屈力剛，李見，蘇東東

(沈陽航空航天大學(xué)航空制造工藝數(shù)字化國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，遼寧沈陽 110136)

近年來，隨著我國在航空發(fā)動機(jī)高溫合金材料方面不斷取得技術(shù)突破，對隱形戰(zhàn)機(jī)的研究在不斷加快，對于隱形戰(zhàn)機(jī)而言，為了滿足其飛行作戰(zhàn)時逃避雷達(dá)搜索而隱形的目的，必須限定飛機(jī)隱形材料涂層的厚度和質(zhì)量以及雷達(dá)對飛機(jī)表面反射截面的要求，因而要嚴(yán)格控制隱身材料涂層的厚度。2003年洛馬公司研制出了針對F-22整機(jī)噴涂的CASPER系統(tǒng)，近年來美國洛馬公司又開發(fā)出了F-35隱形戰(zhàn)機(jī)機(jī)器人噴涂的RSAF系統(tǒng)［1-2］，為了更有效地展現(xiàn)涂層厚度結(jié)果，該公司開發(fā)出了一種新的厚度數(shù)據(jù)顯示方法。我國在這方面雖然起步較晚，但是為了保持飛機(jī)的噴涂質(zhì)量多家飛機(jī)制造企業(yè)在不斷嘗試使用機(jī)器人自動噴涂設(shè)備，以沈飛、西飛和成飛等公司為代表的軍機(jī)研制企業(yè)對機(jī)器人噴涂系統(tǒng)的開發(fā)正處于探索階段。

1986年，A KLEIN［3］最先將離線編程技術(shù)應(yīng)用于噴漆機(jī)器人，并提出基于CAD的噴漆機(jī)器人離線編程系統(tǒng)之后，GOODMANS，F(xiàn)REUND［4-5］等針對噴涂建模問題，提出了列表法，雙高斯涂層分布模型，國內(nèi)的孫國朋等［6］提出了一種基于點(diǎn)云處理技術(shù)的噴槍軌跡生成技術(shù)，樊帥權(quán)等［7］采用 MFC和 OpenGL開發(fā)了完整的離線軌跡規(guī)劃與仿真系統(tǒng)，趙德安等［8］采用對曲面進(jìn)行分片的方法對噴槍軌跡進(jìn)行了優(yōu)化。上述學(xué)者對機(jī)器人噴涂軌跡規(guī)劃做了深入的研究。文中針對飛機(jī)尾翼噴涂的要求，提出了尾翼噴涂路徑規(guī)劃算法，選用ABBIRB5500機(jī)器人實(shí)施噴涂作業(yè)，通過DELMIA/IGRIP實(shí)現(xiàn)機(jī)器人對飛機(jī)尾翼的仿真模擬噴涂實(shí)驗(yàn)，獲取前期試驗(yàn)指標(biāo)和參數(shù)，為日后整機(jī)噴涂作業(yè)和噴涂過程的離線編程控制提供理論基礎(chǔ)［9-12］。

1 尾翼模型的建立

1.1 尾翼建模

由于飛機(jī)尾翼實(shí)際模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜，這里只根據(jù)翼型結(jié)構(gòu)參數(shù)在Catia曲面建模模塊進(jìn)行某型號飛機(jī)垂直尾翼的三維數(shù)字化模型的建立，其參數(shù)見表1，尾翼模型如圖1所示。

表1 尾翼模型參數(shù)

圖1 尾翼模型

1.2 軌跡規(guī)劃

飛機(jī)尾翼是一個復(fù)雜的異形曲面，噴涂軌跡的制定比較復(fù)雜。作者主要從以下兩個角度來研究對于飛機(jī)尾翼噴涂的軌跡。

(1)噴涂寬度確定

噴涂機(jī)器人對于工件噴涂時，噴涂的積累速率呈現(xiàn)為中間高兩邊低的情況，要完成較為均勻的噴涂就必須采用重復(fù)噴涂的方式。為了后續(xù)計(jì)算的方便，在噴涂路徑上采用寬度一致的原則。如圖2所示，定義以下變量:OA為噴涂機(jī)器人的一個臂，A為噴頭，R為噴涂機(jī)器人的回轉(zhuǎn)臂與噴頭 (圓錐頂點(diǎn))的距離，H為回轉(zhuǎn)軸線到平面的距離，h為噴頭到噴涂平面的距離，a、b分別為噴涂橢圓面的兩軸長，β為圓錐母線與軸線的夾角，θ為圓錐軸線與噴涂平面的夾角，S為噴涂層橢圓面積。圓錐體噴霧與平面相交示意圖如圖3所示。

