一种基于激光测量技术的前缘襟翼的装配方法

摘要

一种基于激光测量技术的前缘襟翼的装配方法，它有十三个步骤。一、检查装配平台工况和装配单元的初始位置；二、在数据处理中心导入必需的数据并生成相应的数控程序；三、用激光跟踪仪对4个公共测量点进行测量；四、将测量数据输入数据处理中心，计算得到测量数据的坐标转换的变换矩阵；五、铰链的装配定位；六、翼梁预装配；七、翼肋的装配定位；八、用紧固件连接翼梁和翼肋，翼梁和铰链；九、蒙皮的装配定位；十、连接前缘型材和各翼肋、上下蒙皮和各翼肋及前缘型材。十一、将装配好的前缘襟翼部件从装配平台上取下；十二、气动外形的检测；十三、气动外形精度分析。它实现了前缘襟翼装配的数字化、自动化和柔性化，在飞机制造中有应用前景。

说明书

(一)技术领域：

本发明涉及一种前缘襟翼的装配方法，尤其是涉及一种基于激光测量技术的前缘襟翼的装配方法，属于航空制造中的飞机机翼装配技术领域。

(二)背景技术：

前缘襟翼是机翼前缘上最常使用的增升装置之一，通常用于超音速飞机，其作用是延缓气流分离，提高最大升力系数和临界迎角，尤其是在飞机起飞和降落的过程中。前缘襟翼的制造精度和质量影响着整个飞机的空气动力学性能，进而影响飞机的飞行性能。

前缘襟翼常用的结构方案是：将其与机翼前大梁或前墙的下缘条用铰链连接，其可以在一定角度的范围内绕铰链偏转。当前缘襟翼相对其轴转动时，其上缘沿固定在机翼上的专用型材滑动，防止形成缝隙。基本结构件是铰链、翼梁、翼肋和蒙皮。

在传统的基于模拟量的飞机装配生产中，前缘襟翼的装配是在专用工装中进行的。这种装配方法存在着以下的问题：第一，用于装配的型架是特制的，只能装配某一种型号的前缘襟翼，缺乏柔性，成本高；第二，由装配型架的制造精度和工人的操作水平制约着装配的精度；第三，装配过程中缺乏有效的检测手段，并且检测结果不是数字量，不能进行定量分析。

(三)发明内容：

1、目的：本发明的目的是提供一种基于激光测量技术的前缘襟翼的装配方法，它能解决现有前缘襟翼装配制造过程中的不足，提高前缘襟翼的装配精度；并且尽量减少专用的装配工装，提高装配系统的柔性。

2、技术方案：

本发明一种基于激光测量技术的前缘襟翼的装配方法，它包括三个阶段：装配前的准备阶段、装配阶段和装配后的检测分析阶段。

装配前的准备阶段包括以下步骤：

步骤一：检查装配平台的当前工作情况，保证所有的数控装配单元已经回归到初始位置。

步骤二：打开装配系统的数据处理中心，导入必需的理论设计数据，并生成相应的数控程序。数据处理中心包含CATIA商用设计软件和自行开发的数据处理功能模块。理论设计在CATIA软件中完成，并在自行开发的数据读取功能模块读入在CATIA软件中的理论设计数据，并生成相应的数控程序。

步骤三：在装配平台的4个公共测量点基座上安装用于激光跟踪测量的靶标，用激光跟踪仪对4个公共测量点依次进行测量，利用这4个公共测量点的坐标数据进行激光测量系统的坐标系标定，把激光测量系统的坐标系和装配系统的坐标系进行统一。

步骤四：将4个公共测量点的坐标数据输入装配系统的数据处理中心，作为把装配系统坐标系下的测量数据转换到理论设计坐标系的坐标转换过程的基准点，计算得到进行测量数据的坐标转换的变换矩阵。

其中变换矩阵的计算方法如下：

根据公式其中i＝1，2，3，4为公共测量点的激光跟踪测量数据，i＝1，2，3，4为公共测量点的理论设计数据，求解角度变换矩阵R。在根据公式求解平移变换矩阵。λ为长度系数，其计算公式为最后，可得数据转换式为：其中为数据转换后的坐标值，为测量数据的坐标值。

装配阶段包括以下步骤：

步骤五：铰链的装配定位。

在铰链的定位基准孔上安装用于激光跟踪测量的靶标基座。将铰链安放在数控装配单元的夹具上，固定锁紧。启动该铰链的驱动指令，控制装配单元运动到目标位置。用激光跟踪仪依次测量定位基准孔，将铰链的当前装配的空间位置与理论设计的空间位置进行比较，计算出该铰链的空间位置偏差及各个自由度的位置补偿量。

