飛機裝配容差分析技術(shù)研究

牛福春，徐 丹，張 成

(中航工業(yè)沈飛民用飛機有限責任公司 工程研發(fā)中心，沈陽 110179)

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飛機裝配容差分析技術(shù)研究

牛福春，徐 丹，張 成

(中航工業(yè)沈飛民用飛機有限責任公司 工程研發(fā)中心，沈陽 110179)

飛機裝配容差分析可以預(yù)估實際產(chǎn)品能否滿足設(shè)計要求，在優(yōu)化制造方案與容差分配方案、保證飛機裝配質(zhì)量、降低成本、縮短研發(fā)周期等方面起著非常重要的作用。在整理飛機裝配容差分析工作流程的基礎(chǔ)上，對飛機裝配容差分析關(guān)鍵技術(shù)進行了研究，包括如何定義設(shè)計基準體系、如何選用容差累積計算方法。闡述了定義基準的常用方法，總結(jié)了定義設(shè)計基準體系的原則，并對某機身段工作包航向基準面定義方案進行了比較分析?？偨Y(jié)了目前飛機裝配容差分析領(lǐng)域采用的容差累積計算方法，對各種方法進行了對比分析，并給出了選用容差累積計算模型的考慮因素。

飛機裝配；容差分析；基準；計算方法

在飛機裝配過程中，零件制造誤差及零組件裝配定位誤差會累積及傳播，可能會導(dǎo)致飛機總體幾何要求超差、界面間隙控制要求無法保證、裝配不能正常進行等問題，輕則因解決超差問題造成大量工時及材料浪費，重則影響飛機性能，降低客戶滿意度，關(guān)系到飛機項目的成敗。

容差分析是對產(chǎn)品偏差進行管理的一項有效措施。它是一種定量分析工具，通過容差累積計算和推算裝配件的偏差。飛機裝配容差分析通過容差累積計算驗證零組件制造精度、裝配流程、設(shè)計基準體系、工裝制造精度等能否保證滿足飛機頂層設(shè)計要求，通過反復(fù)迭代運算優(yōu)化飛機頂層設(shè)計要求、容差分配方案、裝配流程、設(shè)計基準體系等，最終實現(xiàn)保證飛機裝配質(zhì)量、杜絕盲目生產(chǎn)、降低生產(chǎn)成本等目的。

目前，飛機裝配容差分析技術(shù)在空客、波音、龐巴迪等公司的飛機設(shè)計項目中有著舉足輕重的地位，是飛機設(shè)計并行工程的重要組成部分。該項技術(shù)在上述公司應(yīng)用較早，目前已發(fā)展得比較成熟。但是，在我國的飛機設(shè)計領(lǐng)域，目前飛機裝配容差分析技術(shù)尚需進一步的深入研究[1-2]。由于飛機結(jié)構(gòu)復(fù)雜，零組件數(shù)量龐大，將飛機裝配容差分析工作很好地開展起來是項很大的挑戰(zhàn)。本文在整理飛機裝配容差分析工作流程的基礎(chǔ)上，對飛機裝配容差分析關(guān)鍵技術(shù)進行研究，旨在為從事相關(guān)工作的人員提供參考。

1 飛機裝配容差分析工作流程

飛機裝配容差分析往往是一個循環(huán)迭代的過程：第一步，定義初始的容差分析基本輸入；第二步，進行容差分析計算；第三步，根據(jù)容差分析計算結(jié)果判別能否保證滿足設(shè)計目標要求、是否需要對輸入進行優(yōu)化；如果需要對輸入進行優(yōu)化，需要從第一步開始再次循環(huán)；如果不需要對輸入進行優(yōu)化，容差分析計算過程結(jié)束。圖1所示為飛機裝配容差分析基本工作流程。虛線框內(nèi)為容差分析計算的輸入，粗實線框內(nèi)為具體的容差分析計算過程，菱形決策框用于判別容差分析過程是否可以終止。

