于 鑫，武鋒鋒，聶 勇，唐文獻(xiàn)

（1.太原理工大學(xué)機(jī)械與運(yùn)載工程學(xué)院，山西 太原 030024；2.太原理工大學(xué)航空航天學(xué)院，山西 晉中 030600）

1 引言

航空整體加強(qiáng)框作為典型的整體結(jié)構(gòu)件，不僅能夠大幅度減少零件數(shù)量、增強(qiáng)結(jié)構(gòu)件強(qiáng)度、減輕結(jié)構(gòu)件重量，而且可以縮短裝配工作量，降低專用工裝之間的協(xié)調(diào)量，節(jié)約飛機(jī)制造成本[1-2]。航空整體加強(qiáng)框在機(jī)體部件級(jí)裝配中起主承力、主定位作用，成倍提升其定位精度是保證飛機(jī)機(jī)體部件裝配工作順利完成的先決條件[3]。

航空整體加強(qiáng)框的傳統(tǒng)裝配定位工藝是基于一對(duì)一標(biāo)準(zhǔn)工藝裝備，采用坐標(biāo)定位孔與裝配工裝相結(jié)合的過(guò)約束方式來(lái)保證站位準(zhǔn)確度及平面度要求的[4]。通常選取“保3”方式完成裝配定位操作，即確保3個(gè)坐標(biāo)定位孔的定位精度，放棄其余坐標(biāo)定位孔定位精度，以?shī)A具能夠“夾緊”或“壓緊”作為現(xiàn)場(chǎng)操作完成的依據(jù)。其次，基于“試錯(cuò)”模式，裝配定位操作完全依賴操作人員的現(xiàn)場(chǎng)經(jīng)驗(yàn)完成，過(guò)程不可管控，結(jié)果無(wú)法再現(xiàn)，嚴(yán)重影響定位質(zhì)量的穩(wěn)定性。最后，制造差異與半強(qiáng)迫定位方式造成的裝配應(yīng)力不容忽視，不僅會(huì)造成后續(xù)裝配操作的困難，而且機(jī)身部件骨架裝配完成、定位銷去除后，裝配應(yīng)力的釋放還會(huì)對(duì)機(jī)身部件骨架裝配精度造成無(wú)法預(yù)計(jì)的影響[5-6]。

文獻(xiàn)[7]提出力∕位混合控制策略，部分軸采用主動(dòng)位置控制，其余軸采用力控制，基于理想支撐力驅(qū)動(dòng)柔性設(shè)備將飛機(jī)大部件送達(dá)最佳裝配位置，不僅可提高調(diào)姿精度，且顯著降低了調(diào)姿內(nèi)力[8-10]。文獻(xiàn)[11-12]等將定位過(guò)程看作一個(gè)尋找接觸點(diǎn)與控制接觸力的操作，通過(guò)傳感器反饋的力和扭矩?cái)?shù)據(jù)，驅(qū)動(dòng)機(jī)器人實(shí)現(xiàn)翼肋的精確定位。

文獻(xiàn)[13]通過(guò)深入分析部件裝配單元可感知的影響飛機(jī)部件裝配單元定位精度因素及其獲取方式，基于傳感器信息融合方法和融合模型，構(gòu)建了狀態(tài)感知模型，實(shí)現(xiàn)了對(duì)部件裝配單元定位狀態(tài)的直觀表達(dá)。正視定位對(duì)象加工差異，根據(jù)實(shí)際裝配定位狀態(tài)調(diào)整、量化裝配力載荷，實(shí)現(xiàn)裝配力自適應(yīng)調(diào)整，可提升定位過(guò)程管控性和定位結(jié)果復(fù)現(xiàn)度。

通過(guò)分析航空整體加強(qiáng)框裝配定位工藝需求，量化裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)，選擇裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)的量化值為對(duì)象，以非確定站位的坐標(biāo)定位孔航向偏差為因素設(shè)計(jì)正交試驗(yàn)。

鑒于工程現(xiàn)場(chǎng)裝配定位操作時(shí)，加強(qiáng)框表面不允許粘貼任何異物，對(duì)比分析試驗(yàn)中坐標(biāo)定位孔處力載值和定位檢測(cè)點(diǎn)處應(yīng)力值的變化規(guī)律，研究裝配定位力載荷檢測(cè)取代應(yīng)力檢測(cè)評(píng)價(jià)裝配質(zhì)量的方案，得出航空整體加強(qiáng)框自適應(yīng)定位方法中坐標(biāo)定位孔位處力載值應(yīng)滿足的要求，指導(dǎo)現(xiàn)場(chǎng)裝配定位操作。

