基于多點(diǎn)技術(shù)的柔性支撐定位方法研究

張遠(yuǎn)遠(yuǎn)，王仲奇，康永剛

(西北工業(yè)大學(xué)現(xiàn)代設(shè)計(jì)與集成制造技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710072)

基于多點(diǎn)技術(shù)的柔性支撐定位方法研究

張遠(yuǎn)遠(yuǎn)，王仲奇，康永剛

(西北工業(yè)大學(xué)現(xiàn)代設(shè)計(jì)與集成制造技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710072)

為解決某機(jī)型襟翼部件裝配時(shí)支撐定位精度低、柔性不足等問題，運(yùn)用多點(diǎn)技術(shù)相關(guān)原理提出了一種柔性多點(diǎn)支撐定位方法，并設(shè)計(jì)了一套柔性多點(diǎn)支撐定位系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了前襟翼部件的數(shù)字化柔性裝配。利用激光跟蹤儀對該系統(tǒng)的精度進(jìn)行了測量和計(jì)算，驗(yàn)證了該系統(tǒng)在飛機(jī)數(shù)字化裝配技術(shù)中實(shí)施的可行性。

多點(diǎn)技術(shù);柔性定位;運(yùn)動(dòng)精度

飛機(jī)不同于一般機(jī)械產(chǎn)品，飛機(jī)部件的加工成形、鉆孔鉚接和裝配對接、測量檢查等工序都需要在專用的部件支撐工裝上完成。傳統(tǒng)飛機(jī)部件支撐工裝是針對每個(gè)部件的外形特征制造的專用支撐工裝，此類工裝通常為托板式剛性結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)復(fù)雜笨重，操作不便，效率低，可適應(yīng)性與靈活性較差。而國內(nèi)航空企業(yè)面臨不同型號飛機(jī)的研制與批量生產(chǎn)，若仍采用傳統(tǒng)的支撐工裝，飛機(jī)生產(chǎn)準(zhǔn)備周期、工裝制造成本將占研制周期及研制成本相當(dāng)大的比例，不利于飛機(jī)生產(chǎn)制造。為了使部件支撐工裝具有足夠的柔性，針對某機(jī)翼設(shè)計(jì)了一種柔性支撐裝置，它可以在相互垂直的X，Y，Z3個(gè)方向上移動(dòng)，且可以實(shí)現(xiàn)聯(lián)動(dòng)控制，穩(wěn)定性高，運(yùn)行平穩(wěn)，可靠性強(qiáng)。

1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

飛機(jī)的柔性裝配技術(shù)是當(dāng)前國內(nèi)外飛機(jī)數(shù)字化制造的趨勢和方向，它能夠克服模擬量協(xié)調(diào)體系下的一些裝配問題［1］。然而飛機(jī)的柔性裝配技術(shù)中的難點(diǎn)在于多點(diǎn)支撐和過定位問題。

由于飛機(jī)對外形要求高，蒙皮/壁板類零件又直接形成飛機(jī)外形，所以其內(nèi)形面與骨架的貼合度、曲面外形定位準(zhǔn)確度顯得尤為重要。采用卡板方式進(jìn)行定位，效率較低，且位置固定不可調(diào)，不能適應(yīng)產(chǎn)品外形變化的定位要求。多點(diǎn)陣成形柔性工裝與龍門式五坐標(biāo)數(shù)控機(jī)床配套使用，可實(shí)現(xiàn)蒙皮的高效精確切邊、鉆銑、鉚接等［2］。十一五到十二五期間，國內(nèi)已經(jīng)開展了大量與飛機(jī)柔性裝配技術(shù)相關(guān)的一些工作，但主要針對的是大部件對接和總裝配［3－4］，而針對部件級或小部件的數(shù)字化裝配，尤其是柔性裝配中的支撐定位技術(shù)還沒有全面的研究。基于國防基礎(chǔ)科研項(xiàng)目，本文針對某飛機(jī)的襟翼部件的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和裝配要求，通過采用多點(diǎn)技術(shù)設(shè)計(jì)了一套適合4種襟翼產(chǎn)品的柔性多點(diǎn)支撐定位系統(tǒng)。

2 柔性多點(diǎn)支撐定位方法

2.1 多點(diǎn)支撐技術(shù)

