◎劉勝 劉楠 孔垂峰

一、概述

飛機裝配工作在飛機制造中占有極其重要的地位，其勞動量占整個飛機制造總勞動量的50%～60%，工作周期占全機生產(chǎn)周期的50%～75%。飛機裝配過程是各大飛機制造公司在實現(xiàn)縮短生產(chǎn)周期、降低成本工作中重要關(guān)注的方面。現(xiàn)代民用飛機長壽命、高質(zhì)量、低成本、批量大并需快速響應客戶需求等特性對飛機裝配質(zhì)量提出了更高要求。國內(nèi)外民用大型客機實踐證明先進的自動化裝配技術(shù)可以有效、穩(wěn)定的提高飛機裝配質(zhì)量，縮短裝配周期，降低工人勞動強度。

直升機裝配具有噸位小、結(jié)構(gòu)尺寸受限、多品種、小批量的特點，采用數(shù)字化自動裝配的需求不高。某型直升機試制期間，為了提升直升機制造水平、探索直升機數(shù)字化自動對接技術(shù)，決定開展基于直升機平臺的數(shù)字化自動對接技術(shù)研究。

二、直升機結(jié)構(gòu)特點

直升機機身結(jié)構(gòu)一般由前機身（包含座艙罩）、中機身、過渡段、尾部結(jié)構(gòu)（由尾梁和垂尾組成）、平尾、動力艙整流罩、其它整流罩及口蓋組成。

圖1 美國UH-60A直升機結(jié)構(gòu)示意圖

與民航大型客機的裝配流程相比，直升機結(jié)構(gòu)裝配具有以下特點：

各部件外形差異較大，采用數(shù)字化裝配技術(shù)的難度大。

機身結(jié)構(gòu)尺寸相對較小，布置數(shù)字化調(diào)整、定位工裝空間小，對數(shù)字化設備的集成度要求較高。直升機批產(chǎn)存在多品種、小批量的特點，裝配過程更改頻繁。設計階段未考慮數(shù)字化裝配技術(shù)，機身結(jié)構(gòu)對接面未針對數(shù)字化裝配技術(shù)進行優(yōu)化，缺少必要的設計補償。

基于以上原因，國內(nèi)外直升機裝配并未采用數(shù)字化自動對接技術(shù)，仍停留在傳統(tǒng)的人工裝配階段，所以沒有成熟車直升機數(shù)字化裝配經(jīng)驗可借鑒。

三、民航大型客機的數(shù)字化自動對接技術(shù)分析

分析民航大型客機的數(shù)字化自動對接，其數(shù)字化裝配主要有兩種典型結(jié)構(gòu)：

1.機身部段對接。

進行對接的機身部段切面形狀相似或相同，整個部段均需要連接，共同傳遞載荷；機身蒙皮在對接處留有間隙補償；機身結(jié)構(gòu)內(nèi)側(cè)設計連接長桁、梁等加強件；對接處設計內(nèi)外帶板進行連接。

2.翼身交點對接。

對接部段外形切面存在明顯差異，且對接部段僅通過關(guān)鍵交點進行連接，該交點為載荷傳遞主要途徑，其他連接處為輔助連接。

圖2 波音747機身段對接原理圖

四、某型直升機尾梁數(shù)字化對接方案

1.直升機結(jié)構(gòu)特點及對接方案分析

某型直升機機身與尾梁對接分離面為設計分離面，對接形式為法蘭式結(jié)構(gòu)。尾梁與機身連接采用銷釘定位，螺栓連接壓緊形式。其中定位銷釘2個，分布在主機身對接框兩側(cè)；定位銷孔2個，對應分布于尾梁對接框上。壓緊螺栓共計54個，均勻分布于主機身與尾梁的8框平面上。

圖3 對接孔及定位銷位置示意

制造過程中，機身與尾梁對接框采用標準樣件協(xié)調(diào)定位孔、對接孔位置，對接框的平面度及孔徑精度由數(shù)控加工精度保證。對接時，只要保證定位銷按要求對合到銷釘孔內(nèi)，并且對接應力滿足要求，即可保證機身與尾梁的相對位置準確，實現(xiàn)對接。這種對接方式與大型民航客機的翼身交點對接相似。

由于機身三維尺寸及重量均大于尾梁，所以機身與尾梁數(shù)字化自動對接的思路為：將主機身固定不動作為對接的基準，通過激光跟蹤儀進行數(shù)據(jù)測量建立對接坐標系，通過數(shù)字定位器調(diào)整尾梁的姿態(tài)并移動尾梁完成對接動作。