2 加強(qiáng)框裝配定位工藝分析

2.1 加強(qiáng)框裝配定位工藝需求分析

航空整體加強(qiáng)框?qū)儆陲w機(jī)機(jī)身段的主承力件，通常包括內(nèi)緣、外緣與腹板，以飛機(jī)站位面為基準(zhǔn)平面進(jìn)行設(shè)計(jì)，內(nèi)、外緣形面參照艙內(nèi)布置、氣動(dòng)外形進(jìn)行確定。

在機(jī)身部件裝配過(guò)程中，一般先用工裝以孔銷配合形式定位加強(qiáng)框，然后以加強(qiáng)框?yàn)榛鶞?zhǔn)定位連接隔板組件與邊梁等形成機(jī)身骨架，接著以骨架為基準(zhǔn)鋪放、壓緊、連接蒙皮壁板裝配成完整的飛機(jī)機(jī)身部件。

站位準(zhǔn)確度及平面度是航空整體加強(qiáng)框裝配定位質(zhì)量的基本要求，裝配應(yīng)力及分布直接影響機(jī)身下架后的變形大小，因此裝配應(yīng)力也是裝配定位需要控制的因素之一。

針對(duì)裝配定位要求，定位結(jié)果檢測(cè)可分為3部分：站位檢測(cè)，離散為整體加強(qiáng)框腹板內(nèi)檢測(cè)點(diǎn)（確定站位坐標(biāo)定位孔—“保3”定位方式中某一坐標(biāo)定位孔凸臺(tái)底面的標(biāo)記點(diǎn)）航向坐標(biāo)偏差；平面度檢測(cè)，離散為整體加強(qiáng)框腹板內(nèi)若干檢測(cè)點(diǎn)（非確定站位坐標(biāo)定位孔和非坐標(biāo)定位孔凸臺(tái)底面的標(biāo)記點(diǎn)）航向坐標(biāo)偏差及內(nèi)、外緣航向坐標(biāo)偏差；裝配應(yīng)力檢測(cè)，離散為整體加強(qiáng)框腹板內(nèi)若干檢測(cè)點(diǎn)（非坐標(biāo)定位孔凸臺(tái)底面的標(biāo)記點(diǎn)）處相對(duì)定位前的應(yīng)力改變量。

2.2 基于力控技術(shù)的自適應(yīng)定位原理

基于力控技術(shù)的自適應(yīng)定位是指，基于小變形、線彈性假設(shè)，以數(shù)字化柔性工裝為基礎(chǔ)，通過(guò)在定位單元上加裝力傳感器動(dòng)態(tài)反饋加載在裝配件上的裝配力，根據(jù)力載荷大小，在裝配容差允許范圍內(nèi)自動(dòng)調(diào)整定位單元，減少?gòu)?qiáng)迫定位引起的裝配件變形，使得裝配件的定位既能滿足裝配要求，又可適應(yīng)其自身制造差異的裝配定位方法［14-15］。

基于力控技術(shù)的航空整體加強(qiáng)框自適應(yīng)裝配定位采用“定1調(diào)（N-1）”的方式進(jìn)行，即按傳統(tǒng)強(qiáng)迫方式完成定位后，保證1個(gè)坐標(biāo)定位孔的裝配位置精度，確定站位，在裝配容差允許范圍內(nèi)，以施加在剩余（N-1）個(gè)坐標(biāo)定位孔處的裝配力載值滿足自適應(yīng)定位要求為目標(biāo)，調(diào)整該（N-1）個(gè)坐標(biāo)定位孔孔位，保證形狀精度和裝配應(yīng)力水平，使得整體加強(qiáng)框裝配定位質(zhì)量最佳。

3 坐標(biāo)定位孔孔位調(diào)整試驗(yàn)

3.1 定位質(zhì)量量化

為了評(píng)判裝配定位工藝的優(yōu)劣，直觀衡量定位水平差異，需量化裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)站位、平面度及裝配應(yīng)力數(shù)字化檢測(cè)結(jié)果進(jìn)行加權(quán)處理。

