一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法技术

本发明专利技术涉及一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法，属于装配制造技术或数字化技术领域。本发明专利技术涉及一种装配过程的舱段被装配型面变形补偿调整方法。通过舱段上的结构特征建立舱段测量坐标系，通过任意测量方法获取测量舱段和被装配零件的配合区域的局部型面，形成实际型面数据。在舱段坐标系下，按照实际型面数据，确定舱段和被装配零件的配合区域的精确边界，并确定精确的实际型面数据。在舱段数模中提取理论装配配合面和理论配合面边界。

【技术实现步骤摘要】
一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法
本专利技术涉及一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法，属于装配制造技术或数字化

技术介绍
运载火箭等箭体舱段部件为柱形或锥形薄壁回转体结构，结构尺寸较大，在舱段内壁或外壁上安装装配有支架类零件。零件和舱段侧壁贴合面为装配配合面。由于复合材料及成型制造特点，成型后的舱段产品会有一定的变形，导致实际装配配合面和理论值产生偏差。零件在舱段上自动化定位时，是以理论数模确定零件配合面位置及姿态的，这就造成配合面间产生间隙或干涉现象，无法实现零件的准确定位和装配。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法。本专利技术的技术解决方案是：一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法，复合材料舱段为回转体结构，壁厚不大于10mm，外径不小于1.5m，该复合材料舱段带有上端框和下端框，下端框上开有四个通孔，四个通孔在圆周方向呈均布状态，每两个通孔轴线角度为90°，以下端框的中心作为原点，以其中两个通孔的轴线连线作为X轴，以另外两个通孔的轴线连线作为Y轴，将下端框所处的平面分为四个象限，分别为Ⅰ象限、Ⅱ象限、Ⅲ象限、Ⅳ象限，按照右手定则确定Z轴；该方法的步骤包括：(1)创建测量坐标系(X,Y,Z)；该测量坐标系(X,Y,Z)的原点为下端框的中心O，其中两个通孔的轴线连线作为X轴，以两外两个通孔的轴线连线作为Y轴，按照右手定则确定Z轴；(2)在测量坐标系下，测量复合材料舱段的径向全跳动，并记录最大径向全跳动的数值，记为舱段圆周方向最大变形量δ；(3)在测量坐标系(X,Y,Z)下，测量理论状态下的复合材料舱段和被装配零件的安装配合面的理论三维数据模型，获取被装配零件的安装点A的坐标(x0,y0,z0)，连接安装点A与原点得到连线OA，连线OA与X轴(Y轴)之间的夹角记为θ，夹角θ所对应的弧长标记为该三维数据模型的获取可以在Pro/e、CATIA等三维工程设计软件下获取；(4)在测量坐标系(X,Y,Z)下，测量实际状态下复合材料舱段和被装配零件间测量区域的型面点云数据；测量区域的测量可以采用激光扫描等方法进行测量；所述的测量区域是指能够包络被装配零件装配配合面的区域及测量余量区域，且该测量区域的面积S与被装配零件装配配合面的包络面积S0、测量余量区域面积S'之间的关系为：S≥S0+S'；所述的测量余量区域位于能够包络被装配零件装配配合面区域的外围，两者边界距离数值m至少应大于舱段圆周方向最大变形量δ；(5)在测量坐标系(X,Y,Z)下，在实际状态下的复合材料舱段上获取安装点A'，安装点A'与原点的连线标记为连线OA'，连线OA'与X轴(Y轴)之间的夹角记为θ'，夹角θ'所对应的弧长标记为令和相等，根据弧长确定安装点A'的(x'0,y'0)，则安装点A'的坐标为(x'0,y'0,z0)；(6)根据步骤(5)得到的安装点A'的坐标为(x'0,y'0,z0)确定被装配零件的安装边界，根据确定的被装配零件的安装边界去除步骤(4)中获取的测量区域中多余的点云数据，得到被装配零件在实际状态下的复合材料舱段上的安装配合面的点云数据；(7)在测量坐标系(X,Y,Z)下，根据步骤(2)得到的被装配零件的安装配合面的理论三维数据模型与步骤(5)得到的被装配零件的在实际状态下的复合材料舱段上的安装配合面的点云数据相比较，可以获得两者型面点云坐标值差值，如果坐标值差值≤0.3mm时，在要求精度不高时，也可以按照理论安装位置进行安装，如果坐标值差值＞0.3mm时，在按照步骤(5)获取的点云数据进行安装。