基于飞机装配的热变形误差分析方法.pdf

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时间:2020-03-26

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1、第1期(总第200期)机械工程与自动化No.12017年2月MECHANICALENGINEERING&AUTOMATIONFeb.文章编号:1672‐6413(2017)01‐0004‐03基于飞机装配的热变形误差分析方法张俐,王炜辰(北京航空航天大学,北京100083)摘要:通过分析飞机装配过程中受环境温度影响的相关因素,总结出一整套有关装配、对接工艺中关键测量点的综合热变形误差分析方法。采用从零件到整体、从无约束条件到有工装约束条件的思路得出关键测量点在各个方向的最终位置偏移量,并以蒙皮装配过程与客机机身对接过程为例,验

2、证上述方法的有效性。关键词:热变形;误差分析;飞机装配中图分类号:TP391畅7文献标识码:A0引言补偿,而并未考虑被测对象形状参数对热变形量的影温度作为生产装配环节中难以回避的影响因素,响;③仪器自身温度传感器受温度影响所引入的不确不仅制约着现代高精密加工技术的发展,且其对大型定度也会给测量结果带来影响。[1]装配制造业产品的影响同样不可忽略。以飞机为1.2飞机零件例,各部件装配外形的准确度将直接决定其气动性能,飞机零件是飞机整体制造装配的基础,整个生产而提高准确度在传统方法上只考虑了零件制造误差流程一般先由零件装配成较简单

3、的组合件与板件,而(M)、定位误差(D)、安装误差(A)等因素的影响,忽略后逐步装配成比较复杂的部件,最后将各部件对接完[2]了环境温度对各个环节所累积的误差。成整架飞机。显然,零件误差的控制对后续整体工艺本文概括分析了飞机装配制造过程中受温度影响误差分配至关重要。的相关因素,并针对误差补偿方法给出相关分析流程,以应用骨架外形为基准的装配工艺为例,由于定即在遵循生产工艺原则的基础上,对被测对象装配过位点处的约束与骨架自身的热膨胀作用,会使左、右两程中的关键特征进行提取,并将其上的关键测量点(指侧变形量大于其他位置变形量而让外形

4、趋于椭圆。此位于关键特征上可测量到的待检测点,如客机舱段对热变形会使装配误差“由内向外”积累,最终反映在部接时框上的定位点)作为部件对接的精度检测点,最终件的外形上。图1(a)为蒙皮装配过程,图1(b)为骨架根据有关热变形计算结果补偿温度误差,以此提高整在该环境下的热变形示意图。体大部件的对接精度。同样,在应用固定工装对隔框等零件进行定位的1受温度影响的误差源分析过程中,零件自身的热变形会使分布其上的后续工艺环境温度从飞机零件制造环节开始就在影响着最定位基准产生偏差。若在该环境下继续按照理论位置终产品的准确度,贯穿从装配到对接

5、、从测量设备到被对诸如定位孔等基准进行精铰操作,则会为后续装配测对象的整个生产装配流程。在此过程中,现场实际准确度积累热变形误差。温度与工艺设计温度之间的差别以及车间自身温度的1.3装配工装变化都会引起相应的协调度误差。工装作为飞机生产装配过程中不可缺少的一环,1.1激光跟踪仪对满足各零部件之间相对位置的准确度要求至关重在现场实际测量过程中,环境温度对激光跟踪仪要。一般情况下,在各工艺装备之间、工艺装备与产品测量精度的影响主要体现在以下3个方面:①当被测之间都会出现严重不协调的现象。除了传统工装的安对象体积较大时,仪器本身与被

6、测对象处于不同环境装误差、定位误差等因素会对装配产品精度造成影响温度下,应用激光跟踪仪自身温度传感器所测得的温以外,环境温度对装配工装的影响主要体现在以下3[4]度对波长进行补差会造成一定误差,具体补偿公式可个方面:①温度变化时,厂房混凝土的伸缩很小,与[3]参考艾德伦公式;②应用SA分析软件采用温度常用工艺装备材料如钢和铝的热膨胀系数相差很大,Scale参数时,测量结果通过材料的线性膨胀方式进行导致型架各部位热变形不均匀;②装配工装为保证装国家重大专项(2014ZX04001‐081‐07);国家创新基金资助项目(2013E

7、11222)收稿日期:2016‐04‐20;修订日期:2016‐10‐05作者简介:张俐(1961‐),女,北京人,高级工程师,本科,主要研究方向为飞机数字化装配检测技术。2017年第1期张俐,等:基于飞机装配的热变形误差分析方法·5·配精度,部分采用固定件进行强迫装配且其刚度与强进行仿真,归纳出可测量到的被测对象检测点;②应用度较零件或组合件高,在环境温度变化的情况下,会在上一步所得结果对被测对象的关键特征进行提取;③装配件内造成严重的内应力;③在工装脱离厂房地基对实际测量时的环境温度进行检测,并计算自由状态的条件下,其自身

8、结构的热变形也会对最终装配精度下关键特征零件的热变形量;④对所用工装结构受温产生影响。度影响的热变形进行分析;⑤结合工装变形、前序装配工艺影响以及关键特征自身热变形之间的关系,综合得出现场环境温度下关键测量点处位置的变形量(fx,fy,Δfz)。ΔΔ3客机机舱对接热变形分析由

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