式中：s—裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)的量化值；α、β、γ、η、ξ—加權(quán)系數(shù)，加強(qiáng)框與連接件之間剛度相差較大時(shí)，ξ值可適當(dāng)選大；m—腹板面上坐標(biāo)定位工藝孔孔數(shù)；n—腹板面上非坐標(biāo)定位工藝孔孔數(shù)、x11—確定站位坐標(biāo)定位孔凸臺(tái)底面標(biāo)記點(diǎn)的航向坐標(biāo)測(cè)量值與理論值、x1i（i=2，…，m）—第i個(gè)非確定站位坐標(biāo)定位孔凸臺(tái)底面標(biāo)記點(diǎn)的航向坐標(biāo)測(cè)量值與理論值，且x1i≡x11、、x2j（j=1，…，n）—腹板面上第j個(gè)非坐標(biāo)定位工藝孔孔凸臺(tái)底面標(biāo)記點(diǎn)的航向坐標(biāo)測(cè)量值與理論值，且x2j≡x11；Δx3l—內(nèi)、外緣第l個(gè)掃描點(diǎn)平面航向坐標(biāo)偏差；Δσ2k—腹板面上第k個(gè)非坐標(biāo)定位工藝孔孔凸臺(tái)底面標(biāo)記點(diǎn)處相對(duì)定位前的應(yīng)力改變量。

3.2 試驗(yàn)平臺(tái)

順利完成基于力控技術(shù)的航空整體加強(qiáng)框自適應(yīng)定位試驗(yàn)，試驗(yàn)平臺(tái)需要具備裝配定位、調(diào)形、定位質(zhì)量檢測(cè)及裝配力載值測(cè)量功能，具體表現(xiàn)為：

（1）能夠?qū)崿F(xiàn)試驗(yàn)件確定站位坐標(biāo)定位孔的穩(wěn)定定位，非確定站位定位孔的法向調(diào)整；

（2）能實(shí)現(xiàn)腹板面上定位質(zhì)量檢測(cè)點(diǎn)處法向坐標(biāo)值的測(cè)量；

（3）能實(shí)現(xiàn)非坐標(biāo)定位孔處平面應(yīng)力的測(cè)量；

（4）可顯示裝配定位力載荷值。搭建的試驗(yàn)平臺(tái)，如圖1所示。

圖1 航空整體加強(qiáng)框定位調(diào)形工裝平臺(tái)Fig.1 Positioning and Adjusting Fixture Platform for Aviation Integral Reinforced Frame

圓柱長(zhǎng)銷通過(guò)軸肩與確定站位坐標(biāo)定位孔下凸臺(tái)底面配合，墊圈、螺母壓緊該孔上凸臺(tái)底面完成站位面的確定。圓柱短銷一端與非確定站位坐標(biāo)定位孔連接，另一端依次連接JYCKLW2 力傳感器、JZX65-S30-B-T-10B-M3-C1 折返式電缸和臺(tái)達(dá)ECMA-C20604SS伺服電機(jī)，完成非確定站位坐標(biāo)定位孔裝配定位力載荷值的獲取，法向定位與調(diào)整。MQ8106三坐標(biāo)測(cè)量?jī)x可實(shí)現(xiàn)腹板面上非坐標(biāo)定位孔孔凸臺(tái)底面標(biāo)記點(diǎn)法向坐標(biāo)測(cè)量與內(nèi)、外緣平面上閉線掃描。定位質(zhì)量檢測(cè)點(diǎn)處平面應(yīng)力的測(cè)量可通過(guò)BF350-3AA應(yīng)變片連接彎曲傳感器到單片機(jī)實(shí)現(xiàn)。

3.3 孔位調(diào)整試驗(yàn)

設(shè)計(jì)加工的航空整體加強(qiáng)框試驗(yàn)件為一縮比半框件，如圖2所示。包括內(nèi)緣、外緣與腹板，腹板面上分布有兩類孔，在加工與裝配定位階段起主定位和主支撐作用的坐標(biāo)定位孔A、B、C和D，在加工階段起輔定位與輔支撐作用的非坐標(biāo)定位工藝孔1、2、3、4和5。根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，孔徑統(tǒng)一為6mm，凸臺(tái)底面直徑14mm、高度1.8mm、錐度30°。

圖2 航空整體加強(qiáng)框試驗(yàn)件定位孔分布圖Fig.2 Layout of Locating Holes in Test Pieces of Aviation Integral Strengthening Frame

分析航空整體加強(qiáng)框自適應(yīng)定位方法，確定孔B為確定站位坐標(biāo)定位孔，非確定站位的坐標(biāo)定位孔A、C、D相對(duì)孔B的法向坐標(biāo)偏差為考察因素，通過(guò)試驗(yàn)分析3個(gè)因素下裝配定位質(zhì)量的差異，考慮設(shè)計(jì)對(duì)航空加強(qiáng)框平面度要求一般為航向坐標(biāo)偏差（腹板面內(nèi)航向最大正偏差與最小負(fù)偏差之和）不大于1mm，得到孔A、C、D孔位優(yōu)化問(wèn)題模型為：

