2和图3所示的飞机舱门和门框模型中，其装配约束条件为Uy=Uz=Uyz= Uxy=0； S2、基于所述飞机舱门的第一实物装配模型和所述第一实物装配模型，在所述数字装配模型上选取若干待调整点；
S21、获取飞机舱门的数字装配模型和飞机舱门的第一实物装配模型；
在飞机舱门与门框的实物中选取第一实物装配模型，所述第一实物装配模型的间隙完全满足相应的技术要求；
S22、在所述数字装配模型上选取若干舱门特征点，取各所述舱门特征点在所述第一实物装配模型相同位置的对应点作为实物特征点；
S221、根据所述数字装配模型提取飞机舱门轮廓线；
从数字装配模型上选取飞机舱门的轮廓线，并将所述轮廓线单独提取；
S222、结合飞机舱门装配后的历史变形参数在所述飞机舱门轮廓线上选取若干舱门特征点；
结合该型飞机舱门的历史装配检测参数，基于统计学原理，在所述飞机舱门轮廓线上选择飞机舱门上易发生变形并产生较大间隙的点位作为舱门特征点，舱门特征点的数量根据技术要求确定；
结合图2所述的飞机舱门图纸，在所述飞机舱门上选取14个舱门特征点；
S223、建立检测坐标系，提取各所述舱门特征点在所述检测坐标系内的坐标值A1（XA1、YA1、ZA1），......，Am（XAm、YAm、ZAm），其中m表示编号；
根据需要在所述飞机舱门的数字装配模型上选择一基准点，基准点以飞机舱门上变形量较小的点位为佳；再建立检测坐标系，同时建立上述基准点与所述检测坐标系的关系，并测定各个舱门特征点在所述检测坐标系内的坐标值A1（XA1、YA1、ZA1），......，Am（XAm、YAm、ZAm），其中m表示编号；
在结合图2，获取上述14个舱门特征点的坐标值如下表所示：
特征点 X轴 Y轴 Z轴
A1 58.89 32.17 118.89
A2 54.89 32.17 118.89
A3 50.89 32.17 118.89
A4 46.89 32.17 118.89
A5 42.89 32.17 118.89
A6 38.89 32.17 118.89
A7 34.89 32.17 118.89
A8 -33.02 32.23 101.85
A9 -37.03 32.24 99.03
A10 -41.74 32.25 95.99
A11 -45.33 32.26 93.06
A12 -49.93 32.22 90.52
A13 -53.84 32.21 87.73
A14 -57.53 32.15 83.62
S224、取各所述舱门特征点在所述第一实物装配模型相同位置的对应点作为实物特征点C1，C2，...，Cm；在检测坐标系内测定各所述实物特征点的坐标值C1（XC1、YC1、ZC1），......，Cm（XCm、YCm、ZCm），其中m表示编号；
在第一实物装配模型上标定步骤S123中的基准点（在数字装配模型与第一实物模型的飞机舱门完全重合的情况下，基准点在数字装配模型和第一实物模型上的点位完全重合），同时基于所述基准点，通过激光雷达等检测装置重建检测坐标系；
分别取各所述舱门特征点在所述第一实物装配模型相同位置的对应点作为实物特征点C1，C2，...，Cm，所述舱门特征点和实物特征点之间的对应是指舱门特征点在数字装配模型上的位置与实物特征点在飞机舱门实物模型上的位置相同；其中对应关系按照m相同的原则建立，如A1与C1为对应点；
通过激光雷达等检测设备测定各所述实物特征点的坐标值C1（XC1、YC1、ZC1），......，Cm（XCm、YCm、ZCm）；
在本实施方式中，获取相应的实物特征点的坐标值为：
特征点 X轴 Y轴 Z轴
C1 58.89 32.17 118.99
C2 54.89 32.27 118.89
C3 50.89 32.17 118.89
C4 46.99 32.17 118.89
C5 42.99 32.17 118.89
C6 38.89 32.27 118.89
C7 34.89 32.17 118.99
C8 -33.02 32.33 101.95
C9 -37.03 32.34 100.03
C10 -41.84 32.35 95.99
C11 -45.43 32.36 93.06
C12 -50.93 32.32 90.62
C13 -53.94 32.21 87.73
C14 -57.63 32.15 83.62