其计算过程如下：

铰链的轴端点处的2个定位基准孔的理论设计空间位置为A₀(x_A0，y_A0，z_A0)，B₀(x_B0，y_B0，z_B0)，激光跟踪测得到的实际空间位置为A₁(x_A1，y_A1，z_A1)，B₁(x_B1，y_B1，z_B1)，轴端点的空间位置偏差则为取铰链轴线的中点C₁(x_C1，y_C1，z_C1)，其与理论的轴线中点C₀(x_C0，y_C0，z_C0)的坐标偏差为铰链的平移补偿量，即铰链的角度补偿量其中α，β根据轴线的两个端点进行计算，其中根据测量得到的3个腹板面上的随机点计算得到铰链定位基准面的实际法向量e₁，其与理论设计的腹板面法向量e₀之间的夹角即为第三个角度补偿量γ。

根据空间位置补偿量生成装配单元的微调整指令。装配单元执行该微调整指令实施空间位置的微调整。再次用激光跟踪仪测量该铰链的定位基准孔，并重复上述过程，直到该铰链的空间位置偏差在允许的范围内。按照以上的装配定位过程，对该前缘襟翼的其他铰链依次进行装配定位。

步骤六：翼梁预装配。

依次将翼梁预装配在已经装配定位好的铰链上。

步骤七：翼肋的装配定位。

在翼肋的定位基准孔上安装用于激光跟踪测量的靶标基座。将翼肋安放在装配单元的夹具上，固定锁紧。启动该翼肋的驱动指令，控制装配单元运动到目标位置。用激光跟踪仪测量定位基准孔，将翼肋的当前装配的空间位置与理论设计的空间位置进行比较，计算出该翼肋的空间位置偏差及各个自由度的空间位置补偿量。

其计算方法如下：

翼肋腹板面上的1号、2号、3号定位基准孔的圆心坐标的测量数据为空间点O₁、H₁、V₁，与其对应理论设计数据中的空间点O、H、V之间的空间位置偏差用点的坐标值误差来表示，即3个矢量

翼肋零件的空间位置补偿量包括沿三个坐标轴方向的平移偏差补偿量和绕三个坐标轴的旋转角偏差补偿量。翼肋零件的平移偏差补偿量为1号装配定位基准点与理论设计点之间的空间坐标偏差，根据公式

$\left(\begin{array}{c}{x}_1\\ y_1\\ z_1\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}{x}_0\\ y_0\\ z_0\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}{b}_1\\ b_2\\ b_3\end{array}\right),$

其中为当前的装配定位基准孔的空间位置，为经过平移补偿之后的装配定位基准点的空间位置，为平移偏差补偿量，计算出在平移偏差补偿后的其他装配定位基准点的空间位置。翼肋零件的旋转角偏差补偿量为在对平移偏差补偿量进行补偿后，分别绕3个坐标轴方向旋转调整的角度值，该角度值由当前装配定位基准点与理论设计值之间的偏差估算得到，并且根据刚体运动学，在绕某个坐标轴完成旋转角度的补偿后，根据公式

$\left(\begin{array}{c}{x}_1\\ y_1\\ z_1\end{array}\right)=R(\overrightarrow{e},\theta )\left(\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right),$

其中为旋转轴，θ为绕该旋转轴进行补偿的角度值，并且计算出此时其他装配定位基准孔的空间位置。

根据位置补偿量生成装配单元的空间位置微调整指令。装配单元执行该微调整指令实施空间位置的微调整。再次，用激光跟踪仪测量该翼肋的定位基准孔，并重复上述过程，直到该翼肋的空间位置偏差在允许的范围内。

按照以上的装配定位过程，对该前缘襟翼的其他翼肋依次进行装配定位。

步骤八：用紧固件连接翼梁和翼肋，翼梁和铰链。

步骤九：蒙皮的装配定位。

将前缘型材预装配在翼肋上，接着将蒙皮预装配在翼肋上。

步骤十：连接前缘型材和各翼肋、上下蒙皮和各翼肋及前缘型材。

步骤十一：将装配好的前缘襟翼部件从装配平台上取下。

装配后检测分析阶段包括以下步骤：

步骤十二：气动外形的检测。

将装配好的前缘襟翼放置在固定的工作台上，控制机器人用激光扫描仪按规划的路径，对上蒙皮进行气动外形的扫描测量。翻转前缘襟翼，对下蒙皮进行相同的操作。

步骤十三：气动外形精度分析。

将上下蒙皮的测量数据输入装配系统的数据处理中心，和理论设计数据进行对比和计算各项气动外形误差，并将该前缘襟翼的数据编号存入数据库。也就是说，在数据处理中心的自行开发的误差计算分析功能模块中，利用在步骤二中读入的理论设计数据和上下蒙皮的测量数据进行气动外形误差的计算和分析，并将该计算分析结果以及该前缘襟翼的相关数据进行编号，保存到数据库。

