無人機(jī)機(jī)翼裝配型架設(shè)計(jì)

邵宗科，殷東平，杜雄堯

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

無人機(jī)機(jī)翼裝配型架設(shè)計(jì)

邵宗科，殷東平，杜雄堯

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

為縮短裝配周期、降低制造成本，文中以某型無人機(jī)機(jī)翼裝配為研究對象，根據(jù)機(jī)翼裝配特點(diǎn)，考慮裝配車間地基情況，設(shè)計(jì)了機(jī)翼裝配平臺，并采用內(nèi)定位設(shè)計(jì)、柔性裝配設(shè)計(jì)方法，完成了機(jī)翼裝配型架設(shè)計(jì)；利用HyperWorks軟件對設(shè)計(jì)的型架在滿負(fù)荷工況下的變形和應(yīng)力分布進(jìn)行了仿真；最后根據(jù)設(shè)計(jì)結(jié)果，制造加工出裝配型架，并對機(jī)翼進(jìn)行了裝配。結(jié)果表明：型架在仿真中的最大變形量為0.023 mm，最大應(yīng)力為1.97 MPa，滿足機(jī)翼裝配使用要求。設(shè)計(jì)的裝配型架結(jié)構(gòu)簡單，成本低，精度高。

機(jī)翼裝配；內(nèi)定位設(shè)計(jì)；柔性裝配設(shè)計(jì)；裝配型架；仿真

引 言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，剛度小，零部件及連接件數(shù)量多，且制造精度要求高。為保證飛機(jī)零件的制造精度及良好的互換性，在飛機(jī)生產(chǎn)過程中需要使用大量工裝來完成飛機(jī)裝配。裝配工裝是保證飛機(jī)裝配質(zhì)量的關(guān)鍵，但通常飛機(jī)裝配型架制造加工工作量占整機(jī)工裝的 50%左右，且約占整機(jī)工作量 40%以上的飛機(jī)裝配工作是依靠裝配型架來完成的[1]。所以，裝配型架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是否合理，不但直接影響到裝配型架本身的制造周期、制造成本、精度和加工難易程度，而且還影響著各零部件之間對合尺寸的一致性，對飛機(jī)裝配的裝配效率、裝配質(zhì)量和裝配周期也有著很大的影響，從而影響到整個飛機(jī)的生產(chǎn)周期[2]。

為減小飛機(jī)裝配過程中的裝配誤差并保證零件剛度，目前我國在飛機(jī)裝配型架設(shè)計(jì)制造過程中主要采用剛性結(jié)構(gòu)。為保證裝配精度，通過數(shù)控機(jī)加工方式完成制造，而且1套型架一般只針對特定的裝配對象，因此為完成飛機(jī)的整機(jī)裝配，需要設(shè)計(jì)制造大量的裝配型架[3]。所以，飛機(jī)部裝或總裝裝配型架的設(shè)計(jì)質(zhì)量和設(shè)計(jì)效率對提高飛機(jī)產(chǎn)品的制造質(zhì)量、生產(chǎn)效率及降低生產(chǎn)成本具有重要意義。為了解決飛機(jī)裝配型架設(shè)計(jì)制造過程中結(jié)構(gòu)復(fù)雜、周期長、成本高、適用性單一的問題，國內(nèi)外對裝配型架設(shè)計(jì)進(jìn)行了相關(guān)研究，目前主要有并行設(shè)計(jì)、柔性設(shè)計(jì)、內(nèi)定位裝配設(shè)計(jì)、數(shù)字化設(shè)計(jì)等方法[4-5]。

本文以某型無人機(jī)機(jī)翼為研究對象，設(shè)計(jì)了一套結(jié)構(gòu)簡單、成本低、制造周期短、裝配精度高的型架。經(jīng)機(jī)翼裝配檢驗(yàn)，該型架滿足機(jī)翼設(shè)計(jì)精度要求。

1 機(jī)翼裝配型架設(shè)計(jì)

型架設(shè)計(jì)之前，首先需要考慮的是飛機(jī)的裝配場地或裝配平臺。文中無人機(jī)機(jī)翼長約5 m，根據(jù)其特點(diǎn)，整個機(jī)翼在1個裝配平臺上進(jìn)行裝配，因此裝配型架設(shè)計(jì)也基于平臺進(jìn)行。機(jī)翼的裝配流程如圖1所示。

