一种飞机翼身接头加工余量计算方法

摘要

本发明涉及飞机接头零件精准安装技术领域，特别是涉及一种飞机翼身接头零件加工余量计算方法，包括测量设备对翼身对接关键特征点进行测量，得到测量数据；根据测量数据对关键特征进行空间拟合；机身机翼对接拟合；判断机身前接头对接后是否需要修配，若是，计算前接头加工余量，进行打磨后结束，若否，直接结束。通过本方法，能有效解决劳动强度大、工作效率低和安装精度低的问题。

说明书

技术领域

本发明涉及飞机接头零件精准安装技术领域，特别是涉及一种飞机翼身接头零件加工余量计算方法。

背景技术

用于飞机机身、机翼对合的前接头零件安装于前机身翼身对接舱位，此接头零件为了满足翼身对合的技术要求，其定位精度要求高，需在其余对合交点安装完成后协调安装此接头。目前主要工作方法是通过飞机机翼与机身的预对接工作，先将主接头交点孔用工艺螺栓连接后，再确定前接头的加工余量，操作者用铅笔画出需要二次加工的位置和加工余量，以确保后期正式对接后前接头安装能够满足技术要求。此种接头加工余量确定方法劳动强度大，工作效率低，而且安装精度低，甚至会由于人为错误导致返工的情况。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提出了一种飞机翼身接头加工余量计算方法，能有效解决劳动强度大、工作效率低和安装精度低的问题。

本发明是通过采用下述技术方案实现的：

一种飞机翼身接头加工余量计算方法，其特征在于：包括以下步骤：

a. 测量设备对翼身对接关键特征点进行测量，得到测量数据；

b. 根据测量数据对关键特征进行空间拟合；

c. 机身机翼对接拟合；

d. 判断机身前接头对接后是否需要修配，若是，计算前接头加工余量，进行打磨后结束，若否，直接结束。

所述关键特征点包括翼身主对合端面、翼身交点孔、前接头端面和前接头交点孔，测量数据具体指分别在该关键特征点选取的若干测量点的在三维坐标。

在采集翼身主对合端面数据时，每个主交点孔对合端面上采集均匀分布的9个测量点；在采集翼身交点孔数据时，每个交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点；在采集前端头端面数据时，每个端面上采集均匀分布的8个测量点；在采集前接头交点孔数据时，前交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点。

所述步骤b具体包括：

b

b

所述步骤b

b

b

b

b

所述步骤b

b

b

误差方程如下：

b

b

b

根据上式进行迭代计算，最终得到7个参数；

b

解得圆心坐标：

所述步骤c具体包括：机翼所有主交点孔圆心坐标对应到机身所有对应主交点孔圆心坐标上，确定其坐标变换方程，根坐标变换方程将前接头关键特征坐标变换到机身坐标系下。

所述步骤c中的主交点孔对合圆心坐标转换的具体方法包括：

c

c

其中

c

c

c

c

所述步骤d中判断机身前接头对接后是否需要修配指：根据步骤c中得到的机身前接头关键特征坐标，对前接头机身插耳对接孔轴线及机翼插耳对接孔轴线进行拟合，计算并判断其是否满足设计给定的同轴度要求，若满足则无需修配，若不满足，则需修配。

所述步骤d具体包括:

d

机身前接头交点孔轴线方程为：

机翼叉耳交点孔轴线方程为：

对机身前接头端面1方程：

机身前接头端面2方程：

d

d

d

d

与现有技术相比，本发明的有益效果表现在：

通过本方法，既保证接头加工精度，又能有效降低劳动强度，提高安装工作效率，实现柔性装配的飞机接头零件精准安装。

附图说明

下面将结合说明书附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明，其中：

图1为本发明的流程示意图。

具体实施方式

实施例1

作为本发明基本实施方式，本发明包括一种飞机翼身接头加工余量计算方法，参照说明书附图1，包括以下步骤：

a. 测量设备对翼身对接关键特征点进行测量，得到测量数据。

本发明采用激光跟踪仪对机身机翼对接关键特征上的测量点坐标进行测量，该设备硬件主要由主机、控制器、用户PC、靶球、温度传感器和T-Probe等组成。对接关键特征点进行测量，得到测量数据，具体包括：

翼身主对合端面：使用靶球测量翼身主对合端面，每个主交点孔对合端面上采集均匀分布的9个测量点。

翼身交点孔：使用T-Probe测量翼身交点孔，每个交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点。

前接头端面：使用T-Probe测量翼身前接头端面，每个端面上采集均匀分布的8个测量点。

前接头交点孔：使用T-Probe测量翼身前接头交点孔，前交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点。

b. 根据测量数据对关键特征进行空间拟合，具体包括：

b

b

c. 机身机翼对接拟合。

由于机身、机翼各测量点的坐标是通过将激光跟踪仪放在两个不同观测点得到的，所以测量的机身、机翼上所有测量点分别属于两个不同的坐标系，从而对合问题可视为三维坐标系转化问题，即将机翼所有主交点孔圆心坐标对应到机身所有对应主交点孔圆心坐标上，确定其坐标变换函数后，根据函数将前接头关键特征坐标变换到机身坐标系下。

d. 判断机身前接头对接后是否需要修配，若是，计算前接头加工余量，进行打磨后结束，若否，直接结束。

根据机身机翼对接拟合中得到的机身前接头关键特征坐标，对前接头机身插耳对接孔轴线及机翼插耳对接孔轴线进行拟合，计算并判断其是否满足设计给定的同轴度要求，若满足则无需修配，若不满足则需进一步计算机身前接头的底座打磨量。

实施例2

作为本发明最佳实施方式，本发明包括一种飞机翼身接头加工余量计算方法，包括以下步骤：

a. 测量设备对翼身对接关键特征点进行测量，得到测量数据。

b. 根据测量数据对关键特征进行空间拟合。

b

b

b

b

b

所述步骤b

b

b

误差方程如下：

b

b

b

根据上式进行迭代计算，最终得到7个参数；

b

解得圆心坐标：

c. 机身机翼对接拟合，即主交点孔对合圆心坐标转换。

c

c

其中

c

c

c

c

d. 前接头加工余量计算。

d

机身前接头交点孔轴线方程为：

机翼叉耳交点孔轴线方程为：

对机身前接头端面1方程：

机身前接头端面2方程：

d

d

d

d

综上所述，本领域的普通技术人员阅读本发明文件后，根据本发明的技术方案和技术构思无需创造性脑力劳动而作出的其他各种相应的变换方案，均属于本发明所保护的范围。