付建超，楊建成，張 龍

(成都飛機工業(yè)(集團)有限責任公司，成都 610092)

0 引言

飛機裝配中大多以連接件進行零件間的連接，一架大型飛機上大約有150～200萬個連接件，因此制孔與機械連接是飛機裝配過程中重要的一環(huán)[1]。目前國內(nèi)的飛機制孔仍主要采用手工制孔，易形成孔徑超差、橢孔、垂直度差等缺陷，孔位精度差，制孔步驟多，需要去毛刺導致二次裝配，并且過于依賴工人技術(shù)能力[2]。隨著技術(shù)的發(fā)展，為滿足現(xiàn)代飛機高質(zhì)量、高效率制孔要求，自動制孔技術(shù)在飛機蒙皮壁板裝配、飛機部件裝配中逐步得到應(yīng)用[3-5]。

在實際裝配過程中，由于零部件的安裝誤差以及裝配變形等原因，部件的實際外形與設(shè)計理論外形存在一定的誤差[6]，自動制孔時需要通過準確的測量結(jié)合理論數(shù)模對自動制孔孔位進行修正。目前測量方式主要包括兩種：①直接對零部件外形進行測量，該方法存在受結(jié)構(gòu)曲率影響大，工程化應(yīng)用較少；②通過激光跟蹤儀或CCD相機測量預先設(shè)置在零件上的基準孔，根據(jù)基準乳的實際位置與理論位置的誤差對制孔區(qū)域的孔位坐標進行修正，該方法測量修正的準確性與效率更高，具有較強的工程應(yīng)用價值[7-8]。

目前，在飛機制造過程中的自動制孔技術(shù)研究主要集中在自動制孔設(shè)備的研制、制孔法矢的自動找正、自動離線編程技術(shù)等方面，對自動制孔技術(shù)應(yīng)用層面的工藝設(shè)計研究相對較少[9-13]，特別是自動制孔的孔位修正過程，大部分研究僅僅給出基于基準孔的孔位修正算法，并未對飛機復雜結(jié)構(gòu)情況下的基準孔分布方案進行研究[8-14]，導致自動制孔系統(tǒng)應(yīng)用時工藝性能較差，測量與修正環(huán)節(jié)復雜，無法滿足實際生產(chǎn)需求。

本文針對飛機復雜結(jié)構(gòu)下的孔位修正與基準孔分布進行研究，通過分析機身蒙皮連接件的一維分布特點和結(jié)構(gòu)零件的小曲率特點，提出了基于直線插補算法的孔位修正流程，通過分析機身結(jié)構(gòu)零件的剛性及變形特點提出基于零件最大變形與制孔孔位精度要求的基準孔分布方案。該方案有助于提高制孔孔位精度，簡化測量與修正過程，具有較強的工程化應(yīng)用價值，推動了自動制孔技術(shù)在飛機裝配過程中的應(yīng)用。

1 自動制孔孔位修正算法

1.1 機身復材蒙皮典型裝配形式

復合材料由于其獨特的性能(比強度高、比模量大、耐腐蝕性能優(yōu)及易于大面積整體成型等)已廣泛應(yīng)用于機身、機翼等部位[15]。目前，機身復材蒙皮與結(jié)構(gòu)的典型連接方式如圖1所示，復材蒙皮通過分布于四周的連接件與結(jié)構(gòu)固定，連接件主要沿結(jié)構(gòu)零件的長度方向呈現(xiàn)一維分布特點。與蒙皮存在裝配關(guān)系的結(jié)構(gòu)零件主要包括框與梁兩大類，兩者的表面曲率都較小，曲率半徑通常大于1 m。

圖1 機身蒙皮典型裝配形式

1.2 基于直線插補的孔位修正算法

由于機身蒙皮的連接件主要沿結(jié)構(gòu)零件的長度方向一維分布，且連接件分布所在的零件表面曲率較小，因此可采用直線插補算法進行孔位修正。相較于其他算法，如雙線性差值算法、誤差Coons曲面函數(shù)算法等[16-18]，直線插補算法的主要優(yōu)點是：原理簡單，計算量小，修正所需的基準孔較少，小曲率表面的孔位修正結(jié)果較為準確，適合于工程化應(yīng)用。

