航空發(fā)動機整機數(shù)控安裝多軸調(diào)姿方法及其應(yīng)用*

高 航，宋 強，劉 國，盛賢君，趙 哲

（1.大連理工大學(xué)機械工程學(xué)院，大連 116024；2. 航空工業(yè)沈陽飛機工業(yè)（集團）有限公司，沈陽 110850；3. 大連理工大學(xué)電氣工程學(xué)院，大連 116024；4. 中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015）

飛機制造是一項技術(shù)難度大、過程非常復(fù)雜的的工程，在現(xiàn)代飛機制造中，裝配已經(jīng)占到了整個飛機制造周期中總工作量的一半以上。由于飛機零部件尺寸大、結(jié)構(gòu)精密復(fù)雜、數(shù)量繁多[1]，裝配環(huán)節(jié)的自動化程度一直處于較低的水平，勞動密集且耗時耗力的裝配工作已經(jīng)成為提高飛機制造質(zhì)量和效率、降低成本的最大障礙[2]。在智能制造的背景下，隨著數(shù)字化測量、室內(nèi)GPS等在飛機裝配中的應(yīng)用[3-4]，以數(shù)字化、柔性化為特征的自動化裝配技術(shù)對于保證裝配質(zhì)量、提高生產(chǎn)效率有著重大意義，已成為飛機制造業(yè)發(fā)展的必然趨勢[5-7]。

航空發(fā)動機是飛機動力系統(tǒng)的核心，發(fā)動機安裝在飛機裝配中占有重要地位，安裝質(zhì)量對飛機性能有著很大影響。如圖1所示，航空發(fā)動機具有體積重量大、結(jié)構(gòu)精密復(fù)雜、安裝間隙小等特點，且表面布滿復(fù)雜的管路，安裝軌跡復(fù)雜，使得高質(zhì)量、高效率的發(fā)動機安裝成為飛機裝配中最大的難點之一。目前國內(nèi)普遍采用手工模式進行航空發(fā)動機的安裝作業(yè)，其主要存在以下幾個方面的問題。

（1）自動化程度低：在整個發(fā)動機安裝過程中，只能依靠人力對發(fā)動機的位置姿態(tài)反復(fù)進行手動調(diào)整，且不能多軸聯(lián)動調(diào)整，耗時耗力，勞動強度大。

（2）調(diào)姿精度低：發(fā)動機的位置姿態(tài)調(diào)整過程中沒有精準的伺服控制，只能依靠人的操作經(jīng)驗，沒有精確的測量與反饋，只能依靠人的目視觀察，精度低，可靠性差，且容易磕碰發(fā)動機。

（3）安裝效率低：發(fā)動機的安裝需要多人協(xié)同觀察和操作，且容易發(fā)生誤操作和返工，安裝一臺發(fā)動機需要數(shù)個小時。國內(nèi)的航空發(fā)動機手工安裝模式仍處于比較低的技術(shù)水平，而國外飛機制造公司如洛克希德·馬丁、波音、空客等，都在航空發(fā)動機安裝中應(yīng)用了自動化安裝方法和裝備，大大提高了發(fā)動機安裝的質(zhì)量和效率。

在航空發(fā)動機自動化安裝領(lǐng)域，國內(nèi)也開展了一些針對性研究，李洋等[8]比較了發(fā)動機的傳統(tǒng)安裝過程和數(shù)字化安裝過程，并提出激光輔助測量的方法；魏曉彪等[9]設(shè)計了一種發(fā)動機自動化安裝設(shè)備；陳志英等[10]研究了發(fā)動機安裝的路徑規(guī)劃，并提出了“探測-分析-運動-探測”的工藝流程；趙長輝等[11]對國外多種航空發(fā)動機安裝車產(chǎn)品實例進行了分析。

本文作者在已有前期研究基礎(chǔ)上，研制了具有六軸調(diào)姿安裝功能的航空發(fā)動機數(shù)控安裝架車，應(yīng)用基于視覺監(jiān)測的航空發(fā)動機數(shù)控安裝方法，進行了航空發(fā)動機安裝的現(xiàn)場應(yīng)用驗證試驗。

