周琳，翟建軍,黃翔，沈立恒

(1. 南京航空航天大學(xué) 機(jī)電學(xué)院，江蘇 南京 210016； 2. 上海飛機(jī)制造有限公司，上海 200436)

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一種筒段對(duì)接關(guān)鍵特征點(diǎn)的容差分配方法

周琳1，翟建軍1,黃翔1，沈立恒2

(1. 南京航空航天大學(xué) 機(jī)電學(xué)院，江蘇 南京 210016； 2. 上海飛機(jī)制造有限公司，上海 200436)

摘要：針對(duì)飛機(jī)機(jī)身對(duì)接過(guò)程中，關(guān)鍵特征點(diǎn)的容差范圍，提出了一種分配方法。該方法根據(jù)機(jī)身的協(xié)調(diào)準(zhǔn)確度要求，分配機(jī)身各段的位姿準(zhǔn)確度，并確定筒段的位姿變換參數(shù)；根據(jù)機(jī)身段的位姿變動(dòng)，利用齊次坐標(biāo)變換的方法反求機(jī)身段上關(guān)鍵特征點(diǎn)的坐標(biāo)變動(dòng)范圍。與傳統(tǒng)的協(xié)調(diào)過(guò)程中利用光學(xué)準(zhǔn)直法檢測(cè)關(guān)鍵特征點(diǎn)的方法相比，該方法更能適應(yīng)數(shù)字化測(cè)量手段的需要，提高了容差的可控制性和可檢測(cè)性。

關(guān)鍵詞：機(jī)身對(duì)接；關(guān)鍵特征點(diǎn)；容差分配；協(xié)調(diào)準(zhǔn)確度

0引言

機(jī)身對(duì)接是飛機(jī)總裝的重要環(huán)節(jié)，機(jī)身對(duì)接的準(zhǔn)確度影響著機(jī)身本身的氣動(dòng)外形和機(jī)身內(nèi)部結(jié)構(gòu)的位置準(zhǔn)確度，制約著飛機(jī)裝配完成后的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和動(dòng)力學(xué)指標(biāo)，決定了飛機(jī)裝配完成后的可靠性和安全性[1]。在機(jī)身段對(duì)接外形協(xié)調(diào)過(guò)程中，傳統(tǒng)的協(xié)調(diào)方法是采用模線樣板/標(biāo)準(zhǔn)樣件工作法。這種方法按照互關(guān)聯(lián)的制造原則對(duì)協(xié)調(diào)對(duì)象傳遞模擬量，缺點(diǎn)是傳遞環(huán)節(jié)多、誤差積累大，互換性較差，且制造標(biāo)準(zhǔn)樣件、工裝的成本也較高。數(shù)字化的協(xié)調(diào)方法是指產(chǎn)品在一個(gè)統(tǒng)一坐標(biāo)系下建立唯一的參數(shù)化模型，這些參數(shù)并行指導(dǎo)機(jī)身的設(shè)計(jì)、制造、檢驗(yàn)等流程，從而實(shí)現(xiàn)“零”誤差傳遞[2]。

1機(jī)身外形數(shù)字化協(xié)調(diào)路線

機(jī)身外形協(xié)調(diào)主要指標(biāo)有整體同軸度、整體對(duì)稱度以及機(jī)身段的位姿準(zhǔn)確度。傳統(tǒng)的水平測(cè)量方法使用激光準(zhǔn)直儀測(cè)量和校準(zhǔn)機(jī)身位姿[3]。這一過(guò)程中，協(xié)調(diào)的實(shí)質(zhì)是對(duì)部件上的相對(duì)位置進(jìn)行協(xié)調(diào)，且只能保證部件的相對(duì)位置準(zhǔn)確度，無(wú)法保證部件相對(duì)全機(jī)坐標(biāo)系的位置準(zhǔn)確度，不利于后續(xù)的裝配步驟。數(shù)字化協(xié)調(diào)方法是基于產(chǎn)品全三維的參數(shù)化定義，將形狀公差離散為可以線性表示的特征[3,4]，如點(diǎn)、邊等，稱作關(guān)鍵特征。在關(guān)鍵特征需要完成兩個(gè)協(xié)調(diào)任務(wù)：部件相對(duì)全機(jī)坐標(biāo)系的位置協(xié)調(diào)與部件之間的相對(duì)位姿的協(xié)調(diào)。協(xié)調(diào)的結(jié)果最終依賴于關(guān)鍵特征的尺寸屬性反映出來(lái)。在產(chǎn)品的全三維數(shù)字化定義中，這個(gè)坐標(biāo)相對(duì)全機(jī)坐標(biāo)系而言，具有唯一性[4]。這樣就避免了傳統(tǒng)的協(xié)調(diào)方法中進(jìn)行外形協(xié)調(diào)的片面性和復(fù)雜性。面向關(guān)鍵特征點(diǎn)的協(xié)調(diào)路線如圖1所示。

