環(huán)境溫度對飛機(jī)部件測量數(shù)據(jù)的影響

張　俐，王煒辰

(北京航空航天大學(xué)，北京 100083)

環(huán)境溫度對飛機(jī)部件測量數(shù)據(jù)的影響

張俐，王煒辰

(北京航空航天大學(xué)，北京 100083)

摘要：采用激光跟蹤儀檢測數(shù)據(jù)作為研究依據(jù)，從被測對象在工程應(yīng)用環(huán)境下的熱變形與儀器自身受溫度影響所引入的不確定度變化趨勢兩個方面對測量結(jié)果進(jìn)行評定，分析了計(jì)算熱變形過程中模型簡化的可行性并繪制出相應(yīng)的溫度-不確定度趨勢線。

關(guān)鍵詞：激光跟蹤儀；熱變形；溫度-不確定度趨勢線

1引言

飛機(jī)產(chǎn)品氣動外形裝配要求的不斷提高，促進(jìn)了數(shù)字化測量技術(shù)與設(shè)備的不斷發(fā)展。在飛機(jī)產(chǎn)品裝配過程中，除了傳統(tǒng)的內(nèi)應(yīng)力、自重、制造誤差等因素會對飛機(jī)部件裝配精度產(chǎn)生影響外[1]，由于受生產(chǎn)檢測環(huán)節(jié)的實(shí)際工作環(huán)境所限，檢測人員往往不能將環(huán)境溫度控制在理想條件下，因此產(chǎn)生的熱變形誤差與儀器測量誤差對最終裝配精度的影響同樣不可忽略。

針對上述情況，本文從測量條件誤差與儀器測量過程中受溫度影響所引入的不確定度變化趨勢兩方面入手，采用機(jī)翼前緣模擬樣件作為被測對象，應(yīng)用簡化后的模型計(jì)算其理論熱變形量，并與實(shí)際測量數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，分析影響熱變形量的相關(guān)因素。同時，應(yīng)用不確定度相關(guān)理論計(jì)算在不同環(huán)境溫度下激光跟蹤儀測量數(shù)據(jù)的不確定度，從而繪制出對應(yīng)的溫度-不確定度趨勢線。

2模型簡化可行性分析

飛機(jī)部件通常由若干零件裝配而成，結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，采用規(guī)則零件在無約束狀態(tài)下的熱變形分析方式對其進(jìn)行研究并不適合。為保證部件在后續(xù)裝配中的精度要求，應(yīng)先對其相應(yīng)工藝關(guān)鍵特征進(jìn)行分析并提取檢驗(yàn)測量點(diǎn)，而后依據(jù)測量點(diǎn)所屬的結(jié)構(gòu)與位置對部件進(jìn)行簡化并計(jì)算熱變形量。

2.1測量點(diǎn)提取

就機(jī)翼前緣模擬樣件而言，裝配過程中的具體約束狀態(tài)如圖1所示。通過鉸鏈上交點(diǎn)孔與工裝固定，上部用V型卡板卡緊以限制其擺動。

圖1　機(jī)翼前緣裝配狀態(tài)示意圖

由于模擬樣件后續(xù)整體裝配精度主要靠交點(diǎn)孔位置進(jìn)行保證，故試驗(yàn)選用其兩個外端鉸鏈上的外側(cè)交點(diǎn)孔作為檢驗(yàn)測量點(diǎn)，以機(jī)翼展開方向作為測量方向，以兩點(diǎn)之間的距離作為測量結(jié)果，具體如圖2所示。

圖2　機(jī)翼前緣模擬樣件數(shù)模

2.2簡化模型熱變形分析

模擬樣件與工裝固定處為大梁與鉸鏈結(jié)合的分段式結(jié)構(gòu)，連接處用螺栓連接。垂直方向有4個依次分布的肋，由于其方向與被測方向垂直，故不會對所選機(jī)翼展開方向熱變形產(chǎn)生影響。

綜上所述，結(jié)合所選測量點(diǎn)位置，考慮將該模擬樣件簡化為由大梁與鉸鏈組成的桿狀零件進(jìn)行理論分析，并采用ABAQUS軟件對該想法進(jìn)行仿真驗(yàn)證。