為每個(gè)因素設(shè)置5 個(gè)水平，-0.4mm、-0.2mm、0mm、0.2mm、0.4mm，選擇量化裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)s為考察指標(biāo)，采用L26（56）正交試驗(yàn)法設(shè)計(jì)試驗(yàn)。

首先，調(diào)整圓柱短銷至其軸肩與圓柱長(zhǎng)銷軸肩位于同一水平面，定位試驗(yàn)件并夾緊；然后，沿軸向調(diào)整圓柱短銷，至試驗(yàn)件上孔A、C、D凸臺(tái)底面法向坐標(biāo)值相對(duì)孔B凸臺(tái)底面法向坐標(biāo)值之差滿足試驗(yàn)要求；接著，測(cè)量獲取各標(biāo)記點(diǎn)法向坐標(biāo)值，平面應(yīng)力值，并記錄。最后，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行計(jì)算分析，獲取坐標(biāo)定位孔孔位優(yōu)化結(jié)果，并分析坐標(biāo)定位孔處裝配定位力載荷值和應(yīng)力值變化規(guī)律。

4 試驗(yàn)結(jié)果與分析

分析三坐標(biāo)測(cè)量?jī)x所測(cè)數(shù)據(jù)可知，全部正交試驗(yàn)中試驗(yàn)件約束條件中出現(xiàn)的最大值為0.907mm，均小于設(shè)計(jì)允許值?？疾熘笜?biāo)s計(jì)算公式中的α、β、γ、η均取0，取ξ=1，試驗(yàn)設(shè)計(jì)和結(jié)果，如表1所示。

表1 L26（56）正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)與結(jié)果（n=26）Tab.1 Design and Results of L26（56）Orthogonal Test（n=26）

由表1可確定最優(yōu)裝配定位工藝為A5C4D2，驗(yàn)證結(jié)果可知約束條件中出現(xiàn)的最大值為0.709mm，量化裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)s=1059Pa，比強(qiáng)迫定位到理論位置的值減小了19%。分析力傳感器和彎曲傳感器所測(cè)數(shù)據(jù)，孔A、C、D處裝配定位力載荷合力平均值變化規(guī)律，如圖3所示。

圖3 孔A、C、D處裝配定位力載荷合力平均值Fig.3 Absolute Mean Value of Total Load at Locating Hole

與孔1、2、3、4、5標(biāo)記點(diǎn)處應(yīng)力絕對(duì)平均值變化規(guī)律，如圖4所示。

圖4 孔1、2、3、4、5標(biāo)記點(diǎn)處應(yīng)力絕對(duì)平均值Fig.4 Absolute Mean Value of Stress at Location Test Point

基本一致，孔位處裝配力載值優(yōu)化可通過(guò)修正式（1）中裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)量化值計(jì)算公式獲得。

式中：α‘、β’、γ‘、η’、ξ‘—加權(quán)系數(shù)，加強(qiáng)框與連接件之間剛度相差較大時(shí)，ξ‘值可適當(dāng)選大；flx、fly、flz—腹板面上第l個(gè)非確定站位坐標(biāo)定位孔處裝配力載荷x、y、z向分量。

5 結(jié)論

（1）基于裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)的量化，以非確定站位坐標(biāo)定位孔相對(duì)確定站位坐標(biāo)定位孔的法向坐標(biāo)偏差為考察因素，通過(guò)正交試驗(yàn)分析了不同因素下定位質(zhì)量的差異，優(yōu)選裝配定位工藝參數(shù)，結(jié)果表明在設(shè)計(jì)允許航向坐標(biāo)值偏差范圍內(nèi)，僅將裝配應(yīng)力考慮為裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)，正交試驗(yàn)優(yōu)化結(jié)果的裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)量化值比強(qiáng)迫裝配定位到理論位置的值減小了19%。

（2）通過(guò)對(duì)比分析正交試驗(yàn)中非確定站位坐標(biāo)定位孔處力載值和定位檢測(cè)點(diǎn)處應(yīng)力值的變化規(guī)律，修正了裝配定位質(zhì)量評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)量化公式，獲得了裝配定位力載荷檢測(cè)取代應(yīng)力檢測(cè)評(píng)價(jià)裝配定位質(zhì)量的方案，得出航空整體加強(qiáng)框自適應(yīng)定位方法中定位孔孔位處力載值應(yīng)滿足的要求，指導(dǎo)現(xiàn)場(chǎng)裝配定位操作?；诹丶夹g(shù)的航空整體加強(qiáng)框自適應(yīng)定位方法具有較強(qiáng)的可操作性，能夠有效降低對(duì)操作人員經(jīng)驗(yàn)的過(guò)度依賴，結(jié)果可滿足工程實(shí)際和技術(shù)升級(jí)需求。