圖2 噴涂寬度計(jì)算圖

圖3 圓錐體噴霧與平面相交示意圖

經(jīng)過對數(shù)學(xué)模型的計(jì)算，得到了噴槍機(jī)器人對平面噴涂時的噴涂寬度:

AE的長度為:

(2)搭接寬度確定

尾翼噴涂軌跡如圖4所示。在噴涂過程中，噴槍始終沿著等距的路徑移動。在單一的行程中，噴涂區(qū)域的厚度可以用笛卡爾坐標(biāo)系描述，噴槍的中心線劃過噴涂區(qū)域的中心。在噴涂過程中，笛卡爾坐標(biāo)系隨著噴槍的中心線而移動。假設(shè)移動速度是v，Q為噴槍流量，那么距離原點(diǎn)為x的點(diǎn)的涂層厚度T為:

圖4 尾翼噴涂軌跡規(guī)劃

2 機(jī)器人噴涂仿真

2.1 機(jī)器人運(yùn)動求解

由于噴涂過程中機(jī)器人對自由度數(shù)要求較高，因而很難實(shí)現(xiàn)機(jī)器人運(yùn)動學(xué)的逆解。DELMIA/IGRIP軟件通過相應(yīng)模塊導(dǎo)入機(jī)器人路徑中的各點(diǎn)，在機(jī)器人運(yùn)動對話框的目標(biāo)屬性中可以看到機(jī)器人運(yùn)動軌跡點(diǎn)運(yùn)動學(xué)逆解的各種解，對這些點(diǎn)位的運(yùn)動學(xué)逆解進(jìn)行了奇異性分析，很容易從中選擇恰當(dāng)?shù)哪娼狻?/p>

2.2 噴涂軌跡仿真

機(jī)器人的示教和軌跡優(yōu)化是DELMIA的又一個亮點(diǎn)，它能夠真實(shí)地模擬機(jī)器人的運(yùn)動姿態(tài)。在機(jī)器人示教窗口，可以方便地插入/刪除軌跡點(diǎn)、修改位姿、增加噴涂動作、IO設(shè)置以及調(diào)整噴涂工序等。通常機(jī)器人示教完成后，其運(yùn)動軌跡與實(shí)際相差比較大，因此需要對其軌跡進(jìn)行優(yōu)化，使其與現(xiàn)實(shí)相符。自動軌跡優(yōu)化命令:Set Turn Numbers，在該窗口中可以選擇最小旋轉(zhuǎn)角度 (Shortest Angle)模式進(jìn)行優(yōu)化，最后通過“Robot Task Simulation”可查看整個工件的噴涂過程的仿真［14］，噴涂軌跡仿真模擬如圖5所示。

圖5 噴涂軌跡仿真模擬

3 實(shí)驗(yàn)噴涂結(jié)果分析

尾翼噴涂空間軌跡規(guī)劃如圖6所示，基于以上噴涂軌跡算法研究和機(jī)器本體的搭建，將軌跡規(guī)劃結(jié)果運(yùn)用于噴涂實(shí)驗(yàn)中，調(diào)整流量、霧化和扇幅等參數(shù)得到機(jī)器噴涂樣板，如圖7所示，用特殊的涂層厚度檢測設(shè)備得到噴涂點(diǎn)位厚度數(shù)據(jù)，采集若干點(diǎn)位厚度和人工噴涂厚度對比，得到如表2的數(shù)據(jù)。該試驗(yàn)獲得了寶貴的前期實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，為后期整體機(jī)翼噴涂工作奠定了一定的基礎(chǔ)。

圖6 尾翼噴涂空間軌跡規(guī)劃

圖7 噴涂試板效果圖

表2 厚度采集表

4 結(jié)論

結(jié)合飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，對尾翼噴涂軌跡規(guī)劃算法進(jìn)行了研究，并通過實(shí)際的噴涂實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了該算法的合理性，同時應(yīng)用 DELMIA/IGRIP模塊，提出了機(jī)器人運(yùn)動控制及仿真的新途徑。但是文中所述噴涂仿真模擬部分只實(shí)現(xiàn)了噴涂點(diǎn)位插入式模擬階段，怎樣實(shí)現(xiàn)軌跡所有點(diǎn)位的自動識別模擬以及機(jī)器人模擬運(yùn)動代碼的輸出是今后研究的一個重點(diǎn)方向。

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