圖1　面向關(guān)鍵特征點(diǎn)的數(shù)字化協(xié)調(diào)方法示意圖

在圖1中，全機(jī)坐標(biāo)系、激光跟蹤儀坐標(biāo)系、零件坐標(biāo)系、關(guān)鍵特征點(diǎn)的局部坐標(biāo)等構(gòu)成了稱為數(shù)字化測(cè)量場(chǎng)[5]。它是進(jìn)行機(jī)身對(duì)接數(shù)字化協(xié)調(diào)方案的骨架，是進(jìn)行化容差分配過(guò)程計(jì)算的前提，簡(jiǎn)化了計(jì)算過(guò)程，將機(jī)身在設(shè)計(jì)階段、制造階段、裝配階段和檢測(cè)階段的全部數(shù)據(jù)統(tǒng)一起來(lái)。

2數(shù)字化容差分配方法建模

在明確了機(jī)身段對(duì)接的外形協(xié)調(diào)指標(biāo)以及要協(xié)調(diào)的關(guān)鍵特征點(diǎn)之后，構(gòu)建以廣義尺寸鏈為傳遞過(guò)程的容差分配模型。

傳統(tǒng)的尺寸鏈描述的是因變尺寸(即封閉環(huán))和與之有關(guān)的諸獨(dú)立尺寸(各組成環(huán))之間的幾何關(guān)系[6]，由于它沒有方向性，因而常依賴于裝配協(xié)調(diào)路線而建立，二者相結(jié)合才能完整的表述裝配體的誤差傳遞關(guān)系。文獻(xiàn)[7]借鑒傳統(tǒng)尺寸鏈的概念，將裝配部件間相對(duì)位姿關(guān)系和關(guān)鍵特征與零部件間的量化關(guān)系定義為廣義尺寸鏈。廣義尺寸鏈?zhǔn)怯写笮?、有方向的。關(guān)鍵特征的幾何變動(dòng)按照運(yùn)動(dòng)學(xué)的關(guān)系在裝配體間傳播[8]。在圖 2中，零部件上的關(guān)鍵特征在全機(jī)坐標(biāo)系下的坐標(biāo)可以表示為局部坐標(biāo)和裝配體間坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣的乘積，如式(1)所示。

(1)

圖2　廣義尺寸鏈中的矩陣關(guān)系

文中將機(jī)身對(duì)接的協(xié)調(diào)指標(biāo)作為關(guān)鍵特征進(jìn)行分解，分解的原則是該幾何信息的可測(cè)量性和可控制性。如果某零件特征可以直接傳遞到可測(cè)量的參數(shù)上，則可直接降級(jí)為關(guān)鍵特征；如果不可以直接傳遞為可測(cè)元素，則通過(guò)其他協(xié)調(diào)環(huán)節(jié)逐級(jí)向下層轉(zhuǎn)化，直到分解出可以直接測(cè)量的特征。途中經(jīng)歷的協(xié)調(diào)環(huán)節(jié)越多，誤差積累越嚴(yán)重；能夠直接降級(jí)為可測(cè)量關(guān)鍵特征的，其協(xié)調(diào)準(zhǔn)確度的可控性最優(yōu)。圖3描述了機(jī)身對(duì)接過(guò)程中，常見的3種協(xié)調(diào)特征，以及將它們分解到關(guān)鍵特征點(diǎn)的過(guò)程。

圖3　數(shù)字化協(xié)調(diào)過(guò)程中的關(guān)鍵特征分解

這樣，將關(guān)鍵特征點(diǎn)作為廣義尺寸鏈的封閉環(huán)，而將各零件或坐標(biāo)系件的矩陣關(guān)系作為組成環(huán)，就可以得到數(shù)字化容差分配過(guò)程的廣義尺寸鏈。這個(gè)過(guò)程將機(jī)身段的外形誤差看作變動(dòng)量，當(dāng)機(jī)身在容許的誤差范圍內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)，固聯(lián)在機(jī)身段上的關(guān)鍵特征點(diǎn)也隨之具有確定的運(yùn)動(dòng)范圍；反之，關(guān)鍵特征點(diǎn)的容差范圍，也能夠唯一的映射為機(jī)身段的運(yùn)動(dòng)誤差的一個(gè)集合。而對(duì)于某種裝配順序而言，式(1)中矩陣的乘積是不可交換的，因此廣義尺寸鏈?zhǔn)怯蟹较虻摹?/p>

3機(jī)身對(duì)接數(shù)字化容差計(jì)算

根據(jù)第2部分中的數(shù)字化容差分配方法的模型，推導(dǎo)出機(jī)身對(duì)接關(guān)鍵特征點(diǎn)的容差計(jì)算過(guò)程，如圖 4所示。

圖4　容差分配流程

a) 構(gòu)建數(shù)字化測(cè)量場(chǎng)

