CN109870253B - 一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法，包括：将部件A和部件B吊装入位；建立飞机坐标系并测量分别测量部件A和部件B的外形关键点，部件A和部件B调姿后的外形关键点坐标记录至初始数据存储单元，传输至数据运算单元；将部件A与部件B的预对合；过渡段骨架和蒙皮试装，用测量仪器对外形关键点过程位置进行监控，并发送至数据运算单元；数据运算单元比较外形关键点的位置度，变化超过预设的阈值，发出报警，否则安装过渡段骨架及蒙皮。本发明在监控外形关键点的坐标情况下安装过渡段骨架，避免了因为强迫装配产生装配应力，造成对接部位零件的变形，提高装配质量，延长飞机寿命等，减小了飞机对接过程的装配应力。
Description
技术领域
本发明涉及飞机制造和装配技术领域，具体的说，是一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法。
背景技术
飞机制造一般分为前机身、中机身、后机身、机翼等多个大部件。作为飞机制造的一个关键环节，飞机部件装配的一个重要工作是按照尺寸协调原则，采用工装和设备将这些大部件组合成一个整体。传统的飞机大部件装配是靠专用的对合工装保证，采用水准仪、经纬仪等光学仪器进行测量，依靠吊车与牵引配合进行部件调姿和对接，效率低、容易产生应力装配、装配质量差。随着数字化装配技术的发展，飞机大部件对合装配采用数字化测量设备测量和检测飞机部件位置和姿态，使用柔性支撑定位工装对部件进行位姿调整，采用测量软件、集成控制平台等控制飞机部件整个对合装配过程，提高了部件对合装配的效率，减少了应力装配。以两个大部件为例，其过程步骤可分为：（1）大部件（A、B）吊装入位；（2）大部件调姿。通过地面公共测量点，建立飞机坐标系并测量部件外形关键点，依据外形关键点进行调姿，使对合的两个大部件（A、B）处于或最大程度接近理论位置；（3）固定大部件A，沿着航向移动大部件B至靠近理论位置，进行大部件预对合；（4）过渡段骨架及蒙皮安装；（5）大部件下架。由于飞机装配协调路线长、因素多，加之零件制造误差的累积，如果在整个大部件对合过程中缺乏有效的监控手段，极易因为强迫装配产生装配应力，造成对接部位零件的变形，使飞机姿态发生变化，严重影响装配质量，从而对飞机寿命等造成影响。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法，用于解决现有技术中在装配过程中缺少监控容易造成零件变形的问题。
为了达到以上目的，本发明通过下述技术方案实现：
一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法，包括：
步骤S100：将部件A和部件B吊装入位；
步骤S200：设置地面公共测量点，建立飞机坐标系并测量分别测量部件A和部件B的外形关键点，依据外形关键点将部件A和部件B调姿；选取部件A和部件B调姿完成后的外形关键点坐标作为初始值，记录至初始数据存储单元，同时连同架次记录一起传输至数据运算单元；
步骤S300：固定部件A，沿着航向移动部件B向部件A靠近，进行部件A与部件B的预对合；
步骤S400：过渡段骨架和蒙皮试装，用测量仪器在过渡段骨架及蒙皮安装中对外形关键点过程位置进行监控，记录外形关键点过程位置至过程数据存储单元，同时连同测量阶段信息一起传送至“数据运算单元”；
步骤S500：数据运算单元将关键点初始位置和外形关键点过程位置进行对比，若外形关键点的位置度变化超过预设的阈值，发出报警，并将结果发送至“数据显示单元”，“数据显示单元”展示预警信息，否则进入下一步；
步骤S600：过渡段骨架及蒙皮安装。
工作原理：
