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摘要：飞机总装过程中，装配对象一般为飞机段（部）件级结构，对于尺寸较大或结构复杂的飞机部段间的装配，其定位、姿态调整和连接都是非常困难的。传统的飞机装配过程中，使用了大量的装配型架和实物卡板用来定位和装夹零部件。装配型架不仅对工件起定位和夹紧作用，还要保证零件的装配形状。
关键词：飞机装配；支撑点；设计
引言
在飞机数字化装配系统中，飞机部件的调姿工装由多个定位器组成，通过各定位器的协同运动来实现飞机部件的位姿调整，定位器同时也是飞机部件装配过程中的夹具。与传统的刚性型架相比较，由定位器组成的调姿工装具有简单、开敞、定位精度高等优点，且通过改变定位器的布局，使调姿工装能够适用于不同的机型，极大的降低了飞机的制造成本。机身在进入装配环节之前，已包含了制造误差，所以激光跟踪仪的测量结果包含了机身的制造误差与变形误差。机身制造误差与变形误差叠加后可能造成测量点的空间位置误差超差，但仅根据激光跟踪仪的测量结果无法分辨机身的制造误差与变形误差，这就可能导致对机身制造误差的误判。
1.飞机部件支撑点设置原则
飞机部件自身结构中，通常并未预留用于连接定位器的接头，因此在飞机部件与定位器之间需设置专用的工艺接头用于过渡连接。飞机部件支撑点的设置实际上即确定定位器的数量、布局以及工艺接头的安装位置。上述参数则决定了飞机部件在装配过程中的变形、应力情况。
定位器既是飞机部件调姿的执行单元，也是飞机部件的夹持机构。定位器除了能将飞机部件调姿到目标位姿外，也要能平衡飞机在调姿过程中的负载，将机身稳定固持。
2.飞机部件可支撑位置选择
定位器对飞机的作用载荷均是通过工艺接头传递至飞机部件上，因此在工艺接头与飞机部件相连接的区域，应力较大，为避免飞机部件在装配过程中产生过大的局部应力，保障调姿的安全性，一般将支撑位置设置在飞机部件刚度较好的位置，如机身加强框上。因此，飞机部件的可支撑位置为一组离散的框位。相应的，工艺接头的安装位置也只能在可支撑框上来选择。
3.飞机部件支撑点设置评价方法
3.1飞机部件测量点布局
由于飞机部件外形轮廓与结构复杂，对机身部件的姿态和变形进行直观的描述较为困难，在数字化装配系统中，在机身部件上设置了若干测量点，测量点即为靶球的安装位置，根据激光跟踪仪的测量结果能够得到测量点在装配坐标系下的空间位置。测量点的空间位置可以用于评价飞机部件的姿态、位置，为定位器的进给提供依据，同时也可以评价飞机部件的变形情况及装配工艺性能。
3.2飞机部件承载分析
飞机部件在装配过程中的载荷包括飞机部件的重力、装配应力、惯性力等，飞机部件的调姿过程平稳且缓慢，与飞机部件的重力载荷相比较，惯性力和装配应力相对较小，可将飞机部件的调姿过程视为准静态过程。因此对机身部件的载荷只需考虑重力载荷的影响。
重力场的方向相对于装配坐标系而言是固定不变的，在图3.1所示的坐标系系统中，重力场方向在装配坐标系为（0，g，0）T，g为重力加速度。而相对于飞机部件坐标系，重力场的方向Gf（gx，gy，gz）T会随飞机部件姿态的改变而改变。其中Gf（gx，gy，gz）T可通过旋转矩阵R求解：
Gf（gx，gy，gz）T=RT（0，g，0）T
R为飞机部件的姿态变换矩阵：
其中ca=cosa，sa=sina，式（2）的变换即为飞机部件绕装配坐标系的x轴旋转）γ角，再绕Y轴旋转β角，最后绕Z轴旋转及α角。姿态变换矩阵R可由飞机部件测量点坐标与飞机部件数字模型匹配计算得到。
3.3飞机部件测量点位置误差
在飞机的弹性变形范围内，飞机部件的重力载荷沿坐标轴的分量与测量点的空间位置误差近似为线性关系：
