（浙江大學(xué)機械工程學(xué)院，杭州 310027）

飛機裝配技術(shù)經(jīng)歷了從人工裝配、半自動化裝配到數(shù)字化裝配的發(fā)展歷程，隨著各國經(jīng)濟與技術(shù)的進步，數(shù)字化裝配技術(shù)已經(jīng)在多個國家的飛機制造領(lǐng)域廣泛應(yīng)用[1]，大幅度提高了飛機裝配效率與質(zhì)量。飛機裝配是一項技術(shù)難度大、涉及多學(xué)科領(lǐng)域的綜合性集成技術(shù)，在很大程度上決定了飛機的制造成本、生產(chǎn)周期和裝配質(zhì)量，是整個飛機制造過程中的關(guān)鍵和核心技術(shù)[2]。目前國外軍用和民用飛機大量采用柔性工裝、數(shù)字化測量、數(shù)字化調(diào)姿、自動制孔等先進裝配技術(shù)，實現(xiàn)了飛機高效率、高質(zhì)量裝配，由此發(fā)展起來的飛機數(shù)字化裝配技術(shù)對提高飛機裝配質(zhì)量、降低飛機生產(chǎn)成本、縮短飛機研制周期起到了巨大的推動作用[3]。飛機總裝配一般采用多個自動化裝配站位排列成流水型的脈動生產(chǎn)線技術(shù)，根據(jù)飛機總裝配工藝流程，飛機脈動生產(chǎn)線一般至少需要4個裝配站位：大部件對接站位、導(dǎo)管電纜安裝站位、系統(tǒng)安裝檢測站位和飛機交付站位。對于第1站位大型飛機機身部件對接面上的制孔工作一般采用人工操作完成，國外也采用自動制孔如柔性軌道或機器人制孔等，但由于受到飛機部件結(jié)構(gòu)復(fù)雜、材料加工難易程度不一以及裝配現(xiàn)場空間開敞性等因素限制，目前還沒有出現(xiàn)一種適用范圍廣、能滿足各方需求的制孔解決方案[4]。

為解決大型飛機機身對接區(qū)域制孔問題，本文研究了環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)，總結(jié)當前大型飛機機身對接及自動化制孔的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀，分析了環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)的各部分結(jié)構(gòu)及其工作原理，提出了一種環(huán)形軌道布局方案，建立環(huán)形軌道支撐腳預(yù)緊力的理論計算方法，根據(jù)環(huán)形軌道實際模型進行實例計算和有限元分析，搭建環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)的試驗平臺進行制孔試驗。

大型飛機機身對接的自動化制孔技術(shù)

1 總裝配生產(chǎn)線及機身對接

現(xiàn)代飛機的制造大多采用模塊化分段生產(chǎn)方式，機身部件由不同的廠家、在不同的地點分別完成制造，再運輸?shù)娇傃b廠完成最后總裝[5]。因此飛機零部件的總裝工藝及質(zhì)量成為了整個飛機制造的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

大型飛機機身對接是指將分段生產(chǎn)的機身段如機頭、機身前段、機身中段以及機身后段等部件連接裝配，從而組成整機。傳統(tǒng)對接工藝方式存在操作流程復(fù)雜、對接效率低、對接質(zhì)量差，裝配后容易產(chǎn)生過大的應(yīng)力與變形，嚴重時導(dǎo)致機身段強度不足以及機身形狀發(fā)生變化。為提高機身對接裝配的效率與質(zhì)量，研究人員對先進的數(shù)字化機身對接裝配技術(shù)展開深入研究。波音公司研制的717 總裝線是世界上第1條現(xiàn)代的飛機移動裝配線[6]，生產(chǎn)線分6個站位，飛機移動采用嵌入式軌道移動系統(tǒng)，如圖1所示。

隨后波音公司又陸續(xù)建成了波音737、747、757、767和777飛機總裝配移動生產(chǎn)線[7]，其中777 裝配生產(chǎn)線采用了一個與前起落架相連的飛機牽引車向前拉動飛機。隨后，波音公司研發(fā)了波音787 飛機裝配生產(chǎn)線[8]，如圖2所示。