在具體分析過程中，若假設(shè)工裝交點(diǎn)孔位置固定不變，即工裝在任何溫度下熱變形為零，則需對所有交點(diǎn)孔位置處設(shè)置邊界條件，并將環(huán)境溫度由設(shè)計(jì)溫度22℃上升至26℃，得出上述結(jié)構(gòu)的熱變形位移運(yùn)算結(jié)果，如圖3所示。

圖3　約束狀態(tài)下仿真結(jié)果示意圖

從圖3分析結(jié)果可知，受工裝在各交點(diǎn)處的固定作用，機(jī)翼展開方向熱變形幾乎為零，但會造成部件其它部位的嚴(yán)重翹曲，這在實(shí)際的生產(chǎn)過程中是不允許的。

為了解決這一問題，減少部件因環(huán)境溫度變化而產(chǎn)生的內(nèi)應(yīng)力與熱變形，工程實(shí)際應(yīng)用中常將工裝與裝配部件采用同一材料進(jìn)行制造[2]。這樣既可以保證兩者連接處的熱變形量一致，以減少部分裝配應(yīng)力，又可以起到對部件裝配過程中的固定作用，以保證裝配精度。在該條件下，部件熱變形可以忽略工裝對大梁交點(diǎn)孔處的約束作用，近似于自由狀態(tài)，其仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4　無約束狀態(tài)下仿真結(jié)果示意圖

由此，認(rèn)為該結(jié)構(gòu)在環(huán)境溫度變化情況下，其熱變形方向沿測量方向均勻分布，故可以將其按桿類零件計(jì)算理論熱變形量，并與后續(xù)實(shí)際測量結(jié)果進(jìn)行對比，分析相關(guān)影響因素。

3試驗(yàn)方案

本試驗(yàn)測量條件模擬飛機(jī)部件裝配實(shí)際操作環(huán)境，采用機(jī)翼前緣模擬樣件作為被測對象，拆去其蒙皮等非關(guān)鍵結(jié)構(gòu)。同時，為了保證樣件的完整性且更貼近實(shí)際變形情況，故在測量過程中不對肋結(jié)構(gòu)進(jìn)行拆除，如圖5所示。

圖5　機(jī)翼前緣模擬樣件

試驗(yàn)方案采用數(shù)理統(tǒng)計(jì)法，4個水平分別為17℃、22℃、26℃和30℃，其中，22℃為飛機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)下的理論環(huán)境溫度。4個溫度均為實(shí)際生產(chǎn)過程中，在不同季節(jié)不同時點(diǎn)下可測量到的現(xiàn)場溫度。

試驗(yàn)開始前，先將被測對象放置在22℃的理論溫度下24h，并將此狀態(tài)下測量得到的外端兩交點(diǎn)孔之間的距離作為理論長度。在此基礎(chǔ)上，將被測對象依次放置在其他3個待測溫度下進(jìn)行測量，對每個溫度采集30組數(shù)據(jù)，最后通過與理論值的比較得出理論-實(shí)際長度線。此外，在試驗(yàn)過程中，應(yīng)保證除溫度以外的其他干擾因素，如空氣擾動、光照、大氣壓強(qiáng)等數(shù)值穩(wěn)定，以排除其對試驗(yàn)結(jié)果的影響。

4熱變形分析

試驗(yàn)以22℃環(huán)境下實(shí)際測量得到的883.237mm作為設(shè)計(jì)長度，并通過公式(1)計(jì)算被測樣件在不同溫度下的理論長度，公式如下：

ΔL=αLΔT

(1)

式(1)中，α為材料熱膨脹系數(shù)。將計(jì)算結(jié)果與實(shí)際測量結(jié)果進(jìn)行比對，具體如圖6所示。

圖6　理論—實(shí)際長度對比

由圖6可知，當(dāng)溫度由22℃上升到26℃時，理論值與測量值基本相符。而當(dāng)溫度下降到17℃或上升到30℃時，實(shí)際測量的縮短或者伸長量都小于理論計(jì)算量。

