裝配仿真技術(shù)及其在飛機(jī)裝配中的應(yīng)用

郭永明

【摘??要】為提高飛機(jī)裝配偏差分析的準(zhǔn)確性，本文作者綜合考慮零件制造偏差、工裝夾具偏差和裝配變形對裝配偏差的影響，實(shí)現(xiàn)對裝配偏差的準(zhǔn)確預(yù)測，并在此基礎(chǔ)上基于偏差源敏感度實(shí)現(xiàn)裝配精度的優(yōu)化。

【關(guān)鍵詞】裝配仿真技術(shù);飛機(jī)裝配;應(yīng)用

前言

飛機(jī)裝配是整個(gè)飛機(jī)制造過程的關(guān)鍵和核心，為保證飛機(jī)裝配質(zhì)量和性能，飛機(jī)裝配對裝配精度要求極高。飛機(jī)結(jié)構(gòu)中包含大量形狀復(fù)雜的柔性薄壁零件，如機(jī)翼、機(jī)身的蒙皮結(jié)構(gòu)，在裝配過程中，由于零件制造偏差、夾具定位偏差、裝配變形及裝配過程中隨機(jī)誤差的耦合作用，不可避免地產(chǎn)生裝配偏差，造成裝配精度超差，直接影響到后續(xù)部件及總裝的裝配質(zhì)量，最終影響飛機(jī)的整體性能。

1飛機(jī)薄壁零件裝配偏差仿真與優(yōu)化

飛機(jī)裝配偏差仿真與優(yōu)化是在制定的初始裝配協(xié)調(diào)工藝的基礎(chǔ)上，進(jìn)行裝配偏差建模，并仿真求解，通過分析裝配偏差結(jié)果和偏差源敏感度，對初始制定的裝配協(xié)調(diào)工藝進(jìn)行優(yōu)化調(diào)整，從而達(dá)到減少生產(chǎn)風(fēng)險(xiǎn)、提高裝配質(zhì)量的目的。飛機(jī)薄壁零件裝配偏差仿真與優(yōu)化可視為飛機(jī)裝配偏差分析的一種特例，考慮了飛機(jī)結(jié)構(gòu)中薄壁零件裝配變形對裝配偏差的影響，使裝配偏差分析結(jié)果更加準(zhǔn)確。

1.1裝配偏差分析目標(biāo)與裝配偏差模型輸入信息的確定

裝配偏差分析目標(biāo)是指為滿足性能要求、保證飛機(jī)裝配準(zhǔn)確度而需要進(jìn)行控制的關(guān)鍵產(chǎn)品特性（KeyProductCharacteristics，KPC），如外形輪廓度、間隙、階差等。為了測量方便，關(guān)鍵產(chǎn)品特性可轉(zhuǎn)換為多個(gè)關(guān)鍵控制特性（KeyControlCharacteristics，KCC）。裝配協(xié)調(diào)工藝內(nèi)容包括裝配偏差要求、零組件定位方案、裝配順序、零組件及工裝夾具初始設(shè)計(jì)公差等。根據(jù)裝配協(xié)調(diào)工藝可確定裝配偏差分析目標(biāo)與裝配偏差模型輸入信息。

1.2薄壁零件有限元分析

飛機(jī)薄壁零件裝配偏差模型與零件及裝配的剛度矩陣有關(guān)，通過有限元分析獲取零件及裝配體的剛度矩陣，為裝配偏差模型構(gòu)建提供基礎(chǔ)。對零件及裝配體的有限元分析通過有限元分析軟件實(shí)現(xiàn)，將零件或裝配體三維數(shù)模導(dǎo)入有限元分析軟件，進(jìn)行模型的前處理、求解和后處理。前處理包括對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分、設(shè)置材料屬性、施加邊界條件和載荷，然后提交求解器計(jì)算，在后處理器中查看結(jié)果，最終得到零件及裝配體的剛度矩陣。其中，邊界條件根據(jù)確定性定位條件確定，載荷位置根據(jù)過定位夾緊位置和鉚接點(diǎn)位置確定。在材料屬性、邊界條件和載荷位置確定的情況下，剛度矩陣不變，因此載荷大小為單位載荷即可。

1.3裝配偏差模型構(gòu)建

零組件定位基準(zhǔn)、定位方法和裝配順序影響偏差累積和傳遞的方向，零組件及工裝夾具偏差為裝配偏差的偏差源。根據(jù)所確定的裝配偏差模型輸入信息，按照飛機(jī)薄壁零件裝配過程建立裝配偏差模型，得到裝配偏差與零件制造偏差、工裝夾具偏差和裝配變形之間的關(guān)系。通過裝配偏差模型可準(zhǔn)確預(yù)測裝配偏差要求是否滿足要求，并可得到各偏差源的敏感度，為進(jìn)一步優(yōu)化裝配協(xié)調(diào)工藝提供依據(jù)。