該生產(chǎn)線采用了一系列全新的裝配理念、方法和技術(shù)，總裝配生產(chǎn)線中采用多組數(shù)字化調(diào)姿和對接機構(gòu)，數(shù)控定位器通過托架與飛機大部件相連，通過驅(qū)動托架對飛機大部件進行位姿調(diào)整，機身段對接面采用便攜式柔性軌制孔系統(tǒng)實現(xiàn)自動制孔。

空客公司在德國漢堡組建了一條A320 移動式總裝配生產(chǎn)線[9]，利用嵌入式軌道移動系統(tǒng)，使得飛機總裝配能按一定的速度和節(jié)拍進行，縮短生產(chǎn)周期?？湛虯380 總裝配中則大量采用了數(shù)字化裝配技術(shù)[10]，采用AGV 來實現(xiàn)部件自動運輸，采用LEICA 激光跟蹤儀建立裝配現(xiàn)場的測量基準系，采用光學(xué)成像測量技術(shù)對大部件對接面進行測量，實現(xiàn)數(shù)字化對接，采用數(shù)控柔性制孔設(shè)備進行自動制孔和制孔質(zhì)量檢測等。

國外飛機總裝配生產(chǎn)所采用的數(shù)字化技術(shù)可歸納為：采用了確定性裝配技術(shù)，取消了巨大的裝配型架，利用調(diào)姿單元對飛機部件進行數(shù)字化調(diào)姿定位。飛機大部件對接采用飛機牽引車、AGV、氣墊運輸系統(tǒng)和嵌入式軌道等移動系統(tǒng)，實現(xiàn)飛機整機和部件移動，對接面采用自動制孔技術(shù)如柔性制孔、機器人制孔技術(shù)等[11]。

2 機身對接自動化制孔技術(shù)

目前，美國波音公司在787 飛機裝配生產(chǎn)線機身對接裝配中率先采用了一種柔性軌道制孔系統(tǒng)[12]，這是由美國AIT 公司開發(fā)的一種5軸柔性軌道制孔系統(tǒng)，如圖3（a）所示，通過柔性軌道上安裝的吸盤，直接吸附在機身表面用于固定連接，執(zhí)行器可在軌道上移動完成制孔。EI 公司隨后也研制了如圖3（b）所示的柔性軌道制孔系統(tǒng)[13]。

圖1 波音717移動生產(chǎn)線Fig.1 Boeing 717 mobile production line

圖2 波音787大部件數(shù)字化對接Fig.2 Digital docking of Boeing 787 large parts

圖3 柔性軌道制孔系統(tǒng)Fig.3 Flex track drilling system

機器人制孔技術(shù)在國外航空制造領(lǐng)域應(yīng)用較為廣泛，取得了較為成熟的發(fā)展。德國寶捷研發(fā)了Race機器人制孔系統(tǒng)[14]，如圖4（a）所示，可用于飛機內(nèi)貨艙門裝配，該類工業(yè)機器人具備靈活度高、成本低、自動化極高等特點。法國Alema Automation 公司研發(fā)了Alema 爬行機器人，如圖4（b）所示，可以實現(xiàn)一定范圍內(nèi)的自主移動，具有較高的的柔性，能夠完成在多種構(gòu)型的零件上進行制孔、鉚接等工作[15]。

國內(nèi)中國航空制造技術(shù)研究院研制了柔性導(dǎo)軌自動制孔系統(tǒng)BAA300[16]，如圖5所示。上海交通大學(xué)張冉冉等[17]研制了四自由度、五電機控制的柔性導(dǎo)軌制孔系統(tǒng)。

上述柔性軌道制孔系統(tǒng)具備結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量較輕等優(yōu)點，由于該系統(tǒng)需要通過軌道上的吸盤吸附在機身表面，安裝柔性軌道的工作時間較長；此外軌道受飛機機身形狀的影響較大，無法對大曲率曲面或非等值段機身安裝柔性軌道，并且很難保證柔性軌道固定的穩(wěn)定性及軌道定位的準確性。如果采用機器人制孔技術(shù)，則存在著操作復(fù)雜、加工區(qū)域受限，無法滿足飛機機身大范圍制孔任務(wù)。

