飞机大部件调姿平台力位混合控制系统设计

为了解决调姿平台中,由于三坐标定位器自身各轴垂直度和相互各轴平行度误差引起的调姿误差以及对飞机大部件造成内力的问题,提出一种飞机大部件调姿平台的力/位置混合控制方法.通过建立调姿误差模型,分析三坐标定位器自身垂直度和相互平行度误差对姿态控制以及部件内力的影响;根据机构雅可比矩阵条件数,提出调姿平台力控制轴和位置控制轴分配策略;通过静态误差计算得到,在三坐标定位器垂直度误差为0.05mm/m,同向轴两两之间最大平行度误差为0.1mm/m且平均平行度误差为0.07mm/m时,在给定的部件尺寸和调姿轨迹下,力/位置混合控制方法的调姿精度优于全位置控制方法,并且显著降低了调姿部件内力.实验结果表明,力控制器在位置扰动下能稳定跟随力矩指令,动态误差在±0.03N·m内,满足定位器调姿控制要求.     

飞机大部件调姿平台力位混合控制系统设计

为了解决调姿平台中,由于三坐标定位器自身各轴垂直度和相互各轴平行度误差引起的调姿误差以及对飞机大部件造成内力的问题,提出一种飞机大部件调姿平台的力/位置混合控制方法.通过建立调姿误差模型,分析三坐标定位器自身垂直度和相互平行度误差对姿态控制以及部件内力的影响;根据机构雅可比矩阵条件数,提出调姿平台力控制轴和位置控制轴分配策略;通过静态误差计算得到,在三坐标定位器垂直度误差为0.05mm/m,同向轴两两之间最大平行度误差为0.1mm/m且平均平行度误差为0.07mm/m时,在给定的部件尺寸和调姿轨迹下,力/位置混合控制方法的调姿精度优于全位置控制方法,并且显著降低了调姿部件内力.实验结果表明,力控制器在位置扰动下能够稳定跟随力矩指令,动态误差在±0.03N·m内,满足定位器调姿控制要求.     

一种精密三坐标POGO柱设计与精度研究

针对飞机数字化装配中大部件调姿与对合问题,提出一种由3个具有三平动自由度的分支机构构成并联机构对飞机大部件进行支撑和姿态调整的方法.根据飞机大部件调姿对合装配工艺要求,三坐标POGO柱应具有高的设计指标,对POGO柱结构进行详细设计,并提出用于提高其工作性能的关键措施.通过综合分析引起POGO空间定位误差的因素,建立空间定位误差的数学模型,进而得到确定导轨安装基准面形位公差的方法.实验结果表明,基于3个精密三坐标POGO柱的大部件调姿方法能够满足飞机部件调姿的高精度、高刚度要求.将精密三坐标POGO柱作为数字化柔性装配系统的基础部件,通过模块化配置还可以适应各类大型部件姿态调整的应用需求.     

基于定位器的飞机大部件调姿系统静刚度

针对飞机数字化装配系统应具有良好姿态保持特性的要求,以典型的基于4个三坐标定位器支撑的飞机大部件位姿调整系统为研究对象,分析大部件在外力作用下,力与位姿变化之间的关系,建立系统的静刚度和单向刚度模型,有利于分析和评价系统的姿态保持特性.分析静刚度对系统精加工误差的影响,并得出系统设计过程中在考虑刚度要求时需要遵循的原则.采用有限元软件对模拟机身样件处于目标位姿时系统的静刚度进行计算,并与解析模型计算结果进行对比分析.结果表明,有限元法与解析法计算得到的系统静刚度基本相同,从而验证了解析模型的正确性.     

一种自适应入位固持装置及试验研究

为解决飞机数字化装配中难以对机身大部件增加辅助固持并保持大部件位姿不变的技术难题,提出一种基于气浮和万向球座的大部件位姿跟随固持方法,并设计制造称之为随动定位器的专用柔性工装.结合某工程,进行定位器关键参数的分析计算和相关工艺试验研究,并对油压波动、相关零件磨损对锁紧力的影响以及芯轴自由端关键参数选择与入位可靠性问题进行了研究.结果表明,在芯轴角度偏差较小时,随动定位器可以在确保大部件位姿不被破坏的情况下,实现芯轴的小阻力自适应入位,并可以根据选定的工作油压和配合间隙可靠固持大部件,其性能可以满足工程要求.     