3、优点及功效：

本发明一种基于激光测量技术的前缘襟翼的装配方法，它有以下优点：第一，在装配过程中利用激光测量系统对装配特征进行测量，可以有效地检测装配过程中的装配精度，达到控制最终产品的制造精度的要求；第二，激光测量系统在装配过程中得到的是准确的空间位置等数据，不再是模拟量，可以对装配精度进行定量的评估；第三，由于用激光测量系统替代了传统的专用卡板，使得该装配系统的装配平台可以用来装配结构类似大小在一定范围内的前缘襟翼，提高了装配系统的柔性。

(四)附图说明：

图1为前缘襟翼结构示意图；

图中符号说明如下：1铰链；2翼梁；3翼肋；4蒙皮。

(五)具体实施方式：

见图1，具体实施的实例是具有典型结构的前缘襟翼部件，它包括：1#铰链1、2#铰链1；翼梁2；1#翼肋3、2#翼肋3、3#翼肋3、4#翼肋3；前缘型材、上蒙皮、下蒙皮。

基于激光测量的一种前缘襟翼的装配方法，具体实施过程如下：

装配前的准备阶段。

步骤一：检查装配平台的当前工作情况，保证所有的数控装配单元已经回归到初始位置。

步骤二：打开装配系统的数据处理中心，读入必需的理论设计数据，并生成相应的数控程序。数据处理中心包含CATIA商用设计软件和自行开发的数据处理功能模块。理论设计在CATIA软件中完成，并在自行开发的数据读取功能模块读入在CATIA软件中的理论设计数据，并生成相应的数控程序。

步骤三：在装配平台的4个公共测量点基座上安装用于激光跟踪测量的靶标，用激光跟踪仪对4个公共测量点依次进行测量，利用这4个公共测量点的坐标数据进行激光测量系统的坐标系标定，把测量坐标系和装配坐标系进行统一。4个公共点的测量结果如表1所示。

表1公共测量点的设计和测量数据

步骤四：将4个公共测量点的坐标数据输入装配系统的数据处理中心，作为激光测量系统和理论设计数字模型的坐标转换的基准点。根据公式其中i＝1，2，3，4为公共测量点的激光跟踪测量数据，i＝1，2，3，4为公共测量点的理论设计数据，求解角度变换矩阵R。在根据公式求解平移变换矩阵。λ为长度系数，其计算公式为根据3)中的测量数据计算得到坐标转换的变换矩阵如下：

$\left(\begin{array}{c}{x}_1\\ y_1\\ z_1\end{array}\right)=\frac{1}{1.0009}\left(\begin{array}{ccc}0.0142151& -0.610417& 0.791952\\ 0.280117& 0.735660& 0.560194\\ -0.924560& 0.293589& 0.242887\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}{x}_0\\ y_0\\ z_0\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}17246.876\\ 13574.371\\ 9274.632\end{array}\right)$

其中为实际测量的在装配坐标系下的数据，为变换后在理论设计坐标系下的数据。

装配阶段。

步骤五：铰链的装配定位。

在1#铰链零件的定位基准孔上安装用于激光跟踪测量的靶标基座。将1#铰链零件安放在数控装配单元的夹具上，固定锁紧。启动1#铰链零件的驱动指令，控制装配单元运动到目标位置。用激光跟踪仪依次测量1#铰链的2个定位基准孔。1#铰链的轴端点处的2个定位基准孔的理论设计空间位置为A₀(x_A0，y_A0，z_A0)，B₀(x_B0，y_B0，z_B0)，激光跟踪测得到的实际空间位置为A₁(x_A1，y_A1，z_A1)，B₁(x_B1，y_B1，z_B1)，轴端点的空间位置偏差为取1#铰链的中点C₁(x_C1，y_C1，z_C1)，其与理论的轴线中点C₀(x_C0，y_C0，z_C0)的坐标偏差为1#铰链的平移补偿量，即1#铰链的角度补偿量其中α，β根据轴线的两个端点进行计算，其中根据空间位置补偿量生成装配单元的微调整指令，装配单元根据该微调整指令实施空间位置的微调整。用激光跟踪仪测量腹板面上的3个随机点，根据测量得到的3个腹板面上的随机点计算得到1#铰链定位基准面的实际法向量e₁，其与理论设计的腹板面法向量e₀之间的夹角即为第三个角度补偿量γ。根据空间位置补偿量生成装配单元的微调整指令，装配单元根据该微调整指令实施空间位置的微调整。