圖4 機器人制孔系統(tǒng)Fig.4 Robot drilling system

圖5 BAA300柔性導(dǎo)軌制孔設(shè)備Fig.5 BAA300 flexible guide rail drilling equipment

環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)

環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)是一種柔性、便攜式、質(zhì)量輕的多軸數(shù)控制孔裝備，可實現(xiàn)對接區(qū)域制孔全覆蓋、制孔效率高、制孔精確度高等設(shè)計要求。環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)包含環(huán)形軌道、弧形軌道、執(zhí)行器組件、保持架及可升降托架組件等部分，工作示意如圖6所示，環(huán)形軌道內(nèi)側(cè)安裝多個支撐腳，直接與飛機機身表面接觸，可實現(xiàn)該裝置的定位連接；環(huán)形軌道外側(cè)裝有弧形軌道，末端執(zhí)行器可以在弧形軌道上調(diào)整制孔方向，并且弧形軌道整體可以在環(huán)形軌道上做圓周運動，實現(xiàn)整個圓周范圍內(nèi)制孔。

1 環(huán)形軌道

環(huán)形軌道主要由鋁制軌道座、鋼制圓形導(dǎo)軌、支撐腳組件、連接銷等組成，如圖7所示。

為適應(yīng)飛機機身非等圓形狀，將環(huán)形軌道設(shè)計成8 段上部單段弧形軌道與下部環(huán)形軌道拼接而成。環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)由兩個相同的、平行的環(huán)形軌道組成，每段環(huán)形軌道上裝有帶鎖緊氣缸的支撐腳，通過氣缸對支撐腳施加一定大小的預(yù)緊力，直接作用于飛機機身蒙皮，實現(xiàn)整個裝置與機身的定位連接。

2 弧形軌末端執(zhí)行器

弧形軌末端執(zhí)行器由弧形軌道與末端執(zhí)行器組成，如圖8所示，弧形軌道安裝在環(huán)形軌道外側(cè)，整體可繞中心做圓周運動?；⌒诬壍纼?nèi)側(cè)與末端執(zhí)行器通過精密的齒輪齒條相配合，可以實現(xiàn)執(zhí)行器在一個弧度范圍內(nèi)運動。

圖6 環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)示意圖Fig.6 Schematic diagram of circumferential track drilling system

圖7 環(huán)形軌道Fig.7 Circumferential track

末端執(zhí)行器具有6個軸與5個自由度，工作示意如圖9所示。X軸為沿弧形軌道方向運動；A軸為繞X軸的擺動軸；Y軸完成在航向方向的移動；B軸是繞Y軸的擺動軸；Z軸為制孔軸方向，Z1軸為平移軸，用于適應(yīng)機身曲率變化造成的刀具末端與機身表面之間的尺寸變化；Z2軸為進給軸，用于精確控制制孔窩深。末端執(zhí)行器實現(xiàn)制孔任務(wù)需要這6個軸配合才能完成。其中X、Y軸是采用精密齒輪齒條傳動方式，剩余兩個擺動軸和兩個Z軸均采用滾珠絲杠與螺母傳動方式。

6個軸中X軸、Y軸和Z1軸用于確定空間坐標位置，A軸和B軸用于執(zhí)行器制孔法矢調(diào)整。Z軸末端裝有壓腳組件，包含壓腳、壓腳氣缸、位移傳感器和真空排屑管，如圖10所示。

圖8 弧形軌末端執(zhí)行器Fig.8 Arc track and end effector

圖9 末端執(zhí)行器Fig.9 End effector

圖10 壓腳組件Fig.10 Presser foot component

在執(zhí)行器的壓腳安裝有4個位移傳感器，當4個位移傳感器的讀數(shù)一致時，可以認為機器人的鉆孔方向就是曲面的法線方向，進而進行制孔操作。為適應(yīng)锪孔加工深度的精度要求，進給方向安裝有海德漢直線光柵尺，以實現(xiàn)進給方向全閉環(huán)控制。