在產(chǎn)品三維模型系統(tǒng)中輸入測(cè)量系統(tǒng)構(gòu)建方案，對(duì)全機(jī)坐標(biāo)系、裝配基準(zhǔn)、零部件的局部坐標(biāo)系、關(guān)鍵特征點(diǎn)的局部坐標(biāo)，分別進(jìn)行定義。

b) 關(guān)鍵特征分解。

將不可直接測(cè)量的元素轉(zhuǎn)化為可測(cè)的元素，在這個(gè)過(guò)程中允許有人工干預(yù)。允許的人工干預(yù)的原因是為了：1) 在產(chǎn)品設(shè)計(jì)階段可以直接標(biāo)定關(guān)鍵特征量，如在機(jī)身段的室內(nèi)滑軌上事先標(biāo)記關(guān)鍵測(cè)量點(diǎn)；2) 使檢測(cè)設(shè)備對(duì)待測(cè)目標(biāo)的測(cè)量更加方便、切實(shí)可行，如使用激光跟蹤儀測(cè)量的并不是滑軌上的關(guān)鍵特征點(diǎn)本身，而是機(jī)身段下方與關(guān)鍵特征點(diǎn)對(duì)應(yīng)的靶球，靶球的作用是便于激光跟蹤儀定位跟蹤。

c) 廣義尺寸鏈的建立和容差計(jì)算

(2)

(3)

圖5　位姿變換參數(shù)示意

d) 蒙特卡洛仿真

按照?qǐng)D6所示的機(jī)身筒段同軸度與對(duì)稱度的驗(yàn)證流程，對(duì)得到的機(jī)身段關(guān)鍵特征點(diǎn)的容差進(jìn)行驗(yàn)證通過(guò)關(guān)鍵特征點(diǎn)和機(jī)身段的尺寸約束關(guān)系，得到整體同軸度和對(duì)稱度，判斷機(jī)身筒段的整體同軸度和對(duì)稱度是否小于給定的同軸度和對(duì)稱度要求是否滿足要求。

圖6　機(jī)身筒段同軸度與對(duì)稱度驗(yàn)證流程

4實(shí)例分析

以國(guó)產(chǎn)支線客機(jī)中機(jī)身與機(jī)頭的對(duì)接為例，用上述方法對(duì)機(jī)身內(nèi)部座椅滑軌上的關(guān)鍵特征點(diǎn)進(jìn)行容差分配。根據(jù)已有條件，筒段數(shù)為2，將筒段的參考坐標(biāo)系設(shè)在滑軌平面中心。機(jī)身對(duì)接的整體同軸度容差為44.5″，等權(quán)重分配每個(gè)筒段的同軸度，即22.25″。筒段參考坐標(biāo)系在

滑軌平面的中心，筒段上的位姿控制點(diǎn)位對(duì)稱的分布在參考坐標(biāo)系的四個(gè)象限上，如圖 7所示。則由于四個(gè)關(guān)鍵特征點(diǎn)是對(duì)稱的，其容差值的求解結(jié)果均為0.159mm。

圖7　某支線客機(jī)中機(jī)身關(guān)鍵特征點(diǎn)

利用蒙特卡洛仿真方法，對(duì)4個(gè)關(guān)鍵特征點(diǎn)的坐標(biāo)進(jìn)行隨機(jī)抽樣，進(jìn)行1000次測(cè)試分別計(jì)算機(jī)身對(duì)接的整體同軸度和整體對(duì)稱度，誤差分布如圖 8和圖 9。

圖8　整體同軸度

圖9　整體對(duì)稱度

5結(jié)語(yǔ)

在研究了機(jī)身段對(duì)接數(shù)字化協(xié)調(diào)路線的基礎(chǔ)上，提出了基于產(chǎn)品全三維定義的數(shù)字化容差分配方法。利用產(chǎn)品在測(cè)量場(chǎng)中的參數(shù)化模型，建立基于矩陣的廣義尺寸鏈描述關(guān)鍵特征的傳遞過(guò)程，并對(duì)最終封閉環(huán)進(jìn)行求解，得到關(guān)鍵特征點(diǎn)的容差范圍。雖然得到了符合機(jī)身對(duì)接準(zhǔn)確度要求的計(jì)算結(jié)果，但其數(shù)值分布過(guò)于保守，容差結(jié)果有待于進(jìn)一步的優(yōu)化。

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Research on Method of Tolerance Allocation for Key Points on Fuselage Assembly

ZHOU Lin1,ZHAI Jian-jun1, HUANG Xiang1,SHEN Li-heng2

(1. Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China;

2. Shanghai Aircraft Manufacturing Co., Ltd., Shanghai 200436, China)

Abstract:This paper puts forward a new method which is used to calculate the tolerance of position-and-pose controlling points in the process of fuselage assembly and balance the collimation of each segment of the fuselage according to the collimation of whole mid-fuselage; as the position and pose of the position-and-pose controlling points is modified to be commensurate with that of the fuselage segment, the tolerance of points is obtained accordingly. Compared to traditional measuring method of using laser aligner, this method is used to improve the precision of tolerance and efficiency of fuselage assembly.

Keywords:fuselage segment assembly; position-and-pose controlling point; tolerance allocation; collimation

收稿日期：2014-12-09

中圖分類號(hào)：V262.4

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：B

文章編號(hào)：1671-5276(2015)03-0058-04

作者簡(jiǎn)介：周琳(1988-)， 女，江蘇徐州人，碩士研究生，研究方向?yàn)轱w機(jī)裝配。