柔性多點(diǎn)支撐技術(shù)的基礎(chǔ)是多點(diǎn)技術(shù)。多點(diǎn)技術(shù)將柔性制造和計(jì)算機(jī)技術(shù)結(jié)合為一體，基于離散思想，將實(shí)體模具離散為一系列規(guī)則排列的基本體單元，通過計(jì)算機(jī)控制各基本體單元高度，構(gòu)造出成形面，實(shí)現(xiàn)三維曲面成形。多點(diǎn)成形技術(shù)因其具有的獨(dú)特優(yōu)勢，已經(jīng)成為現(xiàn)代制造領(lǐng)域的重要研究方向［5－6］。多點(diǎn)技術(shù)已經(jīng)廣泛應(yīng)用于蒙皮拉伸成形，在壓成形等板料零件成形加工中發(fā)展成為多點(diǎn)成形技術(shù)，這在板料成形中的應(yīng)用日益廣泛并漸趨成熟，但“多點(diǎn)技術(shù)”尚在飛機(jī)部件支撐工裝中應(yīng)用的不夠普遍。傳統(tǒng)曲面接觸支撐工裝的外形與被支撐飛機(jī)部件外形吻合，如圖1(a)所示，而柔性多點(diǎn)支撐則通過由支撐部位上多個(gè)離散支撐點(diǎn)來完成，如圖1(b)所示。其主要思想是將傳統(tǒng)曲面接觸支撐工裝的整體支撐面離散化，在飛機(jī)部件支撐部位上取多個(gè)離散點(diǎn)來擬合飛機(jī)部件支撐部位處的截面，各個(gè)離散點(diǎn)的行程獨(dú)立可調(diào)，其中離散點(diǎn)等效為柔性支撐單元，將支撐曲面替換為多個(gè)柔性支撐單元，由多個(gè)柔性支撐單元組成柔性多點(diǎn)支撐系統(tǒng)，通過精確數(shù)字化建模，調(diào)節(jié)各支撐點(diǎn)的空間位置，使柔性支撐單元支撐點(diǎn)與飛機(jī)部件表面完全貼合。

圖1 曲面接觸支撐和多個(gè)離散點(diǎn)支撐

由于飛機(jī)部件(前機(jī)身、中機(jī)身、后機(jī)身、機(jī)翼等)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，柔性多點(diǎn)支撐系統(tǒng)陣列有三點(diǎn)式、四點(diǎn)式、六點(diǎn)式等布局，具體布局方式取決于飛機(jī)部件結(jié)構(gòu)特征［7］。當(dāng)被支撐飛機(jī)部件改變時(shí)，柔性支撐單元作為基本單元，不需重新設(shè)計(jì)，只是通過改變各柔性支撐單元的相對位置、增減柔性支撐單元數(shù)量和迅速重構(gòu)組成新的柔性多點(diǎn)支撐系統(tǒng)的方式，實(shí)現(xiàn)多機(jī)型共用同一支撐系統(tǒng)，從而滿足新部件支撐要求。相對傳統(tǒng)托板式工裝，柔性多點(diǎn)支撐系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了一套工裝多種部件共用的構(gòu)想，降低了成本，加快了飛機(jī)產(chǎn)品更新?lián)Q代。

2.2 柔性定位方法

根據(jù)某機(jī)型前襟翼的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，確定需要定位的鉸接點(diǎn)和定位面數(shù)目，合理地選擇柔性多點(diǎn)支撐單元的數(shù)量以及相應(yīng)末端定位器的類型。經(jīng)優(yōu)化設(shè)計(jì)后，采用7個(gè)模塊化的柔性多點(diǎn)支撐定位單元和相應(yīng)定位器組成的系統(tǒng)，可以實(shí)現(xiàn)4個(gè)產(chǎn)品的數(shù)字化裝配。由于產(chǎn)品定位精度高，與剛性工裝相似，對4種產(chǎn)品均采用過定位。針對內(nèi)外前襟的裝配需求，7個(gè)柔性多點(diǎn)支撐單元和定位器的定位接頭或者定位板分別定位襟翼的鉸接頭、腹板面或者端面。更換產(chǎn)品時(shí)可以更換定位接頭。圖2所示為接頭定位器，圖3所示為外形定位器。圖4所示為定位方案示意圖。