3 保持架

為使兩條環(huán)形軌道軸向間保持等距，在其內(nèi)部增加多個保持架，通過連接桿使得保持架與弧形軌道相連成為一個完整圓環(huán)，可以繞中心做圓周運動，如圖11所示。

與弧形軌道相對稱位置上的保持架配有與弧形軌末端執(zhí)行器等質(zhì)量的配重塊，用以平衡弧形軌執(zhí)行器的重量，可減小弧形軌道轉(zhuǎn)動時所需驅(qū)動力矩。

4 支撐腳

支撐腳分布在環(huán)形軌道上，是實現(xiàn)環(huán)形軌道固定定位的關(guān)鍵機構(gòu)。為便于人工控制、縮短環(huán)形軌道安裝時間，采用鎖緊氣缸控制預(yù)緊力大小代替?zhèn)鹘y(tǒng)的手工調(diào)節(jié)預(yù)緊力方式。上部支撐腳采用氣缸–連桿結(jié)構(gòu)，如圖12（a）所示，由鎖緊氣缸、氣動接頭、氣缸支座、連桿、支撐腳支座、支撐桿、橡膠盤組成。由于氣缸無法承受較大的側(cè)向力，故采用氣缸支座支撐。氣缸施加一定氣壓時，通過連桿將推力傳遞到橡膠盤上，作用于飛機蒙皮上。為適應(yīng)飛機機身非等值圓、下部呈扁平狀等特點，將下部支撐腳設(shè)計成活塞桿直接支撐，如圖12（b)所示，由鎖緊氣缸、氣缸支座、氣動接頭、橡膠盤組成。

支撐腳采用球鉸式橡膠盤，以適應(yīng)機身型面的曲率。鎖緊氣缸可在活塞行程的任意位置鎖緊，保證支撐腳對機身定位連接的可靠性，防止支撐腳因執(zhí)行器在環(huán)形軌道上運動而產(chǎn)生松動。

5 環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)的工作流程

弧形軌上的氣動定位插銷與柔性軌道脫開，制孔單元上的氣動定位插銷與弧形軌道插上，弧形軌和保持架沿環(huán)形軌道周向移動，移動30°后，弧形軌上的氣動定位插銷與環(huán)形軌道插上鎖緊，制孔單元開始工作。

制孔單元制孔前先試切，移動X軸至待加工孔的x坐標處，移動Y軸至待加工孔的y坐標處，調(diào)整A、B擺動軸進行法矢修正，使得刀具與待加工表面垂直，制孔單元移動Z1軸至刀具與壓腳平面平行的位置，開啟主軸移動Z2軸（高位Z軸），即進給軸進行加工。沿弧形軌道方向運動30°后，制孔單元上的插銷鎖緊，弧形軌道上的氣動定位插銷與柔性軌道脫開，弧形軌道移動至下一個30°處,重復(fù)以上操作。

軌道設(shè)計

1 環(huán)形軌道整體布局

飛機蒙皮采用鋁合金材料制成，為弱剛體，無法承受較大載荷。為防止飛機蒙皮受力過大產(chǎn)生變形，采用多個均勻分布的支撐腳共同作用支撐環(huán)形軌道，支撐腳布局如圖13所示，根據(jù)環(huán)形軌道的拼接弧形段將環(huán)形軌道劃分為12個區(qū)域。考慮到環(huán)形軌道與機身的匹配性，以及機身型面非等值段，機身下部曲率較小、上部曲率較大的特點，對于R1#～R5#（同L1#～L5#）區(qū)域內(nèi)，采用連桿–活塞間接支撐形式，各支撐腳的支撐力法向匯聚于環(huán)形軌道圓心O1點；R6#與L6#區(qū)域采用活塞桿直接支撐形式，各支撐腳的支撐力法向匯聚于O2點。

