CN115108043A - 飞机一体化结构数字化修配系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种飞机一体化结构数字化修配系统及方法，属于航空制造工程与飞机装配技术领域。本发明结合数字化测量、虚拟装配和数控加工技术，基于数量协调制定了适应一体化零部件余量修切工艺方案，通过数字化修切方式消除零部件成型和装配过程的累计误差，显著降低了无型架装配技术对零部件制造精度的要求，拓展了无型架装配技术的应用范围。本发明同时兼顾制造成本和效率，大大缩短生产准备周期，实现了飞机的快速试制，促进机型迭代升级，为未来作战飞机高空、高速、高机动、高隐身等能力的跃升提供技术保障。

Description

飞机一体化结构数字化修配系统及方法

技术领域

本发明属于航空制造工程与飞机装配技术领域，涉及一种一体化结构数字化修配系统及方法，用于飞机装配过程中基于数字量协调的零部件修配工作。

背景技术

为实现宽速域覆盖飞机动力形式和结构均有较大变革，组合动力成为未来发展趋势，这也造成飞机在结构形式方面较常规机型有较大变化。多功能一体化结构的应用，为提高机体刚性、强度和疲劳寿命、减少连接件数量和飞机重量、突破传统飞机结构布局局限创造了条件。各国飞机更新换代越来越快，快速研制成为时代主旋律，亟需发展与飞机一体化结构装配相适应的数字化修配方法，实现装配现场工艺余量的快速修切与装配，促进机型迭代升级，为未来作战飞机高空、高速、高机动、高隐身等能力的跃升提供技术支撑。

一体化大型结构集合了多种功能，如承载和气动外形一体化零件，避免了众多零部件进入装配环节，这促进了无型架装配工艺的发展。无型架装配技术方兴未艾，其工艺思路是利用零组件本身的几何特征实现相互配合零件间的定位和夹持，减少装配型架的种类和数量，从而减少生产准备制造周期，降低生产成本，同时实现柔性生产，提高产品柔性、质量和装配效率。为满足装配精度要求，现主流无型架装配技术基于零部件的精准制造，不仅使零部件制造成本提高，而且零部件制造周期延长，对缩短飞机研制总周期作用不大。一体化结构虽然降低零部件数量，一定程度上减少了装配过程中定位和夹持数量需求，但仍存在装配协调关系，如为保证装配精度一味提高零部件制造精度，保证无型架装配工艺应用势必提高零部件制造成本和周期。飞机装配协调关系复杂，工艺流程长，传统工艺在关键装配配合区域预留余量以此消除累计误差影响，保证配合精度。所以，为保证飞机一体化结构无型架高精度装配，同时兼顾制造成本和效率，参照传统余量修切工艺，发展数字化修切方法，拓展无型架装配工艺应用范围势在必行。

本发明提出了一种飞机一体化结构数字化修配方法，根据数字化测量与虚拟装配确定的加工余量，在数字化测量仪器实时跟踪反馈下，完成飞机关键装配配合特征的精准修配，保证了装配配合精度的同时降低飞机装配工作对型架的依赖性，缩短生产准备周期，提高制造经济性。

发明内容

飞机一体化结构数字化修切工艺核心是其中对装配质量无影响的非关键区域，采用产品自身特征(如孔、框、梁、表面轮廓等)约束相互配合零部件的自由度，实现飞机零部件的定位。对于有高精度配合的关键区域，兼顾零件配合精度、制造成本和周期，在便于修配的零件端留加工余量，基于数字量协调，采用数字化测量和虚拟装配技术确定待修配余量，通过现场加工方式修切余量，进而消除零件制造和装配定位累积误差影响，满足关键配合区域的精准修配。

