一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法

摘要

本发明公开了一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法。方法的步骤为：1)安装工艺接头，增强大型飞机壁板局部刚度并抑制其变形；2)在数据库计算机中记录工艺球头球心测量数据，然后大型飞机壁板下架、吊离；3)操纵数控定位器各轴及入位装置实现大型飞机壁板入位支撑，并上传数控定位器当前位置至集成管理系统计算机；4)控制系统计算机根据集成管理系统计算机下发的复位数据指令数控定位器移动，实现大型飞机壁板复位。本发明的优点在于：1)通过安装工艺接头，增强了大型飞机壁板的局部刚度并有效抑制了变形；2)由数控定位器组运动，实现大型飞机壁板复位；3)工装设备化，系统操作简捷、可靠；4)定位效率提高数倍。

主权项

1.一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于它的步骤如下： 1)通过高强度抗剪螺栓实现多个工艺接头(9)与大型飞机壁板(1)的连接，增强大型飞机壁板(1)的局部刚度，抑制大型飞机壁板(1)的变形； 2)在大型飞机壁板(1)的组件装配站位，利用激光跟踪仪(28)测量工艺接头(9)上工艺球头(12)的球心位置P_i＝[x_i，y_i，z_i]^T，其中i为大型飞机壁板(1)上工艺球头(12)的数量，且i为大于等于4的整数，并将球心位置P_i记录在数据库计算机(24)中，然后大型飞机壁板(1)下架，通过行车吊至下一装配站位； 3)在大型飞机壁板(1)的部件装配站位，根据大型飞机壁板(1)上的工艺球头(12)的当前位置，通过控制系统计算机(27)操纵数控定位器(5)的X轴(6)、Y轴(7)、Z轴(8)以及安装于数控定位器(5)顶部的自适应入位装置(10)，实现大型飞机壁板(1)的入位支撑，并将各个数控定位器(5)的当前位置上传至集成管理系统计算机(25)； 4)集成管理系统计算机(25)根据测量系统计算机(26)反馈的测量数据，计算出数控定位器组(11)的复位路径数据，并将复位路径数据下发至控制系统计算机(27)，控制系统计算机(27)根据复位路径数据指令数控定位器组(11)移动至指定位置，实现大型飞机壁板(1)的变形复位； 所述的步骤4)具体为： (1)在大型飞机壁板(1)的隔框(2)上安装测量靶标反射球(30)，集成管理系统计算机(25)指令测量系统计算机(26)测量靶标反射球(30)位置； (2)测量系统计算机(26)指令激光跟踪仪(28)依次测量靶标反射球(30)的球心坐标Q′_j＝[x′_j，y′_j，z′_j]^T，其中j为测量靶标反射球(30)的数量，且j为大于等于4的整数，并将测量数据Q’_j反馈至集成管理系统计算机(25)； (3)集成管理系统计算机(25)根据测量数据Q’_j，并结合大型飞机壁板(1)理论模型数据Q_j＝[x_j，y_j，z_j]^T，计算大型飞机壁板(1)的复位数据ΔP_i，其计算过程如下： 首先分别计算理论和实际模型的质心[μ_x，μ_y，μ_z]^T和[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T： 然后计算各点与质心之间的距离M′_j和M_j： M′_j＝[x′_j，y′_j，z′_j]^T-[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T    (3) M_j＝[x_j，y_j，z_j]^T-[μ_x，μ_y，μ_z]^T            (4) 再根据SVD分解法进行矩阵计算，可得： 计算大型飞机壁板(1)当前姿态调整矩阵R和平移调整量T： R＝VU^T             (6) T＝[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T-R[μ_x，μ_y，μ_z]^T         (7) 最后可得大型飞机壁板(1)变形复位数据ΔP_i： ΔP_i＝ξ((RP′_i+T)-P′_i)                   (8) 公式中，i为定位器编号，j为测量点编号，R为3×3的姿态变化矩阵，T为3×1的平移向量，ξ为变形恢复安全系数，0＜ξ＜1;(4)集成管理系统计算机(25)将数据ΔP_i记录于数据库计算机(24)，同时将复位路径数据ΔP_i下发至控制系统计算机(27)； (5)控制系统计算机(27)将工艺球头(12)置于锁紧工作模式，即限制工艺球头(12)的所有自由度，并通过PCI总线(29)，将复位路径数据ΔP_i下发至各个数控定位器(5)，指令数控定位器组(11)按复位路径数据运动至指定位置； (6)重复步骤(1)～步骤(5)，形成集成管理系统计算机(25)、测量系统计算机(26)、控制系统计算机(27)、数据库计算机(24)、数控定位器组(11)之间的闭环反馈，使大型飞机壁板(1)的变形逐步减小，并最终实现其在弹性范围内的安全复位，满足装配精度要求； (7)控制系统计算机(27)指令锁紧机构(14)将工艺球头(12)置于防逃逸工作模式。