三坐标定位器部件刚度配置方法

为满足机身调姿工装的定位精度要求并兼顾调姿工装的制造工艺、成本等要求,建立三坐标定位器部件刚度配置与机身位姿误差、变形之间的关系模型,提出三坐标定位器的部件刚度配置方法,给出三坐标定位器部件刚度配置的评价标准与流程.对机身的位姿误差、变形进行参数化定义,将调姿工装有限元模型与定位器空间定位误差模型结合,用于计算机身的位姿误差、变形.以典型的五次多项调姿路径为例,计算不同的刚度配置条件下机身的位姿误差、变形,并进行正交试验分析,得到三坐标定位器部件刚度配置的约束条件,以三坐标定位器的重量为优化目标,给出一种刚度配置.计算结果表明,经刚度配置优化后,三坐标定位器的重量可减少2.1 t.     

定位器模型参考自适应控制系统设计

为了消除飞机大部件调姿系统中大部件质量难以在定位器间均衡分配引起的定位器位置伺服控制的不确定性,提出基于模型参考自适应控制的闭环位置伺服控制系统.在控制系统的设计中,根据李雅普诺夫稳定理论求解控制律和自适应律,确定自适应律算法所涉及矩阵的类型.为避免激发系统的高频未建模动态,引入低通滤波器,以保证运动的平稳性和准确性.实验结果证明:基于模型参考自适应控制的伺服系统可以在定位器负载发生变化时保持控制系统性能的一致性,保证动态误差在0~0.05mm,稳态误差为零.     

机翼数控定位器布局及行程优化

针对机翼部件装配后姿态调整和精加工的需求,研制了可用于支撑多种机翼的三坐标数控定位器,并对定位器在数字化调姿及精加工平台上的布局及其在平台内投影的行程进行了分析;根据定位器行程在平台上的投影为长方形的特点,建立了数控定位器行程的优化函数,利用遗传算法计算出定位器的最优布局和行程范围;最后,通过实例对分析方法进行验证.结果表明:所提出的方法是可行的,为机翼柔性支撑中定位器的布局和结构设计提供了依据.     

飞机自动化装配过程数据集成与实现

为了实现飞机装配过程的数字化、自动化和柔性化,设计、架构了面向某型号飞机大部件调姿、对合及精加工的装配过程数据管理系统.该系统以工作流驱动的任务管理器为基础,采用扩展的C/S多层架构体系.通过分块读写思想、参数化策略和Oracle在线存储与XML离线存储并存的双重机制,实现了数据的高效存取.详细阐述了过程数据集成的若干关键技术,包括测量与状态数据处理、设备维护、加工BOM管理、装配可视化及数据的统计分析.该系统的应用实施将为优化装配流程、改进装配工艺、指导容差分配、提高装配精度和生产效率提供实用的历史资料和技术支持.     

用于飞机数字化装配的浮动入位装置

针对飞机组件、部件的无应力入位问题,提出一种浮动入位方法,设计浮动入位装置.介绍飞机部件的定位器支撑布局,论述部件姿态调整对工艺球头入位形式的要求|提出浮动入位装置的技术要求,将浮动入位装置划分为直线移动模块、浮动锁紧模块和球头入位模块,对锁紧机构进行分析,并对装置的关键受力部位进行校核|最后,对2种浮动入位装置进行分析与比较.分析结果表明,该装置具有良好的入位适应性,可以有效释放组件、部件入位过程中的内应力,能够提供足够大的锁紧力并且不对飞机组件、部件的姿态产生破坏.     

飞机翼身对接装配中的接头测量与评价技术

为了满足飞机机身与机翼对接装配的协调准确度要求,在对接装配前一般需要采用翼身接头精加工程序.为了保证加工过程的安全性并及时反馈加工质量信息,提出一种飞机数字化总装配时的翼身接头测量与评价方法.在专用数控加工中心的主轴上安装三坐标测量头,使之具有精密测量与数控加工一体化功能.在翼身接头测量过程中,数控机床和机身调姿工装的运动由系统主控计算机协调.基于测量数据预处理的结果,自动建立所有翼身接头的参数化模型.根据装配工艺的要求,进行各翼身接头的加工过程仿真、加工余量评价以及精加工检验,保证精加工的质量和安全性.分析精加工过程可能存在的问题,并给出相应的评价模型与指标.应用结果表明,该方法能实现机身与机翼之间的准确对接与协调互换.     