1.4裝配偏差模型仿真計(jì)算

裝配偏差模型仿真計(jì)算是指基于裝配偏差模型，在已知偏差源偏差的情況下，進(jìn)行計(jì)算求解得到最終裝配偏差值的過程。實(shí)際生產(chǎn)中，裝配偏差源的偏差可能服從多種不同的分布，需要從公差帶中選取符合公差域要求的偏差值。利用蒙特卡洛法可實(shí)現(xiàn)裝配偏差模型的仿真計(jì)算。蒙特卡洛法是一種利用概率統(tǒng)計(jì)理論進(jìn)行近似計(jì)算的方法。依據(jù)零組件偏差實(shí)際分布類型生成一組隨機(jī)值，代入裝配偏差模型計(jì)算得到一組裝配偏差樣本，對這組樣本進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，得到均值、方差等統(tǒng)計(jì)參數(shù)，并擬合出裝配偏差的近似分布。當(dāng)樣本數(shù)量足夠多時(shí)，統(tǒng)計(jì)估計(jì)值收斂于真實(shí)值，可以增加樣本量來提高裝配偏差模型仿真計(jì)算的準(zhǔn)確度。

1.5裝配協(xié)調(diào)工藝優(yōu)化

根據(jù)裝配偏差分析結(jié)果，確定超差關(guān)鍵控制特性，基于裝配偏差模型計(jì)算偏差源的敏感度，確定優(yōu)化對象。優(yōu)化對象可分為兩類：一是零組件或工裝的設(shè)計(jì)公差，二是零組件定位方案和裝配順序等裝配工藝。當(dāng)偏差源敏感度>>1，說明該偏差源的偏差值在偏差傳遞過程中被急劇放大，需要優(yōu)化裝配工藝，即對零組件定位基準(zhǔn)、定位方法和裝配順序等進(jìn)行調(diào)整優(yōu)化，否則優(yōu)化零組件或工裝的設(shè)計(jì)公差。經(jīng)過多次迭代優(yōu)化，形成最終的裝配協(xié)調(diào)工藝。

2軸承裝配過程仿真

飛機(jī)上自潤滑關(guān)節(jié)軸承裝配過程包括壓裝、收口或翻邊，壓裝時(shí)采用精密伺服壓力機(jī)將軸承壓入座孔，壓裝完成后利用工具壓頭壓入V形槽部分，形成收口或翻邊，裝配過程注意保持軸承的軸線與軸承座孔的軸線對正。根據(jù)變形方式不同，固定方式分為軸承座向內(nèi)收口和軸承外圈向外翻邊兩種方式。前者為壓頭向軸承座端面加壓，軸承座的兩端材料向內(nèi)擠壓，向內(nèi)收口變形，壓住軸承外圈;后者則是軸承外圈向外翻邊，壓住軸承座，達(dá)到固定效果。從互換性角度來看，后者優(yōu)點(diǎn)突出。原因是更換軸承時(shí)只需要將軸承外圈的翻邊部分切除即可，不必破壞軸承座。這對于體積較大、結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜且價(jià)格昂貴的的箱體件而言，帶有多個(gè)座孔的軸承更換更方便經(jīng)濟(jì)。包括上下壓頭和定位芯棒，上下壓頭形狀相同，內(nèi)側(cè)角25°，外側(cè)角60°。壓頭設(shè)計(jì)有V形尖頭，翻邊時(shí)壓入軸承外圈V形槽部位。利用有限元分析可分析零件形狀、尺寸、材料特性、配合公差、壓頭形狀及壓入深度、翻邊壓力等多種因素對裝配工藝的影響。

結(jié)束語

通過對裝配后的軸承從軸承座脫出過程進(jìn)行的仿真分析，估算裝配后的軸承軸向承載能力，通過試驗(yàn)實(shí)測軸向脫出力變化曲線，驗(yàn)證了本文計(jì)算方法的合理性。為準(zhǔn)確預(yù)測裝配偏差并對其進(jìn)行控制，從飛機(jī)薄壁零件裝配工藝過程入手，提出了一種飛機(jī)薄壁零件裝配偏差建模方法，基于確定性定位方法和影響系數(shù)法建立了裝配偏差與零件制造偏差、工裝夾具偏差和裝配變形之間的關(guān)系，可準(zhǔn)確預(yù)測裝配偏差。

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（作者單位：中航飛機(jī)股份有限公司）