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：(1)复合材料舱段为回转体薄壁结构，在内侧壁或外侧壁安装大量的零件，而复合材料舱段由于结构尺寸大，成型制造后易产生一定变形，从而造成零件的配合面和理论产生相对偏差。零件采用自动化方式定位时，零件上的配合面和舱段上的配合面会产生间隙或干涉，影响装配质量。本专利技术的方法用于补偿调整舱段上配合面变形后，将零件配合面和其进行补偿和匹配，使后续零件定位时两者配合面配合良好。(2)通过复合材料舱段结构特征建立统一的复合材料舱段测量坐标系，在该坐标系下创建了同一基准，能够保证型面测量、理论数据提取、变形量测量等的统一，减小或避免了精度误差积累，提高了变形补偿的精度。(3)本专利技术涉及一种装配过程的舱段被装配型面变形补偿调整方法。通过舱段上的结构特征建立的舱段测量坐标系，通过任意测量方法获取测量舱段和被装配零件的配合区域的局部型面，形成实际型面数据。在舱段坐标系下，按照实际型面数据，舱段和被装配零件的配合区域的精确边界，并确定精确的实际型面数据。在舱段数模中提取理论装配配合面和理论配合面边界。将舱段和被装配零件的实际型面数据替代理论装配配合面和理论配合面边界，也可通过舱段和被装配零件的实际型面数据及边界、理论装配配合面和理论配合面及边界，确定两者相同位置处的点坐标。实际零件装配的时候可以采用实际型面数据及边界、点坐标替代原有的理论值，实现变形量的补偿和调整。(4)通过对复合材料舱段和被装配零件局部装配配合区域的测量，并确定了测量区域面积及原则，在同一基准下，通过测量、提取精确实际配合面及边界，确定了变形量的大小并实现补偿和调整；避免了测量整个产品型面带来的效率低、精度不稳定、测量数据处理工作量大的缺点。(5)实现了具有变形情况下的产品的装配配合面的分析、处理，具有较强的实际使用意义。(6)一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法不局限于复合材料舱段的装配，任何部件在具有变形的情况下，若要实现零件的准确装配或加工，例如飞机壁板装配等，都可采用上述方法。(7)将舱段和被装配零件的实际装配配合型面数据替代理论装配配合面和理论配合面边界，实现型面变形量的补偿和调整；也可通过舱段和被装配零件的实际型面数据及边界、理论装配配合面和理论配合面及边界，确定两者相同位置处的点坐标实际数据；将点坐标实际数据替代理论数据，实现型面变形量的补偿和调整。附图说明图1为复合材料舱段的结构示意图；图1a为图1中I部分的局部放大图；图2为被装配零件在复合材料舱段中的位置示意图；图3为被装配零件在实际和理论舱段中的装配位置关系示意图；图4为被装配零件安装点位置示意图；图5为实施例中的复合材料舱段结构示意图；图5a为图5中I部分的局部放大图；图6为通过点坐标提取实现变形补偿和调整方法的示意图。具体实施方式一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法，包括以下步骤：步骤一、如图1、图1a、图3、图4所示，复合材料舱段1为回转体结构，其中下端框具有4个通孔结构，在圆周方向呈均布状态，每两个通孔轴线角度为90°。每个通孔轴线处设置为一个象限，共4个象限，分别为Ⅰ象限、Ⅱ象限、Ⅲ象限、Ⅳ象限。4个通孔形成的分布圆和复合材料舱段1同心。根据复合材料舱段1结构，可以通过4个通孔结构、下端面创建舱段的测量坐标系(X,Y,Z)，其中XY平面为下端面，4个通孔形成的分布圆轴线为Z轴，设定相邻的180°的两个通孔轴线在下端面交点的连线为Y轴。所述的复合材料舱段1有两种状态，复合材料舱段1为理论状态，无变形；复合材料舱段2为实际状态，有变形。步骤二、在测量坐标系下(X,Y,Z)本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法，复合材料舱段为回转体结构，该复合材料舱段带有下端框，其特征在于该方法的步骤包括：(1)创建测量坐标系(X,Y,Z)；首先，标记下端框的中心为点O，位于下端框表面上且通过下端框中心O的正交的两条直线分别为直线X和直线Y，则创建的测量坐标系(X,Y,Z)的原点为点O，直线X作为X轴，直线Y作为Y轴，按照右手定则确定Z轴；(2)在测量坐标系(X,Y,Z)下，测量复合材料舱段的径向全跳动，并记录最大径向全跳动的数值，记为舱段圆周方向最大变形量δ；(3)在测量坐标系(X,Y,Z)下，测量理论状态下的复合材料舱段和被装配零件的安装配合面的理论三维数据模型，获取被装配零件的安装点A的坐标(x0,y0,z0)，连接安装点A与原点得到连线OA，连线OA与X轴或Y轴之间的夹角记为θ，夹角θ所对应的弧长标记为