根據(jù)支撐腳布局方案，在各弧形軌道拼接段安裝支撐腳，通過下部托架升降、上部軌道吊裝入位、各段軌道連接、啟動氣動裝置等步驟完成整體總裝，如圖14所示。

環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)相較于現(xiàn)存的制孔設(shè)備而言，具有諸多優(yōu)勢：（1）可以覆蓋整個飛機機身對接區(qū)域，制孔范圍大；（2）環(huán)形軌道由多段可拆卸弧形段拼接而成，單段弧形軌道質(zhì)量輕、便于搬運、容易安裝；（3）只需一次安裝，便可以完成對接區(qū)域內(nèi)所有制孔任務(wù)；（4）支撐腳采用鎖緊氣缸施加預(yù)緊力，可以精確控制每個支撐腳的受力并鎖定；（5）執(zhí)行器可以通過調(diào)整法矢對準孔位坐標，適應(yīng)復(fù)雜曲面。

圖11 保持架Fig.11 Holder

圖12 兩種支撐腳形式Fig.12 Two forms of supporting foot

圖13 環(huán)形軌道布局Fig.13 Layout of circumferential track

2 環(huán)形軌道受力分析與力學(xué)建模

為確保末端執(zhí)行器在環(huán)形軌道上運動時，不會因為軌道振動和變形而影響制孔精度，支撐腳需具備合適的預(yù)緊力。根據(jù)環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)安裝步驟，將環(huán)形軌道4個極限位置定義為：環(huán)形軌道安裝完畢、執(zhí)行器位于底部、執(zhí)行器位于兩側(cè)、執(zhí)行器位于頂端，如圖15所示，通過分析這4個位置的受力情況，可求解出環(huán)形軌道支撐腳的預(yù)緊力大小。

環(huán)形軌道定位連接后，執(zhí)行器位于下部軌道時，為避免下部支撐腳與飛機機身分離，下部軌道安裝升降平臺用于支撐，因此在計算上半部環(huán)形軌道上的支撐腳預(yù)緊力時，僅需考慮將上半部環(huán)形軌道（即?。┥系闹文_需承受環(huán)形軌道一半的自重0.5G0即可，該位置的支撐腳由氣缸統(tǒng)一施加壓力，其預(yù)緊力大小均為FN1，上半部分支撐腳個數(shù)為2×6N（1根軌道每個支撐點有2個支撐腳），N為每個30°弧段軌道上的支撐腳數(shù)量，即N=30°/θ（N為正整數(shù)），兩支撐腳間隔角度為θ，受力分析如圖16所示。

由此，可列上半部環(huán)形軌道的平衡方程：

執(zhí)行器從環(huán)形軌道底部開始安裝，由于底部采用托架支撐，可承受弧形軌末端執(zhí)行器質(zhì)量，保證下部支撐腳與飛機機身保持良好定位連接。

執(zhí)行器旋轉(zhuǎn)至兩側(cè)位置時，會對環(huán)形軌道產(chǎn)生扭矩，由于環(huán)形軌道的對稱關(guān)系，僅考慮執(zhí)行器處于最左側(cè)時的整體受力情況，此時弧形軌執(zhí)行器的重力會產(chǎn)生逆時針方向的扭矩，而各支撐腳對機身施加的預(yù)緊力則產(chǎn)生一定的摩擦力，如圖17所示。

圖14 環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)Fig.14 Circumferential track drilling system

圖15 環(huán)形軌道極限受力位置Fig.15 Limit stress position of circumferential track

升降托架不承受扭矩，為保證環(huán)形軌道在該扭矩的作用下不發(fā)生松動，需滿足：

式中，G1為弧形軌執(zhí)行器質(zhì)量，R1為優(yōu)弧所對應(yīng)的軌道半徑，R2為弧段對應(yīng)的軌道半徑，F(xiàn)N1、FN2分別為弧、弧對應(yīng)軌道的支撐腳預(yù)緊力，m、j、k分別為弧、弧與弧、弧所對應(yīng)軌道上的支撐腳數(shù)量，μ為摩擦系數(shù)，n為安全系數(shù)。根據(jù)公式（1）～（2）可以求得FN1、FN2：