圖1 飛機裝配容差分析工作流程

飛機設(shè)計基準及飛機幾何容差要求、工作包設(shè)計基準、工作包內(nèi)部的幾何容差要求、工作包界面控制容差要求、零組件設(shè)計基準及零組件幾何容差要求由飛機研發(fā)設(shè)計部門定義。其中，飛機設(shè)計基準及飛機幾何容差要求、工作包設(shè)計基準、工作包界面控制容差要求一般由主設(shè)計商負責定義及管理；工作包內(nèi)部的幾何容差要求、零組件設(shè)計基準及零組件幾何容差要求一般由設(shè)計承包供應(yīng)商負責定義及管理。

各級裝配件的裝配流程及工裝原理由制造部門定義。工裝制造精度、零件制造精度及零組件裝配定位精度由制造部門提供。具體的容差分析計算過程由工程部門專門的容差分析人員完成。

容差分析人員從飛機設(shè)計基準及飛機幾何容差要求、工作包設(shè)計基準及工作包內(nèi)部的幾何容差要求、工作包界面控制容差要求定義文件中提取容差分析計算目標。容差分析計算目標通常是自上而下分配的幾何關(guān)鍵特征，一般包括3個方面：(1)飛機的功能性目標，如為了使活動面運轉(zhuǎn)靈活、無卡滯現(xiàn)象，定義的一些容差要求；(2)飛機的可裝配性目標，如為了保證正常安裝座椅組，對兩座椅滑軌的距離尺寸有公差要求；(3)飛機的外觀性目標，如相臨行李箱安裝后的階差容差要求。

執(zhí)行容差累積計算時有多種計算方法可供選擇，如極值法、均方根法、蒙特卡羅模擬法等[3-4]。

通常以容差分析計算結(jié)果與目標要求的對比結(jié)果判別是否可以終止容差分析計算流程。如果容差分析計算結(jié)果不大于目標要求且與目標要求相差不大，容差分析計算流程終止；如果容差分析計算結(jié)果遠小于目標要求，為了降低生產(chǎn)成本，可以考慮將一些容差累積環(huán)節(jié)的容差要求適當放松，重新進行容差累積計算；如果容差分析計算結(jié)果大于目標要求，需要調(diào)整設(shè)計目標要求、制造方案或制造精度，重新進行容差累積計算。

2 飛機裝配容差分析關(guān)鍵技術(shù)研究

在飛機裝配容差分析的工作流程中，涉及多項關(guān)鍵技術(shù)，本文將針對其中的兩個方面進行研究，包括如何定義設(shè)計基準體系、如何選用容差累積計算方法。

2.1 如何定義設(shè)計基準體系

從設(shè)計、工藝、測量3個方面看基準，可把基準分為3大類，即設(shè)計基準、工藝基準、測量基準。在本文中，除非特殊說明，所指基準為設(shè)計基準。飛機裝配容差分析要求對應(yīng)飛機產(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹逐級創(chuàng)建基準，形成基準體系，也就是為整機、工作包、子裝配件、零件都要相應(yīng)地定義基準?；鶞舒i定了零部件在空間里的6個自由度，用于確定零部件上點、線、面的位置，是形位公差的重要組成部分[5-6]。飛機結(jié)構(gòu)零部件上標注的幾何尺寸與形位公差也就是GD&T大部分有基準要求。

有兩種常用的定義基準的方法：第一種采用3-2-1方法創(chuàng)建三基面體系，也就是過三個點定義第一基準平面，過兩個點垂直第一基準平面定義第二基準平面，過一個點垂直第一、第二基準平面定義第三基準平面。圖2所示外翼工作包的基準是采用3-2-1方法創(chuàng)建的。

圖2 采用3-2-1方法創(chuàng)建基準的實例

第二種是用一個平面、兩個垂直于該平面的孔定義三基面體系，該平面為第一基準，一個孔為第二基準，另一個孔為第三基準。第一基準平面為該平面，第二基準平面過兩個孔的軸線，第三基準平面過第二基準孔的軸線且垂直于第一、第二基準平面。機加梁、機加框、機加肋等零件通常采用這種方法定義基準。

不同類型的零部件定義基準的方式不同。關(guān)于如何定義基準，需要綜合考慮以下原則：

(1)定義基準首先要考慮GD&T的功能要求，其次考慮裝配定位方案、加工工藝對基準的要求，再次考慮測量對基準的要求。盡量使設(shè)計基準、工藝基準、測量基準一致。理想的情況是同一套基準即決定了與其他零部件的配合關(guān)系，又能夠作為制造與裝配的定位基準，同時又適合作為測量基準[7-9]。為了保證裝配良好，基準特征最好在配合界面處選取。