S23、结合所述实物特征点和舱门特征点计算各所述舱门特征点的变形量，并根据所述舱门变形量从各所述舱门特征点中筛选若干待调整点；
由于飞机舱门在按照装配流程完成装配后，其会发生微小形变，而数字装配模型中的飞机舱门为标准结构，因此相互对应的舱门特征点和实物特征点的坐标会产生错位，因此通过以下公式计算舱门特征点与对应的实物特征点之间的间距：
Figure 182024DEST_PATH_IMAGE009
；
上述间距准确的反映了飞机舱门在装配过程中的变形量，因此通过上述间距能够准确的反应各个舱门特征点的变形程度，从而完成待调整点的快速筛选；
根据技术要求，确定筛选极值
Figure 572423DEST_PATH_IMAGE011
，同时建立筛选公式
Figure 384915DEST_PATH_IMAGE012
，分别计算各个舱门特征点与对应实物特征点之间的间距h1，h2，...，hm；然后将各个间距分别带入到上述筛选公式，只要满足上述筛选公式即可将该舱门特征点确定为待调整点；
从上述筛选公式可以看出，所有待调整点的变形量均大于技术允许的变形量，上述方法简单，同时能够准确、快速的选出待调整点位；
根据如图2和图3所示的飞机舱门和门框的结构要求，选定筛选极值
Figure 94245DEST_PATH_IMAGE014
=0.17mm；则按照上述hm的计算公式分别计算并进行比对，得到各待调整点的标号分别为8、9、10、11、12，即舱门特征点A8、A9、A10、A11、A12为待调整点；
S3、通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案；
S31、选定预变形待调整点Am，确定预变形次数n，并分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n；
S311、根据工艺要求确定预变形次数n；
从步骤S13中确定的各个待调整点中任选一个待调整点Am作为预变形点，同时根据飞机舱门的材质、该待调整点的间距hm确定预变形次数，即如果飞机舱门因材质导致拉伸后回弹量较大，同时待调整点的间距较大，则应增大预变形次数，反之则相应减少，具体次数根据经验确定；
S312、计算初始预变形量Am,0和回弹系数δ；
由于数字装配模型描述的是飞机舱门的理想状态，而第一实物模型反应的是飞机舱门装配后的状态，因此间距hm实际反映了各个待调整点在完成装配后的变形量，即间距hm就是待调整点的总调整量，因此将间距hm作为初始预变形量；
对于回弹系数δ的计算，首先从诸如有限元模型计算等软件中获取回弹系数计算模型；然后根据飞机舱门的材质获取其泊松比、弹性模量和塑性应变曲线，将上述参数与步骤S2中获取的飞机舱门和门框的位移约束条件输入到所述回弹系数计算模型中计算回弹系数δ；
根据初始预变形量Am,0和回弹系数δ建立预变形量表达式：Am,n=Am,0（1-δ）n-1，其中n表示预变形次数，根据上述计算公式分别计算该预变形点每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n；
在本实施方式中，飞机舱门的材质为7050铝合金，其材料参数如下表所示：
材料 弹性模E（MPa） 泊松比ν 屈服强度（MPa） 抗拉极限（MPa） 延伸率（％）
7050 210 0.33 184 508 7
在上述步骤中不但对飞机舱门进行了多次预变形，同时还引入了回弹系数，由于飞机舱门的材料特性，分多次预变形能够有效降低单次预变形的变形量，从而防止因拉伸过量而导致飞机舱门发生过度拉伸，进而影响飞机舱门的外形或结构强度；同时在计算过程中引入回弹系数对飞机舱门每次拉升的回弹进行补偿，从而有效提高模拟预变形的准确度；
S32、将所述预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n导入所述飞机舱门数字装配模型获取所述待调整点Am的预变形坐标（X´Am、Y´Am、Z´Am）；
以待调整点对应的舱门特征点到实物特征点为正方向建立调整向量，以步骤S312获取的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n作为调整长度，在所述飞机舱门数字装配模型上对待调整点Am进行多次预变形拉伸，预变形完成后得到该点的预变形坐标（X´Am、Y´Am、Z´Am）；S33、结合与所述待调整点对应的实物特征点判定所述待调整点的预变形是否合格；
