末端执行器优化控制下的飞机制孔方法.pdf

电气与自动化李欢庆等末端执行器优化控制下的飞机制孔方法基金项目:国家重点研发计划重点专项定向项目()第一作者简介:李欢庆()男陕西西安人高级工程师本科研究方向为飞机数字化装配.:./.末端执行器优化控制下的飞机制孔方法李欢庆胡铮蔡国庆(中航西安飞机工业集团股份有限公司陕西 西安)摘 要:针对末端执行器自身刚度有限制孔过程中稳定性较差存在位置误差、角度误差和孔径误差的问题设计基于末端执行器优化控制的飞机制孔方法 利用 软件仿真飞机制孔过程判断末端执行器的响应状态分析飞机制孔技术中的蒙皮侧压紧方式通过罗德里格矩阵获取确认偏差较大的孔位计算末端执行器与基准孔位之间的空间转换关系建立制孔参数优化目标函数逐一求解飞机制孔末端执行器的控制参数完成飞机制孔精度优化 实验结果表明:在末端执行器优化控制下可有效降低制孔位置误差、角度误差和孔径误差保证末端执行器控制过程的稳定性和精度 本文方法实际应用后获得了较好的检验结果满足使用标准关键词:末端执行器蒙皮侧压紧方式 软件飞机制孔工艺参数优化控制中图分类号:.文献标志码:文章编号:()().):.:引言飞机结构中的连接结构大部分属于薄壁结构其稳定性差、尺寸大、形状复杂、厚度薄因此制孔难度高但必须保证制孔质量 对飞机表面制孔加工时很容易产生毛刺影响飞机零件连接质量 针对制孔问题罗群等采用激光位移传感器根据飞机的结构特点测量基准孔根据测量结果计算其法向矢量引入差值算法修正孔位完成制孔 陈璐等通过三维测量模型采集工件表面中存在的点云数据结合手眼标定方法和 滤波方法提取孔点的法向量修正孔点位姿完成制孔 以上方法均采用外部补偿方式制孔优化效果较差 为此本文提出应用末端执行器优化控制的飞机制孔方法 末端执行器响应状态判断目前飞机装配系统大部分都采用蒙皮侧压紧方式消除毛刺 采用蒙皮侧单向压紧方式在飞机框间制孔的过程如图 所示:,3NG3(a)电气与自动化李欢庆等末端执行器优化控制下的飞机制孔方法:,3NG3LL bE0,LL:,3NG3-cJ,-图 制孔过程 为了避免瞬时回弹和毛刺对制孔精度产生的影响需要提升各结构件连接质量即通过确认末端执行器响应状态减少层间接触间隙减少毛刺的产生在 软件中对飞机制孔过程展开仿真分析)为了模拟预装配装置在制孔过程中对壁板产生的支撑和固定作用需要在预装配紧固件中施加一定的预紧力预紧力可根据实际工况设定)将压紧力设置为在飞机制孔过程中将其施加到压紧装置中得到带板与蒙皮在此状态下的接触情况)在飞机制孔过程中模拟并分析钻孔设备和压紧装置的实时施载状态以此为依据计算产生的轴向力和压紧力)在完全施载情况下模拟)中的最终状态根据模拟结果获取相关参数在不同条件下对应的值)在飞机制孔的最终阶段中钻孔设备会穿透带板对上述过程展开模拟并在模拟过程中减小轴向力使其在短时间内下降为 在此情况下判断末端执行器响应状态即气压驱动或者电驱动:针对电驱动在较短时间内增大压紧力至总驱动力此时压紧力和轴向力的数值都会产生变化(电驱动)针对气压驱动在较短时间内减小轴向力使其为并慢慢增大压紧力使其与总驱动力相同(气压驱动)若轴向力在短时间内下降为 则需要可变刚度柔性末端执行器即响应状态为气压驱动否则为电驱动)模拟所有作用力消失设备与壁板分开的过程 末端执行器位置控制制孔过程中的位置精度由末端执行器位置控制直接影响着飞机制孔的精度在标记基准孔偏差较大的孔位后以此对末端执行器位置进行校正即采用多孔位空间转换方法计算其()、引入罗德里格矩阵原理进行制孔坐标系和相机坐标系之间的转换转换函数为()式中尺度因子 可通过下式计算得到:()()()()()()()式中:()描述的是基准孔在产品坐标系 中对应的坐标()描述的是基准孔在相机坐标系 中对应的坐标()为坐标平移向量该向量中存在基准孔平移的相关信息矩阵 可通过下式计算得到:()()()()()()()()()()()()()式中:分别对应左右支板、台板的 种控制结果其中 表示绕底板 轴的旋转角表示绕底板 轴的旋转角 表示绕底板 轴的旋转角 根据上式可知矩阵 属于正交矩阵如果采用最小二乘法等传统方法对坐标旋转矩阵 变换时难度较高 因此在空间转换关系的基础上设置了三阶反对矩阵:()式中、均为常数三者之间互相独立 利用矩阵 构建罗德里格矩阵用于变换矩阵:()式中 代表三阶单位矩阵如果已知第 个点与第 个点在相机坐标系和产品坐标 系 中 的 坐 标()、()()、()此时可以获得下式:()()()式中:()、()分别代表的是第 个点与第 个点在相机坐标系和产品坐标系中的坐标差值在上式的基础上获得常数、之间的转换关系:()式中矩阵 可通过下式计算得到:()通过上述过程获得坐标平移向量()和坐标旋转矩阵 获取末端执行器与基准孔位之间的空间转换关系以此实现末端执行器位置空间转换 飞机制孔过程优化)制孔参数多目标优化模型确定末端执行器位置后根据图 制孔过程将位移电气与自动化李欢庆等末端执行器优化控制下的飞机制孔方法值、接触间隙、应力和弹性变形能最小作为目标设置目标函数()、()、()、()为().