(2)基準特征應(yīng)該基于零部件上的實際點、線、面選取，保證GD&T的可檢性與可重復(fù)性。

(3)基準點要在穩(wěn)定的、具有一定剛度的部位選取。

(4)基準點必須可達，易于測量。

(5)為了減少誤差累積，基準點之間的距離應(yīng)盡可能大。

(6)對于非剛性零部件，需要添加輔助基準來限制零部件的扭曲與變形。

(7)對于同一零部件，為了功能要求及減少誤差累積環(huán)節(jié)，可以定義多套基準。

通常，飛機機身段工作包的第一基準平面為一水平面，第二基準平面為一橫截面，第三基準平面為一縱剖面。下面以某機身段工作包為例，對創(chuàng)建該工作包第二基準平面即航向基準平面的三種方案進行對比分析。通過該基準平面控制各座椅滑軌端頭第一個完整座椅定位孔之間沿航向的相對位置，基準的創(chuàng)建方式不同，相關(guān)GD&T的標注稍有區(qū)別。

圖3 航向基準平面定義方案

上面三種方案創(chuàng)建的第二基準平面都可以用于控制該機身段工作包的幾何特征沿航向的相對位置關(guān)系。首先從功能方面考慮，以保證各座椅滑軌端頭第一個完整座椅定位孔之間沿航向的相對位置為功能目標，方案二的表達不夠清晰，方案一與方案三的表達直接明了。其次，看看哪一種方案可以更好地保證功能目標。三種方案都是選兩座椅滑軌頂部座椅定位孔的圓心作為第二基準平面的基準點，按設(shè)計基準、工藝基準、測量基準一致性原則，裝配地板骨架時，應(yīng)在這些基準點布置定位器限制座椅滑軌沿航向的自由度；進行機身段對接時，也應(yīng)利用這些基準點限制機身段沿航向的自由度。不同類型的定位器相對工裝基準的定位精度可能不同，因為上述定位器都是以座

2.2 如何選用容差累積計算方法

按計算方式對容差累積計算方法進行分類，可分為人工計算法與軟件分析法[10-14]。人工計算法采用人工或借助Excel表格等簡單工具進行計算；軟件分析法基于計算機輔助的三維容差分析軟件進行計算。三維容差分析軟件是在三維模型的基礎(chǔ)上，建立特征元素GD&T分布模型并定義裝配關(guān)系，然后根據(jù)預(yù)先設(shè)定的分析目標定義測量目標，最后通過幾萬次的虛擬裝配對測量目標進行測量，并對測量結(jié)果進行統(tǒng)計分析，分析的類型包括蒙特卡羅分析、敏感度分析等。目前，飛機裝配容差分析領(lǐng)域常用的三維容差分析軟件有3DCS、VSA等。

按計算模型對容差累積計算方法進行分類，主要有極值法與概率統(tǒng)計法[15]。概率統(tǒng)計法又包括均方根法、六西格瑪法、蒙特卡羅模擬法等。極值法與均方根法是最基礎(chǔ)、最常用的兩種容差累積計算方法，二者的簡單對比如表1所示。表中，TASM代表整個容差鏈的容差累積計算結(jié)果；Ti為第i個容差累積環(huán)節(jié)的容差；n為容差累積環(huán)節(jié)總數(shù)。

表1 容差累積計算方法

極值法考慮每個環(huán)節(jié)的偏差都處于極值時的累積效果，通過對容差鏈上每個環(huán)節(jié)的容差絕對值進行求和計算出整個容差鏈的容差，不允許有任何的失效發(fā)生。