基于直線插補的孔位修正算法如圖2所示，Q1～Q5為基準孔，P1與P2為待制孔，基準孔Qi在三個空間方向上的位置偏差為：

(1)

式中，n是基準孔的總數(shù)。

圖2 孔位修正示意圖

計算待加工孔Pj與所屬結(jié)構(gòu)零件上的所有基準孔的理論距離dk。

(2)

式中，k是待加工孔所屬結(jié)構(gòu)零件上的基準孔總數(shù)。

通過式(2)確定距待加工孔最近的兩個基準孔Qs和Qt，其在飛機坐標系下的理論坐標分別為：

Qs=(xs,ys,zs)T
Qt=(xt,yt,zt)T

(3)

式中，Qs是距離待加工孔最近的基準孔；Qt是距離待加工孔次近的基準孔。

計算待加工孔Pj在基準孔Qs和Qt連線上的投影點Hd=(xd,yd,zd)T，滿足：

(xj-xd)(xs-xt)+(yj-yd)(ys-yt)+(zj-zd)(zs-zt)=0

(4)

(5)

判斷投影點Hd與基準孔Qs和Qt的相對位置：

(1)若|HdQs|+|HdQt|=|QsQt|，則投影點Hd位于基準孔Qs和Qt連線之間，采用雙基準孔計算方法，則待加工點的位置調(diào)整量為：

(6)

(2)若|HdQs|+|HdQt|>|QsQt|，則投影點Hd位于基準孔Qs和Qt連線之外，采用單基準孔計算方法，待加工孔Pj的位置調(diào)整量為最近基準孔Qs測得的位置偏差，則待加工孔的位置調(diào)整量為：

ΔPj=(Δxj,Δyj,Δzj)T=(Δxs,Δys,Δzs)T

(7)

2 自動制孔孔位修正流程

基于直線插補算法，采用數(shù)字化測量技術(shù)準確測量出基準孔相對理論位置的偏差后，可將此偏差修正至自動制孔孔位中，確保制孔位置更加準確，其孔位修正流程如圖3所示。

圖3 孔位修正流程

圖3中包含的詳細流程為：

(1)從加工的目標孔中選擇一部分孔作為測量基準孔，測量基準孔需在結(jié)構(gòu)零件上預先制出；

(2)在裝配型架內(nèi)完成飛機部件結(jié)構(gòu)裝配；

(3)在裝配型架上選擇標志點，使用激光跟蹤儀進行測量，建立飛機坐標系；

(4)測量基準孔位置，將實測值與理論值進行比較，得到基準孔在空間各方向上的位置偏差；

(5)根據(jù)待加工孔與相鄰基準孔的位置關(guān)系以及相鄰基準孔的位置偏差，求解待加工孔的空間位置調(diào)整量；

(6)將待加工孔的理論坐標與調(diào)整量相加，得到待加工孔的實際加工位置。

3 自動制孔孔位修正基準孔設(shè)置策略

3.1 不同結(jié)構(gòu)零件上的基準孔分布方案

基準孔作為設(shè)置在結(jié)構(gòu)零件上的測量基準，其作用是準確的反應(yīng)零件的裝配狀態(tài)，主要包括安裝位置誤差與變形情況，為孔位修正提供依據(jù)，因此根據(jù)機身不同類型零件的結(jié)構(gòu)與裝配過程中的受載變形特點，基準孔的分布方案應(yīng)該有所差異。

待制孔的孔位誤差可按式(8)計算：

δ=δ0+δ1+δ2

(8)

式中，δ為待制孔的孔位誤差；δ0為飛機結(jié)構(gòu)變形造成的孔位誤差；δ1為基準孔位置誤差引入的待制孔孔位誤差，由基準孔加工方法確定；δ2為基準孔測量誤差，由測量系統(tǒng)確定；當δ取值為所允許的最大孔位誤差δ*時：

