專利名稱：一種飛機框類零件裝配應力檢測與控制方法
技術領域：
本發明涉及一種飛機框類零件裝配應力檢測與控制方法，屬于機械工程/飛機裝 配技術領域。
背景技術：
隨著現代飛機對長壽命、高可靠性的迫切要求，對飛機裝配質量的要求也越來越 高一既要保證飛機產品的裝配準確度，又要確保飛機產品具有更高的結構強度和更長的 疲勞壽命。
由于零件在加工制造后普遍存在外形超差現象，因此飛機結構件在工裝上進行裝 配時，結構件與工裝之間以及結構件之間經常會出現配合尺寸不協調的狀況。由于缺乏有 效地措施協調上述問題，同時為保證生產進度，工人往往采取強迫裝配來保證飛機產品裝 配準確度，導致在飛機產品內部的多個位置產生較大的裝配應力。飛機產品在下架之后，部 分裝配應力釋放造成飛機產品“回彈”變形，導致產品尺寸發生變化，產品質量即產品裝配 準確度不合格；其余部分裝配應力仍殘留在飛機產品內部，將顯著降低飛機產品的結構強 度和疲勞壽命。因此，由強迫裝配引起的裝配應力是影響飛機產品裝配質量的重要原因。
框類零件是飛機機身的主承力構件，也是機身部件裝配中的主要基準件，其裝配 質量將直接影響飛機產品的裝配準確度、結構強度及疲勞壽命。由于強迫裝配現象在飛機 機身部件裝配過程中非常常見，因此框類零件普遍存在較大的裝配應力，嚴重影響飛機產 品的最終質量。目前還缺乏很好的辦法和措施來檢測、控制框類零件的裝配應力。
本申請中涉及的飛機框類零件是由鈦合金材料機加而成的整體機身框，機身框外 形近似“眼鏡”框，在機身機構中屬典型加強框。發明內容
1、目的本發明的目的是提供一種飛機框類零件裝配應力檢測與控制方法，實現 框類零件低應力裝配的目標。
本發明的基本原理為通過在機身部件裝配工裝的框類零件定位器上增加精密傳 感檢測元件一三向力傳感器，利用三向力傳感器實時檢測裝配過程中框類零件上的裝配 應力，并將檢測數據同步顯示在工控機的操作界面上；工人以框類零件的裝配應力容差極 限作為其裝配應力的控制依據，在裝配過程中通過調整裝配工藝來確保框類零件的應力水 平不超過其裝配應力容差極限允許的范圍，從而減少甚至消除強迫裝配的發生，這就實現 了飛機框類零件裝配應力的檢測與控制的目標。
2、技術方案本發明的目的是通過以下技術方案來實現本發明一種飛機框類零 件裝配應力檢測與控制方法，它包括以下步驟
步驟一確定三向力傳感器的安裝位置及數量
三向力傳感器檢測到的數據要真實反映框類零件的裝配應力水平，因此其安裝位 置要盡量靠近框類零件；框類零件的裝配質量衡量標準是其上各關鍵位置(翼身交點孔、機身對接面、框外緣等處)的裝配準確度、結構強度及疲勞壽命，因此需要控制這些位置的 裝配應力水平；最終確定三向力傳感器的數量為6個，安裝位置在框類零件定位器的接頭 與滑枕之間；
步驟二 定量分析確定框類零件的裝配應力容差極限
根據機身部件裝配工藝要求及框類零件材料性能，在有限元分析軟件下對框類 零件進行建模、仿真、分析，定量計算出框類零件的裝配應力容差極限，其具體實現過程如 下
(I)在有限元分析軟件下導入飛機框類零件的三維幾何模型，并選定模型材料為 鈦合金；
(2)框類零件定位器接頭的位置及外形始終不變，設定框類零件的邊界約束條件 一與各定位器接頭直接接觸的框類零件部分的位移保持不變；
(3)飛機框類零件剛度很大，其裝配變形屬于彈性變形范疇，因此選定變形方式為 線性變形；
(4)在框類零件各關鍵位置處沿X向施加均布載荷，觀察其裝配變形情況；
(5)為保證框類零件的裝配質量，裝配工藝要求其最大裝配變形不超過O. 1_，因 此在加載過程中，當框類零件的最大裝配變形達到O.1mm時，所對應施加的載荷即為框類 零件的X向裝配應力容差極限；