圖1 F-35戰(zhàn)斗機發(fā)動機整機安裝Fig.1 Aeroengine installation of F-35 fighter

航空發(fā)動機數(shù)控安裝多軸調(diào)姿平臺

1 航空發(fā)動機安裝動作要求和調(diào)姿分析

圖2所示為國內(nèi)某型航空發(fā)動機安裝軌跡示意圖，理論上為一近似梯形折線軌跡。由于發(fā)動機和安裝艙的結(jié)構(gòu)特點以及初始位姿的隨機性和不確定性，在航空發(fā)動機的安裝過程中，需要在沿安裝艙軸線的豎直剖面內(nèi)，對發(fā)動機的俯仰姿態(tài)進行實時調(diào)整。

在圖2中，點O1和點O2是航空發(fā)動機軸線上兩點，其所在圓截面為安裝過程中的支承截面，因此航空發(fā)動機的安裝軌跡可以簡化為點O1和點O2的運動軌跡，點劃線AB-BCCD為發(fā)動機安裝過程中點O1和點O2所走過的路徑，從點O1和點O2所處位置分析，發(fā)動機在安裝過程中的俯仰姿態(tài)變化經(jīng)歷了以下4個階段：

（1）發(fā)動機首先以抬頭姿態(tài)進入安裝艙，且隨著發(fā)動機的推進，抬頭角度逐漸增加，直到點O2與點B重合（此時點O1尚未到達點A位置）；

（2）發(fā)動機繼續(xù)推進，在點O1到達點A位置前，發(fā)動機向前平移，抬頭角度不變；

（3）當(dāng)點O1到達點A位置后，點O2到達點C位置前，發(fā)動機抬頭角度逐漸減??；

（4）當(dāng)點O2到達點C位置后，發(fā)動機抬頭角度繼續(xù)減小，但下降速率比前一階段更快，最后以低頭姿態(tài)安裝到位。

由此可見，航空發(fā)動機的實際安裝軌跡，是比較復(fù)雜的駝峰形曲線。對航空發(fā)動機理論安裝軌跡，雷海峰等[12]已經(jīng)進行了比較充分的研究，并給出了理論安裝軌跡的數(shù)學(xué)模型。

在航空發(fā)動機安裝前和安裝過程中，要能夠始終保證航空發(fā)動機與機身安裝艙的軸心對準，這是發(fā)動機成功安裝的必要條件。

如圖3所示，發(fā)動機與安裝艙的軸心對準包括兩個方面：一是發(fā)動機前端中心與安裝艙外輪廓中心的位置對準；二是發(fā)動機軸線與安裝艙軸線的偏擺角度對準。前者包括發(fā)動機前端中心與安裝艙外輪廓中心的水平偏移量Δy和豎直偏移量Δz，后者包括發(fā)動機軸線與安裝艙軸線的水平偏擺角度Δθ1和豎直偏擺角度Δθ2。

圖2 某航空發(fā)動機安裝軌跡Fig.2 Trajectory of aeroengine installation

除了俯仰姿態(tài)調(diào)整和軸心對準，在航空發(fā)動機的安裝中，還需要對其繞軸線的轉(zhuǎn)動進行調(diào)整，以及向機身安裝艙內(nèi)的推進。

通過以上分析，得知為了實現(xiàn)發(fā)動機的高效精準安裝，航空發(fā)動機數(shù)控安裝應(yīng)能夠?qū)崿F(xiàn)對發(fā)動機6個空間自由度的位置姿態(tài)的精準調(diào)整，應(yīng)能夠在發(fā)動機安裝過程中對發(fā)動機位置姿態(tài)進行實時監(jiān)測和反饋控制。