3 柔性多點(diǎn)支撐定位機(jī)械系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

圖2 接頭定位器

圖3 外形定位器

圖4 定位方案示意圖

柔性多點(diǎn)支撐定位系統(tǒng)是由多個(gè)柔性多點(diǎn)支撐定位單元組成，其中一個(gè)柔性多點(diǎn)支撐定位單元是由一個(gè)柔性支撐單元和相應(yīng)的一個(gè)末端定位器組成。每一個(gè)柔性多點(diǎn)支撐單元都是模塊化設(shè)計(jì)的，都有一套獨(dú)立的機(jī)械系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、信息反饋系統(tǒng)和一些輔助系統(tǒng)。其中模塊化的柔性多點(diǎn)支撐單元可以實(shí)現(xiàn)X，Y，Z3個(gè)方向的運(yùn)動(dòng)，在末端安裝定位器可以滿足空間任意位置的支撐定位。針對某型號飛機(jī)的前襟翼設(shè)計(jì)了一種模塊化的柔性多點(diǎn)支撐定位單元，其結(jié)構(gòu)組成如圖5所示。

圖5 柔性多點(diǎn)支撐定位單元結(jié)構(gòu)組成

模塊化的柔性多點(diǎn)支撐定位單元由5大機(jī)構(gòu)組成，分別是底座機(jī)構(gòu)、橫向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、縱向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、豎向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和外形定位器機(jī)構(gòu)［8］。其中底座機(jī)構(gòu)是由底座連接板、導(dǎo)軌、浮動(dòng)軸承座、固定軸承座、伺服電機(jī)、法蘭、聯(lián)軸器、光柵尺、絲杠和連接件等組成，構(gòu)成了橫向運(yùn)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)和導(dǎo)軌導(dǎo)向系統(tǒng)。縱向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和豎直方向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)都采用相同原理的傳動(dòng)方式，使得支撐立柱、豎直運(yùn)動(dòng)托板等相對于下層托板沿坐標(biāo)系Y，Z坐標(biāo)方向移動(dòng)，X，Y，Z 方向傳動(dòng)原理如圖 6 所示。X，Y，Z 3 個(gè)方向的運(yùn)動(dòng)可以獨(dú)立或者聯(lián)動(dòng)控制，使用增量編碼器反饋裝置的Bosch伺服電機(jī)、帶預(yù)緊力的高精度滾珠絲杠副以及高精度的滾珠導(dǎo)軌，有效地保證了整個(gè)裝置的位移精度。另外，在X，Y，Z3個(gè)方向上采用封閉式光柵尺和全閉環(huán)控制方式，提高了整個(gè)系統(tǒng)工作的精度。

圖6 柔性多點(diǎn)支撐定位單元X(Y，Z)方向傳動(dòng)原理圖

模塊化的柔性多點(diǎn)支撐定位單元在參與裝配時(shí)實(shí)現(xiàn)定位功能的部分是末端定位器。在設(shè)計(jì)產(chǎn)品外形定位器時(shí)，采用內(nèi)形定位的方法，將蒙皮的定位特征和長桁的定位特征集成到定位器上，前襟的定位器的大小端面的外形為蒙皮的內(nèi)形面。為了方便更換定位器，定位器與柔性多點(diǎn)支撐單元末端的連接采用套筒式結(jié)構(gòu)，在連接處可以通過加墊銅皮來補(bǔ)償角度誤差，從而增強(qiáng)了定位器的互換性和位置的可調(diào)節(jié)性。圖7所示為前襟翼的柔性多點(diǎn)支撐定位系統(tǒng)。

圖7 前襟翼的柔性多點(diǎn)支撐定位系統(tǒng)

4 柔性多點(diǎn)支撐定位控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

柔性多點(diǎn)支撐定位控制系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)柔性多點(diǎn)支撐單元運(yùn)動(dòng)的控制部分，主要通過控制軟件程序和伺服控制系統(tǒng)中的控制伺服電機(jī)完成一系列的運(yùn)動(dòng)，使各個(gè)柔性多點(diǎn)支撐定位系統(tǒng)上的定位器調(diào)整到目標(biāo)位置。

