一种飞机部件装配支撑站位坐标的确定方法与流程

1.本发明涉及装配技术领域，具体涉及一种飞机部件装配支撑站位坐标的确定方法。


背景技术：

2.飞机按照设计及工艺需求通常分为前机身、中机身、后机身、机翼、尾翼等部分，这些部分统称为“飞机部件”；在进行飞机部件装配时，部分飞机部件采用“卧式”装配的形式，即将部件放平在型架上进行装配，部件轴线与地面平行；在进行飞机部件卧式型架的设计前，首先应根据飞机部件的结构形式及特征，进行卧式型架对飞机部件支撑站位的方案设计，目前，在进行飞机部件卧式型架支撑站位设计时，支撑站位的获取方式主要为依照飞机部件重量重心分布、选取飞机部件中的主承力框、梁作为支撑站位，同时参考已有机型的卧式型架支撑站位或依据经验进行选取；此外，在进行卧式型架对飞机部件的支撑站位选取设计时，通常会采取超静定支撑的布局形式，使得飞机部件承受超静定支撑约束；但是上述卧式型架对飞机部件的支撑站位获取方法存在支撑站位选取不合理，导致飞机部件在自重作用下变形过大，不满足飞机部件装配变形技术条件的缺陷，同时若飞机部件发生变化，其也无法快速准确判断卧式型架对飞机部件的支撑站位应如何调整。


技术实现要素：

3.针对现有技术中存在的支撑站位选取不合理、飞机部件变形量大的缺陷，本发明公开了一种飞机部件装配支撑站位坐标的确定方法，采用本发明所述方法能够对站位面坐标进行迭代优化，从而确定最佳的站位坐标，避免因站位支撑不合理造成的飞机变形量过大的缺陷。
4.为了实现上述目的，本发明采取的技术方案如下：一种飞机部件装配支撑站位坐标的确定方法，包括以下步骤：建立飞机部件的三维模型；在所述三维模型中，将所述飞机部件分割为若干部件段，并计算各个部件段的分段重量值；基于所述三维模型，建立关于飞机部件的坐标轴系，提取在该坐标轴系内，飞机部件的预设站位坐标；结合分段重量值和预设站位坐标，建立飞机部件的载荷函数；根据所述载荷函数，获得所述飞机部件的挠度曲线函数；结合所述挠度曲线函数，对所述预设站位坐标进行搜索计算，以所述挠度曲线函数极值最小的坐标点为确定各个所述预设站位坐标的最佳值。
5.可选的，飞机部件的部件段生成及各个部件段的分段重量值计算，包括以下步骤：确定各部件段长度，所述飞机部件包含若干零部件，提取所有零部件的尺寸参数；
沿所述坐标轴系的正向方向，以各部件段长度为间隔距离设置若干分割面，两相邻分割面之间即为所述部件段；结合所述零部件的尺寸参数与所述部件段长度，计算同一部件段内各零部件的尺寸参数和体积，再结合密度值计算各零部件的重量值，最后对所有重量值求和得到所述部件段的分段重量值；重复上述分段重量值计算步骤得到所有部件段的分段重量值。
6.可选的，各部件段的分段重量值计算完成后，所述方法还包括：根据所述飞机部件的三维模型计算所述飞机部件的总重量值；将所有分段重量值求和得到飞机部件的加总总重量值，并判断其与所述飞机部件的总重量值是否相等；若不等，则返回所述分段重量值计算步骤，重新计算各部件段的分段重量值，直至所述加总总重量值与所述总重量值相等。
7.可选的，飞机部件的总重量值计算包括以下步骤：加载飞机部件的三维模型，所述三维模型包括若干零部件，提取所有零部件的尺寸参数；根据各个零部件的材质，对每个零部件赋予密度值；根据尺寸参数计算各零部件的体积，再结合密度值计算各个零部件的重量值，最后再计算整个飞机部件的总重量值。
8.可选的，飞机部件的载荷函数生成包括以下步骤：将各个部件段的分段重量值除以该部件段的长度值得到各个部件段的均布载荷值q
j
；结合各个部件段的均布载荷值和所述预设站位坐标，以奇异函数建立关于飞机部件的载荷函数。
9.可选的，飞机部件的载荷函数的表达式为：；其中x0=0,奇异函数的通用表达式为，式中k≥0，<x
‑
0>0=1,
ɑ
表示分割面坐标，i表示预设站位的序号，r表示预设站位的个数，x
i
表示第i个预设站位坐标；j表示部件段的分割面序号，n表示部件段的分割面数量，x
j
‑1、x
j
分别表示序号为j
‑
1和j的部件段分割面的坐标值，f
i
表示坐标为x
i
处的支撑载荷。
10.可选的，挠度曲线函数的生成包括以下步骤：对所述载荷函数进行积分运算，得到挠度曲线，其中所述挠度曲线的表达式为：，其中x0=0,奇异函数的通用表达式为，式中k≥0，<x
