大飛機部件柔性裝配數字化調姿技術研究

于輝 洪濤

（航空工業陜西飛機工業有限責任公司,陜西 漢中723213）

在進行飛機部件裝配的過程中,不僅要求部件裝配的位置準確,姿態的精度以及整體的裝配質量和穩定性也有了更高的要求。因此,加強對于大飛機部件數字化柔性裝配技術的深入研究是十分有必要的。

1 柔性薄壁大部件

對于飛機而言,柔性薄壁大部件主要指的是大型的、剛度較弱,在進行裝配加工過程中容易發生形變的部件。由于大型飛機的結構較為復雜,整個機身體積相對較大,因此,在進行飛機制造的過程中,通常采用的是分模塊、裝配式制造,就是將飛機各個部分集中制造好之后,再進行集中裝配和對接。在此過程中,大部件的位姿是影響飛機質量的重要因素。因此,位姿的計算和分析是十分重要的,常用的位姿計算方式包括正交矩陣法、線性子空間法等等,雖然計算方式有所不同,但是主要的思路都是通過建立坐標系,實現對于位姿參數的計算。由于當前常用的三點或者四點調姿方式仍然存在一定缺陷,因此,推出了定位器托架主被動調姿,以此提升大部件調姿的準確性以及精確程度[1]。

2 大部件坐標系建立

2.1 坐標系的定義

在進行大飛機部件數字化柔性裝配的過程中,經常會使用三坐標定位器對部件裝配的位姿進行調整,在定位器的作用下,能夠實現對于大部件六個自由度上的位姿調整。在整個調姿系統當中,使用的定位器連接處為球頭球窩結構,能夠實現對于定位器的收緊和防松。

輔助托架能夠支持4 個方向的坐標運動,為進一步提高運動的精準度,在其中兩個坐標中使用了伺服電機驅動精密滾珠絲杠副帶動負載沿高精度導軌。另外,由于飛機大部件通常體積較大,因此定位器和坐標的跨度都相對較大,需要在必要部位增設調整裝置,以滿足整個部件的姿態調整。

圖1 四定位器并聯系統坐標系組成示意圖

坐標系的建立其主要目的在于將被調姿的大部件與整個調姿系統的位置關系進行統一,為后續調姿工作提供便利性以及準確性。除了調姿系統之外,還有其他系統與之連接,例如,激光跟蹤儀坐標系、飛機裝配坐標系、部件局部坐標系等等。調姿系統坐標系和四定位器并聯系統坐標系組成如圖1 所示。

飛機的大部件與定位器之間是通過球鉸方式進行連接的,因此,在實際進行調姿的過程中,球頭的中心位置對于部件軌跡分析和定位器運動計算過程中有著十分重要的地位。在實際安裝工程中,可以通過激光跟蹤儀對球頭的中心位置進行跟蹤監測,但是在球頭深入定位器球窩情況下,無法直接獲取相應的位置信息,因此需要以球窩坐標帶起球頭坐標,二者之間接觸較為緊密,因此精度相對較高,所以可以進行位置代替。

此外,由于安裝過程中存在一定誤差,導致不同定位其之間的軸坐標并不互相垂直,所以,實際上定位坐標系并非直角。定位坐標系和飛機坐標系的關系如圖2 所示。

圖2 定位器坐標系與裝配坐標系

2.2 部件A 局部坐標系的建立

由于實際的測量點位于定位器上,因此部件A 受到的重力影響較小,變形程度相對較小,所以,通過工藝平板上的4 個測量點進行局部坐標系的建立將會得到更好的效果,而且通過局部坐標系的建立還能夠直接計算出每個測量點在部件A 局部坐標系上的坐標。

2.3 坐標轉換

將飛機裝配的坐標原點設為Ofj,將定位器坐標系原點設置為Odwq,將Odwq在飛機坐標系中的坐標設為（x0,y0,z0）,球窩中心點命名為P,其在定位器坐標系中的坐標（x,y,z）,球窩中心點在飛機坐標系中的坐標為（X,Y,Z）,那么：

此后根據向量關系得出相應的公式,最后能夠求得飛機坐標系中點P 的坐標與定位器中點P 的坐標之間的關系。這種計算方式下,借助激光跟蹤儀能夠對球窩的坐標進行定位跟蹤,然后通過定位器坐標能夠直接通過計算確定其上4 個球頭的坐標十分地簡便,相較于傳統計算方式,減少了中間的測量過程[2]。

3 位姿解算與路徑規劃

3.1 位姿解算

當前在飛機大部件數字化裝配的過程中,常用的計算位姿的方式為奇異值分解法。當誤差較小的時候,通常會忽略誤差影響,使用三點法進行位姿的解算,也能夠有效控制部件的擬合誤差。對不同計算方法下的擬合誤差進行比較,結果如表1所示。