冗余驱动的平面并联操作手的输入力优化

介绍了带冗余驱动器的平面并联操作手的两种结构,基于动力学方程分析了它们对不同的优化目标的输入力最优化问题.结果表明,加入冗余驱动,可明显降低并联操作手的驱动力     

大型飞机总装配中支撑点设计分析技术

当采用多个数控定位器对飞机机身进行支撑和定位时,由于重力载荷等因素的影响,机身会产生变形,而机身的变形可能导致装配过程中对机身制造和装配准确度的误判.为了保障飞机的整机装配质量,需要给出合理的机身支撑点数量和位置.根据某大型飞机的全机对接装配问题,建立机身的有限元模型,研究了不同支撑条件下飞机的变形性态,分析了定位器的数量、布局以及工艺接头的安装位置等因素对机身变形的影响,结果表明：当机身姿态角度参数由0°变化到10°时,机身测量点平均误差值由0.641 0 mm变为0.910 0 mm,而测量点最大误差值变化并不明显;当工艺接头安装角度由 0°变化到15°时,机身测量点平均误差值由0.910 0 mm变为1.216 2 mm,测量点最大误差值由2.803 4 mm变为3.122 9 mm;机身分别采用三点支撑（1、2号支撑框位）,四点支撑（1、3号支撑框位）和六点支撑时,测量点平均位置误差分别为1.567 6、0.690 0、0.458 1 mm,测量点最大空间位置误差分别为2.738 8、1.228 1、0.874 9 mm,根据计算结果和机身装配工艺要求,最终确定机身采用六点支撑.     

基于实测数据的翼身交点接头干涉检测方法

针对飞机翼身对接过程中,叉耳式交点接头因装配变形而发生干涉的问题,提出基于关键点距离检测的装配干涉判断方法.根据对接前叉耳接头上的现场实测数据,计算接头在装配坐标系下的位姿并建立耳型接头和叉型接头的坐标变换关系,通过投影方法计算并归纳出接头的距离极值点,求出叉耳接头间最小距离.综合考察各个叉耳接头处的最小距离,判断干涉情况,提出在多种叉耳接头布局方式下的机翼位姿调整方案.该方法将三维距离问题转化为有限个点的检测问题,能够快速实现在任意机翼位姿下的翼身对接干涉检测和机翼位姿修正.仿真验证结果表明该方法的有效性.     

基于鞍点规划理论的机翼水平位姿评估方法

在飞机机翼水平位姿调整过程中,需要通过激光跟踪仪系统测量机翼上特征点的坐标位置,以及用直线位移传感器测量机翼水平测量点的高度来对机翼位姿进行评估.为此,借鉴形状与位置误差评定理论中的“最小条件”原则,建立基于鞍点规划理论的位姿评估模型,并运用奇异值分解法和单纯形法对其进行了求解.该模型同时考虑特征点的位置精度要求和水平测量点的高度精度要求,其中水平测量点的高度精度由直线位移传感器实际测量的伪水平测量点的高度精度间接得以保证.仿真算例表明,该模型的位姿评估结果具有较高的精度,能很好地表征机翼的位姿.     

3-RRR型并联机构运动学研究

针对3-RRR型并联机构的输入及输出构件间的位置关系展开研究.基于运动螺旋理论,分析了该机构的自由度性质,并确定了主动副的位置;建立了机构的逆运动学方程及正运动学方程,并对给定运动平台的位姿进行了数值计算,以验证所建立方程的正确性;研究了机构的运动解耦性以及运动平台的工作空间大小与连杆长度变化的关系;最后,对给定运动平台的运动方程下主动副的输出转角进行了数值仿真.     

聚丙烯酰胺凝胶吸水膨胀驱动行为

目的 研究聚丙烯酰胺凝胶在吸水膨胀过程中的驱动行为,为实现智能凝胶的精确控制以及进一步应用奠定基础.方法 常温条件下制备聚丙烯酰胺凝胶,通过微机控制的力学试验机测试其不同含水量时的应力-应变曲线,采用预压重物的方法 测试聚丙烯酰胺凝胶在束缚状态下的吸水膨胀过程及对其外膨胀做功的能力.结果 不同初始尺寸的凝胶在实际吸水膨胀过程中与理论预测出现偏差,不同尺寸试样的膨胀驱动做功能力也有显著差异.结论 聚丙烯酰胺凝胶在实际应用中的吸水膨胀驱动行为,可看作是在自身重力和外界压力共同作用下的束缚膨胀做功过程,与试样的初始尺寸(长径比)、外界压力有密切关系.