造成上述結(jié)果主要有以下兩方面原因：(1)材料的熱膨脹系數(shù)實(shí)際并非常數(shù)，而是經(jīng)過大量試驗(yàn)所取得的平均值，其取值帶有一定的不確定度。熱膨脹系數(shù)不僅與材料有關(guān)，也會受到溫度的影響[3]。(2)由于被測樣件是分段結(jié)構(gòu)，每兩段結(jié)構(gòu)間靠螺栓連接，該連接形式在熱變形中可能會由于接觸面之間的應(yīng)力作用影響最終的測量結(jié)果。

針對上述第二點(diǎn)原因，在ABAQUS下建立相應(yīng)仿真模型，模擬板與板之間的螺栓連接狀態(tài)。在該仿真分析中，受剪連接模型包含了3組共5個接觸，分別是螺帽與連接板之間的接觸、兩個連接板之間的接觸和螺栓桿與螺栓孔之間的接觸。

為了更直觀地揭示螺栓對部件連接處熱變形的影響，將有螺栓與無螺栓狀態(tài)下的仿真結(jié)果進(jìn)行對比，如圖7、圖8所示。

圖8　自由狀態(tài)分析結(jié)果

由圖中分析結(jié)果可知，在板材均勻受熱的情況下，孔與螺栓接觸面產(chǎn)生的內(nèi)應(yīng)力會阻礙該部分的熱變形，使整體變形量減小。同時，通過調(diào)節(jié)仿真中溫度參數(shù)至不同數(shù)值可知，溫度變化越大，對整體測量值影響越大。

綜上所述，整體熱變形的分析過程中可以對模型進(jìn)行簡化，但也應(yīng)考慮零件內(nèi)部或零件之間相互約束關(guān)系所帶來的影響。

5溫度—不確定度趨勢分析

激光跟蹤儀作為數(shù)字化測量手段，已經(jīng)被廣泛應(yīng)用于航空航天檢測、汽車船舶制造等各個領(lǐng)域[4-6]。針對激光跟蹤儀的誤差研究也涉及多個方面，如轉(zhuǎn)站誤差、測距誤差、測角誤差等。由于儀器自身攜帶的溫度傳感器能夠?qū)y量數(shù)據(jù)受溫度影響產(chǎn)生的測量誤差進(jìn)行補(bǔ)償，故在上述文獻(xiàn)中均假設(shè)環(huán)境溫度對測量結(jié)果沒有影響。

該假設(shè)前提主要有以下兩方面不足：(1)溫度傳感器自身帶有不確定度，其測量精度不能達(dá)到100%，故不能完全補(bǔ)償溫度所引入的誤差。(2)環(huán)境溫度的變化會對儀器內(nèi)部零部件的工作狀態(tài)產(chǎn)生影響，該影響造成的誤差難以用數(shù)學(xué)方法量化歸納并進(jìn)行補(bǔ)償。

此外，溫度通過影響激光跟蹤儀中光的傳播頻率，也會影響激光干涉儀的測距結(jié)果，艾德倫經(jīng)驗(yàn)公式可以表示為：

(2)

式(2)中，L為標(biāo)準(zhǔn)激光干涉儀標(biāo)稱波長在測量環(huán)境條件下測得的位移值，m；T為光路的平均溫度，℃；P為光路的氣壓，Pa；F為光路中的空氣水蒸氣分壓，Pa。

因此，研究溫度對激光跟蹤儀測量數(shù)據(jù)不確定度的影響是必要的。將不同環(huán)境溫度下得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)匯總，并將其繪制成數(shù)據(jù)分布圖，如圖9-圖12所示。

圖9　17℃數(shù)據(jù)分布圖

圖10　22℃數(shù)據(jù)分布圖

圖11　26℃數(shù)據(jù)分布圖

圖12　30℃數(shù)據(jù)分布圖

從數(shù)據(jù)分布圖可以清晰地看出每組數(shù)據(jù)的波動狀態(tài)。在圖9中，由于第4個測量點(diǎn)的測量值大大高于其他測量點(diǎn)，分析原因是靶球基座的松動所致，為粗大誤差點(diǎn)，故在之后的不確定度計(jì)算過程中對其進(jìn)行刪除。