圖1 機(jī)翼裝配流程

1.1 內(nèi)定位設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)的裝配型架設(shè)計(jì)主要根據(jù)骨架外形來完成，裝配型架通過采用外卡板的方式來實(shí)現(xiàn)骨架外形的定位和蒙皮的夾緊，因此又要求卡板內(nèi)型面具有與蒙皮外形相同的形狀。外卡板方式主要存在以下缺點(diǎn)：

1)卡板尺寸大、重量大，卡板支撐架粗大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量大，使用過程需要借用吊具完成；

2)支撐架開敞性差；

3)由于卡板帶有蒙皮外形，蒙皮外形通常為異形面，因此卡板制造工作量大;

4)裝配過程需開啟卡板，因此型架實(shí)際占用空間和占地面積較大；

5)對于大型部件，可開啟的卡板影響型架工作梯的安裝；

6)卡板異形面通常通過數(shù)控加工的方式完成，需要去除的材料多，所以型架的制造成本高[6]。

而采用內(nèi)定位裝配方法時，以骨架(或框、肋)上的工藝孔為裝配基準(zhǔn)，通過打定位銷的方式準(zhǔn)確定位骨架(框、肋)的空間位置，在剛性骨架(框、肋)精確定位固定后，在其表面覆蓋蒙皮并鉚接，就可以保證飛機(jī)外形的準(zhǔn)確性，也可以大大減少外卡板的使用。這樣不僅能極大地簡化裝配型架，最大限度地減少型架的總類和數(shù)量，還能夠減少型架設(shè)計(jì)的工作量，降低型架的制造成本和制造周期。

本文采用內(nèi)定位的方式，工藝孔位于剛性好的框或肋上。設(shè)計(jì)時，采用的是自上而下的設(shè)計(jì)方式，先考慮銷釘(定位件)的空間姿態(tài)，然后考慮框或肋與型架之間的固定方式，最后考慮底部支撐結(jié)構(gòu)。

由于肋中間加強(qiáng)筋部分是平面，而且尺寸足夠大，因此最終設(shè)計(jì)的內(nèi)定位結(jié)構(gòu)如圖2所示，主要包括銷釘、銷釘板、固定螺桿、肋卡板、支撐座、蝶形螺母等，對于無法使用蝶形螺母的部位(如空間狹小或采用固定螺桿后會使飛機(jī)出架困難等)，采用輔助工具(如大力鉗、C型夾鉗等)夾緊。

圖2 肋型架結(jié)構(gòu)形式

1.2 柔性裝配設(shè)計(jì)

柔性裝配技術(shù)在國外飛機(jī)制造中應(yīng)用較多，如空客飛機(jī)機(jī)翼多點(diǎn)陣成形真空吸附式萬能柔性工裝系統(tǒng)、飛機(jī)翼梁的“行列式高速柱陣”的柔性裝配工裝系統(tǒng)等[7]。文中無人機(jī)是某單位自主設(shè)計(jì)的第1架飛機(jī)，設(shè)計(jì)制造過程中存在很多不確定因素，后期結(jié)構(gòu)有可能更改，因此，本機(jī)翼裝配型架設(shè)計(jì)需要考慮柔性化設(shè)計(jì)，以便后期飛機(jī)結(jié)構(gòu)更改后，設(shè)計(jì)的型架經(jīng)過小范圍改動就能用于新型飛機(jī)裝配，還可節(jié)約制造成本。

本文的柔性化設(shè)計(jì)主要體現(xiàn)在單型架的柔性化設(shè)計(jì)，整體裝配型架的柔性化設(shè)計(jì)和蒙皮裝配型架柔性化設(shè)計(jì)3個方面。

1.2.1 單型架的柔性化設(shè)計(jì)

