【技术实现步骤摘要】
本申请属于飞机强度设计领域，特别涉及一种飞机结构装配应力直接监测方法。
技术介绍
1、飞机零部件在装配过程中，由于加工误差、公差累积等因素，不可避免的存在一些装配间隙，装配过程中，随着螺栓拧紧过程会在装配件上产生一定的装配应力，在飞机服役过程中产生应力腐蚀现象或降低结构疲劳寿命，造成主承力结构应力腐蚀开裂或疲劳裂纹，危及飞机的安全性。
2、实际飞机结构中，掌握并控制结构装配应力是保证飞机结构强度品质的决定性因素。目前控制手段主要包括计算和应力测量。
3、对于装配应力计算，由于结构参数变量较多，准确计算各构件支持刚度难度较大，目前计算方法主要包括工程方法及细节有限元方法：
4、1)工程计算方法，无法准确模拟周边结构筋条、腹板等的支持刚度，假设板为无限宽板，不考虑两侧筋条支持，且间隙横截面为矩形，计算结果会有一定误差；
5、2)细节有限元方法，涉及几何非线性问题，另外，螺栓拧紧力矩的施加、装配结构间的接触问题以及单元的选取都会影响计算结果准确性。
6、对于装配应力测量，主要包括利用应变片直接测量和利用螺栓拧紧力矩进行间接测量：
7、1)利用应变片直接测量，需要对结构表面打磨，并粘贴应变片，连接测量设备，系统相对复杂；
8、2)螺栓拧紧力矩间接测量，测量结果与结构特性、螺栓摩擦系数等有关，相对误差较大。
9、综上所述，目前装配应力监测方法存在一定误差，生产过程中装配应力监测系统相对繁琐，误差较大。难以保证飞机结构装配应力控制在理想的范围，从
10、因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种飞机结构装配应力直接监测方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
2、本申请的技术方案是：
3、一种飞机结构装配应力直接监测方法，包括：
4、步骤一、对装配件施加装配力矩，并获取装配件变形数据；
5、步骤二、根据所述装配件变形数据生成装配应力云图；
6、步骤三、将装配应力云图进行实时显示，并根据显示结果判断装配应力是否满足要求，
7、若装配应力不满足要求，则返回步骤一进行装配补偿；
8、若装配应力满足要求，则进一步判断装配力矩是否满足要求，若装配力矩不满足要求，则返回步骤一增加装配力矩；若装配力矩满足要求，则完成装配。
9、在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述对装配件施加装配力矩，并获取装配件变形数据，包括：
10、对装配件施加特定步长的螺栓拧紧力矩，并获取对装配件施加特定步长的螺栓拧紧力矩前的第一点云数据，以及对装配件施加特定步长的螺栓拧紧力矩后的第二点云数据。
11、在本申请的至少一个实施例中，通过三维激光扫描设备获取对装配件施加特定步长的螺栓拧紧力矩前的第一点云数据，以及对装配件施加特定步长的螺栓拧紧力矩后的第二点云数据。
12、在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述根据所述装配件变形数据生成装配应力云图，包括：
13、基于实时有限元技术，根据所述第一点云数据以及所述第二点云数据变化量生成装配应力云图。
14、在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，通过ar技术将装配应力云图进行实时显示。
15、专利技术至少存在以下有益技术效果：
16、本申请的飞机结构装配应力直接监测方法，能够在装配过程中实现装配应力的实时监控，对于不满足要求的部位及时采取补偿措施，从而保证飞机结构装配应力处于可控范围内。
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1.一种飞机结构装配应力直接监测方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的飞机结构装配应力直接监测方法，其特征在于，步骤一中，所述对装配件施加装配力矩，并获取装配件变形数据，包括：
3.根据权利要求2所述的飞机结构装配应力直接监测方法，其特征在于，通过三维激光扫描设备获取对装配件施加特定步长的螺栓拧紧力矩前的第一点云数据，以及对装配件施加特定步长的螺栓拧紧力矩后的第二点云数据。
4.根据权利要求2所述的飞机结构装配应力直接监测方法，其特征在于，步骤二中，所述根据所述装配件变形数据生成装配应力云图，包括：
5.根据权利要求4所述的飞机结构装配应力直接监测方法，其特征在于，步骤三中，通过AR技术将装配应力云图进行实时显示。
【技术特征摘要】
1.一种飞机结构装配应力直接监测方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的飞机结构装配应力直接监测方法，其特征在于，步骤一中，所述对装配件施加装配力矩，并获取装配件变形数据，包括：
3.根据权利要求2所述的飞机结构装配应力直接监测方法，其特征在于，通过三维激光扫描设备获取对装配件施加特定步长的螺栓拧紧力矩前的...
【专利技术属性】
技术研发人员：李伟，王鄢，林湘齐，田智亮，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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