模塊化的柔性多點(diǎn)支撐單元的控制系統(tǒng)硬件部分主要包括遠(yuǎn)程監(jiān)控計(jì)算機(jī)、工控機(jī)、人機(jī)界面、運(yùn)動(dòng)控制器、驅(qū)動(dòng)器、伺服電機(jī)等。前襟翼的柔性多點(diǎn)支撐單元運(yùn)行時(shí)，系統(tǒng)控制平臺從激光跟蹤儀測量系統(tǒng)讀取某個(gè)柔性模塊化單元的末端定位器所處位置的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)信息，然后與理論數(shù)據(jù)進(jìn)行分析計(jì)算，將分析計(jì)算得到的誤差數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成控制信息，并將控制信息傳遞到運(yùn)動(dòng)控制器，運(yùn)動(dòng)控制器再將控制信息轉(zhuǎn)換為驅(qū)動(dòng)信息，通過驅(qū)動(dòng)器驅(qū)動(dòng)此柔性模塊化單元運(yùn)動(dòng)到位。同時(shí)柔性多點(diǎn)支撐單元的各坐標(biāo)軸配有光柵尺，它可以對各軸的運(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)測量，并將數(shù)據(jù)信息進(jìn)行分析，反饋定位的補(bǔ)償數(shù)據(jù)，完成精確定位。柔性多點(diǎn)支撐單元的控制體系結(jié)構(gòu)如圖8所示。

5 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的研究對象為某一個(gè)柔性多點(diǎn)支撐定位單元，它們均采用伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)的閉環(huán)系統(tǒng)進(jìn)行，可以實(shí)現(xiàn)3個(gè)坐標(biāo)方向的精確運(yùn)動(dòng)。實(shí)驗(yàn)測量所用的激光跟蹤儀是API－T4系列，在理想的環(huán)境下它的測量精度能達(dá)到0.001mm。實(shí)驗(yàn)室溫度為25C°，無噪聲，全封閉。各個(gè)坐標(biāo)軸運(yùn)動(dòng)的速度分別為:vX=200mm/min，vY=200mm/min，vZ=200mm/min，加速度a=100mm/min2。實(shí)驗(yàn)產(chǎn)品對象為前襟翼右件，在末端小端面定位器的非定位面上設(shè)有3個(gè)測量用的靶標(biāo)孔，分別是 OTP1、OTP2、OTP3。

圖8 柔性多點(diǎn)支撐控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

5.1 測量X，Y，Z 3個(gè)方向的運(yùn)動(dòng)精度

將小端面外形定位器安裝在柔性多點(diǎn)支撐單元上，組成一個(gè)專用支撐定位前襟翼小端面的柔性多點(diǎn)支撐定位單元，調(diào)整好定位器的空間姿態(tài)。先以40mm為初始移動(dòng)位移量，δ=10mm為遞增量，對驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)精度進(jìn)行測量。表1為X，Y，Z 3個(gè)方向的實(shí)際位移，表2為X，Y，Z 3個(gè)方向的精度誤差值。

表1 X，Y，Z 3個(gè)方向的實(shí)際位移 mm

表2 X，Y，Z 3個(gè)方向的精度誤差值 mm

根據(jù)表1，表2，求出相應(yīng)平均誤差，X方向?yàn)?.014mm，Y方向?yàn)?.011mm，Z方向?yàn)?.014mm。根據(jù)計(jì)算得出的平均誤差可以判斷3個(gè)方向的運(yùn)動(dòng)誤差均在合理精度值，范圍內(nèi)(裝配誤差0.1mm)。

5.2 從原點(diǎn)多次運(yùn)動(dòng)到工位1、工位2的精度分析

在原點(diǎn)位置(各坐標(biāo)軸的回零位置)將小端面外形定位器安裝到位，利用激光跟蹤儀分別測出3個(gè)靶標(biāo)點(diǎn)的坐標(biāo)值，然后與三維數(shù)模中的理論位置相比較，將兩者之間的差值記錄下來，利用加墊片或者加銅皮等軟連接調(diào)節(jié)方法將3個(gè)坐標(biāo)的差值減小到一定的誤差范圍內(nèi)。當(dāng)小端面外形定位器調(diào)整到位后，3個(gè)靶標(biāo)點(diǎn)之間的相對位置是確定的，因此只需要取任意一個(gè)靶標(biāo)點(diǎn)(OTP1)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)即可。連續(xù)運(yùn)動(dòng)20次，就可計(jì)算出運(yùn)動(dòng)到各工位處的平均誤差值。表3為原點(diǎn)和各工位處的誤差值和平均誤差值。

根據(jù)表3實(shí)測出的各次的精度誤差值，求出平均誤差值:在工位1處，X方向?yàn)椋?.038mm，Y方向?yàn)?.022mm，Z方向?yàn)?－0.032mm;在工位2處，X方向?yàn)?.049mm，Y方向?yàn)椋?.035mm，Z方向?yàn)椋?.072mm。根據(jù)計(jì)算出來的平均誤差值，可以得到3個(gè)方向的位置誤差均在合理精度要求0.1mm范圍內(nèi)，故符合定位精度要求。