重复上述过程，直到1#铰链零件的空间位置偏差在允许的范围内。1#铰链的测量结果和空间位置误差及补偿量如表3所示。

表3 1#铰链的设计和测量数据及计算分析结果

按照以上的装配定位过程，对该前缘襟翼的2#铰链进行装配定位。

步骤六：翼梁预装配。

依次将翼梁1段和翼梁2段零件预装配在已经装配定位好的铰链零件上。

步骤七：翼肋的装配定位。

在1#翼肋零件的定位基准孔上安装用于激光跟踪测量的靶标基座。将1#翼肋零件安放在装配单元的夹具上，固定锁紧。启动1#翼肋的驱动指令，控制装配单元运动到目标位置。用激光跟踪仪测量3个定位基准孔，将1#翼肋零件的当前装配的空间位置与理论设计的空间位置进行比较，计算出1#翼肋零件的空间位置偏差及各个自由度的空间位置补偿量。

1#翼肋腹板上的3个装配定位基准孔的分布成直角三角形，1号装配定位基准孔位于直角处。1#翼肋腹板面上的1号、2号、3号定位基准孔的圆心坐标的测量数据为空间点O₁、H₁、V₁，与其对应理论设计数据中的空间点O、H、V之间的空间位置偏差用点的坐标值误差来表示，即3个矢量

1#翼肋零件的空间位置补偿量包括沿三个坐标轴方向的平移偏差补偿量和绕三个坐标轴的旋转角偏差补偿量。根据装配定位基准点的布局设置，1#翼肋零件的平移偏差补偿量为1号装配定位基准点与理论设计点之间的空间坐标偏差，并且要根据公式

$\left(\begin{array}{c}{x}_1\\ y_1\\ z_1\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}{x}_0\\ y_0\\ z_0\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}{b}_1\\ b_2\\ b_3\end{array}\right),$

其中为当前的装配定位基准孔的空间位置，为经过平移补偿之后的装配定位基准点的空间位置，为平移偏差补偿量，计算出在平移偏差补偿后的其他装配定位基准点的空间位置。1#翼肋零件的旋转角偏差补偿量为在对平移偏差补偿量进行补偿后，分别绕3个坐标轴方向旋转调整的角度值，该角度值由当前装配定位基准点与理论设计值之间的偏差估算得到，并且根据刚体运动学，在绕某个坐标轴完成旋转角度的补偿后，要根据公式

$\left(\begin{array}{c}{x}_1\\ y_1\\ z_1\end{array}\right)=R(\overrightarrow{e},\theta )\left(\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right),$

其中为旋转轴，θ为绕该旋转轴进行补偿的角度值，计算出此时其他装配定位基准孔的空间位置。

然后，根据空间位置补偿量生成装配单元的空间位置微调整指令。装配单元根据该微调整指令实施空间位置的微调整。再次，用激光跟踪仪测量1#翼肋零件的定3个定位基准孔，并重复上述过程，直到1#翼肋零件的空间位置偏差在允许的范围内。1#翼肋零件的测量结果和空间位置误差及补偿量如表4所示。

表4 1#翼肋的设计和测量数据及计算分结果

按照以上的装配定位过程，对该前缘襟翼的2#翼肋、3#翼肋、4#翼肋依次进行装配定位。

步骤八：用紧固件连接翼梁和翼肋，翼梁和铰链。

步骤九：蒙皮的装配定位。

将前缘型材预装配在翼肋上，接着将蒙皮预装配在翼肋零件上。

步骤十：连接前缘型材和各翼肋、上下蒙皮和各翼肋及前缘型材。

步骤十一：将装配好的前缘襟翼部件从装配平台上取下。

装配后检测分析阶段包括以下步骤：

步骤十二：气动外形的检测。

将装配好的前缘襟翼放置在固定的工作台上，控制机器人用激光扫描仪按规划的路径，对上蒙皮进行气动外形的扫描测量。翻转前缘襟翼，对下蒙皮进行相同的操作。

步骤十三：气动外形精度分析。

将上下蒙皮的测量数据输入数据处理中心，和理论设计数据进行对比和计算各项气动外形误差，并将该前缘襟翼的数据编号存入数据库。也就是说，在数据处理中心的自行开发的误差计算分析功能模块中，利用在步骤二中读入的理论设计数据和上下蒙皮的测量数据进行气动外形误差的计算和分析，并将该计算分析结果以及该前缘襟翼的相关数据进行编号，保存到数据库。