(10)申请公布号 (43)申请公布日 2013.04.24C N 103063333 A (21)申请号 201210555233.9
(22)申请日 2012.12.19
G01L 1/00(2006.01)
G05D 15/01(2006.01)
(71)申请人北京航空航天大学
地址100191 北京市海淀区学院路37号
(72)发明人李东升 翟雨农 王亮 罗红宇
(74)专利代理机构北京慧泉知识产权代理有限
公司 11232
代理人王顺荣
唐爱华
(54)发明名称
(57)摘要
一种飞机框类零件装配应力检测与控制方
安装位置及数量；步骤二：定量分析确定框类零
件的装配应力容差极限；步骤三：设计装配应力
的检测元件--三向力传感器；步骤四：将三向力
传感器安装至框类零件定位器；步骤五：观察框
类零件的装配应力变化；步骤六：调整装配工艺
措施以控制框类零件装配应力水平。本发明解决
装配造成的装配应力过大的装配难题，实现了飞
机框类零件装配应力的检测与控制的目标。
(51)Int.Cl.
权利要求书2页 说明书5页 附图4页
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请权利要求书2页 说明书5页 附图4页(10)申请公布号CN 103063333 A
*CN103063333A*
1.一种飞机框类零件装配应力检测与控制方法，其特征在于：它包括以下步骤：
步骤一：确定三向力传感器的安装位置及数量
三向力传感器检测到的数据要真实反映框类零件的装配应力水平，因此其安装位置要尽量靠近框类零件；框类零件的装配质量衡量标准是其上各关键位置即翼身交点孔、机身对接面、框外缘处的装配准确
度、结构强度及疲劳寿命，因此需要控制这些位置的装配应力水平；最终确定三向力传感器的数量为6个，安装位置在框类零件定位器的接头与滑枕之间；
步骤二：定量分析确定框类零件的装配应力容差极限
根据机身部件装配工艺要求及框类零件材料性能，在有限元分析软件下对框类零件进行建模、仿真、分析，定量计算出框类零件的装配应力容差极限；其具体实现过程如下：（1）在有限元分析软件下导入飞机框类零件的三维几何模型，并选定模型材料为钛合金；
（2）框类零件定位器接头的位置及外形始终不变，设定框类零件的边界约束条件--与各定位器接头直接接触的框类零件部分的位移保持不变；
（3）飞机框类零件刚度很大，其装配变形属于弹性变形范畴，因此选定变形方式为线性变形；
（4）在框类零件各关键位置处沿X向施加均布载荷，观察其装配变形情况；
（5）为保证框类零件的装配质量，装配工艺要求其最大装配变形不超过0.1mm，因此在加载过程中，当框类零件的最大装配变形达到0.1mm时，所对应施加的载荷即为框类零件的X向装配应力容差极限；
（6）改变施加载荷的方向，重复进行（4）、（5），得出框类零件的Y、Z向装配应力容差极限；
步骤三：设计装配应力的检测元件一三向力传感器
根据框类零件的装配应力容差极限、三向力传感器与工装定位器的连接形式以及三向力传感器的安全使用条件，对三向力传感器进行设计；根据框类零件的各向装配应力容差极限来选定三向力传感器的各向量程，各向量程=各向装配应力容差极限×1.5；根据三向力传感器与工装定位器的连接形式来设计传感器两端面的结构；传感器的整体结构及其选材要满足传感器的各项安全使用条件；
步骤四：将三向力传感器安装至框类零件定位器
将三向力传感器安装至工装整体骨架的框类零件定位器上，完成与采集设备及工控机之间的接线，并进行相应的调试工作；
所述的调试工作的步骤包括：
（1）在飞机坐标系下，利用激光跟踪仪将安装了三向力传感器的工装定位器的端面调平；
（2）调平后，在工控机操作界面将应力显示值清零；
步骤五：观察框类零件的装配应力变化
在装配过程中，工人通过工控机操作界面的传感器各向载荷显示值来实时观察框类零件的装配应力变化；
步骤六：调整装配工艺措施以控制框类零件装配应力水平
工人按照既定的装配工艺进行机身部件装配，同时根据框类零件的装配应力变化适当调整装配工艺措施，确保框类零件的装配应力不超过其装配应力容差极限，直至完成机身部件装配，实现框类零件的低应力装配。
一种飞机框类零件装配应力检测与控制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种飞机框类零件装配应力检测与控制方法，属于机械工程/飞机装配技术领域。
背景技术
[0002] 随着现代飞机对长寿命、高可靠性的迫切要求，对飞机装配质量的要求也越来越高---既要保证飞机产品的装配准确度，又要确保飞机产品具有更高的结构强度和更长的疲劳寿命。