機(jī)翼肋在空間中有X、Y、Z3個自由度。在通常情況下，要想實(shí)現(xiàn)3個方向自由度可調(diào)，設(shè)計(jì)時3個方向都不能焊接固定，需要留有調(diào)整空間。但實(shí)際裝配時需要鉚接，如果都不焊死，鉚接會產(chǎn)生較大變形，影響裝配精度。因此，設(shè)計(jì)時，單型架在1個方向是固定的，另外2個方向通過螺栓固定，當(dāng)裝配型架不符合精度要求時，可通過調(diào)整銷釘或銷釘板的位置(如用調(diào)整墊片等)來實(shí)現(xiàn)型架的固定。圖3所示的是機(jī)翼長度方向和垂直于平臺方向的柔性化設(shè)計(jì)。

圖3 單型架柔性化設(shè)計(jì)示意圖

1.2.2 機(jī)翼整體型架的柔性化設(shè)計(jì)

型架不設(shè)整體型架，各個定位夾緊件固定在分散的金屬型架上。這些分散的型架以裝配平臺為基礎(chǔ)，通過裝配平臺連成一個整體。型架定位件的尺寸穩(wěn)定性主要取決于平臺和型架基礎(chǔ)的穩(wěn)固程度。型架與平臺之間采用銷釘定位后螺栓連接的方式，有利于保證單個型架在平臺上的精度。這種型架的主要優(yōu)點(diǎn)是：平臺可重復(fù)利用，且適用于不同類型的飛機(jī)；取消了整體型架，大大節(jié)省了材料；大大簡化了型架結(jié)構(gòu)，開敞性好，便于型架內(nèi)裝配工作的進(jìn)行。機(jī)翼整體型架如圖4所示。

圖4 機(jī)翼整體型架柔性化設(shè)計(jì)示意圖

該結(jié)構(gòu)方式柔性化作用體現(xiàn)在：

1)可改變各獨(dú)立型架在平臺上的安裝位置(改變銷釘孔和螺紋孔的位置)，當(dāng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)變化時(主要是框或肋的尺寸和位置發(fā)生變化)，可以通過改變型架的安裝位置來實(shí)現(xiàn)裝配；

2)考慮到車間地基不平，在裝配平臺下面墊上調(diào)整墊鐵，可在一定范圍內(nèi)起到豎直方向的微調(diào)；

3)彌補(bǔ)了單型架設(shè)計(jì)中1個方向固定不能移動的缺點(diǎn)。

1.2.3 蒙皮裝配柔性化設(shè)計(jì)

上述柔性化設(shè)計(jì)考慮的是機(jī)翼骨架和肋的裝配，而骨架裝配完成之后，需要安裝鉚接蒙皮，因此需要設(shè)計(jì)蒙皮裝配型架。蒙皮裝配型架采用柔性化設(shè)計(jì)，主要由支撐座、蒙皮卡板等組成，如圖5所示。蒙皮卡板通過定位銷和螺栓的方式固定在支撐座上，實(shí)現(xiàn)卡板的可互換性。與骨架裝配型架相同，它在平臺上采取的是定位銷釘和螺栓固定的方式。

圖5 蒙皮裝配型架柔性化設(shè)計(jì)示意圖

2 裝配型架仿真計(jì)算

本無人機(jī)機(jī)翼重約50 kg，為了檢驗(yàn)裝配型架的可靠性，利用HyperWorks v12.0軟件對型架的變形量和應(yīng)力進(jìn)行了仿真。

型架所用材料為Q235，支撐座由方鋼管、底板、加強(qiáng)筋、支撐臂焊接而成，在軟件中可認(rèn)為是一體的。此外，為方便計(jì)算，假設(shè)平臺是剛性體，即平臺的變形可以忽略不計(jì)，并將機(jī)翼的重量簡化為均勻加載在型架橫臂相應(yīng)位置上的力。計(jì)算結(jié)果如圖6所示。

圖6 型架仿真計(jì)算結(jié)果

從圖6(a)中可看出，型架的最大變形量為0.023 mm，位于型架橫臂的最前端，機(jī)翼裝配設(shè)計(jì)要求為0.05 mm；從圖6(b)可看出，最大應(yīng)力為1.97 MPa，位于橫臂與立柱的連接處，最大應(yīng)力遠(yuǎn)小于材料的屈服強(qiáng)度。因此，型架剛度滿足設(shè)計(jì)要求。