2 航空發(fā)動機數(shù)控安裝多軸調(diào)姿平臺

按照功能劃分，研制的航空發(fā)動機數(shù)控安裝架車包括兩大部分：多軸調(diào)姿平臺和行走底盤車，如圖4所示。其中多軸調(diào)姿平臺作為數(shù)控安裝架車執(zhí)行發(fā)動機數(shù)控安裝作業(yè)的主要機構(gòu)，有6個空間自由度，根據(jù)安裝需要可以多軸聯(lián)動控制，負責(zé)航空發(fā)動機在安裝過程中的位置姿態(tài)調(diào)整和推進；行走底盤車由電力驅(qū)動，并帶有液壓支腿，負責(zé)航空發(fā)動機的短途轉(zhuǎn)運和安裝前的初始對準，安裝過程中由液壓支腿進行承載。

多軸調(diào)姿平臺包括：發(fā)動機夾具、平移機構(gòu)、轉(zhuǎn)臺機構(gòu)、升降俯仰機構(gòu)，其中平移機構(gòu)實現(xiàn)發(fā)動機垂直于軸心方向的水平偏移，轉(zhuǎn)臺機構(gòu)實現(xiàn)發(fā)動機的水平偏擺，承載框架與底盤導(dǎo)軌配合實現(xiàn)發(fā)動機沿軸線方向的推進，而發(fā)動機其余3個自由度的調(diào)整依靠多軸調(diào)姿平臺的升降俯仰機構(gòu)來實現(xiàn)。

升降俯仰機構(gòu)需要實現(xiàn)發(fā)動機的豎直偏移、豎直偏擺和沿軸線轉(zhuǎn)動等3個自由度的調(diào)整，采用了4組“人字形”連桿獨立驅(qū)動的方案，每組“人字形”連桿頂部均采用關(guān)節(jié)軸承的連接方式，4組“人字形”連桿共同支撐轉(zhuǎn)臺機構(gòu)底板。對其空間自由度進行分析，以驗證其是否能夠滿足3個自由度的要求。

圖3 航空發(fā)動機軸心對準示意圖Fig.3 Schematic diagram of axis alignment for aeroengine

圖4 航空發(fā)動機數(shù)控安裝架車Fig.4 NC installation vehicle for aeroengine

從機構(gòu)學(xué)方面考慮，升降俯仰機構(gòu)有6個移動副、12個轉(zhuǎn)動副、4個球面低副和1個球面高副，對應(yīng)的自由度數(shù)分別為 1、1、3、5，根據(jù)已有空間自由度公式進行計算[13-16]：

式中，W為機構(gòu)的空間自由度；Pz為機構(gòu)運動副自由度總和；λ為機構(gòu)的多余自由度數(shù)目；N為空間的封閉環(huán)數(shù)目。

所有運動副自由度總和為：

4個球面低副（關(guān)節(jié)軸承）在所在兩個平面內(nèi)的轉(zhuǎn)動（4個自由度）與對應(yīng)轉(zhuǎn)動副或球面高副功能重復(fù)，屬于多余自由度，球面高副只對轉(zhuǎn)臺底板起到輔助支撐作用，且確定一個平面只需要3個點，其沿豎直軸的轉(zhuǎn)動和3個軸向的移動（4個自由度）也屬于多余自由度，因此升降俯仰機構(gòu)的多余自由度共有8個，即λ=8；機架上兩點之間通過多個連桿連接即構(gòu)成一個封閉環(huán)，因此在升降俯仰機構(gòu)中，一共有8個封閉環(huán)，即N=8；將以上數(shù)據(jù)代入空間自由度計算式中，可得到升降俯仰機構(gòu)自由度：

可見，升降俯仰機構(gòu)有3個自由度，能夠?qū)崿F(xiàn)發(fā)動機的豎直移動、豎直偏擺和沿軸線轉(zhuǎn)動的調(diào)整。

航空發(fā)動機位置姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)

在航空發(fā)動機的安裝過程中，需要對其位置姿態(tài)進行實時在線監(jiān)測并做出反饋調(diào)整，為實現(xiàn)這一功能，采用了研制的多視覺監(jiān)測系統(tǒng)[17]。