表1 三種計算的部件測量點擬合誤差

傳統的位姿解算方法其坐標是從數模中提取出來的,但是在實際進行飛機裝配的過程中,是存在外界環境以及其他外部影響的,很容易導致柔性部件出現變形等問題,這就會導致從數模中提取出來的點位坐標與實際情況之間存在一定差異,這就會給位姿的計算帶來較大誤差影響。但是在采取文中所述的點位坐標計算方式之后,能夠直接通過計算獲取到相應的點位坐標,就不會出現點位的相對變化,即在進行位姿解算的過程中僅僅存在計算方面的進位誤差[2]。

3.2 調姿路徑規劃

本文以飛機實際部件A 為例進行理論和實際位姿計算,經過計算實際的部件A 在局部坐標系中相對于飛機坐標系的矢量為：Xt=（αt,βt,γt,xt,yt,zt）,理論狀態下部件A 局部坐標系旋轉矩陣R 和位置矢量T 的狀態矢量為：XT=（αT,βT,γT,xT,yT,zT）。在對部件A 進行調整的過程中,使其從實際狀態達到理論狀態需要經歷一次平移和旋轉。在此過程中,平移調整所涉及的坐標軸為x、y、z,姿態調整涉及到的坐標軸為α、β、γ。在進行姿態調整的過程中,經過計算得出姿態變換矩陣：ΔR=R1-1R2。將等效轉軸設為d,等效轉角設為θ,根據等效角位移原理進行計算,能夠得到ΔR。此后根據ΔR 矩陣能夠求得等效轉軸和等效轉角。

4 定位器運動學逆解

在開始調姿前,有關人員應根據控制器所提供軸坐標對球頭坐標進行計算,為后續的逆解計算提供便利。對處于調姿過程的球頭坐標進行計算的公式為：

本次路徑規劃所獲得調姿路徑對應12 個軸,有關人員可經由插值,對規劃路徑精度進行細化,再將調姿路徑存儲至數據庫內。有調姿需求時,先將路徑文件向控制器進行下載,隨后,借助控制系統對運動過程進行開啟即可。

調姿過程需對定位器所接受壓力進行實時監控,若有豎直受力不均或水平受力增大的問題出現,有關人員應終止調姿工作。導致定位器出現受力不均問題的原因,主要是各定位器未做到協調一致,一旦相對位置發生變化,球頭就會承受計劃外的拉壓作用力,由此可見,要想使調姿速度及效果達到預期,關鍵是確保球窩相對位置始終保持不變。對處于調姿狀態的球窩間距進行計算可知,該誤差約為零,這表明本文討論調姿過程,通常不會出現球頭受力的情況。

5 試驗驗證與結論

5.1 試驗驗證

基于上文所介紹調姿方法,利用四定位器平臺,對調姿過程進行實施。待調姿工作告一段落,對部件A 所屬靶標測量點進行測量。通過比較測量點實際分布情況可知,在缺少定位器支撐的區域,受重力因素影響,部件A 向下變形的問題較為嚴重。要想使變形得到消除,并確保測量坐標符合理論坐標,關鍵是經由托架為部件A 提供有效支撐。這里要注意一點,直接支撐會增加應力變形出現幾率,本文結合仿真實驗結果,提出可確保內力均勻的支撐方法,實驗過程可被分為以下幾步：其一,根據測量點所存在偏差,利用輔助托架為部件A 提供支撐,支撐力以100kg 為宜,這是因為100kg 支撐力給部件變形所帶來影響可以忽略不計,此外,還能夠確保部件和托架完全貼近。其二,視情況對定位器做下降處理,保證測量點坐標與理論要求相符。

5.2 結論分析

文章對部件A 適用調姿算法及工藝進行了研究,結合測量點坐標對坐標系進行建立,隨后,基于SVD 對解算方法加以確定,借助五次多項式規劃調姿軌跡。以定位器所給出結果為依據,在進行運動學逆解的基礎上,對工藝流程加以明確,得出“調姿結果與裝配要求相符”的結論[3]。

綜上所述,本文詳細討論了大飛機部件的數字化柔性裝配,針對其中的調姿工藝以及計算方式進行詳細論述,通過建立大部件坐標系,針對大飛機部件位姿結算方法進行設計,并對調姿過程進行路徑規劃,實現了定位器運動學逆解,并對其進行驗證。相信隨著對飛機大部件數字化柔性裝配技術的深入研究,我國飛機裝配水平將會得到進一步提升。