一种飞机一体化结构数字化修配系统，如图1所示，包括数控加工设备1、扫描仪2、数字化测量支柱3、加工支柱4、跟踪测量仪6和零部件柔性夹持工装7。

所述数控加工设备1的龙门框架能够沿地面导轨移动，所述数字化测量支柱3和加工支柱4安装在数控加工设备1的上横梁上，能沿数控加工设备1上横梁上的导轨水平移动，数字化测量支柱(3)和加工支柱(4)自身可上下移动。所述扫描仪2安装在数字化测量支柱3下端，用于测量待加工零部件5的外形面和其上的跟踪标识点8。所述跟踪测量仪6布置在数控加工设备1边部；零部件柔性夹持工装7布置在数控加工设备1加工和测量区域内，用于支撑夹持待加工零部件5。待加工零部件5上设置跟踪标识点8。

与常规五坐标加工机床不同的是数控加工设备1上横梁上集成数字化测量支柱3和加工支柱4，其中加工支柱4与常规五坐标机床相似，用于零部件余量的修切。数字化测量支柱3用于连接集成扫描仪2等数字化测量仪器，不仅拖动数字化测量仪器完成测量任务，而且大尺寸测量时为扫描仪2等设备测量数据拼接提供坐标基准。待加工零部件尺寸可达数米，而扫描仪2单幅测量一般小于0.5米，需要进行多次扫描并通过数据拼接完成整体测量任务，数据拼接对测量精度影响大。以数控加工设备1和数字化测量支柱3的精度为保障，为扫描仪2的多组测量数据提供数据拼接基准，实现大型零部件的高精度测量。

扫描仪2用于测量待加工零部件5的外形面和跟踪标识点8，其中跟踪标识点8与跟踪测量仪6配合便于后续快速建立飞机坐标系，形成的产品实际状态点云数据经坐标对齐统一到飞机零部件坐标系下，经逆向建模和虚拟装配，得出待加工区域位置和加工量，以备后续工序使用。

由于扫描仪2确定飞机零部件坐标系效率低，与加工过程快速测量需求不匹配，跟踪测量仪6则弥补这一缺陷。跟踪测量仪6布置在加工区附近，并与数控加工设备1进行精确标定，统一了坐标系统，用于实时采集待加工零部件5上跟踪标识点8的位置信息，通过与扫描仪2提供的跟踪标识点8数据进行拟合，能够快速确定飞机零部件坐标系，并跟踪零部件位置和姿态为零部件高精度定位和修切提供闭环控制数据支持，保证产品的高精度修切。

所述零部件柔性夹持工装7只需要完成待加工零部件5的可靠夹持，无定位功能，产品定位通过数字化测量手段保证，但需柔性程度高，以适应不同产品的夹持工作。零部件柔性夹持工装7主体框架为共用部分，具有一定的调整能力，少量与产品连接的工艺件可根据产品设计制造，便于产品快速可靠夹持。

本发明的有益效果：本发明结合数字化测量、虚拟装配和数控加工技术，基于数量协调制定了适应一体化零部件余量修切工艺方案，通过数字化修切方式消除零部件成型和装配过程的累计误差，显著降低了无型架装配技术对零部件制造精度的要求，拓展了无型架装配技术的应用范围。飞机一体化结构数字化修配工艺，同时兼顾制造成本和效率，大大缩短生产准备周期，实现了飞机的快速试制，促进机型迭代升级，为未来作战飞机高空、高速、高机动、高隐身等能力的跃升提供技术保障。

附图说明

图1为飞机一体化结构数字化修配系统构成图。

图2为飞机一体化结构数字化修配工艺流程图。

图中：1数控加工设备；2扫描仪；3数字化测量支柱；4加工支柱；5待加工零部件；6跟踪测量仪；7零部件柔性夹持工装；8跟踪标识点。

具体实施方式

以下结合实施例和附图进一步解释本发明的具体实施方式，但不用于限定本发明。

如图1所示，一种飞机一体化结构数字化修配系统，包括数控加工设备1、扫描仪2、数字化测量支柱3、加工支柱4、跟踪测量仪6和零部件柔性夹持工装7。所述数控加工设备1龙门框架能够沿地面导轨移动，所述数字化测量支柱3和加工支柱4安装在数控加工设备1的上横梁上，能沿数控加工设备1上横梁的导轨移动，自身可上下移动。所述扫描仪2安装在数字化测量支柱3下端，用于测量待加工零部件5的外形面和其上的跟踪标识点8。所述跟踪测量仪6布置在数控加工设备1边部；零部件柔性夹持工装7布置在数控加工设备1加工和测量区域内，用于支撑夹持待加工零部件5。待加工零部件5上设置跟踪标识点8。