[0003] 由于零件在加工制造后普遍存在外形超差现象，因此飞机结构件在工装上进行装配时，结构件与工装之间以及结构件之间经常会出现配合尺寸不协调的状况。由于缺乏有效地措施协调上述问题，同时为保证生产进度，工人往往采取强迫装配来保证飞机产品装配准确度，导致在飞机产品内部的多个位置产生较大的装配应力。飞机产品在下架之后，部分装配应力释放造成飞机产品“回弹”变形，导致产品尺寸发生变化，产品质量即产品装配准确度不合格；其余部分装配应力仍残留在飞机产品内部，将显著降低飞机产品的结构强度和疲劳寿命。因此，由强迫装配引起的装配应力是影响飞机产品装配质量的重要原因。[0004] 框类零件是飞机机身的主承力构件，也是机身部件装配中的主要基准件，其装配质量将直接影响飞机产品的装配准确度、结构强度及疲劳寿命。由于强迫装配现象在飞机机身部件装配过程中非常常见，因此框类零件普遍存在较大的装配应力，严重影响飞机产品的最终质量。目前还缺乏很好的办法和措施来检测、控制框类零件的装配应力。[0005] 本申请中涉及的飞机框类零件是由钛合金材料机加而成的整体机身框，机身框外形近似“眼镜”框，在机身机构中属典型加强框。
发明内容
[0006] 1、目的：本发明的目的是提供一种飞机框类零件装配应力检测与控制方法，实现框类零件低应力装配的目标。
[0007] 本发明的基本原理为：通过在机身部件装配工装的框类零件定位器上增加精密传感检测元件--三
向力传感器，利用三向力传感器实时检测装配过程中框类零件上的装配应力，并将检测数据同步显示在工控机的操作界面上；工人以框类零件的装配应力容差极限作为其装配应力的控制依据，在装配过程中通过调整装配工艺来确保框类零件的应力水平不超过其装配应力容差极限允许的范围，从而减少甚至消除强迫装配的发生，这就实现了飞机框类零件装配应力的检测与控制的目标。
[0008] 2、技术方案：本发明的目的是通过以下技术方案来实现：本发明一种飞机框类零件装配应力检测与控制方法，它包括以下步骤：
[0009] 步骤一：确定三向力传感器的安装位置及数量
[0010] 三向力传感器检测到的数据要真实反映框类零件的装配应力水平，因此其安装位置要尽量靠近框类零件；框类零件的装配质量衡量标准是其上各关键位置(翼身交点孔、
机身对接面、框外缘等处)的装配准确度、结构强度及疲劳寿命，因此需要控制这些位置的装配应力水平；最终确定三向力传感器的数量为6个，安装位置在框类零件定位器的接头与滑枕之间；
[0011] 步骤二：定量分析确定框类零件的装配应力容差极限
[0012] 根据机身部件装配工艺要求及框类零件材料性能，在有限元分析软件下对框类零件进行建模、仿真、分析，定量计算出框类零件的装配应力容差极限，其具体实现过程如下：
[0013] （1）在有限元分析软件下导入飞机框类零件的三维几何模型，并选定模型材料为钛合金；
[0014] （2）框类零件定位器接头的位置及外形始终不变，设定框类零件的边界约束条件一与各定位器接头直接接触的框类零件部分的位移保持不变；
[0015] （3）飞机框类零件刚度很大，其装配变形属于弹性变形范畴，因此选定变形方式为线性变形；
[0016] （4）在框类零件各关键位置处沿X向施加均布载荷，观察其装配变形情况；[0017] （5）为保证框类零件的装配质量，装配工艺要求其最大装配变形不超过0.1mm，因此在加载过程中，当框类零件的最大装配变形达到0.1mm时，所对应施加的载荷即为框类零件的X向装配应力容差极限；
[0018] （6）改变施加载荷的方向，重复进行（4）、（5），得出框类零件的Y、Z向装配应力容差极限；
[0019] 步骤三：设计装配应力的检测元件--三向力传感器
[0020] 根据框类零件的装配应力容差极限、三向力传感器与工装定位器的连接形式以及三向力传感器的安全使用条件，对三向力传感器进行设计；根据框类零件的各向装配应力容差极限来选定三向力传感器的各向量程，各向量程=各向装配应力容差极限×1.5；根据三向力传感器与工装定位器的连接形式来设计传感器两端面的结构；传感器的整体结构及其选材要满足传感器的各项安全使用条件；
[0021] 步骤四：将三向力传感器安装至框类零件定位器
[0022] 将三向力传感器安装至工装整体骨架的框类零件定位器上，完成与采集设备及工控机之间的接线，并进行相应的调试工作；
[0023] 所述的调试工作的步骤包括：
[0024] （1）在飞机坐标系下，利用激光跟踪仪将安装了三向力传感器的工装定位器的端面调平；
[0025] （2）调平后，在工控机操作界面将应力显示值清零；
[0026] 步骤五：观察框类零件的装配应力变化
[0027] 在装配过程中，工人通过工控机操作界面的传感器各向载荷显示值来实时观察框类零件的装配应力变化；
[0028] 步骤六：调整装配工艺措施以控制框类零件装配应力水平
[0029] 工人按照既定的装配工艺进行机身部件装配，同时根据框类零件的装配应力变化适当调整装配工艺措施，确保框类零件的装配应力不超过其装配应力容差极限，直至完成机身部件装配，实现框类零件的低应力装配。
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