3 裝配型架制造

根據(jù)設(shè)計(jì)的裝配型架，考慮到機(jī)翼左右對稱，制造出如圖7(a)所示的機(jī)翼裝配型架。裝配平臺的尺寸能夠滿足左右機(jī)翼同時安裝的要求，最后裝配的機(jī)翼如圖7(b)所示。經(jīng)檢測，機(jī)翼裝配精度滿足設(shè)計(jì)要求。

圖7 機(jī)翼裝配結(jié)果

4 結(jié)束語

飛機(jī)裝配型架在飛機(jī)裝配過程中起到至關(guān)重要的作用，其設(shè)計(jì)方法對飛機(jī)的制造周期和制造成本有著重要的影響。根據(jù)設(shè)計(jì)的裝配型架，完成了機(jī)翼裝配，其精度滿足設(shè)計(jì)要求。本文的結(jié)論如下：

1)根據(jù)裝配車間的地基情況，考慮到機(jī)翼的對稱性，設(shè)計(jì)了裝配平臺，裝配平臺的尺寸能夠滿足左右機(jī)翼同時安裝的要求；

2)采用內(nèi)定位的設(shè)計(jì)方法，在機(jī)翼肋上設(shè)計(jì)工藝孔，采取先固定肋后固定梁的方式完成骨架裝配；

3)采用柔性化的設(shè)計(jì)方法，單型架實(shí)現(xiàn)2個方向的調(diào)整，整體型架實(shí)現(xiàn)1個方向的調(diào)整，最終實(shí)現(xiàn)裝配柔性化設(shè)計(jì)；

4)整套機(jī)翼型架只在蒙皮裝配過程設(shè)計(jì)了卡板，且蒙皮卡板具有較高的可互換性；

5)在機(jī)翼裝配完全的情況下，型架的最大變形量為0.023 mm，最大應(yīng)力為1.97 MPa，滿足機(jī)翼裝配使用要求。

[1] 曹增強(qiáng). 國外大型飛機(jī)裝配型架設(shè)計(jì)的新方法[J]. 航空制造技術(shù), 2006(2): 60-61.

[2] 李雷，崔剛，陳桂琴. 飛機(jī)數(shù)字化裝配技術(shù)的研究[J]. 電腦知識與技術(shù), 2010, 6(13): 3522-3526.

[3] 劉洪. 飛機(jī)工裝設(shè)計(jì)制造技術(shù)探討[J]. 航空制造技術(shù), 2006(12): 69-71.

[4] 姜澄宇，王俊標(biāo). 我國大型飛機(jī)研制中的關(guān)鍵制造技術(shù)[J]. 航空制造技術(shù), 2009(1): 28-31.

[5] 陳文紅，陳順洪，郭飛燕. 飛機(jī)翼面類部件數(shù)字化柔性裝配工裝設(shè)計(jì)及應(yīng)用研究[J]. 機(jī)械制造, 2013, 51(10): 78-81.

[6] 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.

[7] 秦龍剛，陳允全，姚定.飛機(jī)裝配先進(jìn)定位技術(shù)[J]. 2009(14): 55-57.

邵宗科(1984-)，男，博士，工程師，主要研究方向?yàn)楣に嚬ぱb設(shè)計(jì)。

Design of Wing Assembly Fixture for UAV

SHAO Zong-ke，YIN Dong-ping，DU Xiong-yao

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

To shorten the assembly cycle and lower the manufacturing cost, the wing assembly platform is designed according to the characteristics of the wing assembly and the foundation conditions of the assembly workshop in this paper. Then the design of assembly fixture for wing is completed with the inner positioning design and flexible assembly design method. The deformation and stress distribution of the assembly fixture are simulated under full load by HyperWorks. The assembly fixture is manufactured according to the design results and the wings are assembled. The results show that the maximum deformation of the assembly fixture is 0.023 mm in the simulation while the maximum stress is 1.97 MPa, which meets the operation requirement of the wing assembly. This assembly fixture is characterized by simple structure, low cost and high precision.

wing assembly; inner positioning design; flexible assembly design; assembly fixture; simulation

2014-12-24

V224+.4

A

1008-5300(2015)02-0022-04