一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法

标题：一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法

摘要：本发明公开了一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法。方法的步骤为：1)安装工艺接头，增强大型飞机壁板局部刚度并抑制其变形；2)在数据库计算机中记录工艺球头球心测量数据，然后大型飞机壁板下架、吊离；3)操纵数控定位器各轴及入位装置实现大型飞机壁板入位支撑，并上传数控定位器当前位置至集成管理系统计算机；4)控制系统计算机根据集成管理系统计算机下发的复位数据指令数控定位器移动，实现大型飞机壁板复位。本发明的优点在于：1)通过安装工艺接头，增强了大型飞机壁板的局部刚度并有效抑制了变形；2)由数控定位器组运动，实现大型飞机壁板复位；3)工装设备化，系统操作简捷、可靠；4)定位效率提高数倍。

申请号：CN201210232642.5

申请日：2012/7/5

申请人：浙江大学; 西安飞机工业(集团)有限责任公司

首项权利要求：一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于它的步骤如下：1)通过高强度抗剪螺栓实现多个工艺接头(9)与大型飞机壁板(1)的连接，增强大型飞机壁板(1)的局部刚度，抑制大型飞机壁板(1)的变形；2)在大型飞机壁板(1)的组件装配站位，利用激光跟踪仪(28)测量工艺接头(9)上工艺球头(12)的球心位置Pi＝[xi，yi，zi]T，其中i为大型飞机壁板(1)上工艺球头(12)的数量，且i为大于等于4的整数，并将球心位置Pi记录在数据库计算机(24)中，然后大型飞机壁板(1)下架，通过行车吊至下一装配站位；3)在大型飞机壁板(1)的部件装配站位，根据大型飞机壁板(1)上的工艺球头(12)的当前位置，通过控制系统计算机(27)操纵数控定位器(5)的X轴(6)、Y轴(7)、Z轴(8)以及安装于数控定位器(5)顶部的自适应入位装置(10)，实现大型飞机壁板(1)的入位支撑，并将各个数控定位器(5)的当前位置上传至集成管理系统计算机(25)；4)集成管理系统计算机(25)根据测量系统计算机(26)反馈的测量数据，计算出数控定位器组(11)的复位路径数据，并将复位路径数据下发至控制系统计算机(27)，控制系统计算机(27)根据复位路径数据指令数控定位器组(11)移动至指定位置，实现大型飞机壁板(1)的变形复位。

专利类型：发明申请