[發(fā)明專利]一種飛機裝配的誤差補償方法

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• 申請?zhí)枺?/td>: 202111536898.0
• 申請日: 2021-12-15
• 公開（公告）號: CN114239170A
• 公開（公告）日: 2022-03-25
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 唐沐天;尹華彬;袁勝;蔣勛義;曹赟喆
• 申請（專利權(quán)）人: 成都飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司
• 主分類號: G06F30/17
• 分類號: G06F30/17;G06F30/27;G06N3/12;B64F5/10;G06F111/06
• 代理公司: 四川力久律師事務(wù)所 51221
• 代理人: 陳明龍

1.一種飛機裝配的誤差補償方法，其特征在于，包括以上步驟：

S1、在裝配現(xiàn)場建立測量基準點，裝配過程中的測量數(shù)據(jù)以所述基準點為基準；

S2、建立以飛機的結(jié)構(gòu)與相連結(jié)構(gòu)為劃分區(qū)域的誤差評估模型，評估和調(diào)整結(jié)構(gòu)定位工裝的位置，利用所述結(jié)構(gòu)定位工裝確保結(jié)構(gòu)裝配站位的準確性；

S3、結(jié)構(gòu)裝配站位調(diào)整至滿足設(shè)計要求的狀態(tài)后，利用激光追蹤儀識別所述結(jié)構(gòu)零件的關(guān)鍵裝配特征數(shù)據(jù)；按照所述結(jié)構(gòu)零件的裝配關(guān)鍵特征進行誤差評估；

S4、對所述結(jié)構(gòu)零件的誤差采取挫修和/或加墊的方式進行補償；

S5、結(jié)構(gòu)與結(jié)構(gòu)站位之間的系統(tǒng)零件根據(jù)所述誤差評估模型和所述結(jié)構(gòu)零件的誤差評估在裝機前進行容差分配，得出最優(yōu)的裝配組合，再將最優(yōu)的裝配組合中的系統(tǒng)零件進行安裝。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機裝配的誤差補償方法，其特征在于，所述結(jié)構(gòu)零件包括口蓋、框、梁、蒙皮，所述結(jié)構(gòu)零件以裝配孔作為裝配關(guān)鍵特征；所述系統(tǒng)零件包括導(dǎo)管。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機裝配的誤差補償方法，其特征在于，所述誤差評估模型為：建立所述結(jié)構(gòu)零件在零件車間中測量的xyz坐標系和所述結(jié)構(gòu)零件在實際裝配過程中的x'y'z'坐標系，結(jié)構(gòu)零件在從零件車間到裝配過程是xyz坐標系與x'y'z'坐標系的轉(zhuǎn)換過程，向量在坐標系中是具有大小和方向的量，利用向量的特性，用所述結(jié)構(gòu)零件在零件車間的測量數(shù)值對裝配現(xiàn)場所述結(jié)構(gòu)零件安裝位置的實測數(shù)據(jù)進行誤差評估。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機裝配的誤差補償方法，其特征在于，步驟S2的詳細步驟為：

S21、建立以飛機的結(jié)構(gòu)與相連結(jié)構(gòu)為劃分區(qū)域的誤差評估模型；

S22、根據(jù)所述結(jié)構(gòu)零件在零件車間的測量數(shù)值，將所述結(jié)構(gòu)零件上定位孔孔位相連，得到未用所述結(jié)構(gòu)定位工裝定位的定位點數(shù)據(jù)；

S23、利用羅德里格旋轉(zhuǎn)公式將步驟S22得到的定位點數(shù)據(jù)與在裝配現(xiàn)場采用所述結(jié)構(gòu)定位工裝定位定位后的定位點數(shù)據(jù)重合；

S24、與飛機三維理論數(shù)模中所述結(jié)構(gòu)定位工裝定位點的理論數(shù)值進行對比，以此來評估和調(diào)整定位工裝的位置。

5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機裝配的誤差補償方法，其特征在于，步驟S3的詳細步驟為：

S31、在所述結(jié)構(gòu)零件機加過程中，記錄所述結(jié)構(gòu)零件在xyz坐標系里裝配關(guān)鍵特征的測量坐標，并將所述結(jié)構(gòu)零件裝配關(guān)鍵特征的點相連，形成n段向量；

S32、在步驟S1得到的所述基準點建立的x'y'z'坐標系里利用激光追蹤儀測量在所述結(jié)構(gòu)零件裝配后所述結(jié)構(gòu)零件上任意連續(xù)的三點，得到所述結(jié)構(gòu)零件在x'y'z'坐標系里裝配關(guān)鍵特征的實際坐標；

S33、利用羅德里格旋轉(zhuǎn)公式將步驟S31中所述結(jié)構(gòu)零件在xyz坐標系里的測量坐標轉(zhuǎn)換到步驟S32中所述結(jié)構(gòu)零件在x'y'z'坐標系的實際坐標；

S34、根據(jù)實際坐標與理論數(shù)模中理論坐標的偏差量對裝配誤差進行評估。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機裝配的誤差補償方法，其特征在于，步驟S4的詳細步驟為：

S41、在飛機三維理論數(shù)模上對所述結(jié)構(gòu)零件中需要補償?shù)牟课贿M行標注；

S42、根據(jù)所述步驟S34中實際坐標與理論數(shù)模中理論坐標的偏差量得到需加墊的補償量和/或挫修的補償量。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機裝配的誤差補償方法，其特征在于，步驟S42中，需加墊的補償量是先通過得到步驟S34中實際坐標與理論數(shù)模中理論坐標搭接處向量的夾角，得到楔形加墊角度和加墊厚度；挫修的補償量是根據(jù)步驟S34中實際坐標與理論數(shù)模中理論坐標的向量旋轉(zhuǎn)到同一平面內(nèi)，通過向量端點距離得到需挫修的區(qū)域和挫修的補償量。

8.根據(jù)權(quán)利要求1-7任意一項所述的飛機裝配的誤差補償方法，其特征在于，步驟S5的詳細步驟為：根據(jù)所述誤差評估模型和所述結(jié)構(gòu)零件的誤差評估，將現(xiàn)場零件庫中所有系統(tǒng)零件裝配關(guān)鍵特征的測量數(shù)據(jù)輸入尺寸鏈中，通過遺傳算法中交叉、選擇計算得出最優(yōu)的裝配組合，再將最優(yōu)的裝配組合中的系統(tǒng)零件進行安裝。