采用上述飞机一体化结构数字化修配系统的工艺流程如图2所示，具体步骤如下：

(1)修切工艺数据准备

将加工支柱4移动到数控加工设备1上横梁的一端，扫描仪2安装在数字化测量支柱3下端备用。待加工零部件5固定在零部件柔性夹持工装7上，保证可靠夹持。数字化测量支柱3拖动扫描仪2逐次测量相互配合的待加工零部件5外形面和跟踪标识点8，每次测量同时读取加工支柱4的位置和姿态信息，并将信息融化，实现多组测量数据的高精度拼接，再与理论模型进行最佳拟合，将测量数据转换到飞机零部件坐标系下，最后经处理形成测量参数库。基于测量参数库，提取出待修切区域数据，经逆向建模和虚拟装配，得出待加工区域位置和加工量，以便下一步的修切工艺规划。同时提取出待加工零部件5上跟踪标识点8坐标信息，提供给跟踪测量仪6，以便后续零部件快速定位使用。

(2)修切工艺规划

为避免零部件修配时过量切削，造成难以挽回的质量损失，采用逐次逼近方式进行修配，修配工艺分为粗加工去除余量、精加工修正和光整加工，并编制加工程序。根据修切工艺数据准备阶段的结果，大部分工艺余量采用粗加工方式去除，一般蒙皮对缝处留0.5mm左右余量待下一步切削；精加工修正去除0.4mm左右余量；光整加工保证最后加工表面光洁度，修切剩余余量。

(3)零部件夹持固定

根据修切区加工需求，调整待加工零部件5位置，便于测量和修切加工，采用零部件柔性夹持工装7夹紧待加工零部件5。

(4)零部件数字化定位

跟踪测量仪6使用前，需与数控加工设备1进行系统标定，确定跟踪测量仪6和数控加工设备1相对位置关系，统一坐标系。然后跟踪测量仪6测量待加工零部件5上布置的跟踪标识点8，确认数控加工设备1和待加工零部件5的位置关系，进而调整修切工艺规划中确定的加工程序。

(5)粗加工去除余量

根据调整后的加工程序，采用数控加工设备1去除待加工零部件5的大部分余量。对于薄壁零件，加工过程中注意调整切削参数，避免零部件振动过大影响切削，必要时增加走刀次数。

(6)数字化检测与虚拟装配验证

粗加工后，为避免零部件修配时过量切削，造成质量偏差，保持待加工零部件5位置不变，采用扫描仪2再次测量待加工零部件5的加工区域，经数据处理、坐标系变换、逆向建模和虚拟装配，确认待加工区域实际余量，根据实际余量值，修正后续的精加工和光整加工程序，最终保证待加工零部件5的修切精度和表面质量。

(7)精加工修正

根据步骤(6)的结果，调整精加工切削量，修正加工程序，完成精加工修正工作。加工过程中，跟踪测量仪6实时测量跟踪标识点8坐标值，并判断待加工零部件5位置是否改变，如改变停止切削，根据测量值进行调整。

(8)光整加工

最后剩余的余量，通过光整加工去除，加工过程注意调整切削参数，以保证切削表面粗糙度为标准，完成修切最后修切工作。

(9)加工完成

产品修切后经验收交付装配使用。

Claims (3)

1.一种飞机一体化结构数字化修配系统，其特征在于，该系统包括数控加工设备(1)、扫描仪(2)、数字化测量支柱(3)、加工支柱(4)、跟踪测量仪(6)和零部件柔性夹持工装(7)；