δ0=δ*-δ1-δ2

(9)

此時，δ0為通過容差分配給孔位修正環(huán)節(jié)的孔位誤差。例如自動制孔孔位誤差要求為0.5 mm，基準孔數(shù)控制孔時孔位誤差為0.2 mm，采用激光跟蹤儀的測量誤差為0.1 mm，則孔位修正環(huán)節(jié)允許的孔位誤差為0.2 mm。

本文提出依據(jù)零件在裝配環(huán)節(jié)的剛性進行區(qū)分，可按式(10)進行計算：

(10)

式中，δmax為零件的最大變形，可通過激光跟蹤儀對結(jié)構(gòu)進行多點測量后擬合估算。

當m<1時，認為該零件為強剛性零件，此時零件自身變形引起的孔位誤差對制孔孔位影響較小，不會造成制孔孔位超差。

當m≥1時，認為該零件為弱剛性零件，此時零件自身變形引起的孔位誤差對制孔孔位產(chǎn)生較大影響，若不考慮可能會造成制孔孔位超差。

(1)弱剛性零件。機身的弱剛性零件包括跨度較大的機加框，鈑金框等，以大跨度機加框為例，其跨度通常達到3～4 mm，是機身整體結(jié)構(gòu)的主要承力構(gòu)件。框的定位主要靠框兩側(cè)的接頭與型架上的定位器裝配定位。在立式裝配過程中，框由于自身重力以及梁的拉壓作用產(chǎn)生彎曲變形，因此應(yīng)重點監(jiān)測機加框在航向方向的裝配位置誤差以及結(jié)構(gòu)變形，框的變形示意圖如圖4所示。

圖4 框變形示意圖

框一類的弱剛性零件在裝配環(huán)節(jié)中的變形較大，設(shè)置測量基準孔應(yīng)重點考慮零件的變形情況，本文提出基于零件最大變形與制孔孔位精度要求的基準孔分布方案，如圖5所示。該方案綜合考慮了零件的位置誤差與結(jié)構(gòu)變形，能將孔位修正環(huán)節(jié)產(chǎn)生的孔位誤差控制在允許范圍內(nèi)：①在零件兩端設(shè)置位置基準孔判斷零件的整體裝配位置誤差。②根據(jù)零件變形情況與分配給孔位修正環(huán)節(jié)的孔位誤差設(shè)置變形基準孔。零件的最大變形為δmax，孔位修正環(huán)節(jié)的孔位誤差為δ0，則在連接件分布方向均布的變形基準孔數(shù)為：

(11)

圖5 弱剛性零件上的基準孔分布

(2)強剛性零件。機身的強剛性零件主要包括梁類零件。梁通過兩端的連接件與其他零件相連，裝配過程中主要承受拉壓載荷，因此梁自身的變形較小。對于此類零件，基準孔的主要目的是反應(yīng)零件的位置誤差，因此在零件的兩端各設(shè)置一個基準孔即可，如圖6所示。

圖6 強剛性零件上的基準孔分布

根據(jù)零件的剛性特點選擇針對性的基準孔分布方案，能有效反應(yīng)出零件的實際裝配情況，保證孔位修正的準確性，同時能大大減少基準孔數(shù)量，降低測量復雜度，實現(xiàn)了準確高效的測量與孔位修正過程。以某數(shù)字化系統(tǒng)為例，為保證制孔孔位不超差，原按200 mm均布原則在產(chǎn)品上設(shè)置基準孔296個，基準孔數(shù)量偏多，導致測量與修正效率較低，單架份周期為8.5 h。采用本文所述方案后，基準孔數(shù)量由296個減少至136個，基準孔數(shù)量減少54%，約65%的零件僅設(shè)置兩個位置基準孔，測量與修正效率顯著提升，單架份周期縮短至4.2 h，效率提升51%。