2.數(shù)字化自動對接方案。

借鑒大型民航客機翼身數(shù)字化自動對接經(jīng)驗，根據(jù)某型直升機機身與尾梁對接工程圖樣要求，建立如下圖所示的基于數(shù)字定位器的某型直升機尾梁數(shù)字化對接系統(tǒng)，主要由調(diào)姿工裝、測量系統(tǒng)、控制系統(tǒng)及軟件系統(tǒng)組成。

圖4 尾梁數(shù)字化對接系統(tǒng)

（1）調(diào)姿單元。

在尾梁數(shù)字化對接系統(tǒng)中，考慮到機身部件外形變化大、尺寸小、工藝剛度弱等特點，調(diào)姿工裝方案設計如下：

①設計尾梁托架用于夾持尾梁，尾梁與托架的夾持方式為：前部設置尾梁外形定位卡板，并用束帶進行緊固；后部利用尾起落架安裝孔進行定位和緊固。托架與定位器之間采用球頭結(jié)構(gòu)進行定位、連接。

②采用3臺三軸調(diào)整的數(shù)字定位器組成調(diào)姿系統(tǒng)，實現(xiàn)六個自由度的尾梁姿態(tài)調(diào)整。采用三角形布局，前部布置兩臺，后部布置一臺。

（2）測量系統(tǒng)。

測量系統(tǒng)采用 Leica公司的激光跟蹤儀AT901-LR&AT901-B、一定數(shù)量的靶標和靶標座，以及布置在裝配現(xiàn)場的ERS點。

（3）控制系統(tǒng)。

控制系統(tǒng)主要包括以下功能：

①調(diào)姿單元的協(xié)調(diào)運動控制。

采用實時現(xiàn)場總線技術(shù)構(gòu)建控制網(wǎng)絡，由工業(yè)控制計算機、運動控制器、驅(qū)動功能節(jié)點、信號傳輸電纜等組成。

②單個定位器各軸全閉環(huán)伺服運動控制。

定位器采用絕對式直線光柵作為反饋元件實現(xiàn)每個軸的全閉環(huán)控制。

③調(diào)姿對合過程的安全保護。

在定位器航向方向上，安裝超聲波傳感器。在定位器的各運動軸方向設置限位開關(guān)，并通過硬件限位、軟件限位、位置伺服誤差保護等方式對定位器的運動進行限位控制。在每個定位器上及手持控制裝置上安裝緊急停車按鈕。

（4）軟件系統(tǒng)。

軟件系統(tǒng)從數(shù)據(jù)庫讀取裝配對象的特征參數(shù)以及工裝、檢測點分布等信息，按照工藝流程規(guī)劃分配裝配任務指令，由調(diào)姿控制系統(tǒng)和測量系統(tǒng)分別完成對定位器的運動控制和跟蹤儀的測量控制，實時獲取調(diào)姿對接控制系統(tǒng)的調(diào)姿、對接過程數(shù)據(jù)以及測量系統(tǒng)軟件的測量結(jié)果，通過數(shù)據(jù)處理與分析模塊實現(xiàn)機身、尾梁的姿態(tài)評價、尾梁對接協(xié)調(diào)性評價、對接過程的合理性評價和裝配現(xiàn)場的監(jiān)控仿真，實現(xiàn)對接工藝的控制、數(shù)據(jù)的記錄分析和裝配過程的圖形顯示。

五、驗證試驗

某型直升機尾梁對接試驗分兩個階段進行：

1.實驗室試驗。

在實驗室內(nèi)使用對接試驗件進行設備及軟件功能驗證試驗，驗證對接方案的可行性、合理性，并依據(jù)試驗結(jié)果對設備和軟件進行完善。

圖5 實驗室試驗示意圖

2.真機驗證試驗。

在某型直升機上進行真機驗證，驗證數(shù)字化自動對接工藝流程，并通過試驗進行數(shù)據(jù)積累，從對接質(zhì)量、效率對方案進行優(yōu)化。

整個試驗結(jié)果表明：某型機尾梁數(shù)字化自動對接系統(tǒng)的工作原理正確，對接設備和軟件工作正常，尾梁姿態(tài)調(diào)整有效，對接過程平穩(wěn)。經(jīng)試驗數(shù)據(jù)分析，對接設備可達到方案要求的精度，可滿足某型直升機機身與尾梁對接要求。

六、結(jié)論

本文提出了一種基于激光跟蹤儀測量、數(shù)字定位器調(diào)姿的某型直升機機身-尾梁數(shù)字化自動對接系統(tǒng)的研制方案并完成了系統(tǒng)研制、實驗室及真機驗證。通過該項目的研究，對直升機如何應用數(shù)字化自動對接技術(shù)進行了初步的探索，并為將來研制的大噸位重型直升機積累數(shù)字化大部件自動對接經(jīng)驗。