【技术特征摘要】
1.一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法，复合材料舱段为回转体结构，该复合材料舱段带有下端框，其特征在于该方法的步骤包括：(1)创建测量坐标系(X,Y,Z)；首先，标记下端框的中心为点O，位于下端框表面上且通过下端框中心O的正交的两条直线分别为直线X和直线Y，则创建的测量坐标系(X,Y,Z)的原点为点O，直线X作为X轴，直线Y作为Y轴，按照右手定则确定Z轴；(2)在测量坐标系(X,Y,Z)下，测量复合材料舱段的径向全跳动，并记录最大径向全跳动的数值，记为舱段圆周方向最大变形量δ；(3)在测量坐标系(X,Y,Z)下，测量理论状态下的复合材料舱段和被装配零件的安装配合面的理论三维数据模型，获取被装配零件的安装点A的坐标(x0,y0,z0)，连接安装点A与原点得到连线OA，连线OA与X轴或Y轴之间的夹角记为θ，夹角θ所对应的弧长标记为(4)在测量坐标系(X,Y,Z)下，测量实际状态下复合材料舱段和被装配零件间测量区域的型面点云数据；(5)在测量坐标系(X,Y,Z)下，在实际状态下的复合材料舱段上获取安装点A'，安装点A'与原点的连线标记为连线OA'，连线OA'与X轴或Y轴之间的夹角记为θ'，夹角θ'所对应的弧长标记为令和相等，根据弧长确定安装点A'的(x'0,y'0)，则安装点A'的坐标为(x'0,y'0,z0)；(6)根据步骤(5)得到的安装点A'的坐标为(x'0,y'0,z0)确定被装配零件的安装边界，根据确定的被装配零件的安装边界去除步骤(4)中获取的测量区域中多余的点云数据，得到被装配零件在实际状态下复合材料舱段上的安装配合面的点云数据；(7)根据步骤(6)得到的点云数据对被装配零件进行安装。2.根据权利要求1所述的一种复合材料舱段被装配型面变形补偿调整方法，其特征在于：所述的步骤(3)中，三维数据模型的获...

【专利技术属性】
技术研发人员：王新，李兰柱，梅立，杨志波，郭鸿俊，李桂洋，
申请(专利权)人：航天材料及工艺研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11