6 結(jié)束語

針對傳統(tǒng)剛性部件支撐工裝的問題，借鑒了多點(diǎn)技術(shù)的相關(guān)原理，提出了以具有三坐標(biāo)自由度的柔性支撐定位單元組成柔性多點(diǎn)支撐定位系統(tǒng)的飛機(jī)部件支撐定位方法，并設(shè)計(jì)了柔性支撐定位單元的控制系統(tǒng)。該柔性支撐定位系統(tǒng)具有可移動(dòng)的裝配單元，數(shù)量少，定位精度高，研制成本較低，占地面積小等優(yōu)點(diǎn)。最后對所構(gòu)建柔性多點(diǎn)支撐定位系統(tǒng)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，驗(yàn)證的結(jié)果表明，該系統(tǒng)在實(shí)際中具有可行性，基本達(dá)到位置精度要求。在今后的實(shí)際應(yīng)用中，通過不斷結(jié)構(gòu)優(yōu)化和技術(shù)改進(jìn)，將可以利用類似的柔性多點(diǎn)支撐定位系統(tǒng)逐步擴(kuò)展到更大尺寸的機(jī)身對接和機(jī)翼的數(shù)字化柔性裝配中，以滿足國內(nèi)飛機(jī)產(chǎn)業(yè)發(fā)展的迫切要求。

表3 原點(diǎn)和各工位處的誤差值和平均誤差值

［1］劉平，魏瑩，邱燕平.現(xiàn)代飛機(jī)裝配型架設(shè)計(jì)新技術(shù)［J］.洪都科技，2007(3):17－21.

［2］陳昌偉，胡國清.基于飛機(jī)蒙皮加工的自適應(yīng)立柱設(shè)計(jì)與研究［D］.武漢:華中科技大學(xué)，2010.

［3］郭洪杰.大型飛機(jī)柔性裝配技術(shù)［J］.航空制造技術(shù)，2010(18):52－ 54.

［4］潘志毅，黃翔.飛機(jī)制造大型工裝布局設(shè)計(jì)方法研究與實(shí)現(xiàn)［J］.航空學(xué)報(bào)，2008(3):757－ 762.

［5］韓奇鋼.多點(diǎn)成形技術(shù)的研究進(jìn)展及應(yīng)用現(xiàn)狀［J］.航空制造技術(shù)，2011(10):32－33.

［6］LI Mingzhe，CAI Zhongyi，SUI Zhen，et al.Multi－ point forming technology for sheet metal［J］.Journal of Materials Processing Technology，2002，129(1－ 3):333－ 338.

［7］朱明華，黃 翔.面向飛機(jī)部件的柔性多點(diǎn)支撐技術(shù)研究［J］.航空制造技術(shù)，2011(10):56－57.

［8］張遠(yuǎn)遠(yuǎn)，王仲奇.一種三坐標(biāo)的雙支臂定位器:中國，201210199030［P］.2012－10－03.

Flexible Supporting and Positioning Method Based on Multi－point Technology

ZHANG Yuanyuan，WANG Zhongqi，KANG Yonggang
(Northwestern Polytechnical University，Shaanxi Xi＇an，710072，China)

In the context of comprehensive development of the domestic and international digital flexible assembly technology，low accuracy flexibility deficiency is the key problem when a certain type flap parts are assembled.It introduces a theory of multi－point technology，and proposes a flexible multi－point supporting and positioning method.Then it designs the flexible multi－point supporting and positioning system.This system can achieve the digitized flexible assembly of the four parts of the internal and external breast.It analyzes the application of the laser tracking measurement technology，accuracy of the system.At last it verifies the feasibility of the system in aircraft digital assembly.

Multi－point Technology;Flexible Positioning;Motion Accuracy

V262.4

A

2095－509X(2013)05－0007－05

10.3969/j.issn.2095 －509X.2013.05.002

2012－12－12

國防基礎(chǔ)科研基金資助項(xiàng)目(B062006034)

張遠(yuǎn)遠(yuǎn)(1987—)，男，陜西榆林人，西北工業(yè)大學(xué)碩士研究生，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)數(shù)字化柔性裝配工藝與仿真技術(shù)。