‑
0>0=1,
ɑ
表示分割面坐标，i表示预设站位的序号，r表示预设站位的个数，x
i
表示第i个预设站
位坐标；j表示部件段的分割面序号，n表示部件段的分割面数量，x
j
‑1、x
j
分别表示序号为j
‑
1和j的部件段分割面的坐标值，f
i
表示坐标为x
i
处的支撑载荷；c、d均为积分常数，e指飞机部件的弹性模量，i指飞机部件的惯性矩；结合位移边界条件y=x
a
处ω（x
a
）=0，y=x
b
处ω(x
b
)=0计算常数c和常数d，从而得到挠度曲线函数，其中a和b均是预设站位的编号。
11.可选的，预设站位坐标的最佳值搜索计算包括以下步骤：根据预设计算精度，设定搜索步长值a和搜索计算的范围值；采用枚举法或编程法，在搜索计算的范围值内，按照搜索步长对预设站位坐标进行搜索计算，确定搜索范围内挠度曲线函数极值最小时对应的坐标为站位面坐标的最佳值。
12.可选的，枚举法搜索计算包括以下步骤：以各个预设站位坐标为原点，根据搜索步长值在搜索范围内计算各个搜索点坐标；将搜索点坐标带入到挠度曲线函数内计算该搜索点坐标对应的挠度曲线函数值；计算所有搜索点坐标的挠度曲线函数极值，取挠度曲线函数极值最小时对应的位置坐标作为最终站位坐标。
13.可选的，编程法搜索计算包括以下步骤：将挠度曲线函数作为主函数编辑计算程序，计算并输出所有搜索计算范围内的挠度曲线函数的极值变化曲线；确定各极值变化曲线与预设站位坐标的对应关系，选取极值变化曲线中极值最小时对应的位置坐标作为对应预设站位坐标的最终站位坐标。
14.与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：本发明包括称重、飞机部件分割、载荷函数与挠度曲线函数计算以及站位坐标的搜索计算，从而实现在预设站位坐标的基础上，对站位坐标的选取进一步优化、调整，确保站位最优，避免飞机部件发生过量形变；本发明基于材料力学梁弯曲理论，将飞机部件转化为承受重力分布载荷和支撑力集中载荷的梁结构，用奇异函数表达梁弯曲载荷函数和挠度曲线函数，通过对支撑力所在站位进行搜索计算，找到使得梁弯曲挠度曲线极值最小的点，即为梁弯曲最大变形值最小时所对应的支撑站位，实现飞机部件装配支撑站位的合理优选，从而及时调整支撑站位，进而快速提供飞机部件支撑站位的调整建议；同时由于本发明采用搜索计算的方式对每个站位坐标进行搜索计算，因此每个搜索计算的结果均是该站位坐标的最优解，即每一个站位坐标均是该支撑数量下挠度曲线的最小值，因此当某一支撑数量下挠度曲线的最小值满足了技术要求时，则不用继续增加支撑数量，从而保证以最小数量的支撑站位保证飞机部件的变形量满足技术要求，尽可能减少超静定支撑数量，使得飞机部件的支撑约束情况更容易判断，从而有利于把控型架和飞机部件的载荷传力状态，有利于型架结构强度的优化设计；最后，采用本发明所述技术方案还能够清楚的了解飞机部件上的重量分布，从而为飞机部件配重调整提供基础数据，进一步确保在预设支撑站位坐标的准确性，进而提高搜索检索后的站位面坐标为最优解；
同时当因其它因素限制导致型架对飞机部件的支撑站位优先确定时，通过本发明所述方法，能够调整飞机部件结构或飞机部件上的配重结构，从而调整飞机部件重量分布情况，使得在预先选定的支撑站位下飞机部件变形值满足技术要求。
附图说明
15.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
16.图1为本发明实施方式中的一种飞机部件装配支撑站位坐标的确定方法流程示意图；图2为本发明实施方式1飞机部件分割图；图3为本发明实施方式1载荷分布图；图4为本发明实施方式1重量均布载荷分布图；图5为本发明实施方式1挠度曲线图。
具体实施方式
17.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