執(zhí)行器旋轉(zhuǎn)至頂端時，由于飛機蒙皮呈弱剛性，機身頂端局部受到執(zhí)行器的重力后會發(fā)生少量形變，受力分析如圖18所示，環(huán)形軌道頂部2個單段軌道附近的支撐腳與飛機機身接觸，單段軌道上有N個支撐腳，弧形軌執(zhí)行器總重量G1。

為避免飛機蒙皮受到過大載荷產(chǎn)生嚴重變形，需計算飛機蒙皮與支撐腳接觸的各點位受到的正壓力F1：

由于單個環(huán)形軌道同一位置點的兩側(cè)各分布著1個支撐腳，整個系統(tǒng)有2個環(huán)形軌道組成，且環(huán)形軌道上的支撐腳對稱分布，故式中系數(shù)為2×2×2=8。當F1小于飛機蒙皮許用正壓力F0，飛機蒙皮形變量較小，即

支撐腳機構(gòu)如圖19所示，將其簡化為活塞桿1、連桿2、支撐腳支座3，R為橡膠盤中心到支座的距離，r為支座中心到連桿2的距離。

圖16 上半部軌道受力分析Fig.16 Stress analysis of upper track

圖17 執(zhí)行器位于兩側(cè)時的受力分析Fig.17 Stress analysis when effector locates on both sides

平面機構(gòu)的自由度計算：

式中，l為活動構(gòu)件數(shù)，PL為低副數(shù)量，PH為高副數(shù)量?？梢郧蟮弥文_機構(gòu)的自由度為1，當活塞桿運動時，能夠準確地將推力傳到支撐腳處。

對支撐腳機構(gòu)進行分析，P為連桿2的作用力，P'為連桿2的反作用力，Q為氣缸進程作用力，F(xiàn)N為支撐腳支撐力，對活塞桿1進行受力分析：

對支撐腳支座3進行受力分析：

由公式（7）～（8）可知：

式中，p為氣缸的壓強，A為氣缸有效面積；根據(jù)支撐腳結(jié)構(gòu)可求得r、R、β。因此根據(jù)支撐腳的受力可以反求氣缸的壓強。

圖18 飛機蒙皮受力分析Fig.18 Stress analysis of aircraft skin

圖19 支撐腳機構(gòu)簡圖Fig.19 Schematic diagram of supporting feet

軌道設(shè)計實例計算及制孔試驗

1 設(shè)計計算實例

以環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)為例，對其進行實例計算，參數(shù)如下：由兩個相同且平行的環(huán)形軌道組成，每個環(huán)形軌道的兩側(cè)均分布有支撐腳；弧對應(yīng)軌道上的單側(cè)支撐腳共計18個，各支撐腳間隔10°；弧與弧對應(yīng)軌道單側(cè)支撐腳各5個，各支撐腳間隔10°；弧對應(yīng)軌道上的單側(cè)支撐腳4個，各支撐腳間隔8°；弧形軌執(zhí)行器質(zhì)量為250kg，單個環(huán)形軌道質(zhì)量為100kg；弧對應(yīng)軌道的半徑為2900mm，弧對應(yīng)的軌道半徑為4400mm，摩擦力系數(shù)為0.7，安全系數(shù)為3；根據(jù)團隊經(jīng)驗[18]，許用正壓力150N 是對于直徑為40mm、接觸面積為1256mm2的支撐腳而言的，在該力的作用下，飛機壁板變形量較小，可以忽略。

將參數(shù)代入公式（3）～（4）可知環(huán)形軌道安裝時，上半部分軌道支撐腳預(yù)緊力FN1為21.35N，下半部分軌道支撐腳預(yù)緊力FN2為139.44N；執(zhí)行器位于頂部，各支撐腳的正壓力F1為106.77N。環(huán)形軌道支撐腳所需預(yù)緊力FN1、FN2以及正壓力F1的值均小于150N，驗證了支撐腳的分布方案可以滿足環(huán)形軌道與飛機機身定位連接的可靠性要求。