().().().()以此建立制孔参数多目标优化模型():()()()()()()式中:()代表的是制孔数参数多目标优化过程中的目标向量在压紧力变化过程中()表示接触间隙在制孔过程中的目标函数()表示弹性变形能在制孔过程中的目标函数()表示随压紧力变化位移的目标函数()表示随压紧力变化应力的目标函数 代表压紧力 多目标优化模型的约束条件如下:()制孔参数求解应用末端执行器的飞机制孔精度优化方法通过线性加权组合法用单目标优化问题代替上述多目标优化问题最终输出的制孔参数为()()()()()式中:()表示目标函数表示各目标函数对应的权重系数 实验与分析.实验环境与参数设计为了验证应用末端执行器飞机制孔精度优化方法的整体有效性需要对其展开仿真测试 末端执行器与位置控制对象如图 所示FF2*DE4图 末端执行器与位置控制对象图 中末端执行器所有的结构件中测力模块、法向量检测模块、支撑单元、电主轴质量相对较重具有较好的可控制性 末端执行器在优化前后的制孔受力仿真结果如图 所示(a)(b)图 优化前后制孔材料受力仿真 通过对比可以看出在优化后的末端执行器控制下制孔后并没有影响材料的整体受力情况(蓝色)而优化前的方法对材料造成了受力压迫(黄色)(本刊黑白印刷相关疑问请咨询作者)降低了材料的可受力程度.实验结果对比选用文献方法和文献方法作为对比方法只考虑结构件不考虑功能件和内部件忽略用于组装其他不影响整体情况的零件(螺钉、螺母和其他小零件)忽略小凸台、法兰、倒角等尽量与末端执行器的结构保持一致并尽可能简化结构以真实反映装配过程的结构特征在两个不同的实验环境中采用上述方法展开制孔测试对比不同方法的位置误差、角度误差和孔径误差环境:在坐标系 轴中令末端执行器正向偏移 制孔测试结果如图 所示N12345#06(a)4A 5B/mm1.00.80.60.40.20)2#)1#N123450510152025#06(b)A)2#)1#B/()10-4电气与自动化李欢庆等末端执行器优化控制下的飞机制孔方法N12345#06B/mm(c)A0.250.200.150.100.050)2#)1#图 环境 下的制孔测试结果 环境:令末端执行器绕 轴负向旋转 并沿 轴正向偏移 制孔测试结果如图 所示N12345#06(a)4A 1.00.80.60.40.20)2#)1#5B/mmN123450510152025#06(b)A)2#)1#B/()10-4N12345#06(c)B B/mm0.250.200.150.100.050)2#)1#图 环境 下的制孔测试结果分析图 和图 中的数据可知 种方法在环境 中的位置误差、角度误差和孔径误差分别高于环境 中的位置误差、角度误差和孔径误差但无论是在环境 还是环境 中所提方法的位置误差、角度误差和孔径误差均是最小的可将位置误差控制在.以内将角度误差控制在 以内将孔径误差控制在.以内 这些都表明所提方法具有较高的制孔精度因为所提方法模拟并分析了飞机制孔过程在确认偏差较大的孔位后有针对性地分析了末端执行器与基准孔位之间的空间转换关系保证制孔参数与基准孔所需的被校正参数一一对应于末端执行器位置.实际应用效果分析为了验证末端执行器的实际工作情况将本文方法应用在某末端执行器的制孔工作中 制作材料为铝合金 和 经实际检验结果如表 所示表 实际应用检验结果检验项目刀具规格.制孔孔径精度表面粗糙度().是否存在棱角否否是否存在破边否否是否存在裂纹否否单孔钻制节拍/.由表 可知经过检验本文方法实际应用后满足使用标准要求 结语与人工制孔方式相比末端执行器制孔技术具有效率高和质量好等优点适用于各种恶劣的工作环境但装配制孔技术存在较大的位置误差、角度误差和孔径误差本文提出一种应用末端执行器优化的飞机制孔方法模拟并分析了飞机制孔过程以此为依据校正末端执行器位置并对制孔参数展开优化可有效减小位置误差、角度误差和孔径误差为飞机制孔技术的发展提供新思路参考文献:罗群李欢庆张一帆等.一种适用于飞机壁板自动化制孔的法向修正技术.南京航空航天大学学报():.陈璐关立文刘春等.基于结构光三维视觉测量的机器人制孔姿态修正方法.清华大学学报(自然科学版)():.章正伟傅云许雪峰.飞机蒙皮侧壁铣切时域参数模型与粒子群优化.浙江工业大学学报():.曲爱涛高常青余超等.基于 软件的海底电缆反应力锥切削仿真及切削参数优化.济南大学学报(自然科学版)():.金洁田威李波.一种自动钻铆末端执行器的设计.中国机械工程():.张森郭锦标吴媛媛.基于罗德里格矩阵变换的水下导航系统校准算法研究.兵工学报():.罗翔刘志平.任意旋转角三维坐标转换的微分罗德里格矩阵算法.河南理工大学学报(自然科学版)():.收稿日期: