基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法。本發(fā)明的數(shù)字化校正方法中，通過偏最小二乘回歸反演建模方法，建立六軸數(shù)控定位器運(yùn)動(dòng)參數(shù)和檢測點(diǎn)的位置誤差數(shù)據(jù)之間的關(guān)系得到數(shù)字化校正模型，實(shí)現(xiàn)了大型飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正，不僅有效降低了大型飛機(jī)壁板因裝配變形引起的裝配應(yīng)力，同時(shí)保證了機(jī)身段裝配中各個(gè)壁板的高效、高精度調(diào)姿和對(duì)接，最終提升了飛機(jī)大部件的裝配質(zhì)量。本發(fā)明的數(shù)字化校正方法通過六軸數(shù)控定位器的協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，成功解決了大型飛機(jī)壁板裝配變形校正和準(zhǔn)確定位問題，有效降低了大型飛機(jī)壁板因裝配變形引起的裝配應(yīng)力，提升飛機(jī)大部件的裝配質(zhì)量。
【專利說明】基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機(jī)裝配【技術(shù)領(lǐng)域】，尤其涉及一種基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)裝配作為飛機(jī)制造環(huán)節(jié)中極其重要的一環(huán)，在很大程度上決定了飛機(jī)的最終質(zhì)量、制造成本和交貨周期，是整個(gè)飛機(jī)制造過程中的關(guān)鍵和核心技術(shù)。大型飛機(jī)一般由多個(gè)機(jī)身段對(duì)接裝配而成，而各個(gè)機(jī)身段又由若干壁板組裝拼接而成。壁板作為現(xiàn)代大型飛機(jī)的重要組件之一，既是構(gòu)成飛機(jī)氣動(dòng)外形的重要組成部分，同時(shí)也是機(jī)身、機(jī)翼等的主要承力構(gòu)件。壁板裝配是將蒙皮、長桁、隔框、角片等薄壁類零件按照設(shè)計(jì)和技術(shù)要求進(jìn)行定位、制孔并通過以鉚接為主的手段進(jìn)行連接而成，是飛機(jī)裝配中極為重要的環(huán)節(jié)，但零件特性和裝配方式往往造成其自身剛度、強(qiáng)度相對(duì)不足。
[0003]雖然航空制造企業(yè)正逐步采用整體壁板代替組裝壁板，減少壁板所含零件數(shù)量，降低壁板整體重量，并在一定程度上提高了壁板的強(qiáng)度和剛度，提升了氣動(dòng)表面與外形的裝配質(zhì)量，但由于大型飛機(jī)壁板表面輪廓為復(fù)雜的空間自由曲面，面積較大，在裝配過程中不利于承受集中載荷，同時(shí)加上定位誤差、制孔、鉚接、插螺栓、強(qiáng)迫裝配以及自身重量、殘余應(yīng)力等實(shí)際裝配因素的影響，往往導(dǎo)致壁板局部剛度過低，變形量超過容差范圍，造成部件間交點(diǎn)不協(xié)調(diào)，使飛機(jī)最終的實(shí)際裝配外形與理論外形存在較大偏差，影響整機(jī)的氣動(dòng)外形，并對(duì)后續(xù)工序產(chǎn)生不良影響。
[0004]雖然我國航空制造企業(yè)多通過繃帶等工具進(jìn)行強(qiáng)迫裝配，或增加修配和精加工等工序的方式進(jìn)行補(bǔ)救，達(dá)到總體精度要求，但這樣勢(shì)必會(huì)增加企業(yè)的生產(chǎn)成本,延長飛機(jī)的裝配周期。因此，在大型飛機(jī)壁板裝配過程中如何有效控制和減小壁板裝配變形是目前我國航空工業(yè)亟需解決和攻克的重要技術(shù)難題之一。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]針對(duì)當(dāng)前大型飛機(jī)壁板在裝配中存在的變形問題，本發(fā)明提供了一種基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法。
[0006]一種基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法，包括:
[0007](I)在飛機(jī)壁板各個(gè)隔框上均勻布置若干個(gè)檢測點(diǎn)；
[0008](2)根據(jù)六軸數(shù)控定位器的數(shù)量、以及各個(gè)六軸數(shù)控定位器在X、Y、Z方向的移動(dòng)量閾值和轉(zhuǎn)動(dòng)量閾值確定正交表，正交表的每一行表不六軸數(shù)控定位器的平移量和轉(zhuǎn)動(dòng)量;
[0009](3)將所述正交表中的每一行數(shù)據(jù)作為載荷樣本，將各個(gè)載荷樣本加載至飛機(jī)壁板的理論有限元模型，獲得各個(gè)載荷樣本作用下飛機(jī)壁板變形有限元模型；
[0010](4)針對(duì)任意一個(gè)載荷樣本，利用對(duì)應(yīng)的變形有限元模型計(jì)算當(dāng)前載荷樣本作用下各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差和各個(gè)工藝球頭球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差；
[0011](5)根據(jù)所有載荷樣本作用下，各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差和各個(gè)工藝球頭球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差，采用偏最小二乘回歸反演建模方法，建立飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正模型；
[0012](6)獲取各個(gè)檢測點(diǎn)的實(shí)際位置誤差，并將各個(gè)檢測點(diǎn)的實(shí)際位置誤差代入所述的數(shù)字化校正模型，計(jì)算得到各個(gè)六軸數(shù)控定位器的校形數(shù)據(jù)；
[0013](7)根據(jù)所述的校形數(shù)據(jù)，對(duì)六軸數(shù)控定位器運(yùn)動(dòng)進(jìn)行位置調(diào)整，完成大型飛機(jī)壁板的裝配變形校正。
[0014]所述步驟(I)中的布置檢測點(diǎn)時(shí)避免所有檢測點(diǎn)位于同一直線上，盡量保證面分布。本發(fā)明中在飛機(jī)壁板的每個(gè)隔框上提取相同數(shù)量的檢測點(diǎn)。本發(fā)明中檢測點(diǎn)的個(gè)數(shù)為
10?40。
[0015]根據(jù)六軸數(shù)控定位器的數(shù)量、以及各個(gè)六軸數(shù)控定位器在在X、Y、Z方向的移動(dòng)量閾值和轉(zhuǎn)動(dòng)量閾值確定正交表，正交表的每一行表不各個(gè)六軸數(shù)控定位器的平移量和轉(zhuǎn)動(dòng)量;
[0016]所述步驟(2)中各個(gè)六軸數(shù)控定位器在在X、Y、Z方向的移動(dòng)量閾值和轉(zhuǎn)動(dòng)量閾值取決于六軸數(shù)控定位器本身，各個(gè)六軸數(shù)控定位器的移動(dòng)量閾值和轉(zhuǎn)動(dòng)量閾值在制作后就已經(jīng)固定。根據(jù)各個(gè)六軸數(shù)控定位器的個(gè)數(shù)查表確定合適大小的正交表(正交表的列數(shù)和行數(shù))。行數(shù)就是仿真試驗(yàn)樣本數(shù)，直接取決于六軸數(shù)控定位器的個(gè)數(shù)。對(duì)于列數(shù)，對(duì)于六軸數(shù)控定位器，每個(gè)六軸數(shù)控定位器具有6個(gè)自由度，因此需要保證正交表的列數(shù)大于或等于6w，w為六軸數(shù)控定位器的個(gè)數(shù)。
[0017]本發(fā)明的數(shù)字化校正方法中，針對(duì)當(dāng)前大型飛機(jī)壁板在裝配中存在的變形問題，通過建立六軸數(shù)控定位器運(yùn)動(dòng)參數(shù)(位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差)和檢測點(diǎn)的位置誤差數(shù)據(jù)之間的反演計(jì)算得到數(shù)字化校正模型，實(shí)現(xiàn)了大型飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正，不僅有效降低了大型飛機(jī)壁板因裝配變形引起的裝配應(yīng)力，同時(shí)保證了機(jī)身段裝配中各個(gè)壁板的高效、高精度調(diào)姿和對(duì)接，最終提升了飛機(jī)大部件的裝配質(zhì)量。
[0018]所述步驟⑶包括以下步驟:
[0019](3-1)從理論有限元模型獲取工藝球頭的球心和各個(gè)檢測點(diǎn)的理論坐標(biāo)；
[0020](3-2)將正交表中每一行數(shù)據(jù)作為一個(gè)載荷樣本，將各個(gè)載荷樣本施加至工藝球頭的球心，并通過有限元模擬得到壁板裝配變形的變形有限元模型。
[0021]飛機(jī)壁板的理論有限元模型為飛機(jī)壁板的有限元設(shè)計(jì)模型。一個(gè)載荷樣本實(shí)際上包含一次仿真實(shí)驗(yàn)中各個(gè)六軸數(shù)控定位器在X、Y和Z方向上的平移量和轉(zhuǎn)動(dòng)量。將各個(gè)載荷樣本施加至工藝球頭的球心實(shí)際上是以載荷樣本中各個(gè)六軸數(shù)控定位器的平移量和轉(zhuǎn)動(dòng)量為增量，改變各個(gè)軸數(shù)控定位器對(duì)應(yīng)的工藝球頭球心的坐標(biāo)。有限元模擬通過有限元模擬仿真軟件實(shí)現(xiàn)，首先輸入飛機(jī)壁板的理論有限元模型，然后將載荷樣本施輸入有限元模擬仿真軟件，即可得到該載荷樣本作用下變形的變形有限元模型。
[0022]所述步驟(4)通過以下步驟計(jì)算各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差和各個(gè)工藝球頭球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差:
[0023](4-1)從變形有限元模型中獲取各個(gè)檢測點(diǎn)和工藝球頭的球心的實(shí)際坐標(biāo)；
[0024](4-2)根據(jù)各個(gè)檢測點(diǎn)的理論坐標(biāo)和實(shí)際坐標(biāo)計(jì)算得到姿態(tài)變換矩陣和位置平移向量;
[0025](4-3)根據(jù)姿態(tài)變換矩陣和位置平移向量計(jì)算各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差，以及各個(gè)工藝球頭的球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差，其中:
[0026]第i個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差為ei，根據(jù)公式:
[0027]θ? = X，K1-(RXKi+t)
[0028]計(jì)算得到，其中X’Ki為第i個(gè)檢測點(diǎn)的實(shí)際坐標(biāo)，XKi為第i個(gè)檢測點(diǎn)的理論坐標(biāo)值，R為姿態(tài)變換矩陣，t為位置平移向量，i = 1，2，......，V, V為檢測點(diǎn)的個(gè)數(shù)；
[0029]第j個(gè)工藝球頭的球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差fj為:
[0030]fj = [fj!, fJ2, fJ3, fJ4, fJ5, fJ6],
[0031 ] 其中，Lfj1, fJ2, fJ3] = X’ BJ- (RXBJ+t)，X’ BJ為第j個(gè)工藝球頭的球心的實(shí)際坐標(biāo)，XBJ為第j個(gè)工藝球頭的球心的理論坐標(biāo)值，[fJ4, fJ5, fJ6]當(dāng)前載荷樣本對(duì)應(yīng)的第j個(gè)六軸數(shù)控定位器的轉(zhuǎn)動(dòng)量，j = 1,2,……，w，w為六軸數(shù)控定位器的個(gè)數(shù)。
[0032]所述步驟(5)中包括:
[0033](5-1)將所有載荷樣本作用下的各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差組合得到檢測點(diǎn)誤差矩陣，將所有載荷樣本作用下的各個(gè)工藝球頭的球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差組合得到球心誤差矩陣；
[0034](5-2)對(duì)檢測點(diǎn)誤差矩陣和球心誤差矩陣進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)化處理，并根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)處理后的檢測點(diǎn)誤差矩陣和球心誤差矩陣，采用偏最小二乘回歸建模方法得到飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正模型:
[0035]n = A ε + nconst,
[0036]其中，η為六軸數(shù)控定位器的校形數(shù)據(jù)，ε為各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差,A為系數(shù)矩陣，il_st為常數(shù)項(xiàng)。
[0037]以每個(gè)載荷樣本作用下的各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差作為檢測點(diǎn)位置矩陣中的一行，從而得到檢測點(diǎn)矩陣。以每個(gè)載荷樣本作用下的各個(gè)球心的位置即轉(zhuǎn)動(dòng)誤差作為球心誤差矩陣中的一行，從而得到球心誤差矩陣。
[0038]步驟(5-2)中標(biāo)準(zhǔn)化處理即單位化處理，將檢測點(diǎn)矩陣和球心誤差矩陣轉(zhuǎn)化為單位矩陣，從而消除因單位不同引起的計(jì)算誤差。
[0039]假設(shè)正交表的行數(shù)為η (即仿真試驗(yàn)的樣本數(shù)為η)，列數(shù)為6w，檢測點(diǎn)的個(gè)數(shù)為V，因此構(gòu)建的檢測點(diǎn)誤差矩陣為nXp(p = 3v),球心誤差矩陣大小為nXq(q = 6w),檢測點(diǎn)誤差矩陣記為M = [Hi1,...，mp]nXp,球心誤差矩陣記為N = Ln1,...，nq]nXq0
[0040]對(duì)檢測點(diǎn)誤差矩陣M和球心誤差矩陣N進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)化處理，得到標(biāo)準(zhǔn)化處理后的檢測點(diǎn)誤差矩陣和球心誤差矩陣。其中，標(biāo)準(zhǔn)化處理后的檢測點(diǎn)誤差矩陣為Etl =[E01,...，Etlp]nXp,標(biāo)準(zhǔn)化處理后球心誤差矩陣為F。= [F01,...，E0Jnxqo
[0041]在偏最小二乘回歸建模過程中，以標(biāo)準(zhǔn)化處理后的檢測點(diǎn)誤差矩陣Etl為自變量，以標(biāo)準(zhǔn)化處理后的球心誤差矩陣Ftl為因變量。記Etl和Ftl的第一個(gè)主軸分別為W1和C1,而ti和U1分別為Etl和F。的第一個(gè)主成分,且有h = E0W1, U1 = FtlC1,并求解以下優(yōu)化問題:
[0042]maxCov (t1； U1) = (E0W1)τ.(F0C1)
【權(quán)利要求】
1.一種基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法，其特征在于，包括: (1)在飛機(jī)壁板各個(gè)隔框上均勻布置若干個(gè)檢測點(diǎn)； (2)根據(jù)六軸數(shù)控定位器的數(shù)量，以及各個(gè)六軸數(shù)控定位器在X、Y、Z方向的移動(dòng)量閾值和轉(zhuǎn)動(dòng)量閾值確定正交表，正交表的每一行表示六軸數(shù)控定位器的平移量和轉(zhuǎn)動(dòng)量； (3)將所述正交表中的每一行數(shù)據(jù)作為載荷樣本，將各個(gè)載荷樣本加載至飛機(jī)壁板的理論有限元模型，獲得各個(gè)載荷樣本作用下飛機(jī)壁板變形有限元模型； (4)針對(duì)任意一個(gè)載荷樣本，利用對(duì)應(yīng)的變形有限元模型計(jì)算當(dāng)前載荷樣本作用下各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差和各個(gè)工藝球頭球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差； (5)根據(jù)所有載荷樣本作用下，各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差和各個(gè)工藝球頭球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差，采用偏最小二乘回歸反演建模方法，建立飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正模型； (6)獲取各個(gè)檢測點(diǎn)的實(shí)際位置誤差，并將各個(gè)檢測點(diǎn)的實(shí)際位置誤差代入所述的數(shù)字化校正模型，計(jì)算得到各個(gè)六軸數(shù)控定位器的校形數(shù)據(jù)； (7)根據(jù)所述的校形數(shù)據(jù)，對(duì)六軸數(shù)控定位器運(yùn)動(dòng)進(jìn)行位置調(diào)整，完成大型飛機(jī)壁板的裝配變形校正。
2.如權(quán)利要求1所述的基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法，其特征在于，所述步驟(3)包括以下步驟: (3-1)從理論有限元模型獲取工藝球頭的球心和各個(gè)檢測點(diǎn)的理論坐標(biāo)； (3-2)將正交表中每一行數(shù)據(jù)作為一個(gè)載荷樣本，將各個(gè)載荷樣本施加至工藝球頭的球心，并通過有限元模擬得到壁板裝配變形的變形有限元模型。
3.如權(quán)利要求2所述的基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法，其特征在于，所述步驟(4)通過以下步驟計(jì)算各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差和各個(gè)工藝球頭球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差: (4-1)從變形有限元模型中獲取各個(gè)檢測點(diǎn)和工藝球頭的球心的實(shí)際坐標(biāo)； (4-2)根據(jù)各個(gè)檢測點(diǎn)的理論坐標(biāo)和實(shí)際坐標(biāo)計(jì)算得到姿態(tài)變換矩陣和位置平移向量; (4-3)根據(jù)姿態(tài)變換矩陣和位置平移向量計(jì)算各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差，以及各個(gè)工藝球頭的球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差，其中: 第i個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差為ei，根據(jù)公式: e: = X，K1-(RXKi+t) 計(jì)算得到，其中X’Ki為第i個(gè)檢測點(diǎn)的實(shí)際坐標(biāo)，XKi為第i個(gè)檢測點(diǎn)的理論坐標(biāo)值，R為姿態(tài)變換矩陣，t為位置平移向量，i = 1，2，......