劉敏

摘 要：本文首先簡潔性介紹了飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配技術(shù)的重要意義，其次概括性地闡述了飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配平臺(tái)的機(jī)械結(jié)構(gòu)、運(yùn)行原理及其控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，最后運(yùn)用三坐標(biāo)測量機(jī)對某飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配平臺(tái)單元進(jìn)行精度檢測、數(shù)據(jù)分析與總結(jié)，表明其控制系統(tǒng)達(dá)到了裝配平臺(tái)的功能性及精度要求。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)前機(jī)身；柔性裝配；控制系統(tǒng)

隨著我國機(jī)械制造業(yè)的快速發(fā)展，飛機(jī)的生產(chǎn)制造對其裝配方法的要求越來越高，生產(chǎn)周期短、制造成本低且能適應(yīng)多種飛機(jī)型號(hào)的研究、開發(fā)與制造要求，對飛機(jī)柔性裝配技術(shù)的需求也越來越高。很多發(fā)達(dá)國家（如波音、空客）已加快了對飛機(jī)柔性裝配技術(shù)的發(fā)展步伐，且在各類新型飛機(jī)的研發(fā)與制造中，有了明顯的成效。由此說明，飛機(jī)柔性裝配技術(shù)能有效地提升飛機(jī)裝配質(zhì)量與效率，縮短研發(fā)制造的周期，降低生產(chǎn)制造成本，對數(shù)字化柔性裝配技術(shù)的深入研討具有重要意義。

1.飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配平臺(tái)的機(jī)械結(jié)構(gòu)及其運(yùn)行原理

1.1機(jī)械結(jié)構(gòu)

柔性裝配平臺(tái)控制系統(tǒng)的機(jī)械結(jié)構(gòu)主要包括底座、滑座部件、箱體部件、立柱部件、伸縮臂、滾珠絲杠、直線導(dǎo)軌及伺服電機(jī)等部件。其中，伸縮臂的前端需安裝真空吸盤，用于吸附飛機(jī)曲面壁板件；在運(yùn)行過程中，電機(jī)帶動(dòng)安裝在底座的絲杠，絲杠帶動(dòng)安裝在滑座部件上的絲杠螺母與滑塊，使得滑座沿正確的方向運(yùn)轉(zhuǎn)；電機(jī)帶動(dòng)安裝在滑座上的絲杠，絲杠再帶動(dòng)安裝在箱體部件中的絲杠螺母與滑塊件，使得立柱向正確的方向運(yùn)動(dòng)。可以看出，運(yùn)動(dòng)部件與控制的電機(jī)數(shù)量較大，需實(shí)現(xiàn)不同電機(jī)之間的同步運(yùn)行，其復(fù)雜的運(yùn)行方式是柔性裝配平臺(tái)控制系統(tǒng)的難點(diǎn)。

1.2 運(yùn)行原理

通過上位機(jī)發(fā)送運(yùn)行指令給柔性裝配平臺(tái)控制系統(tǒng)，使得系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)：①通過原點(diǎn)回歸功能讓裝配平臺(tái)定位到原點(diǎn)；②通過滑座部件與伸縮臂部件的單動(dòng)以及吸附定位、夾持曲面壁板件空間特征的定位點(diǎn)；③保持夾持狀態(tài)不變，通過各軸的同步運(yùn)行來實(shí)現(xiàn)飛機(jī)壁板件的安裝。

2.飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配平臺(tái)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

2.1 硬件構(gòu)成

本控制系統(tǒng)采用可編程控制器實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配平臺(tái)的邏輯控制及運(yùn)動(dòng)控制，其主要由控制柜、六個(gè)可編程控制器、十二個(gè)伺服驅(qū)動(dòng)器與伺服電機(jī)及光電接近開關(guān)等構(gòu)成。

2.2 開發(fā)上位機(jī)控制軟件

在控制系統(tǒng)運(yùn)行的過程中，上位機(jī)軟件的控制模塊通過處理基于CATIA平臺(tái)的三維數(shù)模，生成具有運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)的控制程序代碼，并向下位機(jī)的控制模塊發(fā)送運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)，進(jìn)而使得下位機(jī)控制裝配平臺(tái)實(shí)現(xiàn)對壁板件的定位、吸附、夾持與安裝。上位機(jī)控制軟件的模塊主要由可視化編程與可視化控制兩部分組成。

2.3 實(shí)現(xiàn)下位機(jī)控制

可編程控制器作為控制系統(tǒng)下位機(jī)的核心模塊，在六個(gè)可編程控制器中，每個(gè)可編程控制器都要通過高速輸出點(diǎn)來控制兩個(gè)伺服電機(jī)和驅(qū)動(dòng)器，伺服電機(jī)經(jīng)過編碼器反饋數(shù)據(jù)，形成半閉環(huán)控制機(jī)制。在編寫通訊程序中，利用可編程控制器編程指令對每個(gè)可編程控制器設(shè)置通訊數(shù)據(jù)并編號(hào)，進(jìn)而搭建起RS485通訊網(wǎng)絡(luò)。在編程控制程序中，采取模塊化編程，使得程序更為規(guī)范。最后形成控制真值表發(fā)送至上位機(jī)來進(jìn)行處理，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)上位機(jī)對每個(gè)可編程控制器的信息交換。

