飛機(jī)機(jī)身數(shù)字化對接裝配中翼身交點(diǎn)加工關(guān)鍵技術(shù)研究.pdf

1、傳統(tǒng)的基于型架的飛機(jī)大部件對接裝配方法存在強(qiáng)迫定位與裝夾,且無法實(shí)現(xiàn)高效精確的翼身接頭測量,導(dǎo)致翼身交點(diǎn)加工存在較大風(fēng)險(xiǎn)。為了保證飛機(jī)裝配的質(zhì)量和安全性,提出一種機(jī)身大部件數(shù)字化對接裝配中的翼身交點(diǎn)精加工方法,對其中的關(guān)鍵技術(shù)問題進(jìn)行深入的分析和研究。
　　 在總結(jié)飛機(jī)大部件對接裝配技術(shù)國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上,詳細(xì)分析了飛機(jī)翼身交點(diǎn)精加工的技術(shù)現(xiàn)狀,指出了國內(nèi)技術(shù)的不足?；陲w機(jī)大部件對接裝配的一般工藝過程以及數(shù)字化對接裝配平臺

2、的工藝設(shè)計(jì)和總體布局,提出翼身接頭測量、評價(jià)與精加工系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)方法。根據(jù)飛機(jī)翼身接頭測量與精加工需求,給出專用數(shù)控加工中心的技術(shù)指標(biāo),闡明為保證其工作性能所采取的主要措施。提出了翼身接頭測量、評價(jià)與精加工系統(tǒng)主要功能的實(shí)現(xiàn)方法。
　　 設(shè)計(jì)飛機(jī)總裝配的數(shù)字化協(xié)調(diào)機(jī)制,然后提出一種相對裝配參考坐標(biāo)系的翼身接頭位姿誤差分析方法,采用攝動法建立了相應(yīng)的誤差模型。根據(jù)飛機(jī)大部件調(diào)姿試驗(yàn)的結(jié)果和相關(guān)工裝的性能參數(shù),確定各項(xiàng)原始誤差的

3、取值范圍。通過蒙特卡洛模擬求出了翼身接頭位姿誤差的分布特性。采用極值法分析極端情況下交點(diǎn)孔的加工余量,獲得了有可能出現(xiàn)翼身接頭加工余量不足的定性結(jié)論。
　　 為了避免飛機(jī)翼身接頭加工中可能存在的安全問題,提出了兩方面的檢查措施?；趯Ｓ脭?shù)控加工中心實(shí)現(xiàn)了在裝配現(xiàn)場對翼身接頭進(jìn)行三坐標(biāo)測量。一方面基于測量數(shù)據(jù),通過自動參數(shù)化建模獲得實(shí)際的翼身接頭模型,然后通過加工過程仿真找出程序錯(cuò)誤、加工中心超程、加工中心與機(jī)身干涉等可能發(fā)生的工

4、藝問題。另一方面基于三坐標(biāo)測量結(jié)果建立了翼身交點(diǎn)可加工性評價(jià)模型。利用該模型可發(fā)現(xiàn)初始交點(diǎn)孔殘留、精加工目標(biāo)孔相對接頭側(cè)面的位置度誤差超差、凸緣型翼身接頭初始配合面殘留以及凸緣根部過切4類潛在問題,防止加工過程對機(jī)身造成破壞。
　　 當(dāng)部分翼身交點(diǎn)的實(shí)際切削余量不滿足可加工條件時(shí),有必要對機(jī)身的精加工位姿進(jìn)行調(diào)整。為了獲得使所有翼身交點(diǎn)均具有足夠切削余量的最優(yōu)調(diào)姿目標(biāo),基于機(jī)身位姿測量點(diǎn)實(shí)測數(shù)據(jù)和翼身接頭三坐標(biāo)測量數(shù)據(jù),全面考慮

5、位姿測量點(diǎn)集匹配約束、整體機(jī)身位姿約束和翼身交點(diǎn)可加工性約束,建立了機(jī)身精加工位姿優(yōu)化模型。在分析各項(xiàng)殘差相對重要程度的基礎(chǔ)上,提出了一種基于層次分析法的目標(biāo)函數(shù)權(quán)重配置與調(diào)整方法。通過權(quán)值調(diào)整可重新分配各類殘差,最終獲得滿足所有約束條件的最佳調(diào)姿目標(biāo)。
　　 為了在飛機(jī)大部件數(shù)字化對接裝配中實(shí)現(xiàn)以數(shù)控加工方法取代傳統(tǒng)的翼身接頭精加工方法,分析了翼身交點(diǎn)精加工的特點(diǎn)和難點(diǎn)。在此基礎(chǔ)上,采取3方面技術(shù)措施,即面向翼身接頭精加工進(jìn)行