，V, V為檢測點(diǎn)的個(gè)數(shù)； 第j個(gè)工藝球頭的球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差fj為:
fJ = [fJl，fJ2.fj3, fj4, fJ5, fJ6]， 其中，[fj!, fJ2, fJ3] = X’ BJ-(RXBj.+t)，X’ BJ為第j個(gè)工藝球頭的球心的實(shí)際坐標(biāo)，Xbj為第j個(gè)工藝球頭的球心的理論坐標(biāo)值，[fJ4, fJ5, fJ6]當(dāng)前載荷樣本對(duì)應(yīng)的第j個(gè)六軸數(shù)控定位器的轉(zhuǎn)動(dòng)量，j = 1,2,……，w，w為六軸數(shù)控定位器的個(gè)數(shù)。
4.如權(quán)利要求3所述的基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法，其特征在于，所述步驟(5)中包括: (5-1)將所有載荷樣本作用下的各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差組合得到檢測點(diǎn)誤差矩陣，將所有載荷樣本作用下的各個(gè)工藝球頭的球心的位置及轉(zhuǎn)動(dòng)誤差組合得到球心誤差矩陣；(5-2)對(duì)檢測點(diǎn)誤差矩陣和球心誤差矩陣進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)化處理，并根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)處理后的檢測點(diǎn)誤差矩陣和球心誤差矩陣，采用偏最小二乘回歸建模方法得到飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正模型:
η =Αε + nconst, 其中，n為六軸數(shù)控定位器的校形數(shù)據(jù)，ε為各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差，A為系數(shù)矩陣，nconst為常數(shù)項(xiàng)。
5.如權(quán)利要求4所述的基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法，其特征在于，所述步驟(6)中各個(gè)檢測點(diǎn)的實(shí)際位置誤差采用激光跟蹤儀測量系統(tǒng)掃描六軸數(shù)控定位器支撐下飛機(jī)壁板得到。
6.如權(quán)利要求5所述的基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法，其特征在于，所述步驟(7)具體如下: 以校形數(shù)據(jù)為增量，調(diào)整六軸數(shù)控定位器的位置。
7.如權(quán)利要求6所述的基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法，其特征在于，所述的裝配變形數(shù)字化校正方法在完成大型飛機(jī)壁板的裝配變形校正后對(duì)校正結(jié)果進(jìn)行檢測，具體如下: 獲取校正完成后所有檢測點(diǎn)的位置誤差數(shù)據(jù)，將各個(gè)檢測點(diǎn)的位置誤差數(shù)據(jù)與設(shè)定的容差進(jìn)行比較，若在所有檢測點(diǎn)的位置誤差數(shù)據(jù)均在各自的容差內(nèi)，則裝配變形校正接結(jié)束； 否則，重新返回步驟(6)重新執(zhí)行。
8.如權(quán)利要求7所述的基于六軸數(shù)控定位器的飛機(jī)壁板裝配變形的數(shù)字化校正方法，其特征在于，所述的容差為±0.5mm。
【文檔編號(hào)】B64F5/00GK103950552SQ201410171705
【公開日】2014年7月30日 申請(qǐng)日期:2014年4月25日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月25日
【發(fā)明者】畢運(yùn)波, 嚴(yán)偉苗, 柯映林, 屠曉偉, 姜麗萍, 沈立恒, 朱宇, 邢宏文, 周慶慧 申請(qǐng)人:浙江大學(xué), 上海飛機(jī)制造有限公司