3.飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配平臺(tái)控制系統(tǒng)的精度測量

3.1 精度測量的方法

針對上述飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配平臺(tái)控制系統(tǒng)，筆者采用基于關(guān)節(jié)臂式三坐標(biāo)測量機(jī)的方法。在柔性裝配平臺(tái)控制系統(tǒng)中選取參照點(diǎn)X1，并對其測量，獲得參考照的初始位標(biāo)，再測量運(yùn)動(dòng)后相應(yīng)參照點(diǎn)的坐標(biāo)X2等，利用Power INSPECT來分析，獲取裝配平臺(tái)運(yùn)動(dòng)的距離D1與D2。將測量的距離值和理論值進(jìn)行比較，進(jìn)而檢測定位過程的精度。

接下來就以水平軸方向滑枕A1的定位運(yùn)動(dòng)為例，對其進(jìn)行定位運(yùn)動(dòng)精度測量方案的設(shè)計(jì)與測量過程的描述。運(yùn)行關(guān)節(jié)臂式三坐標(biāo)測量機(jī)，將水平滑枕分別返回到原點(diǎn)，并以安裝在滑枕側(cè)壁的金屬塊作為參考平面，并測量其坐標(biāo)。通過測量參考平面上六個(gè)點(diǎn)來構(gòu)成一個(gè)基準(zhǔn)面，其測量數(shù)據(jù)表明該基準(zhǔn)面的平面高度為0.009mm。然后對柔性裝配平臺(tái)進(jìn)行多種運(yùn)動(dòng)參數(shù)的操作定位，分別檢測操作定位后基準(zhǔn)平面空間的位標(biāo)，并重復(fù)進(jìn)行五次，每次均要對基準(zhǔn)平面進(jìn)行測量，測量數(shù)據(jù)分別標(biāo)記為B1，B2，B3，B4，B5，三維測量軟件每計(jì)算一次定位平面與原點(diǎn)位標(biāo)參考面之間的距離就是定位過程中柔性裝配平臺(tái)的運(yùn)動(dòng)距離。將Power INSPECT軟件生成的測量數(shù)據(jù)整理后，獲得測量值和理論值。

3.2 精度測量數(shù)據(jù)的分析

經(jīng)綜合分析測量數(shù)據(jù)，表明前期的柔性裝配實(shí)驗(yàn)平臺(tái)在水平方向的精度都小于定位精度的要求值（0.12mm），但其運(yùn)動(dòng)的波動(dòng)數(shù)值依然較大，并在運(yùn)動(dòng)過程當(dāng)中，出現(xiàn)了細(xì)微的爬行現(xiàn)象。因此，有必要對測量數(shù)據(jù)進(jìn)行總結(jié)與分析，最終搭建起可行性較高的柔性裝配平臺(tái)控制系統(tǒng)。

經(jīng)測量，水平方向滑枕的定位精度值均滿足其要求值（<0.12mm）。由于水平方向滑枕的運(yùn)動(dòng)路程相對較長，如運(yùn)用滾珠絲杠的方式，因絲杠的擾度較大，不容易確保安裝過程的精度值，且較易在運(yùn)動(dòng)過程當(dāng)中產(chǎn)生振動(dòng)等方面的問題。由此，經(jīng)過前期柔性裝配平臺(tái)的總結(jié)與分析，可以采取齒輪齒條的傳動(dòng)形式來替代滾珠絲杠的傳動(dòng)形式。

4.結(jié)論

綜上所述，通過利用三坐標(biāo)測量機(jī)對某飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配平臺(tái)單元進(jìn)行的精度檢測，表明其控制系統(tǒng)達(dá)到了裝配平臺(tái)的功能性及精度要求，為深入開展飛機(jī)柔性裝配工藝技術(shù)的研究，以及對實(shí)現(xiàn)智能化柔性裝配生產(chǎn)線具有重要意義。

參考文獻(xiàn)：

[1]屈力剛，李見，蘇東東，楊建成.飛機(jī)前機(jī)身柔性裝配平臺(tái)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].制造業(yè)自動(dòng)化，2013，11：25.

[2]王水生.柔性工裝平臺(tái)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[D].沈陽航空航天大學(xué)，2012，12：05.

[3]楊建成.面向飛機(jī)柔性裝配平臺(tái)的多軸復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[D].沈陽航空航天大學(xué)，2012，12：05.