其中，gi为重力载荷沿i方向的分量，aij，bij，cij各测量点的刚度参数，△uij为沿i向重力载荷作用下，测量点的j轴方向误差值。则测量点沿各轴的误差值为：
△ui为测量点沿i轴方向的误差值，测量点的空间位置误差为：
即为飞机部件支撑点设置的评价标准，如果可以求解刚度参数，则可以得到飞机部件在任意姿态下的变形情况，但飞机部件的结构复杂，在方程组中的刚度参数难以通过解析法求得。
4.位器布局与数量对机身变形的影响
能够稳定支撑机身，实现机身六自由度姿态调整，至少需要三个定位器来支撑机身，因此，有限元模型中首先考虑三点支撑方式，为使机身重心位于各支撑点之间，保证支撑稳定性，可行的支撑框位组合为1号支撑框位分别与其他三个支撑框位之間的组合，其中1号支撑框位的工艺接头与机身连接区域设置在机身底部，其他支撑框位的连接区域为WL0附近。
4.1机身多点支撑方法
设计机身的多点支撑方法实际上即确定工艺接头安装位置，定位器数量.布局等参数。工艺接头的安装位置与其他支撑参数不存在耦合关系，可以优先确定，通过计算可得，工艺接头与机身连接区域设置在WLO附近时，机身的变形较小，并使调姿工装有较大的操作空间，因此确定工艺接头与机身的连接区域设置在WL0位置。机身采用三点支撑方式时，1号支撑框位区域的应力较大，这是由于机身沿x轴方向的载荷对1号支撑框位的定位器有较大的弯矩作用。
机身采用四点支撑方式时，所有支撑框位的组合中，机身均存在局部变形较大的区域，这是由于机身外形尺寸较大，四个支撑点难以兼顾对整个机身的“保型”效果。
机身采用六点支撑时，其误差与三点支撑、四点支撑向比较，均有明显降低，且机身不存在局部应力、变形较大的区域，综合考虑机身调姿工装的工艺要求与经济性，最终确定机身由六个定位器支撑，支撑框位为1号、2号和4号框位。
结论
本文分析了大型飞机结构及数字化总装配的特点，提出了大型飞机部件的支撑点设计方法。最终确定机身由六个定位器支撑，机身工艺接头与机身连接区域设置在WL0附近。
关键词：飞机装配；支撑点；设计
引言
在飞机数字化装配系统中，飞机部件的调姿工装由多个定位器组成，通过各定位器的协同运动来实现飞机部件的位姿调整，定位器同时也是飞机部件装配过程中的夹具。与传统的刚性型架相比较，由定位器组成的调姿工装具有简单、开敞、定位精度高等优点，且通过改变定位器的布局，使调姿工装能够适用于不同的机型，极大的降低了飞机的制造成本。机身在进入装配环节之前，已包含了制造误差，所以激光跟踪仪的测量结果包含了机身的制造误差与变形误差。机身制造误差与变形误差叠加后可能造成测量点的空间位置误差超差，但仅根据激光跟踪仪的测量结果无法分辨机身的制造误差与变形误差，这就可能导致对机身制造误差的误判。
1.飞机部件支撑点设置原则
飞机部件自身结构中，通常并未预留用于连接定位器的接头，因此在飞机部件与定位器之间需设置专用的工艺接头用于过渡连接。飞机部件支撑点的设置实际上即确定定位器的数量、布局以及工艺接头的安装位置。上述参数则决定了飞机部件在装配过程中的变形、应力情况。
定位器既是飞机部件调姿的执行单元，也是飞机部件的夹持机构。定位器除了能将飞机部件调姿到目标位姿外，也要能平衡飞机在调姿过程中的负载，将机身稳定固持。
2.飞机部件可支撑位置选择
定位器对飞机的作用载荷均是通过工艺接头传递至飞机部件上，因此在工艺接头与飞机部件相连接的区域，应力较大，为避免飞机部件在装配过程中产生过大的局部应力，保障调姿的安全性，一般将支撑位置设置在飞机部件刚度较好的位置，如机身加强框上。因此，飞机部件的可支撑位置为一组离散的框位。相应的，工艺接头的安装位置也只能在可支撑框上来选择。