18.实施方式1本实施方式作为本发明的一基本实施方式，其公开了一种飞机部件装配支撑站位坐标的确定方法，本实施方式以图1到图4公开的飞机部件为例对本技术所述技术方案进行详细说明，包括以下步骤：s1、通过cad或cae软件加载飞机部件的三维模型，所述飞机模型包括若干零部件，同时提取飞机部件所包含的每个零部件的尺寸参数；根据各个零部件的材质，对每个零部件赋予密度值，再通过零部件的尺寸参数计算其体积，结合体积和密度值计算各个零部件的重量值，最后通过加总的方式取得飞机部件的总重量值；以飞机部件置于卧式型架的水平轴线为准，同时以飞机部件的航向为坐标轴正向，建立相应的标定坐标系（图2中y轴表示站位坐标轴，z轴表示变形量）；同时提取所有预设的站位面在该坐标系内的预设站位坐标，在本实施方式中，共包括两个预设站位面，其坐标分别为（x
a
,x
b
）其中，a和b表示两预设站位面的编号；根据检测精度的需要选定部件段长度，按照部件段长度为间隔距离，沿坐标轴正向方向，依次设置若干分割面直至将整个飞机部件分割；所述分割面与飞机部件水平轴向垂直，从而通过分割面将整个飞机部件分割为若干部件段，其中在本实施方式中，部件段长度选取35mm，即每隔35mm设置一个分割面直至最后一个部件段长度不大于35mm为止；选取任一部件段，结合部件段长度，计算该部件段内包含的所有零部件的尺寸参数，结合上述参数计算和相应的密度值该部件段内各个零部件的重量值，最后求和得到分
175350.0401.149e
‑
3210350.1183.360e
‑
3245350.1293.686e
‑
3280350.1805.130e
‑
3315350.1012.875e
‑
3350350.0782.232e
‑
3385350.0822.351e
‑
3420350.0812.321e
‑
3455350.1654.727e
‑
3490350.1303.701e
‑
3525350.1795.122e
‑
3560350.1363.882e
‑
3595350.44412.679e
‑
3630350.0561.599e
‑
3665350.1313.751e
‑
3700350.0431.238e
‑
3735350.0742.123e
‑
3770350.0571.635e
‑
3805350.1724.925e
‑
3840350.1163.309e
‑
3875350.1163.328e
‑
3910350.3229.204e
‑
3945350.0792.269e
‑
3980350.1815.164e
‑
31015350.0531.506e
‑
31050350.0842.407e
‑
31085350.1012.873e
‑
31120350.1404.006e
‑
31155350.1183.360e
‑
31190350.1293.686e
‑
31225350.1805.130e
‑
31260350.1012.875e
‑
31295350.0782.232e
‑
31330350.0822.351e
‑
31365350.0832.378e
‑
31400350.1674.761e
‑
31435350.1303.701e
‑
31470350.1795.122e
‑
31505350.1363.882e
‑
31540350.54415.536e
‑
31575350.1163.305e
‑3ꢀꢀ
总重量：5.954kg 因此将挠度曲线函数展开后的表达式为：
其中x0=0,奇异函数的通用表达式为，式中k≥0，<x
‑
0>0=1，在本实施方式中，常数k的取值分别为3和4，
ɑ
表示45个分割面坐标，计算是根据展开式中的相应序号分别从上表中取值；根据预设计算精度，设定搜索步长值a和搜索距离，再以各个预设站位坐标为原点，结合搜索距离，在该原点的两侧设置搜索范围；根据搜索步长值在搜索范围内计算各个搜索点坐标；将搜索点坐标带入到挠度曲线函数内计算该搜索点坐标对应的挠度曲线值；计算所有搜索点坐标的挠度曲线函数极值，取挠度曲线函数极值最小时对应的位置坐标作为最终站位坐标。
21.本发明以枚举法搜索计算的方式对站位面附近的点位进行搜索计算，一方面充分利用了预设站位面的准确、快速的对挠度曲线函数的目标区域进行定位，避免大量的重复计算，提高支撑站位方案设计的效率；另一方面通过枚举法对目标区域进行细分计算，进一步保证了站位坐标选取的准确性，其同时兼顾了计算效率和准确性，具有良好的推广应用价值，为卧式型架的设计提供了有力的数据支撑，保证飞机的装配质量。
