[發明專利]一種自適應柔性飛機裝配裝置及方法

有效

• 申請號: 201210513514.8
• 申請日: 2012-12-05
• 公開（公告）號: CN102975866A
• 公開（公告）日: 2013-03-20
• 發明（設計）人: 崔喬
• 申請（專利權）人: 成都晉威科技有限公司
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00
• 代理公司: 成都九鼎天元知識產權代理有限公司 51214
• 代理人: 鄧世燕

技術領域

本發明涉及一種自適應柔性飛機裝配裝置及方法。

背景技術

飛機利用空氣在機翼上產生的壓力差進行飛行，既有民用、又有軍用。飛機的機體重量必須盡可能的輕，所以，飛機的結構件、外蒙皮均為薄壁結構，薄壁結構零件的特點是剛性差，由眾多的薄壁結構件通過鉚釘連接、膠連接、螺栓連接，形成剛性結構部件，部件再進一步裝配成整體飛機機體。

飛機的零件采用機械加工、數控加工、化學洗切、噴丸成型、焊接、模型沖壓成型等方法制成薄壁結構零件。零件加工完成后，進入部件裝配工序。飛機的部件裝配完全依賴于特殊的工藝裝備，即型架進行部件裝配工序。?

在飛機裝配生產過程中，最為關鍵的是裝配協調體系的建立，雖然有部分采用了數字化傳遞，但主要的傳遞方法還是模擬量傳遞，即飛機外形數學模型－樣板－樣件－型架－飛機部件－飛機整體。飛機整體的裝配精確度取決于部件精確度，部件精確度取決于型架的精確度，型架的精確度取決于樣件，樣件的精確度取決于樣板的精確度。中間環節多，導致飛機整體精確度降低，生產準備周期長，成本高。

發明內容

為了克服現有技術的上述缺點，本發明提供了一種自適應柔性飛機裝配裝置及方法，能夠有效解決現存的模擬量裝配協調體系的主要缺陷，全部采用數字量裝配協調體系，可以大幅度縮短生產準備周期，大幅度降低生產準備成本。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案是：一種自適應柔性飛機裝配裝置，包括左、右立柱和上、下橫梁；在左、右立柱上設置有導軌，在導軌上安裝有可上下移動的結構件裝配接頭定位裝置，所述結構件裝配接頭定位裝置自身可沿水平方向左右伸縮；在所述結構件裝配接頭定位裝置的伸縮端安裝有兩個位移傳感器；上下橫梁固定安裝在立柱上，在上、下橫梁上設置有導軌，在導軌上設置有卡板定位和旋轉機構，卡板上端安裝在上橫梁上；卡板可沿水平方向左右移動，在卡板上下兩端均安裝有位移傳感器；在每個卡板上安裝有飛機外形定位柱，在飛機外形定位柱上安裝有定位柱定位機構、定位柱導向驅動機構，飛機外形定位柱可沿水平方向前后伸縮，在飛機外形定位柱的伸縮端安裝有位移傳感器。

本發明還提供了一種自適應柔性飛機裝配方法，包括如下步驟：

步驟一、確定飛機裝配型架三維空間：

依據飛機工藝和部件裝配工藝分配，確定每個型架的左右立柱和上下橫梁的尺寸大小，確保立柱和橫梁同時滿足飛機部件在三維空間所需尺寸大小和型架力學剛性的要求，同時確定卡板尺寸；

步驟二、在型架的左右立柱上安裝結構件裝配接頭定位裝置，在上下橫梁上安裝卡板，在卡板上安裝飛機外形定位柱，在型架立柱、卡板和外形定位柱上安裝位移傳感器；??

步驟三、讀取與裝配工序有關的數學模型數據；

步驟四、利用空間坐標變換計算方法，對數學模型數據進行坐標變換處理，將數學模型數據變換到步驟一確定的型架三維空間坐標系中；

步驟五、根據所要裝配部件的外形尺寸復雜程度和裝配工藝文件要求，確定飛機部件連接定位點數量、卡板數量、卡板定位柱數量；

步驟六、計算機根據步驟四轉換后的數學模型數據自動生成全部定位點三維坐標數據；

步驟七、計算機發出指令，令相應機構的驅動機構驅動各相應機構移動到各個定位點確定的位置，在移動過程中計算機通過各個傳感器實時傳輸的各相應機構的位置實際數據和部件裝配需要的數學模型數據進行比對計算，直至各相應機構到達所需位置為止。

與現有技術相比，本發明的積極效果是：通過在飛機裝配裝置（型架、加工臺、托架）及其與飛機外形有關的外形定位卡板和定位柱上安裝位移傳感器，精確控制和飛機結構件、外形定位有關機構的三維坐標，達到在飛機裝配、加工過程中，用數字信息準確控制飛機外形有關的結構件、外蒙皮等的裝配、加工精確度，使得飛機裝配實現了自適應柔性數字化制造，徹底取消原有裝配方法所需的樣板和價格昂貴的樣件，一套裝置（型架、加工臺、托架）可以應用到多個工位、多個機種，徹底改變現行飛機裝配、加工裝置（型架、加工臺、托架）制造過程周期長、成本高、單套型架僅能用于單個工位、單個機種，適應性差的現狀，能夠大幅度縮短飛機研制、生產周期，大幅度降低飛機研制、生產成本，增強飛機生產企業的核心競爭力，提供經濟效益。

附圖說明

本發明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中：

圖1是本發明裝配裝置的結構示意圖；

圖2是本發明的卡板在工作狀態和非工作狀態的結構示意圖。

具體實施方式