所述数控加工设备(1)的龙门框架能够沿地面导轨移动，所述数字化测量支柱(3)和加工支柱(4)安装在数控加工设备(1)的上横梁上，能沿数控加工设备(1)上横梁上的导轨水平移动，数字化测量支柱(3)和加工支柱(4)自身能上下移动；所述零部件柔性夹持工装(7)布置在数控加工设备(1)加工和测量区域内，用于支撑夹持待加工零部件(5)；所述扫描仪(2)安装在数字化测量支柱(3)下端，用于测量待加工零部件(5)的外形面和其上的跟踪标识点(8)；所述跟踪测量仪(6)布置在数控加工设备(1)边部，用于实时采集待加工零部件上跟踪标识点的位置信息。

2.一种采用如权利要求1所述的飞机一体化结构数字化修配系统的修配方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

1)修切工艺数据准备

将加工支柱(4)移动到数控加工设备(1)上横梁的一端，扫描仪(2)安装在数字化测量支柱(3)下端备用；待加工零部件(5)固定在零部件柔性夹持工装(7)上，保证可靠夹持；数字化测量支柱(3)拖动扫描仪(2)逐次测量相互配合的待加工零部件(5)外形面和跟踪标识点(8)，每次测量同时读取加工支柱的位置和姿态信息，并将信息融化，实现多组测量数据的高精度拼接，再与理论模型进行最佳拟合，将测量数据转换到飞机零部件坐标系下，最后经处理形成测量参数库；

基于测量参数库，提取出待修切区域数据，经逆向建模和虚拟装配，得出待加工区域位置和加工量，以便下一步的修切工艺规划；同时提取出待加工零部件(5)上跟踪标识点(8)坐标信息，提供给跟踪测量仪(6)，以便后续零部件快速定位使用；

2)修切工艺规划

为避免零部件修配时过量切削，造成难以挽回的质量损失，采用逐次逼近方式进行修配，修配工艺分为粗加工去除余量、精加工修正和光整加工，并编制加工程序；

3)零部件夹持固定

根据修切区加工需求，调整待加工零部件(5)位置，便于测量和修切加工，采用零部件柔性夹持工装(7)夹紧待加工零部件(5)；

4)零部件数字化定位

跟踪测量仪(6)使用前，需与数控加工设备(1)进行系统标定，确定跟踪测量仪(6)和数控加工设备(1)相对位置关系，统一坐标系；然后跟踪测量仪(6)测量待加工零部件(5)上布置的跟踪标识点(8)，确认数控加工设备(1)和待加工零部件(5)的位置关系，进而调整修切工艺规划中确定的加工程序；

5)粗加工去除余量

根据步骤4)调整后的加工程序，采用数控加工设备(1)去除待加工零部件(5)的大部分余量；

6)数字化检测与虚拟装配验证

粗加工后，为避免零部件修配时过量切削，造成质量偏差，保持待加工零部件(5)位置不变，采用扫描仪(2)再次测量待加工零部件(5)的加工区域，经数据处理、坐标系变换、逆向建模和虚拟装配，确认待加工区域实际余量，根据实际余量值，修正后续的精加工和光整加工程序，最终保证待加工零部件(5)的修切精度和表面质量；

7)精加工修正

根据步骤6)的结果，调整精加工切削量，修正加工程序，完成精加工修正工作；加工过程中，跟踪测量仪(6)实时测量跟踪标识点(8)坐标值，并判断待加工零部件(5)位置是否改变，如改变停止切削，根据测量值进行调整；

8)光整加工

最后剩余的余量，通过光整加工去除，加工过程注意调整切削参数，以保证切削表面粗糙度为标准，完成修切最后修切工作；

9)加工完成

产品修切后经验收交付装配使用。

3.根据权利要求2所述的修配方法，其特征在于，所述步骤2)中，根据步骤1)修切工艺数据准备阶段的结果，大部分工艺余量采用粗加工方式去除，蒙皮对缝处留0.5mm余量待下一步切削；精加工修正去除0.4mm余量；光整加工保证最后加工表面光洁度，修切剩余余量。

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