(6)改變施加載荷的方向，重復進行(4)、(5)，得出框類零件的Y、Z向裝配應力容 差極限；
步驟三設計裝配應力的檢測元件一三向力傳感器
根據框類零件的裝配應力容差極限、三向力傳感器與工裝定位器的連接形式以及 三向力傳感器的安全使用條件，對三向力傳感器進行設計；根據框類零件的各向裝配應力 容差極限來選定三向力傳感器的各向量程，各向量程=各向裝配應力容差極限X1. 5 ;根據 三向力傳感器與工裝定位器的連接形式來設計傳感器兩端面的結構；傳感器的整體結構及 其選材要滿足傳感器的各項安全使用條件；
步驟四將三向力傳感器安裝至框類零件定位器
將三向力傳感器安裝至工裝整體骨架的框類零件定位器上，完成與采集設備及工 控機之間的接線，并進行相應的調試工作；
所述的調試工作的步驟包括
(I)在飛機坐標系下，利用激光跟蹤儀將安裝了三向力傳感器的工裝定位器的端 面調平；
(2)調平后，在工控機操作界面將應力顯示值清零；
步驟五觀察框類零件的裝配應力變化
在裝配過程中，工人通過工控機操作界面的傳感器各向載荷顯示值來實時觀察框 類零件的裝配應力變化；
步驟六調整裝配工藝措施以控制框類零件裝配應力水平
工人按照既定的裝配工藝進行機身部件裝配，同時根據框類零件的裝配應力變化 適當調整裝配工藝措施，確保框類零件的裝配應力不超過其裝配應力容差極限，直至完成 機身部件裝配，實現框類零件的低應力裝配。
3、優點及功效本發明是一種飛機框類零件裝配應力檢測與控制方法，其優點及功效是本發明采用了基于精密傳感檢測元件一三向力傳感器作為檢測手段和裝配應力容差極限作為控制依據相結合的檢測與控制方法來檢測、控制飛機框類零件的裝配應力，其優點是通過在機身部件裝配工裝的框類零件定位器上增加三向力傳感器，并通過工控機操作界面同步顯示裝配應力的數值，實現了在裝配過程中對框類零件裝配應力的實時檢測， 便于工人直觀地觀察框類零件的裝配應力變化；同時以裝配應力容差極限作為控制依據， 工人在裝配過程中根據裝配應力的變化來相應地調整裝配工藝，確保框類零件裝配應力的水平不超過其裝配應力容差允許的范圍，這樣大幅減少了強迫裝配的發生，有效地控制了框類零件的裝配應力水平，完成裝配下架后的機身部件未發生明顯的“回彈”變形，部件質量即部件裝配準確度合格，部件的結構強度和疲勞壽命也得到了顯著地提高；最終實現了飛機框類零件低應力裝配的目標。


圖1本發明方法中飛機框類零件的結構示意圖
圖2-1本發明方法中框類零件定位器的裝配示意圖
圖2-2本發明方法中框類零件定位器的裝配爆炸圖
圖3本發明方法中三向力傳感器的結構示意圖
圖4本發明方法中三向力傳感器與框類零件定位器相連接的裝配示意圖
圖5本發明方法中三向力傳感器在工裝上的安裝位置平面示意圖
圖6本發明方法的實現流程 圖
圖中標號及符號說明如下
1、飛機框類零件；2、框類零件定位器；3、框類零件定位器接頭
4、框類零件定位器滑枕；5、三向力傳感器； 6、工裝整體骨架。
具體實施方式
見圖1一圖5，本發明是一種飛機框類零件裝配應力檢測與控制方法，該飛機框類零件I是由鈦合金材料機加而成的整體機身框，機身框外形近似“眼鏡”框，在機身機構中屬典型加強框；所述的檢測與控制方法包括確定三向力傳感器5的安裝位置及數量、定量分析確定框類零件I的裝配應力容差極限、設計裝配應力的檢測元件一三向力傳感器5、將三向力傳感器5安裝至框類零件定位器2、觀察框類零件I的裝配應力變化以及調整裝配工藝措施以控制框類零件裝配應力水平。
