某型直升機尾梁數(shù)字化自動對接技術研究

◎劉勝 劉楠 孔垂峰

一、概述

飛機裝配工作在飛機制造中占有極其重要的地位，其勞動量占整個飛機制造總勞動量的50%～60%，工作周期占全機生產周期的50%～75%。飛機裝配過程是各大飛機制造公司在實現(xiàn)縮短生產周期、降低成本工作中重要關注的方面。現(xiàn)代民用飛機長壽命、高質量、低成本、批量大并需快速響應客戶需求等特性對飛機裝配質量提出了更高要求。國內外民用大型客機實踐證明先進的自動化裝配技術可以有效、穩(wěn)定的提高飛機裝配質量，縮短裝配周期，降低工人勞動強度。

直升機裝配具有噸位小、結構尺寸受限、多品種、小批量的特點，采用數(shù)字化自動裝配的需求不高。某型直升機試制期間，為了提升直升機制造水平、探索直升機數(shù)字化自動對接技術，決定開展基于直升機平臺的數(shù)字化自動對接技術研究。

二、直升機結構特點

直升機機身結構一般由前機身（包含座艙罩）、中機身、過渡段、尾部結構（由尾梁和垂尾組成）、平尾、動力艙整流罩、其它整流罩及口蓋組成。

圖1 美國UH-60A直升機結構示意圖

與民航大型客機的裝配流程相比，直升機結構裝配具有以下特點：

各部件外形差異較大，采用數(shù)字化裝配技術的難度大。

機身結構尺寸相對較小，布置數(shù)字化調整、定位工裝空間小，對數(shù)字化設備的集成度要求較高。直升機批產存在多品種、小批量的特點，裝配過程更改頻繁。設計階段未考慮數(shù)字化裝配技術，機身結構對接面未針對數(shù)字化裝配技術進行優(yōu)化，缺少必要的設計補償。

基于以上原因，國內外直升機裝配并未采用數(shù)字化自動對接技術，仍停留在傳統(tǒng)的人工裝配階段，所以沒有成熟車直升機數(shù)字化裝配經驗可借鑒。

三、民航大型客機的數(shù)字化自動對接技術分析

分析民航大型客機的數(shù)字化自動對接，其數(shù)字化裝配主要有兩種典型結構：

1.機身部段對接。

進行對接的機身部段切面形狀相似或相同，整個部段均需要連接，共同傳遞載荷；機身蒙皮在對接處留有間隙補償；機身結構內側設計連接長桁、梁等加強件；對接處設計內外帶板進行連接。

2.翼身交點對接。

對接部段外形切面存在明顯差異，且對接部段僅通過關鍵交點進行連接，該交點為載荷傳遞主要途徑，其他連接處為輔助連接。

圖2 波音747機身段對接原理圖

四、某型直升機尾梁數(shù)字化對接方案

1.直升機結構特點及對接方案分析

某型直升機機身與尾梁對接分離面為設計分離面，對接形式為法蘭式結構。尾梁與機身連接采用銷釘定位，螺栓連接壓緊形式。其中定位銷釘2個，分布在主機身對接框兩側；定位銷孔2個，對應分布于尾梁對接框上。壓緊螺栓共計54個，均勻分布于主機身與尾梁的8框平面上。

圖3 對接孔及定位銷位置示意

制造過程中，機身與尾梁對接框采用標準樣件協(xié)調定位孔、對接孔位置，對接框的平面度及孔徑精度由數(shù)控加工精度保證。對接時，只要保證定位銷按要求對合到銷釘孔內，并且對接應力滿足要求，即可保證機身與尾梁的相對位置準確，實現(xiàn)對接。這種對接方式與大型民航客機的翼身交點對接相似。

由于機身三維尺寸及重量均大于尾梁，所以機身與尾梁數(shù)字化自動對接的思路為：將主機身固定不動作為對接的基準，通過激光跟蹤儀進行數(shù)據(jù)測量建立對接坐標系，通過數(shù)字定位器調整尾梁的姿態(tài)并移動尾梁完成對接動作。

2.數(shù)字化自動對接方案。

借鑒大型民航客機翼身數(shù)字化自動對接經驗，根據(jù)某型直升機機身與尾梁對接工程圖樣要求，建立如下圖所示的基于數(shù)字定位器的某型直升機尾梁數(shù)字化對接系統(tǒng)，主要由調姿工裝、測量系統(tǒng)、控制系統(tǒng)及軟件系統(tǒng)組成。