根据飞机舱门与门框之间间隙的相关技术要求，选择预变形合格判定参数β；
根据公式
Figure 356468DEST_PATH_IMAGE015
计算预变形后的待调整点与实物特征点之间的距离；若满足Pm≤β，则预变形合格，否则判定该待调整点的预变形不合格；
若待调整点的预变形判定不合格，则增大步骤S31中的预变形次数n，同时重复步骤S31到步骤S33对该待调整点再次进行预变形，直至该待调整点预变形合格为止；
重复步骤S3对各个待调整点进行模拟预变形，待所有待调整点均预变形合格后，再通过平整度验算公式检测飞机舱门预变形是否合格，所述平整度验算公式的表达式为
Figure 114339DEST_PATH_IMAGE016
，其中，j表示待调整点个数，
Figure 609035DEST_PATH_IMAGE007
表示实物特征点空间坐标下位置度平均值，ε表示平整度判断值，其根据间隙的技术要求确定，Pm表示预变形后各待调整点与实物特征点之间的距离，按步骤S33中的相关公式进行计算；
若平整度验算不合格，则选取步骤S33中，预变形后的待调整点与实物特征点之间的距离Pm较大的若干待调整点作为修正点位，并增大上述修正点位的预变形次数n，并重复步骤S31，直至平整度验算合格；
平整度验算合格后，将各个待调整点的预变形量归集到同一数据集合作为预变形方案{A1,1，A1,2，......，A1,n，A2,1，A2,2，......，A2,n，...，Am,1，Am,2，......，Am,n};
在本实施方式中，根据技术要求选定β=0.17mm，ε=0.3mm,共有5个待调整点，因此j=5；同时确定经过3次预变形即可，预变形后各待调整点Am的预变形坐标如下表所示：
特征点 X轴 Y轴 Z轴
A8 -33.0244 32.2344 101.8544
A9 -37.0344 32.2444 99.0344
A10 -41.7444 32.2544 95.9944
A11 -45.3344 32.2644 93.0644
A12 -49.9344 32.2244 90.5244
S4、在飞机舱门的实物上实施所述预变形方案，获得预变形后的飞机舱门；装配门框和所述预变形后的飞机舱门，获取第二实物装配模型；
取未装配的飞机舱门实物作为预变形对象，将上述飞机舱门实物安装于相应的工装上，通过工装模拟飞机舱门的装配过程；然后将步骤S3中获取的预变形方案应用于上述飞机舱门实物上；
飞机舱门预变形完成后将其与门框进行装配，装配完成后得到第二实物装配模型；
S5、计算各所述待调整点在第二实物装配模型上的间隙，以判断所述预变形方案的可行性；若不可行，则重复通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案的步骤直至所述预变形方案可行。
根据技术要求确定间隙合格判定的标准间隙值α，在本实施方式中选定α=1mm
提取门框的数模上提取若干门框特征点Bm（XBm、YBm、ZBm），按照相同的编号m，各所述门框特征点Bm与所述舱门特征点一一对应，且相互对应的门框特征点Bm与舱门特征点满足以下关系：
Figure DEST_PATH_IMAGE017
；其中η为根据技术要求选定的参考值，在本实施方式中选定η=0.1mm；
构建与步骤S224中相同的坐标系，通过激光雷达等设备测定第二装配实物上各个待调整点在坐标系内的坐标（XˊCm、YˊCm、ZˊCm）;
根据以下公式分别计算与变形后各个待调整点的间隙:
Figure 928414DEST_PATH_IMAGE018
；
若满足αi，m≤α则表示该待调整点符合要求；否则判定该待调整点为不符合要求；
若判定该待调整点不合格，则将αi，m作为初始预变形量Am,0，并重复步骤S3，直至该待调整点最终符合要求，将该待调整点的各次预变形汇总为最终的预变形方案；
在本申请所述技术方案中，飞机舱门的数字装配模型表示飞机舱门的理想状态，第一实物装配模型则表示飞机舱门与门框装配后的理想状态，由于飞机舱门在装配过程中的形变，将导致各个舱门特征点发生位移至实物特征点位置，因此通过计算舱门特征点与实物特征点之间的间距能够快速、准确的识别变形区较大的点位；