均方根法通過求解容差鏈上每個環(huán)節(jié)的容差的平方的和的平方根計算出整個容差鏈的容差。它是基于以下假設(shè)：

(1)對于容差鏈上的每個環(huán)節(jié)，偏差按正態(tài)分布隨機出現(xiàn)；

(2)正態(tài)分布的均值與容差要求的中心值一致，二者之間沒有偏移；

(3)容差鏈上每個環(huán)節(jié)的偏差是獨立的，相互不受影響；

(4)各環(huán)節(jié)的容差代表±3σ工藝水平。

人工計算法一般基于極值法與均方根法進行計算。通常用它計算一維的容差累積，如果想獲得二維或三維的容差累積計算結(jié)果，需要綜合多個一維的容差累積計算結(jié)果，往往計算繁雜、計算結(jié)果不理想。用人工計算法進行容差分析時，為了便于理解，一般需要手工繪出容差累積環(huán)節(jié)示意圖。這種方法的最大優(yōu)點是快速、簡單，在不同的設(shè)計階段均適用。

軟件分析法一般基于蒙特卡羅模擬法進行計算。它可以用于計算一維、二維或三維的容差累積，可以兼顧到正態(tài)分布以外的其他分布類型的誤差，創(chuàng)建好分析模型后可以很快地輸出多個容差分析計算目標的計算結(jié)果。目前的三維容差仿真分析軟件有較好的可視化功能，而且不但可以輸出工藝報告，明確偏差有多大，是否符合設(shè)計要求，還可以輸出貢獻因子報告，明確偏差由哪些誤差源造成，各個誤差源的貢獻影響有多少，圖4、圖5所示為VSA仿真分析結(jié)果實例。這種方法的缺點是建模復(fù)雜，一旦輸入有變動，更新速度緩慢，一般在產(chǎn)品設(shè)計達到一定的成熟度以后才使用。

圖4 工藝報告

進行飛機裝配容差分析時，對于如何選用容差累積計算模型，一般考慮以下幾個因素：

(1)容差累積環(huán)節(jié)的數(shù)量。容差累積環(huán)節(jié)越多，越適合采用概率統(tǒng)計法。一般地，當生產(chǎn)過程處于統(tǒng)計過程控制且容差累積環(huán)節(jié)不少于5個時，才考慮采用概率統(tǒng)計法。

(2)設(shè)計要求的嚴格程度，也就是愿意承擔超差風險的意愿。如果不允許有任何的失效發(fā)生，必須采用極值法。

(3)當用極值法可以獲得理想的整個容差鏈的分析結(jié)果時，就沒有必要采用概率統(tǒng)計法，除非想為了進一步降低成本而放寬容差鏈子環(huán)節(jié)的容差要求。

圖5 貢獻因子報告

3 結(jié)束語

目前，先進的裝配容差分析技術(shù)越來越受國內(nèi)航空領(lǐng)域的重視，成為現(xiàn)代飛機設(shè)計與制造不可缺少的一部分。本文在整理飛機裝配容差分析工作流程的基礎(chǔ)上，針對如何定義和設(shè)計基準體系、如何選用容差累積計算方法進行了專門研究，對從事相關(guān)工作的技術(shù)人員具有一定參考價值。

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(責任編輯：劉劃 英文審校：劉敬鈺)

Research on aircraft assembly tolerance analysis technology

NIU Fu-chun,XU Dan,ZHANG Cheng

(The Research & Development Center,AVIC SAC Commercial Aircraft Company Limited,Shenyang 110179,China)

Aircraft assembly tolerance analysis may predict if the actual product can meet the design requirements,and plays an important role in process plan optimization,tolerance distribution scheme optimization,aircraft assembly quality assurance,cost reduction and development cycle time reduction etc.Based on compiling aircraft assembly tolerance analysis process,the key techniques are examined,including how to establish datum system and how to select tolerance stack calculation method.The common methods of defining datum are illustrated,principles of establishing datum system are summarized and the scheme of defining the datum plane of a fuselage work package flying direction is compared and analyzed.The common tolerance stack calculation methods used in current aircraft assembly tolerance analysis field are summarized,contrasted and analyzed,and major considerations in selecting tolerance stack calculation method are set forth.

aircraft assembly;tolerance analysis;datum;calculation method

2015-03-25

牛福春(1976-)，女，山東曲阜人，高級工程師，主要研究方向：飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計及裝配容差分析，E-mail: niufuchun@sacc.com.cn。

2095-1248(2015)04-0030-07

V22

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.04.006