首先将结构较大的部件A和部件B用吊装工具吊装入位，根据地面公共测量点，建立飞机坐标，并用测量仪器测量部件A和部件B的外形关键点，然后根据外形关键点的坐标进行调姿，将调姿后的外形关键点的初始位置和架次信息保存至初始数据存储单元，再由初始数据存储单元输入数据运算单元。移动部件A和部件B，使部件A和部件B处于理论位置或者最大程度的接近理论位置。然后固定部件A，沿航向方向移动部件B至靠近理论位置，进行部件A和部件B的预对合。在移动过程中，测量仪器跟踪外形关键点的过程位置，并将过程位置和测量阶段信息发送给过程数据存储单元，由过程数据存储单传输至数据运算单元。数据运算单元将外形关键点的初始位置与过程位置进行比较，若位置度变化超过设定的阈值，则发出报警，并将比较结果发送至数据显示单元，提醒操作人员查找原因。此时测量飞机骨架与部件A、部件B的干涉量，用于指导骨架修配，如果过渡段骨架与蒙皮安装在阈值范围内，则开始移动部件B，知道合格状态。制出飞机骨架与部件A、部件B连接的孔位，在监控外形关键点的坐标情况下安装过渡段骨架，避免了因为强迫装配产生装配应力，造成对接部位零件的变形，提高装配质量，延长飞机寿命等，减小了飞机对接过程的装配应力。
进一步地，所述步骤S400中具体为：
步骤S410： 固定部件A，沿航向移动部件B至靠近理论位置2mm，预对合过渡段的骨架,测量骨架分别与部件A和部件B的干涉量，测量完成后，部件B向远离部件A方向移动，退出原状态；
步骤S430：用测量仪器测量部件A和部件B的外形关键点，同时标记数据的测量阶段信息为“预对合1”，并将数据发送至过程数据存储单元；
步骤S440：过程数据存储单元将数据同步发送给数据运算单元，数据运算单元计算完毕后，将结果实时传送至数据显示单元。
工作原理：
在将部件A与部件B移动至理论位置时，用测量仪器监控外形关键点的坐标，并将采集外形关键点的测量阶段信息一并发送给过程数据存储单元。数据运算单元从初始数据存储单元和过程数据存储单元实时的读取数据，比较外形关键点的初始外置与过程位置之间的位置度变化，并将计算结果通过数据显示单元显示。因此，可以实时监控外形关键点的坐标，当发生偏移时，可以及时的显示出来，提醒操作人员。
进一步地，所述步骤S500中具体为：
步骤S510：数据运算单元将接收的数据与外形关键点初始位置进行比较，如果位置度变化未超过设定的阈值，则进入步骤S600；否则，则进入步骤S520；
步骤S520：若骨架修配量不满足装配要求，发出报警，并返回步骤S410；否则，进入步骤S600。
工作原理：
如果位置度变化超过设定的阈值，则发出报警，并返回步骤S410重新移动部件A和部件B的位置。直到部件A与部件B的过程位置与初始位置在设定阈值范围内，则开始过渡段骨架与蒙皮安装。
进一步地，所述步骤S600中具体为：
步骤S610：分别制出骨架与部件A和部件B连接的孔位；
步骤S620：用测量仪器测量部件A和部件B的外形关键点，标记数据测量阶段为“骨架预装制孔”；
步骤S630：用骨架分别连接部件A和部件B，安装过渡段骨架。
工作原理：
将骨架与部件A、部件B上面的孔位连接，进行过渡段骨架安装，安装完成后，部件A与部件B与骨架分离，部件A与部件B下架。
进一步地，所述步骤S400中的测量仪器采用激光跟踪仪。
工作原理：
采用数字化的激光跟踪仪，是工业测量***中一种高精度的大尺寸测量仪器。它集合了激光干涉测距技术、光电探测技术、精密机械技术、计算机及控制技术、现代数值计算理论等各种先进技术，对空间运动目标进行跟踪并实时测量目标的空间三维坐标。它具有高精度、高效率、实时跟踪测量、安装快捷、操作简便等特点，适合于大尺寸工件配装测量。
本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：
（1）本发明在监控外形关键点的坐标情况下安装过渡段骨架，避免了因为强迫装配产生装配应力，造成对接部位零件的变形，提高装配质量，延长飞机寿命等，减小了飞机对接过程的装配应力。
（2）采用激光跟踪仪对空间运动目标进行跟踪并实时测量目标的空间三维坐标，具有高精度、高效率、实时跟踪测量、安装快捷、操作简便等特点，适合于大尺寸工件配装测量。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
实施例1：
一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法，包括：
步骤S100：将部件A和部件B吊装入位；