本發明是一種飛機框類零件裝配應力檢測與控制方法，總的實現過程為先確定三向力傳感器5的安裝位置及數量，再根據機身部件裝配工藝要求及框類零件I材料性能，通過有限元分析軟件定量分析確定框類零件I的裝配應力容差極限。根據框類零件I的裝配應力容差極限、三向力傳感器5與框類零件定位器2的連接形式以及三向力傳感器5的安全使用條件，對三向力傳感器5進行設計；將三向力傳感器5安裝至框類零件定位器2，并進行相應的調試工作；觀察框類零件I的裝配應力變化，調整裝配工藝措施以控制框類零件I的裝配應力水平，這樣就實現了飛機框類零件裝配應力的檢測與控制。見圖6，下面進行具體的描述。
步驟一確定三向力傳感器5的安裝位置及數量
三向力傳感器5檢測到的數據要真實反映框類零件I的裝配應力水平，因此其安 裝位置要盡量靠近框類零件I ;框類零件I的裝配質量衡量標準是其上各關鍵位置(翼身 交點孔、機身對接面、框外緣等)的裝配準確度、結構強度及疲勞壽命，因此需要控制這些 位置的裝配應力水平；最終確定三向力傳感器5的數量為6個，安裝位置在框類零件定位器 接頭3與框類零件定位器滑枕4之間；
步驟二 定量分析確定框類零件I的裝配應力容差極限
根據機身部件裝配工藝要求及框類零件I材料性能，在有限元分析軟件下對框類 零件I進行建模、仿真、分析，定量計算出框類零件I的裝配應力容差極限，其具體實現過程 如下
(I)在有限元分析軟件下導入飛機框類零件I的三維幾何模型，并選定模型材料 為鈦合金；
(2)框類零件定位器接頭3的位置及外形始終不變，設定框類零件I的邊界約束條 件一與各框類零件定位器接頭3直接接觸的框類零件I部分的位移保持不變；
(3)飛機框類零件I剛度很大，其裝配變形屬于彈性變形范疇，因此選定變形方式 為線性變形；
(4)在框類零件I各關鍵位置處沿X向施加均布載荷，觀察其裝配變形情況；
(5)為保證框類零件I的裝配質量，裝配工藝要求其最大裝配變形不超過O.1mm, 因此在加載過程中，當框類零件I的最大裝配變形達到O.1mm時，所對應施加的載荷即為框 類零件I的X向裝配應力容差極限；
(6)改變施加載荷的方向，重復進行(4)、(5)，得出框類零件I的Y、Z向裝配應力 容差極限；
步驟三設計裝配應力的檢測元件一三向力傳感器5
根據框類零件I的裝配應力容差極限、三向力傳感器5與框類零件定位器2的連 接形式以及三向力傳感器5的安全使用條件，對三向力傳感器5進行設計；根據框類零件I 的裝配應力容差極限來選定三向力傳感器5的量程，量程=裝配應力容差極限X1. 5 ;根據 三向力傳感器5與框類零件定位器2的連接形式來設計傳感器兩端面的結構；三向力傳感 器5的整體結構及其選材要滿足傳感器的各項安全使用條件；
步驟四將三向力傳感器5安裝至框類零件定位器2
將三向力傳感器5安裝至工裝整體骨架6的框類零件定位器2上，完成與采集設 備及工控機之間的接線，并進行相應的調試工作；
所述的調試工作的步驟包括
(I)在飛機坐標系下，利用激光跟蹤儀將安裝了三向力傳感器5的工裝定位器的 端面調平；
(2)調平后，在工控機操作界面將應力顯示值清零；
步驟五觀察框類零件I的裝配應力變化
在裝配過程中，工人通過工控機操作界面實時觀察框類零件I的裝配應力變化；
步驟六調整裝配工藝措施以控制框類零件I裝配應力水平
工人按照既定的裝配工藝進行機身部件裝配，同時根據框類零件I的裝配應力變化適當調整裝配工藝措施，確保框類零件I的裝配應力不超過其裝配應力容差極限，直至完成機身部件裝配，實現框類零件I的低應力裝配 。
權利要求