3.飞机部件支撑点设置评价方法
3.1飞机部件测量点布局
由于飞机部件外形轮廓与结构复杂，对机身部件的姿态和变形进行直观的描述较为困难，在数字化装配系统中，在机身部件上设置了若干测量点，测量点即为靶球的安装位置，根据激光跟踪仪的测量结果能够得到测量点在装配坐标系下的空间位置。测量点的空间位置可以用于评价飞机部件的姿态、位置，为定位器的进给提供依据，同时也可以评价飞机部件的变形情况及装配工艺性能。
3.2飞机部件承载分析
飞机部件在装配过程中的载荷包括飞机部件的重力、装配应力、惯性力等，飞机部件的调姿过程平稳且缓慢，与飞机部件的重力载荷相比较，惯性力和装配应力相对较小，可将飞机部件的调姿过程视为准静态过程。因此对机身部件的载荷只需考虑重力载荷的影响。
重力场的方向相对于装配坐标系而言是固定不变的，在图3.1所示的坐标系系统中，重力场方向在装配坐标系为（0，g，0）T，g为重力加速度。而相对于飞机部件坐标系，重力场的方向Gf（gx，gy，gz）T会随飞机部件姿态的改变而改变。其中Gf（gx，gy，gz）T可通过旋转矩阵R求解：
Gf（gx，gy，gz）T=RT（0，g，0）T
R为飞机部件的姿态变换矩阵：
其中ca=cosa，sa=sina，式（2）的变换即为飞机部件绕装配坐标系的x轴旋转）γ角，再绕Y轴旋转β角，最后绕Z轴旋转及α角。姿态变换矩阵R可由飞机部件测量点坐标与飞机部件数字模型匹配计算得到。
3.3飞机部件测量点位置误差
在飞机的弹性变形范围内，飞机部件的重力载荷沿坐标轴的分量与测量点的空间位置误差近似为线性关系：
其中，gi为重力载荷沿i方向的分量，aij，bij，cij各测量点的刚度参数，△uij为沿i向重力载荷作用下，测量点的j轴方向误差值。则测量点沿各轴的误差值为：
△ui为测量点沿i轴方向的误差值，测量点的空间位置误差为：
即为飞机部件支撑点设置的评价标准，如果可以求解刚度参数，则可以得到飞机部件在任意姿态下的变形情况，但飞机部件的结构复杂，在方程组中的刚度参数难以通过解析法求得。
4.位器布局与数量对机身变形的影响
能够稳定支撑机身，实现机身六自由度姿态调整，至少需要三个定位器来支撑机身，因此，有限元模型中首先考虑三点支撑方式，为使机身重心位于各支撑点之间，保证支撑稳定性，可行的支撑框位组合为1号支撑框位分别与其他三个支撑框位之間的组合，其中1号支撑框位的工艺接头与机身连接区域设置在机身底部，其他支撑框位的连接区域为WL0附近。
4.1机身多点支撑方法
设计机身的多点支撑方法实际上即确定工艺接头安装位置，定位器数量.布局等参数。工艺接头的安装位置与其他支撑参数不存在耦合关系，可以优先确定，通过计算可得，工艺接头与机身连接区域设置在WLO附近时，机身的变形较小，并使调姿工装有较大的操作空间，因此确定工艺接头与机身的连接区域设置在WL0位置。机身采用三点支撑方式时，1号支撑框位区域的应力较大，这是由于机身沿x轴方向的载荷对1号支撑框位的定位器有较大的弯矩作用。
机身采用四点支撑方式时，所有支撑框位的组合中，机身均存在局部变形较大的区域，这是由于机身外形尺寸较大，四个支撑点难以兼顾对整个机身的“保型”效果。
机身采用六点支撑时，其误差与三点支撑、四点支撑向比较，均有明显降低，且机身不存在局部应力、变形较大的区域，综合考虑机身调姿工装的工艺要求与经济性，最终确定机身由六个定位器支撑，支撑框位为1号、2号和4号框位。
结论
本文分析了大型飞机结构及数字化总装配的特点，提出了大型飞机部件的支撑点设计方法。最终确定机身由六个定位器支撑，机身工艺接头与机身连接区域设置在WL0附近。