步骤S200：设置地面公共测量点，建立飞机坐标系并测量分别测量部件A和部件B的外形关键点，依据外形关键点将部件A和部件B调姿；选取部件A和部件B调姿完成后的外形关键点坐标作为初始值，记录至初始数据存储单元，同时连同架次记录一起传输至数据运算单元；
步骤S300：固定部件A，沿着航向移动部件B向部件A靠近，进行部件A与部件B的预对合；
步骤S400：过渡段骨架和蒙皮试装，用测量仪器在过渡段骨架及蒙皮安装中对外形关键点过程位置进行监控，记录外形关键点过程位置至过程数据存储单元，同时连同测量阶段信息一起传送至“数据运算单元”；
步骤S500：数据运算单元将关键点初始位置和外形关键点过程位置进行对比，若外形关键点的位置度变化超过预设的阈值，发出报警，并将结果发送至“数据显示单元”，“数据显示单元”展示预警信息，否则进入下一步；
步骤S600：过渡段骨架及蒙皮安装。
工作原理：
首先将结构较大的部件A和部件B用吊装工具吊装入位，根据地面公共测量点，建立飞机坐标，并用测量仪器测量部件A和部件B的外形关键点，然后根据外形关键点的坐标进行调姿，将调姿后的外形关键点的初始位置和架次信息保存至初始数据存储单元，再由初始数据存储单元输入数据运算单元。移动部件A和部件B，使部件A和部件B处于理论位置或者最大程度的接近理论位置。然后固定部件A，沿航向方向移动部件B至靠近理论位置，进行部件A和部件B的预对合。在移动过程中，测量仪器跟踪外形关键点的过程位置，并将过程位置和测量阶段信息发送给过程数据存储单元，由过程数据存储单传输至数据运算单元。数据运算单元将外形关键点的初始位置与过程位置进行比较，若位置度变化超过设定的阈值，则发出报警，并将比较结果发送至数据显示单元，提醒操作人员查找原因。此时测量飞机骨架与部件A、部件B的干涉量，用于指导骨架修配，如果过渡段骨架与蒙皮安装在阈值范围内，则开始移动部件B，知道合格状态。制出飞机骨架与部件A、部件B连接的孔位，在监控外形关键点的坐标情况下安装过渡段骨架，避免了因为强迫装配产生装配应力，造成对接部位零件的变形，提高装配质量，延长飞机寿命等，减小了飞机对接过程的装配应力。
进一步地，所述步骤S400中具体为：
步骤S410： 固定部件A，沿航向移动部件B至靠近理论位置2mm，预对合过渡段的骨架,测量骨架分别与部件A和部件B的干涉量，测量完成后，部件B向远离部件A方向移动，退出原状态；
步骤S430：用测量仪器测量部件A和部件B的外形关键点，同时标记数据的测量阶段信息为“预对合1”，并将数据发送至过程数据存储单元；
步骤S440：过程数据存储单元将数据同步发送给数据运算单元，数据运算单元计算完毕后，将结果实时传送至数据显示单元。
工作原理：
在将部件A与部件B移动至理论位置时，用测量仪器监控外形关键点的坐标，并将采集外形关键点的测量阶段信息一并发送给过程数据存储单元。数据运算单元从初始数据存储单元和过程数据存储单元实时的读取数据，比较外形关键点的初始外置与过程位置之间的位置度变化，并将计算结果通过数据显示单元显示。因此，可以实时监控外形关键点的坐标，当发生偏移时，可以及时的显示出来，提醒操作人员。
进一步地，所述步骤S500中具体为：
步骤S510：数据运算单元将接收的数据与外形关键点初始位置进行比较，如果位置度变化未超过设定的阈值，则进入步骤S600；否则，则进入步骤S520；
步骤S520：若骨架修配量不满足装配要求，发出报警，并返回步骤S410；否则，进入步骤S600。
工作原理：
如果位置度变化超过设定的阈值，则发出报警，并返回步骤S410重新移动部件A和部件B的位置。直到部件A与部件B的过程位置与初始位置在设定阈值范围内，则开始过渡段骨架与蒙皮安装。
进一步地，所述步骤S600中具体为：
步骤S610：分别制出骨架与部件A和部件B连接的孔位；
步骤S620：用测量仪器测量部件A和部件B的外形关键点，标记数据测量阶段为“骨架预装制孔”；
步骤S630：用骨架分别连接部件A和部件B，安装过渡段骨架。
工作原理：
将骨架与部件A、部件B上面的孔位连接，进行过渡段骨架安装，安装完成后，部件A与部件B与骨架分离，部件A与部件B下架。
进一步地，所述步骤S400中的测量仪器采用激光跟踪仪。
工作原理：