3.2 孔位修正基準類型

由式(9)可知，當允許的最大孔位誤差δ*與基準孔測量誤差δ2確定時，孔位修正環(huán)節(jié)的孔位誤差δ0取決于基準孔位置誤差δ1，因此基準孔自身的位置精度對制孔結(jié)果有較大的影響。目前基準孔常選擇由人工制出或在零件狀態(tài)下數(shù)控制出。

由于數(shù)字化系統(tǒng)在實際應(yīng)用時，基準孔常常選擇由人工制出，此時影響基準孔孔位誤差的因素主要包括：零件安裝位置誤差、零件變形誤差、工裝/樣板制造誤差、工裝/樣板定位誤差、人工制孔誤差，因此人工制出的基準孔精度較低，普遍大于0.5 mm，導致修孔結(jié)果的準確度較差，對于某些邊距在設(shè)計狀態(tài)下較為極限的位置，孔位修正結(jié)果可能超差。相比之下，數(shù)控制出的基準孔孔位精度更好，通常能達到0.2 mm以內(nèi)，因此能更為準確地反應(yīng)出部件裝配的真實狀態(tài)。

在某數(shù)字化裝配項目中，基準孔部分采用蒙皮定位使用的定位孔(由零件車間數(shù)控制出)，部分由人工使用樣板制出，結(jié)構(gòu)裝配完成后使用Leica AT960激光跟蹤儀配合T-Probe進行孔位測量，兩種類型的基準孔相對于理論孔位的誤差如圖7所示。

圖7 不同類型基準孔孔位偏差對比

在兩類基準孔的孔位測量結(jié)果中，人工基準孔的平均孔位誤差為0.81 mm，數(shù)控基準孔的平均孔位誤差為0.42 mm，數(shù)控基準孔的孔位誤差下降了48.2%，說明數(shù)控基準孔的孔位更加準確。其中人工基準孔的最大孔位誤差達到了3.1 mm，數(shù)控基準孔的最大孔位誤差為0.75 mm，說明人工制孔時操作的隨機性會對結(jié)果產(chǎn)生較大影響，相比以下，數(shù)控基準孔不存在該問題，其制孔結(jié)果一致性較好。綜上所述，基準孔作為孔位修正的基準，應(yīng)優(yōu)先考慮在零件狀態(tài)下由零件車間數(shù)控制出，若不具備條件，采用人工制基準孔的方法，應(yīng)對存在較大孔位誤差的基準孔進行檢查，若存在導致自動制孔孔位超差的風險，應(yīng)對相應(yīng)基準孔進行剔除。工程應(yīng)用中，機身復材蒙皮定位時通常會設(shè)置相應(yīng)的定位孔，定位孔在零件狀態(tài)下數(shù)控制出，孔位精度較高，可考慮選為基準孔。

4 結(jié)論

本文通過分析機身蒙皮連接件的一維分布特點與結(jié)構(gòu)零件小曲率特點，提出了基于直線插補算法的孔位修正流程。通過分析機身結(jié)構(gòu)零件的剛性及變形特點提出基于零件最大變形與制孔孔位精度要求的基準孔分布方案。對于強剛性零件，只需在零件兩端設(shè)置位置基準孔用以修正零件位置誤差，對于弱剛性零件，除布置用于位置基準孔外，還需在零上均勻分布變形基準孔用于反應(yīng)零件變形情況，分布的基準孔數(shù)量與零件的最大變形以及孔位修正環(huán)節(jié)允許的孔位誤差有關(guān)。

為保證制孔孔位精度，需盡量提高基準孔孔位精度，可優(yōu)先選擇在零件狀態(tài)下數(shù)控制出，相較于人工制出的基準孔，數(shù)控制出的基準孔孔位誤差下降48.2%。在某數(shù)字化系統(tǒng)加工中，應(yīng)用本文所述方案減少了基準孔數(shù)量54%，提升基準孔測量及孔位修正效率51%，顯著提升了該數(shù)字化系統(tǒng)的應(yīng)用效能。