[发明专利]综合热变形与重力变形的大型飞机上复杂部件的装配方法

说明书

本发明涉及一种综合热变形与重力变形的大型飞机上复杂部件的装配方法，属于大型飞机的制造技术领域。该方法的调姿定位步骤包括：(1)将复杂部件与其三维模型上的关键特征离散成关键特征点集；(2)获取二者上关键特征点的坐标值；(3)基于装配环境温度，利用限元分析模型计算温度和重力作用所造成的关键特征点的坐标偏差；(4)基于所获取的坐标偏差，对从复杂部件上关键特征点的坐标值进行修正；(5)基于经修正之后的复杂部件上关键特征点的坐标值与三维模型上的关键特征点的坐标值，计算出用于将复杂部件调姿定位至目标位姿的位姿协调矩阵T。该方法能有效提高大型飞机上复杂部件的装配效率与精度，可广泛应用于大型飞机的制造技术领域。

技术领域

本发明涉及大型飞机的装配技术领域，具体地说，涉及一种用于对大型飞机上复杂部件进行装配的方法，并在该装配过程中综合了热变形与重力变形。

背景技术

在大型飞机的装配过程中，尤其是其上复杂结构部件的装配过程，由于尺寸较大而导致其在安装过程中，需要进行反复调整和修配，才能达到安装精度要求。针对该技术问题，在公开号为CN107263044A的专利文献公开了一种考虑热变形因素的大型飞机外翼翼盒装配系统的设计方法，及在公开号为CN107052750A的专利文献中公开了一种前缘组件的调姿定位系统；在这些现有技术中，基于对安装工装结构进行改进，以期解决飞机上大尺寸部件在安装过程中与其定位工装之间所存在的热变形协调的问题，例如对翼盒前缘组件、后缘组件、翼根肋等大尺寸部件的定位安装。

在上述方案中，基于对工装结构的改进，虽然能解决部件与工装之间的热变形协调的问题，但大型飞机在现场安装的过程中，仍存在热变形与重力变形所生产的测量坐标值偏差的问题，尤其是对单个部件或位姿协调时的第一个部件(即后续部件安装过程所参照的基准部件)进行调姿定位的过程，加上大型飞机上需调姿定位的单个部件或基准部件通常为复杂结构部件，热变形与重力变形对其安装精度与效率将造成严重的影响，例如，采用公开号为CN107471171A的专利文献所公开的数控调姿定位装置对壁板这种大型构件进行调姿定位的过程，通常需要进行多次调整与修配。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种综合热变形与重力变形的大型飞机上复杂部件的装配方法，以提高大型飞机上复杂结构部件的安装精度与装配效率。

为了实现上述主要目的，本发明提供的综合热变形与重力变形的大型飞机上复杂部件的装配方法包括调姿定位步骤与安装固定步骤，该调姿定位步骤包括以下步骤：

离散处理步骤，将复杂部件与其三维模型上的关键特征离散成关键特征点集；

坐标测量步骤，获取复杂部件与经调姿定位至目标位姿后的三维模型上关键特征点的坐标值；

仿真求解步骤，基于三维模型与当前装配环境温度，利用限元分析模型计算装配环境温度和重力作用所造成的关键特征点的坐标偏差；

参数修正步骤，基于仿真求解步骤所获取的坐标偏差，对从复杂部件上测得的关键特征点坐标值进行修正；

计算步骤，基于经修正之后的复杂部件上关键特征点的坐标值与三维模型上的关键特征点的坐标值，计算出用于将复杂部件调姿定位至目标位姿的位姿协调矩阵T。

基于上述技术方案，通过利用仿真计算出温度与重力所造成坐标偏差，并利用该坐标偏差对复杂部件上的关键特征点坐标进行修正，即将现有坐标测量值中剔除重力与温度所造成的影响偏差，即利用已经大致剔除重力影响与温度影响之后的坐标偏差求解位姿协调矩阵T，所获得位姿协调矩阵T能更好地与三维模型中目标位姿相匹配，从而有效地消除热变形和重力变形导致的关键特征点坐标测量值与三维模型之间的非线性，有助于实现准确、高效的大型飞机复杂结构调姿定位。

具体的方案为上述计算出用于将复杂部件调姿定位至目标位姿的位姿协调矩阵T的步骤包括以下步骤：

(1)、基于三维点匹配原理，采用最小二乘法，构建复杂部件与三维模型上管件特征点对的位姿协调优化模型J，