圖4 尾梁數(shù)字化對接系統(tǒng)

（1）調姿單元。

在尾梁數(shù)字化對接系統(tǒng)中，考慮到機身部件外形變化大、尺寸小、工藝剛度弱等特點，調姿工裝方案設計如下：

①設計尾梁托架用于夾持尾梁，尾梁與托架的夾持方式為：前部設置尾梁外形定位卡板，并用束帶進行緊固；后部利用尾起落架安裝孔進行定位和緊固。托架與定位器之間采用球頭結構進行定位、連接。

②采用3臺三軸調整的數(shù)字定位器組成調姿系統(tǒng)，實現(xiàn)六個自由度的尾梁姿態(tài)調整。采用三角形布局，前部布置兩臺，后部布置一臺。

（2）測量系統(tǒng)。

測量系統(tǒng)采用 Leica公司的激光跟蹤儀AT901-LR&AT901-B、一定數(shù)量的靶標和靶標座，以及布置在裝配現(xiàn)場的ERS點。

（3）控制系統(tǒng)。

控制系統(tǒng)主要包括以下功能：

①調姿單元的協(xié)調運動控制。

采用實時現(xiàn)場總線技術構建控制網絡，由工業(yè)控制計算機、運動控制器、驅動功能節(jié)點、信號傳輸電纜等組成。

②單個定位器各軸全閉環(huán)伺服運動控制。

定位器采用絕對式直線光柵作為反饋元件實現(xiàn)每個軸的全閉環(huán)控制。

③調姿對合過程的安全保護。

在定位器航向方向上，安裝超聲波傳感器。在定位器的各運動軸方向設置限位開關，并通過硬件限位、軟件限位、位置伺服誤差保護等方式對定位器的運動進行限位控制。在每個定位器上及手持控制裝置上安裝緊急停車按鈕。

（4）軟件系統(tǒng)。

軟件系統(tǒng)從數(shù)據(jù)庫讀取裝配對象的特征參數(shù)以及工裝、檢測點分布等信息，按照工藝流程規(guī)劃分配裝配任務指令，由調姿控制系統(tǒng)和測量系統(tǒng)分別完成對定位器的運動控制和跟蹤儀的測量控制，實時獲取調姿對接控制系統(tǒng)的調姿、對接過程數(shù)據(jù)以及測量系統(tǒng)軟件的測量結果，通過數(shù)據(jù)處理與分析模塊實現(xiàn)機身、尾梁的姿態(tài)評價、尾梁對接協(xié)調性評價、對接過程的合理性評價和裝配現(xiàn)場的監(jiān)控仿真，實現(xiàn)對接工藝的控制、數(shù)據(jù)的記錄分析和裝配過程的圖形顯示。

五、驗證試驗

某型直升機尾梁對接試驗分兩個階段進行：

1.實驗室試驗。

在實驗室內使用對接試驗件進行設備及軟件功能驗證試驗，驗證對接方案的可行性、合理性，并依據(jù)試驗結果對設備和軟件進行完善。

圖5 實驗室試驗示意圖

2.真機驗證試驗。

在某型直升機上進行真機驗證，驗證數(shù)字化自動對接工藝流程，并通過試驗進行數(shù)據(jù)積累，從對接質量、效率對方案進行優(yōu)化。

整個試驗結果表明：某型機尾梁數(shù)字化自動對接系統(tǒng)的工作原理正確，對接設備和軟件工作正常，尾梁姿態(tài)調整有效，對接過程平穩(wěn)。經試驗數(shù)據(jù)分析，對接設備可達到方案要求的精度，可滿足某型直升機機身與尾梁對接要求。

六、結論

本文提出了一種基于激光跟蹤儀測量、數(shù)字定位器調姿的某型直升機機身-尾梁數(shù)字化自動對接系統(tǒng)的研制方案并完成了系統(tǒng)研制、實驗室及真機驗證。通過該項目的研究，對直升機如何應用數(shù)字化自動對接技術進行了初步的探索，并為將來研制的大噸位重型直升機積累數(shù)字化大部件自動對接經驗。