[發(fā)明專利]綜合熱變形與重力變形的大型飛機上復(fù)雜部件的裝配方法

有效

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• 申請日: 2020-10-30
• 公開（公告）號: CN112307562B
• 公開（公告）日: 2022-03-01
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 梅標(biāo);楊永泰
• 申請（專利權(quán)）人: 泉州裝備制造研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20;G06F119/08;G06F119/14
• 代理公司: 杭州天勤知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 33224
• 代理人: 何彬

本發(fā)明涉及一種綜合熱變形與重力變形的大型飛機上復(fù)雜部件的裝配方法，屬于大型飛機的制造技術(shù)領(lǐng)域。該方法的調(diào)姿定位步驟包括：(1)將復(fù)雜部件與其三維模型上的關(guān)鍵特征離散成關(guān)鍵特征點集；(2)獲取二者上關(guān)鍵特征點的坐標(biāo)值；(3)基于裝配環(huán)境溫度，利用限元分析模型計算溫度和重力作用所造成的關(guān)鍵特征點的坐標(biāo)偏差；(4)基于所獲取的坐標(biāo)偏差，對從復(fù)雜部件上關(guān)鍵特征點的坐標(biāo)值進行修正；(5)基于經(jīng)修正之后的復(fù)雜部件上關(guān)鍵特征點的坐標(biāo)值與三維模型上的關(guān)鍵特征點的坐標(biāo)值，計算出用于將復(fù)雜部件調(diào)姿定位至目標(biāo)位姿的位姿協(xié)調(diào)矩陣T。該方法能有效提高大型飛機上復(fù)雜部件的裝配效率與精度，可廣泛應(yīng)用于大型飛機的制造技術(shù)領(lǐng)域。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及大型飛機的裝配技術(shù)領(lǐng)域，具體地說，涉及一種用于對大型飛機上復(fù)雜部件進行裝配的方法，并在該裝配過程中綜合了熱變形與重力變形。

背景技術(shù)

在大型飛機的裝配過程中，尤其是其上復(fù)雜結(jié)構(gòu)部件的裝配過程，由于尺寸較大而導(dǎo)致其在安裝過程中，需要進行反復(fù)調(diào)整和修配，才能達到安裝精度要求。針對該技術(shù)問題，在公開號為CN107263044A的專利文獻公開了一種考慮熱變形因素的大型飛機外翼翼盒裝配系統(tǒng)的設(shè)計方法，及在公開號為CN107052750A的專利文獻中公開了一種前緣組件的調(diào)姿定位系統(tǒng)；在這些現(xiàn)有技術(shù)中，基于對安裝工裝結(jié)構(gòu)進行改進，以期解決飛機上大尺寸部件在安裝過程中與其定位工裝之間所存在的熱變形協(xié)調(diào)的問題，例如對翼盒前緣組件、后緣組件、翼根肋等大尺寸部件的定位安裝。

在上述方案中，基于對工裝結(jié)構(gòu)的改進，雖然能解決部件與工裝之間的熱變形協(xié)調(diào)的問題，但大型飛機在現(xiàn)場安裝的過程中，仍存在熱變形與重力變形所生產(chǎn)的測量坐標(biāo)值偏差的問題，尤其是對單個部件或位姿協(xié)調(diào)時的第一個部件(即后續(xù)部件安裝過程所參照的基準(zhǔn)部件)進行調(diào)姿定位的過程，加上大型飛機上需調(diào)姿定位的單個部件或基準(zhǔn)部件通常為復(fù)雜結(jié)構(gòu)部件，熱變形與重力變形對其安裝精度與效率將造成嚴重的影響，例如，采用公開號為CN107471171A的專利文獻所公開的數(shù)控調(diào)姿定位裝置對壁板這種大型構(gòu)件進行調(diào)姿定位的過程，通常需要進行多次調(diào)整與修配。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的主要目的是提供一種綜合熱變形與重力變形的大型飛機上復(fù)雜部件的裝配方法，以提高大型飛機上復(fù)雜結(jié)構(gòu)部件的安裝精度與裝配效率。

為了實現(xiàn)上述主要目的，本發(fā)明提供的綜合熱變形與重力變形的大型飛機上復(fù)雜部件的裝配方法包括調(diào)姿定位步驟與安裝固定步驟，該調(diào)姿定位步驟包括以下步驟：

離散處理步驟，將復(fù)雜部件與其三維模型上的關(guān)鍵特征離散成關(guān)鍵特征點集；

坐標(biāo)測量步驟，獲取復(fù)雜部件與經(jīng)調(diào)姿定位至目標(biāo)位姿后的三維模型上關(guān)鍵特征點的坐標(biāo)值；

仿真求解步驟，基于三維模型與當(dāng)前裝配環(huán)境溫度，利用限元分析模型計算裝配環(huán)境溫度和重力作用所造成的關(guān)鍵特征點的坐標(biāo)偏差；

參數(shù)修正步驟，基于仿真求解步驟所獲取的坐標(biāo)偏差，對從復(fù)雜部件上測得的關(guān)鍵特征點坐標(biāo)值進行修正；

計算步驟，基于經(jīng)修正之后的復(fù)雜部件上關(guān)鍵特征點的坐標(biāo)值與三維模型上的關(guān)鍵特征點的坐標(biāo)值，計算出用于將復(fù)雜部件調(diào)姿定位至目標(biāo)位姿的位姿協(xié)調(diào)矩陣T。

基于上述技術(shù)方案，通過利用仿真計算出溫度與重力所造成坐標(biāo)偏差，并利用該坐標(biāo)偏差對復(fù)雜部件上的關(guān)鍵特征點坐標(biāo)進行修正，即將現(xiàn)有坐標(biāo)測量值中剔除重力與溫度所造成的影響偏差，即利用已經(jīng)大致剔除重力影響與溫度影響之后的坐標(biāo)偏差求解位姿協(xié)調(diào)矩陣T，所獲得位姿協(xié)調(diào)矩陣T能更好地與三維模型中目標(biāo)位姿相匹配，從而有效地消除熱變形和重力變形導(dǎo)致的關(guān)鍵特征點坐標(biāo)測量值與三維模型之間的非線性，有助于實現(xiàn)準(zhǔn)確、高效的大型飛機復(fù)雜結(jié)構(gòu)調(diào)姿定位。

具體的方案為上述計算出用于將復(fù)雜部件調(diào)姿定位至目標(biāo)位姿的位姿協(xié)調(diào)矩陣T的步驟包括以下步驟：

(1)、基于三維點匹配原理，采用最小二乘法，構(gòu)建復(fù)雜部件與三維模型上管件特征點對的位姿協(xié)調(diào)優(yōu)化模型J，