本申请利用有限元模型为各个待调整点生成相应的预变形方案，其不但生成速度较快，通过有限元模型能够对预变形的结果进行仿真验算，大大提高了预变形方案的针对性和可行性；再通过飞机舱门的实物对上述预变形方案进行实际验证，与现有技术相比，本申请通过上述技术方案直接对飞机舱门进行预变形，实现了对飞机舱门的直接调节，从而大大提高了飞机舱门装配间隙的控制精度；同时避免了锁环及铰链等间接调节方式控制难度高，调节范围有限等缺陷；
与现有技术相比，本申请所述技术方案首先通过有限元模型快速生成可靠性较高的预变形方案，再通过实物验证的方式对所述预变形方案进行验证和修改，进而在保证间隙控制精度的同时大大提高了预变形方案的制定效率；同时能够还能够大幅降低实物验证的次数和成本。
且与现有技术相比，由于本申请所述预变形方案直接作用于飞机舱门，因此任何部位的间隙均可以通过本申请所述方案进行调整控制，与传统的间接调节方式相比，其调节范围不受限制，对飞机舱门间隙的调节能力更强。以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，包括以下步骤：
建立飞机舱门与门框的数字装配模型；
基于所述飞机舱门的第一实物装配模型和所述第一实物装配模型，在所述数字装配模型上选取若干待调整点；
通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案；
在飞机舱门的实物上实施所述预变形方案，获得预变形后的飞机舱门；
装配门框和所述预变形后的飞机舱门，获取第二实物装配模型；
计算各所述待调整点在所述第二实物装配模型上的间隙，以判断所述预变形方案的可行性；若不可行，则返回所述通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案的步骤，直至所述预变形方案可行。
2.根据权利要求1所述的一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，所述建立飞机舱门与门框的数字装配模型，包括以下步骤：
获取所述飞机舱门对应的飞机舱门数字装配模型和所述门框对应的门框数字装配模型；
根据所述飞机舱门和所述门框的实际装配关系确定装配约束条件；
将所述飞机舱门数字装配模型与所述门框数字装配模型相互装配，并导入所述装配约束条件，以建立所述数字装配模型。
3.根据权利要求1所述的一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，所述基于所述飞机舱门的第一实物装配模型和所述第一实物装配模型，在所述数字装配模型上选取若干待调整点，包括以下步骤：
获取飞机舱门的数字装配模型和飞机舱门的第一实物装配模型；
在所述数字装配模型上选取若干舱门特征点，取各所述舱门特征点在所述第一实物装配模型相同位置的对应点作为实物特征点；
结合所述实物特征点和舱门特征点计算各所述舱门特征点的变形量，并根据所述舱门变形量从各所述舱门特征点中筛选若干待调整点。
4.根据权利要求3所述的一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，在所述数字装配模型上选取若干舱门特征点，取各所述舱门特征点在所述第一实物装配模型相同位置的对应点作为实物特征点，包括以下步骤：
根据所述数字装配模型提取飞机舱门轮廓线；
结合飞机舱门装配后的历史变形参数在所述飞机舱门轮廓线上选取若干舱门特征点；
建立检测坐标系，提取各所述舱门特征点在所述检测坐标系内的坐标值A1（XA1、YA1、ZA1），......，Am（XAm、YAm、ZAm），其中m表示编号；
取各所述舱门特征点在所述第一实物装配模型相同位置的对应点作为实物特征点C1，C2，...，Cm；在检测坐标系内测定各所述实物特征点的坐标值C1（XC1、YC1、ZC1），......，Cm（XCm、YCm、ZCm）其中m表示编号。
5.根据权利要求3所述的一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，结合所述实物特征点和舱门特征点计算各所述舱门特征点的变形量，并根据所述舱门变形量从各所述舱门特征点中筛选若干待调整点，包括以下步骤：
分别计算各舱门特征点的变形量，所述变形量的计算公式为：
Figure 374371DEST_PATH_IMAGE001
；
根据技术要求确定筛选极值
Figure 980933DEST_PATH_IMAGE003
并建立筛选公式，满足所述筛选公式的舱门特征点为待调整点，所述筛选公式为