采用数字化的激光跟踪仪，是工业测量***中一种高精度的大尺寸测量仪器。它集合了激光干涉测距技术、光电探测技术、精密机械技术、计算机及控制技术、现代数值计算理论等各种先进技术，对空间运动目标进行跟踪并实时测量目标的空间三维坐标。它具有高精度、高效率、实时跟踪测量、安装快捷、操作简便等特点，适合于大尺寸工件配装测量。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。
Claims (2)
1.一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法，其特征在于，包括：
步骤S100：将部件A和部件B吊装入位；
步骤S200：设置地面公共测量点，建立飞机坐标系并测量分别测量部件A和部件B的外形关键点，依据外形关键点将部件A和部件B调姿；选取部件A和部件B调姿完成后的外形关键点坐标作为初始值，记录至初始数据存储单元，同时连同架次记录一起传输至数据运算单元；
步骤S300：固定部件A，沿着航向移动部件B向部件A靠近，进行部件A与部件B的预对合；
步骤S400：过渡段骨架和蒙皮试装，用测量仪器在过渡段骨架及蒙皮安装中对外形关键点过程位置进行监控，记录外形关键点过程位置至过程数据存储单元，同时连同测量阶段信息一起传送至“数据运算单元”；
步骤S500：数据运算单元将关键点初始位置和外形关键点过程位置进行对比，若外形关键点的位置度变化超过预设的阈值，发出报警，并将结果发送至“数据显示单元”，“数据显示单元”展示预警信息，否则进入下一步；
步骤S600：过渡段骨架及蒙皮安装；
所述步骤S400中具体为：
步骤S410：固定部件A，沿航向移动部件B至靠近理论位置2mm，预对合过渡段的骨架，测量骨架分别与部件A和部件B的干涉量，测量完成后，部件B向远离部件A方向移动，退出原状态；
步骤S430：用测量仪器测量部件A和部件B的外形关键点，同时标记数据的测量阶段信息为“预对合1”，并将数据发送至过程数据存储单元；
步骤S440：过程数据存储单元将数据同步发送给数据运算单元，数据运算单元计算完毕后，将结果实时传送至数据显示单元；
所述步骤S500中具体为：
步骤S510：数据运算单元将接收的数据与外形关键点初始位置进行比较，如果位置度变化未超过设定的阈值，则进入步骤S600；否则，则进入步骤S520；
步骤S520：若骨架修配量不满足装配要求，发出报警，并返回步骤S410；否则，进入步骤S600；
所述步骤S600中具体为：
步骤S610：分别制出骨架与部件A和部件B连接的孔位；
步骤S620：用测量仪器测量部件A和部件B的外形关键点，标记数据测量阶段为“骨架预装制孔”；
步骤S630：用骨架分别连接部件A和部件B，安装过渡段骨架。
2.根据权利要求1所述的一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法，其特征在于，所述步骤S400中的测量仪器采用激光跟踪仪。
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| CN201910165728.2A CN109870253B (zh) | 2019-03-06 | 2019-03-06 | 一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法 |
Publications (2)
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|---|---|
| CN109870253A CN109870253A (zh) | 2019-06-11 |
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910165728.2A Active CN109870253B (zh) | 2019-03-06 | 2019-03-06 | 一种基于外形检测的飞机装配过程应力监控方法 |
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