22.实施方式2本实施方式作为本发明的一基本实施方式，其公开了一种飞机部件装配支撑站位坐标的确定方法，本实施方式以图1公开的飞机部件为例对本技术所述技术方案进行详细说明，包括以下步骤：通过cad或cae软件加载飞机部件的三维模型，所述飞机模型包括若干零部件，同时提取飞机部件所包含的每个零部件的尺寸参数；根据各个部件的材质，对每个部件赋予密度值，再通过部件的尺寸参数计算其体积，结合体积和密度值计算各个部件的重量值，最后通过加总的方式取得飞机部件的总重量值；以飞机部件置于卧式型架的水平轴线为准，同时以飞机部件的航向为坐标轴正向，建立相应的标定坐标系（图2中y轴表示站位坐标轴，z轴表示变形量）；同时提取所有预设的站位面在该坐标系内的预设站位坐标，在本实施方式中，共包括两个预设站位面，其坐标分别为（x
a
,x
b
）；其中，a和b表示两预设站位面的编号；根据检测精度的需要选定部件段长度，按照部件段长度为间隔距离，沿坐标轴正向方向，依次设置若干分割面直至将整个飞机部件分割；所述分割面与飞机部件水平轴向垂直，从而通过分割面将整个飞机部件分割为若干部件段，其中在本实施方式中，部件段长度选取35mm；选取任一部件段，结合部件段长度计算该部件段内包含的所有零部件的尺寸参数，并结合密度值计算部件段内包含的各个零部件的重量值，最后加总得到分段重量值；并重复上述步骤计算得到所有部件段的分段重量值；将所有分段重量值相加得到飞机部件的加总总重量值，并将其与飞机部件的总重量值相比，如相等则计算正确，否则重新计算各个分段重量值直至加总总重量值与总重量
值相等；通过前后核算确保重量计算的准确性，进而提高均布载荷和挠度曲线的准确性；将各个部件段的分段重量值除以对应部件段的长度值，得到各个部件段的重量均布载荷q
j
；结合各个部件段的均布载荷值和站位面坐标值，以奇异函数建立关于飞机部件的载荷函数，所述载荷函数的表达式为：；其中x0=0,奇异函数的通用表达式为，式中k≥0，<x
‑
0>0=1,
ɑ
表示分割面坐标，i表示预设站位的序号，r表示预设站位的个数，x
i
表示第i个预设站位坐标；j表示部件段的分割面序号，n表示部件段的分割面数量，x
j
‑1、x
j
分别表示序号为j
‑
1和j的部件段分割面的坐标值，f
i
表示坐标为x
i
处的支撑载荷。
23.对载荷函数连续进行4次积分计算得到包含有常数c和d的挠度曲线的表达式为：；其中x0=0,奇异函数的通用表达式为，式中k≥0，<x
‑
0>0=1,
ɑ
表示分割面坐标，i表示预设站位的序号，r表示预设站位的个数，x
i
表示第i个预设站位坐标；j表示部件段的分割面序号，n表示部件段的分割面数量，x
j
‑1、x
j
分别表示序号为j
‑
1和j的部件段分割面的坐标值，f
i
表示坐标为x
i
处的支撑载荷；c、d均为积分常数，e指飞机部件的弹性模量，i指飞机部件的惯性矩；结合位移边界条件y=x
a
处ω（x
a
）=0，y=x
b
处ω(x
b
)=0计算常数c和常数d，从而得到挠度曲线函数，其中a和b均是预设站位的编号；由于本实施方式中有两个预设站位坐标，同时根据飞机部件的实际长度和分割距离，飞机部件将被分割为45个部件段，因此将挠度曲线函数展开后的表达式为：因此将挠度曲线函数展开后的表达式为：其中x0=0,奇异函数的通用表达式为，式中k≥0，<x
‑
0>0=1，在本实施方式中，常数k的取值分别为3和4，
ɑ
表示45个分割面坐标，计算是根据展开式中的相应序号分别从上表中取值；本发明以奇异函数表达飞机部件的变形挠度方程，通过迭代优化算出挠度曲线极值及支撑位置的最佳值，进而调整支撑站位方案，且本发明还适用于任何飞机部件悬臂结构、简支梁结构和超静定约束计算；根据预设计算精度，设定搜索步长值a，再以各个预设站位坐标为原点，结合搜索距离，在该原点的两侧设置搜索范围；将挠度曲线函数作为主函数编辑计算程序，计算并输出搜索计算范围内的挠度曲
线函数的极值变化曲线；所述极值变化曲线数量与搜索计算范围的数量对应，同时根据预设站位坐标确定各极值变化曲线与预设站位坐标的对应关系；选取极值变化曲线中极值最小时对应的位置坐标作为对应预设站位坐标的最终站位坐标。