通常情況下，評價試驗(yàn)結(jié)果的最終不確定度采用A類與B類相結(jié)合的方式，即：

(3)

針對上述試驗(yàn)數(shù)據(jù)，A類不確定度的計(jì)算表達(dá)式為：

(4)

變量Xi在相同條件下獨(dú)立測量得到的xi1，xi2，…，xin觀測列見式(5)，最終計(jì)算結(jié)果如表1所示。

(5)

表1　A類不確定度

B類不確定度主要是傳感器測量誤差引入的不確定度，參考艾德倫公式，主要分為以下3個方面：

由上述結(jié)果可知，B類不確定度與A類不確定度相比數(shù)值較小，可忽略不計(jì)。最終的計(jì)算結(jié)果以溫度為橫坐標(biāo)、不確定度為縱坐標(biāo)繪制成圖，如圖13所示。

圖13　溫度—不確定趨勢線

由圖13的趨勢線可知，在24℃-28℃左右的不確定度相對較小，實(shí)際操作時，應(yīng)優(yōu)先選擇在該環(huán)境溫度下對試驗(yàn)對象進(jìn)行測量。

該分析結(jié)果在環(huán)境溫度取值范圍上跨度較大，主要由以下兩個方面原因造成：(1)一般的溫度傳感器精度為±0.5℃，當(dāng)試驗(yàn)各組之間取值范圍縮小時，由溫度傳感器測量溫度所帶來的偏差會影響試驗(yàn)結(jié)果的分析，從而會對不確定度的評定產(chǎn)生影響；(2)在一般試驗(yàn)條件下，難以達(dá)到試驗(yàn)設(shè)計(jì)對硬件條件的要求。

6總結(jié)

非設(shè)計(jì)溫度下，按照理論的工藝要求進(jìn)行飛機(jī)部件的裝配會使整體產(chǎn)生一定內(nèi)應(yīng)力，通過模型簡化計(jì)算被測對象的理論熱變形量，并給予相應(yīng)的位置補(bǔ)償可以減少上述現(xiàn)象的發(fā)生。同時，研究溫度對測量儀器不確定度的影響，可以應(yīng)用溫度-不確定度的趨勢分析更好地評價不同環(huán)境溫度下所得到的測量數(shù)據(jù)結(jié)果。

試驗(yàn)中所述的機(jī)翼前緣模擬樣件模型簡化過程是在分析了測量點(diǎn)位置以及自身結(jié)構(gòu)以后得出的，不同的研究對象應(yīng)遵循該思路具體分析。

綜上所述，本文通過將實(shí)際測量數(shù)據(jù)與模型簡化后計(jì)算出的熱變形量進(jìn)行對比，驗(yàn)證了模型簡化方法的可行性，同時對影響熱變形的相關(guān)因素以及溫度-不確定度趨勢進(jìn)行分析。結(jié)合以上兩者，可以更好地對環(huán)境溫度引入的誤差進(jìn)行控制，從而提高生產(chǎn)制造裝配過程中的整體精度。

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Influence of Ambient Temperature on Measurement Data of Aircraft Parts

Zhang Li,Wang Weichen

(BeiHang University,Beijing 100083,China)

Abstract：The measurement data of laser tracker is used as the research basis,and the measurement results are assessed from the aspects of the thermal deformation and instrument uncertainty trend affected by the ambient temperature.Then,the feasibility of simplified model is verified,and the corresponding temperature-uncertainty trend lines are drawn.

Keywords:laser tracker;thermal deformation;temperature-uncertainty trend line

[收稿日期]2016-02-23

[作者簡介]張俐(1961-)，女，北京人，高級工程師，主要研究方向：飛機(jī)數(shù)字化裝配檢測技術(shù)。

[基金項(xiàng)目]資助項(xiàng)目(2014ZX04001-081-07)；資助項(xiàng)目(2013E11222)。

中圖分類號：V214.1+1

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：B

doi：10.3969/j.issn.1674-3407.2016.01.003