Figure 911980DEST_PATH_IMAGE004
。
6.根据权利要求1所述的一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，所述通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案，包括以下步骤：
选定预变形待调整点Am，确定预变形次数n，并分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n；
将所述预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n导入所述飞机舱门数字装配模型获取所述待调整点Am的预变形坐标（X´Am、Y´Am、Z´Am）；
结合与所述待调整点对应的实物特征点判定所述待调整点的预变形是否合格；若否，则重复确定预变形次数n，并分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n直至所述待调整点预变形合格；
重复上述步骤直至所有待调整点预变形合格，再通过平整度验算公式检测飞机舱门预变形是否合格，若不合格则重复确定预变形次数n，并分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n直至平整度合格；所述平整度验算公式的表达式为
Figure 666309DEST_PATH_IMAGE005
，其中，j表示待调整点个数，
Figure DEST_PATH_IMAGE007
表示实物特征点空间坐标下位置度平均值，ε表示平整度判断值，Pi表示预变形后各待调整点与实物特征点之间的距离；
将各所述待调整点的预变形量归集形成预变形方案。
7.根据权利要求6所述的一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，所述选定预变形待调整点Am，确定预变形次数n，并分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n，包括以下步骤：
根据工艺要求确定预变形次数n；
计算初始预变形量Am,0和回弹系数δ，建立预变形量表达式；
Am,n=Am,0（1-δ）n-1，其中n表示预变形次数；所述初始预变形量Am,0的表达式为Am,0=hm;
根据所述预变形量表达式分别计算每次预变形的预变形量Am,1，Am,2，......，Am,n。
8.根据权利要求7所述的一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，所述计算初始预变形量Am,0和回弹系数δ，建立预变形量表达式，包括以下步骤：
提取回弹系数计算模型；
根据飞机舱门和门框的实际装配模型获取飞机舱门和门框的位移约束条件；
获取舱门材料的泊松比、弹性模量和塑性应变曲线；
将所述位移约束条件、泊松比、弹性模量和塑性应变曲线输入到所述回弹系数计算模型中计算得到回弹系数δ。
9.根据权利要求6所述的一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，所述结合与所述待调整点对应的实物特征点判定所述待调整点的预变形是否合格，包括以下步骤：
选定预变形合格判定参数β；
根据公式
Figure 341004DEST_PATH_IMAGE008
计算预变形后的待调整点与实物特征点之间的距离；
若满足Pm≤β，则预变形合格，否则不合格。
10.根据权利要求1所述的一种控制舱门装配间隙的预变形方法，其特征在于，所述计算各所述待调整点在所述第二实物装配模型上的间隙，以判断所述预变形方案的可行性；若不可行，则返回所述通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案的步骤，直至所述预变形方案可行，包括以下步骤：
确定间隙合格判定标准间隙值α；
分别计算预变形后各所述待调整点的间隙αi；
若满足αi≤α则该待调整点符合要求；否则将该待调整点的测量间隙值αi作为初始预变形量Am,0，重复通过所述数字装配模型对飞机舱门进行模拟预变形，以获取所述飞机舱门的预变形方案的步骤，直至所有待调整点的测量间隙值αi均满足要求。
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