多視覺監(jiān)測系統(tǒng)包括5個部分：圓環(huán)標靶、監(jiān)視攝像頭、監(jiān)測平臺、主機、輔助監(jiān)視攝像頭，其中，圓環(huán)標靶固定在航空發(fā)動機前端，與發(fā)動機前端同心，起到確定發(fā)動機位置和姿態(tài)的作用；監(jiān)視攝像頭固定在安裝艙的多個檢修口，在發(fā)動機安裝過程中起到輔助監(jiān)視作用；監(jiān)測平臺放置在安裝艙前端（靠近飛機進氣口一側(cè)），將固定在發(fā)動機前端的圓環(huán)標靶和安裝艙輪廓進行圖像采集，并將采集結(jié)果傳輸?shù)街鳈C；采用多個輔助監(jiān)視攝像頭，安裝在機身適當(dāng)?shù)奈恢没虼翱冢糜谳o助監(jiān)控發(fā)動機進入機身后與側(cè)壁的間隙大小等。主機是整個系統(tǒng)的大腦，將采集到的圖像進行處理比對，計算出發(fā)動機相對于安裝艙的位置姿態(tài)偏差。

圖5所示為航空發(fā)動機數(shù)控安裝場景示意圖，多視覺監(jiān)測系統(tǒng)與航空發(fā)動機數(shù)控安裝架車的數(shù)控系統(tǒng)連接，在發(fā)動機安裝過程中將計算出的發(fā)動機位置姿態(tài)偏差反饋給架車數(shù)控系統(tǒng)，由其控制多軸數(shù)控調(diào)姿平臺，對發(fā)動機的位置姿態(tài)進行實時精準調(diào)控，推進發(fā)動機向機身內(nèi)安裝，直至發(fā)動機安裝到位。此外，在數(shù)控安裝過程中，操作者可以根據(jù)需要切換至非自動模式，通過數(shù)控手麥或數(shù)控指令調(diào)整發(fā)動機的位置姿態(tài)，使其滿足安裝要求。

圖5 航空發(fā)動機數(shù)控安裝示意圖Fig.5 Schematic diagram for NC installation of aeroengine

航空發(fā)動機數(shù)控安裝驗證試驗

為了驗證研制的航空發(fā)動機多軸數(shù)控安裝架車的可行性，聯(lián)合某飛機制造企業(yè)，進行了多次生產(chǎn)現(xiàn)場的航空發(fā)動機安裝應(yīng)用驗證試驗。

如圖6所示為航空發(fā)動機數(shù)控安裝試驗流程，主要包括軸心對準和安裝推進，兩個過程都包含“監(jiān)測-反饋-調(diào)整”的機制。

航空發(fā)動機與機身安裝艙的軸心對準，包括初始對準和精對準。首先進行架車與機身的初始對準，驅(qū)動架車至發(fā)動機安裝工位，架車前端有定位環(huán)，調(diào)整架車的位置和角度，當(dāng)定位環(huán)與機身安裝艙特定位置的外圓輪廓對齊時，使發(fā)動機相對于安裝艙的偏差處于可調(diào)范圍內(nèi)，即完成了架車與機身的初始對準，將液壓支腿放下，整個發(fā)動機安裝過程中由液壓支腿承載架車和發(fā)動機的重量。

在軸心精對準過程中，架車數(shù)控系統(tǒng)利用多視覺監(jiān)測系統(tǒng)的反饋信息，控制多軸調(diào)姿平臺調(diào)整發(fā)動機的位置姿態(tài)，如圖7所示，系統(tǒng)程序中設(shè)置了允許誤差，包括水平偏移允許誤差Δy0，豎直偏移允許誤差Δz0，水平偏擺角度允許誤差Δθ10和豎直偏擺角度允許誤差Δθ20，當(dāng)發(fā)動機的4個位置姿態(tài)偏差全部控制在允許誤差范圍內(nèi)時，即完成了發(fā)動機與安裝艙的軸心對準，然后進入發(fā)動機的推進安裝作業(yè)。