2 環(huán)形軌道有限元分析

根據(jù)環(huán)形軌道設(shè)計需求，將其變形量控制在0.1mm 內(nèi)，為驗證環(huán)形軌道結(jié)構(gòu)設(shè)計的準確性與安全性，需采用有限元軟件對其模型進行靜力學(xué)分析，其步驟如下：

（1）簡化模型。采用CATIA 建立環(huán)形軌道系統(tǒng)的三維模型，將其適當簡化并導(dǎo)入Workbench。

（2）設(shè)定材料參數(shù)。針對軌道、支撐腳、橡膠盤的材料設(shè)置了彈性模量、泊松比等參數(shù)，如表1所示。

（3）確定載荷與約束。支撐腳與飛機機身連接后，整體固定，為探究環(huán)形軌道的變形情況，忽略飛機機身蒙皮受力后的變形。因此將所有支撐腳以及底部托架施加固定約束，此時支撐腳受到的支撐力為內(nèi)力，因此需對環(huán)形軌道施加自身重力、弧形軌執(zhí)行器與保持架的重力。

（4）根據(jù)環(huán)形軌道工作原理,需考慮頂端、右上方、最右側(cè)3個位置的受力狀態(tài)，如圖20所示。

（5）求解執(zhí)行器3個位置下的環(huán)形軌道受力與變形，結(jié)果如表2所示。

環(huán)形軌道的應(yīng)力與變形隨著執(zhí)行器位置不同而變化，執(zhí)行器位于環(huán)形軌道頂端時，最大應(yīng)力為36.814MPa，最大變形為0.078mm，如圖21所示，該變形量滿足環(huán)形軌道設(shè)計需求中將軌道變形量控制在0.1mm 以內(nèi)的要求。

圖20 執(zhí)行器3種位置Fig.20 Three locations of effector

圖21 位置1下的環(huán)形軌道分析結(jié)果Fig.21 Analysis results of circumferential track at position 1

圖22 制孔試驗現(xiàn)場Fig.22 Site of drilling test

3 制孔試驗

為探究環(huán)形軌道制孔方案的實際制孔效果，搭建制孔試驗平臺并設(shè)計制孔試驗，試驗現(xiàn)場如圖22所示。

對鋁合金材料試樣件進行制孔試驗，采用鉆–锪一體的復(fù)合刀具制螺栓孔和鉚釘孔，刀具的制孔深度可達5～15mm，螺栓孔锪窩深度為1.18mm，最大外徑7.83mm，刃錐角度為100°±0.5°；制孔工藝參數(shù)為主軸轉(zhuǎn)速6000r/min，進給速度為240mm/s，制孔效率為6個/min，制孔試驗結(jié)果如表3所示。

表1 環(huán)形軌道材料參數(shù)Table1 Material parameter of circular track

表2 3個位置下環(huán)形軌道有限元分析結(jié)果Table2 Finite element analysis of circular track in three positions

表3 環(huán)形軌道制孔試驗結(jié)果Table3 Test results of circular track drilling

通過環(huán)形軌道制孔試驗，制孔精度以及制孔質(zhì)量均達到了設(shè)計要求，環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)工作穩(wěn)定，間接驗證了環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)機械結(jié)構(gòu)設(shè)計是合理可行的。

結(jié)論

（1）介紹了大型飛機機身對接技術(shù)以及國內(nèi)外先進自動化制孔技術(shù)，分析了當前自動化制孔設(shè)備的優(yōu)缺點。

（2）設(shè)計了一種環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)，分析了各部分結(jié)構(gòu)、工作原理以及制孔特點。

（3）提出了環(huán)形軌道設(shè)計方案，通過建立環(huán)形軌道的力學(xué)模型，給出了軌道各支撐腳預(yù)緊力的理論計算方法。

（4）對環(huán)形軌道進行設(shè)計計算，并對其進行有限元仿真，驗證了環(huán)形軌道系統(tǒng)的靜態(tài)性能能夠達到設(shè)計需求，并通過制孔試驗驗證。本文針對環(huán)形軌道制孔系統(tǒng)的研究與分析可以解決大型飛機機身對接區(qū)域制孔存在的難題，為我國研發(fā)自動化制孔設(shè)備提供方法與思路。