1.一種飛機框類零件裝配應力檢測與控制方法，其特征在于它包括以下步驟 步驟一確定三向力傳感器的安裝位置及數量三向力傳感器檢測到的數據要真實反映框類零件的裝配應力水平，因此其安裝位置要盡量靠近框類零件；框類零件的裝配質量衡量標準是其上各關鍵位置即翼身交點孔、機身對接面、框外緣處的裝配準確度、結構強度及疲勞壽命，因此需要控制這些位置的裝配應力水平；最終確定三向力傳感器的數量為6個，安裝位置在框類零件定位器的接頭與滑枕之間；步驟二 定量分析確定框類零件的裝配應力容差極限根據機身部件裝配工藝要求及框類零件材料性能，在有限元分析軟件下對框類零件進行建模、仿真、分析，定量計算出框類零件的裝配應力容差極限；其具體實現過程如下(1)在有限元分析軟件下導入飛機框類零件的三維幾何模型，并選定模型材料為鈦合金；(2)框類零件定位器接頭的位置及外形始終不變，設定框類零件的邊界約束條件一與各定位器接頭直接接觸的框類零件部分的位移保持不變；(3)飛機框類零件剛度很大，其裝配變形屬于彈性變形范疇，因此選定變形方式為線性變形；(4)在框類零件各關鍵位置處沿X向施加均布載荷，觀察其裝配變形情況；(5)為保證框類零件的裝配質量，裝配工藝要求其最大裝配變形不超過O.1mm，因此在加載過程中，當框類零件的最大裝配變形達到O.1mm時，所對應施加的載荷即為框類零件的X向裝配應力容差極限；(6)改變施加載荷的方向，重復進行(4)、(5)，得出框類零件的Y、Z向裝配應力容差極限；步驟三設計裝配應力的檢測元件一三向力傳感器根據框類零件的裝配應力容差極限、三向力傳感器與工裝定位器的連接形式以及三向力傳感器的安全使用條件，對三向力傳感器進行設計；根據框類零件的各向裝配應力容差極限來選定三向力傳感器的各向量程，各向量程=各向裝配應力容差極限X1. 5 ;根據三向力傳感器與工裝定位器的連接形式來設計傳感器兩端面的結構；傳感器的整體結構及其選材要滿足傳感器的各項安全使用條件；步驟四將三向力傳感器安裝至框類零件定位器將三向力傳感器安裝至工裝整體骨架的框類零件定位器上，完成與采集設備及工控機之間的接線，并進行相應的調試工作；所述的調試工作的步驟包括(1)在飛機坐標系下，利用激光跟蹤儀將安裝了三向力傳感器的工裝定位器的端面調平;(2)調平后，在工控機操作界面將應力顯示值清零；步驟五觀察框類零件的裝配應力變化在裝配過程中，工人通過工控機操作界面的傳感器各向載荷顯示值來實時觀察框類零件的裝配應力變化；步驟六調整裝配工藝措施以控制框類零件裝配應力水平工人按照既定的裝配工藝進行機身部件裝配，同時根據框類零件的裝配應力變化適當調整裝配工藝措施，確保框類零件的裝配應力不超過`其裝配應力容差極限，直至完成機身部件裝配，實現框類零件的低應力裝配。
全文摘要
一種飛機框類零件裝配應力檢測與控制方法，它有六大步驟步驟一確定三向力傳感器的安裝位置及數量；步驟二定量分析確定框類零件的裝配應力容差極限；步驟三設計裝配應力的檢測元件--三向力傳感器；步驟四將三向力傳感器安裝至框類零件定位器；步驟五觀察框類零件的裝配應力變化；步驟六調整裝配工藝措施以控制框類零件裝配應力水平。本發明解決了飛機框類零件在機身部件裝配過程中由于強迫裝配造成的裝配應力過大的裝配難題，實現了飛機框類零件裝配應力的檢測與控制的目標。
文檔編號G05D15/01GK103063333SQ20121055523
公開日2013年4月24日 申請日期2012年12月19日 優先權日2012年12月19日
發明者李東升, 翟雨農, 王亮, 羅紅宇 申請人:北京航空航天大學