在發(fā)動機通過數(shù)控系統(tǒng)操控緩慢推進安裝過程中，多視覺監(jiān)測系統(tǒng)對發(fā)動機的位置姿態(tài)進行在線實時監(jiān)測，并將結(jié)果反饋到航空發(fā)動機數(shù)控安裝架車的數(shù)控系統(tǒng)，如圖8所示，當(dāng)發(fā)動機位置姿態(tài)偏差在誤差范圍內(nèi)時，安裝過程持續(xù)進行；當(dāng)發(fā)動機位置姿態(tài)偏差超出了誤差范圍時，發(fā)動機安裝工作將暫停，由多軸數(shù)控調(diào)姿平臺對發(fā)動機位置姿態(tài)進行調(diào)整，直到符合誤差范圍要求，繼續(xù)執(zhí)行安裝工作，直至發(fā)動機安裝到位。

在發(fā)動機安裝驗證試驗過程中，同時對發(fā)動機安裝架車沿各軸的發(fā)動機位置、姿態(tài)調(diào)整精度進行了檢測，其中沿X軸、Y軸、Z軸直線運動的位置精度采用激光干涉儀進行檢測；而繞X軸、Y軸、Z軸的姿態(tài)精度等不便于應(yīng)用激光干涉儀的檢測項目，則在軸線兩側(cè)布置兩臺百分表，利用兩臺百分表的示值差，推算出繞軸線的偏擺角度。將檢測結(jié)果與數(shù)控系統(tǒng)、多視覺監(jiān)測系統(tǒng)的結(jié)果進行對比，即可得出發(fā)動機安裝的位置、姿態(tài)精度能否滿足要求。

圖6 航空發(fā)動機數(shù)控安裝試驗流程Fig.6 Flow chart for NC installation of aeroengine

多次試驗結(jié)果表明，所采用的航空發(fā)動機數(shù)控安裝方法及其裝備，操作輕便，精度高，使航空發(fā)動機整機安裝效率提高了1倍以上，位置操控精度可以控制在0.2mm以內(nèi)，姿態(tài)操控精度控制在20'以內(nèi)，能夠?qū)Πl(fā)動機的安裝過程進行有效監(jiān)測，避免了安裝過程中發(fā)動機外緣與機身發(fā)動機艙的磕碰。

圖7 航空發(fā)動機的位姿監(jiān)測系統(tǒng)界面Fig.7 Interface of attitude monitoring for aeroengine

圖8 發(fā)動機數(shù)控安裝系統(tǒng)界面Fig.8 Interface of system for aeroengine NC installation

結(jié)論

（1）研制的航空發(fā)動機數(shù)控安裝架車及其多軸調(diào)姿方法和平臺，具有多軸精確調(diào)姿功能和自動化程度高等特點，多軸調(diào)姿平臺能夠?qū)崿F(xiàn)發(fā)動機5個空間自由度的姿態(tài)調(diào)整，加之與行走底盤車上導(dǎo)軌的配合實現(xiàn)發(fā)動機的前向推進，滿足了發(fā)動機6自由度的安裝調(diào)姿要求；

（2）多次安裝試驗表明，采用研制的多軸數(shù)控安裝架車進行飛機發(fā)動機安裝，操作輕便平穩(wěn)、精度高，航空發(fā)動機整機安裝效率可提高1倍以上，位置操控精度能夠控制在0.2mm以內(nèi)，姿態(tài)操控精度控制在20'以內(nèi)；

（3）應(yīng)用多視覺監(jiān)測系統(tǒng)，在航空發(fā)動機數(shù)控安裝過程中，對其位置姿態(tài)進行實時監(jiān)測與反饋，不僅能夠提高發(fā)動機安裝的精度和效率，而且能夠有效避免安裝過程中發(fā)動機外緣與機身發(fā)動機艙的磕碰；

（4）本文研制的多軸數(shù)控調(diào)姿平臺，可推廣應(yīng)用到其他航空航天領(lǐng)域高端裝備大部段的對接裝配，顯著提高其對準安裝精度和效率。

參 考 文 獻

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