基于CATIA的型架优化设计

　　摘要：飞机装配型架是飞机装配过程中对零组件进行装夹定位的工艺装备，型架的强度、刚度是保证飞机装配质量的重要指标之一。本文针对复材平尾样件对接型架，采用CAE 分析工具和优化技术进行了分析，为大型客机工装设计提供指导性原则。

　　关键词：型架刚度 CAE

　　1.概述

　　飞机工艺装备是飞机制造中必备的一种设备或工具，用来保证飞机产品的质量，提高劳动生产率，减轻劳动强度，降低产品成本，从而提高产品的竞争能力。范玉青【1】教授在其著作指出，Su-27使用了约达61881项工艺装备以完成其全机装配。装配型架作为制造飞机的主要工装，它的主要任务是保证飞机产品的互换协调和几何参数，提高劳动生产率及降低成本。装配工装结构设计是否合理、正确，不但对型架本身制造工作量大小、成本高低和装配工作条件有关，而且也决定着各工件的对接、配合尺寸是否协调。国内外不少学者专家在装配型架上做了很多研究。陕西飞机制造公司的刘忠梁【2】高级工程师从型架结构形式上面入手，给出了满足刚度的一些途径和方法。成都飞机工业(集团)有限责任公司的洪学玲【3】等采用Patran&Nastran 对飞机装配型架刚度进行了分析，认为理论分析与试验结果基本一致，符合工程分析要求。

　　CAITA 源于航空航天工业，是航空航天领域无可争辩的领袖。国内外主流的飞机制造商全都采用CAITA 作为其飞机设计平台。Simulia 作为达索的一款产品，包括了有限元分析过程中常用的模块，可以跟CATIA 进行很好的融合。本文从某型号飞机装配型架入手，采用CATIA 平台下的CAE模块对其骨架进行了优化。

　　2. 分析

　　2.1结构分析

　　为了满足工程进度的需要，工装设计人员按照传统的思维进行相应的工装设计，将水平尾翼中央盒段、外伸段后缘舱组件和外伸段假件等组件定位，完成三者之间的对接工作。设计主要考虑的是，工装制造和安装的便捷性，易于调整。对于工装的刚度采用的是传统的经验法进行估算。图1是型架部分结构--外伸段外侧支撑工装。

　　图 1 外伸段外侧支撑工装

　　外伸段后缘舱组件是以两个后缘舱铰链接头和外伸段前梁的工艺孔作为定位基准,中间设置一个高度方向可调整的托架用于支撑外伸段。为保证外伸段后缘舱组件的准确的空间位置, 与两个后缘舱铰链接头定位器和外伸段前梁的定位器连接的骨架的区域须具有足够的刚度。后缘舱铰链接头相距2935mm，前梁工艺孔距离2960mm。采用分散式工装形式，在地基基础上设置相应的坐标点。

　　外伸段外侧骨架上固定着后缘舱铰链接头定位孔和前梁工艺孔。要保证定位孔的同轴度以及工艺孔位置的协调等。需要有足够刚度的骨架的支撑。该骨架上承受着不同的载荷，产品上下架造成的载荷变动、钻制铆钉孔所引发的瞬时冲击载荷、为了便于装配可能的附加载荷等。通过施以必要的安全系数，并考虑到实际装配中单点接触工装的可能性，本文在受力点施加了最大载荷。

　　图 2 外伸段外侧骨架位移分布云图

　　从图2 外伸段外侧骨架的位移分布云图分析得出,位移极大值为0.0165mm，出现在受力点上。与定位件相连接的地方在骨架的两端侧，分布为淡黄色至浅绿色之间，理论变形不大于0.01mm。骨架的刚度能够满足其作为固定定位件的基础的要求。

　　2.2 优化结构分析

　　外伸段外侧骨架用于两端定位件和托架的支撑和固定。其上安装有定位件和支撑托架。托架起顶起外伸段后缘舱组件的作用，只要托架在展向方向的装配位置可靠，上下方向的刚度可以不用太大。激光跟踪仪安装卡板的精度为0.076mm，因此，可以认为支撑卡板的上下方向变动在0.2mm 范围内满足要求。而支撑定位件的骨架区域则需要有大的刚度，因为外伸段后缘舱组件两个定位铰链接头有同轴度要求，刚度不够，很容易导致产品跟工装不协调。相对于传统工装骨架，其理论精度为0.016mm，笔者认为骨架理论变形不大于0.03mm 可以达到工程要求。

　　最初的优化骨架结构方案是由支撑托架的梁和支撑两端定位件的立柱组成。梁和立柱采用矩形钢管，立柱长1560mm，两立柱距离1190mm。矩形钢管截面尺寸220mm×140mm，厚度t=8mm。其中，

　　λ1=100，λ2=61.6,λx=μl/ix=39, λy=μl/iy=55

　　λx<λy <λ2<λ1

　　σcr=F/A=0.95 Mpa<σs =235MPa

　　立柱不属于大挠度杆，不会产生失稳。

　　经有限元分析发现，立柱支撑两端定位件的区域的变形很大，刚度不满足要求。由于立柱的两端为自由端，受力后变形比较大，此处必须约束和加强。因此在骨架结构方案基础上，对立柱的两侧增加斜撑。

　　在对改进后的新方案分析后，立柱的两端的变形有了明显的改善，满足了要求。支撑托架的梁变形太大，为解决这个问题，在梁的上面增加了两个斜撑，形成了最后的骨架结构方案。骨架的优化过程如图3 所示:

　　图 3 骨架优化过程

　　通过计算,最终优化方案的骨架的位移云图如图4:

　　图 4 优化后外伸段外侧骨架位移分布云图

　　从图4 中,对该骨架的计算云图分析得出,两端侧支撑定位件的区域位移极大值为0.025mm，比原骨架定位器位移变形0.0165mm大了0.0085mm。定位器能够符合装配的要求。

　　中间横梁上较大的位移变形区域是支撑卡板托架的部分，最大变形0.2mm，卡板上下方向的变形对工装的影响不大，可以认为该方向的变形是可取的。图5为优化后骨架布局形式。

　　图 5 优化后外伸段外侧骨架

　　从优化前后的骨架的结构比较来看,将优化前的4 个焊接件的组件简化为一个焊接件, 在满足强度和刚度的要求的前提下,优化后的结构更加简化,制造工艺性更好,成本更低,生产周期更短。

　　3. 结论

　　通过两种布局形式的对比，可以发现优化后的工装骨架更多的考虑了工装布局的合理性。将足够的斜撑杆支撑骨架展向，以加强其展向的变形。通过中间横梁及横梁下斜撑杆加强横梁上托板的骨架结构。在简化骨架结构的同时，加强骨架支撑定位件区域的刚度。

　　CATIA 平台下的分析模块与通用的Patran&Nastran 分析工具相比，经过相互对比分析数据，发现其最大误差不超过7%。有限元分析工具是基于如下的假设进行的分析：连续性，完全弹性，均匀性，各向同性以及小变形。因此理论分析与实际数据之间肯定是有差别的。这取决于对材料的认识。在洪学玲等的文章中，理论误差与实际数据误差为13.6%。通过不同的试验，可以采用施加不同的系数更加精确的进行实际的分析。

　　简化后的骨架也采用激光跟踪仪定位安装。将骨架通过OTP 定位在相应位置，公差可以放大。然后安装卡板托架，通过在横梁上制大于托架连接轴3 个毫米的孔。卡板托架根据OTP 坐标安装在相应位置。横梁上有足够大的孔供卡板托架调整。工装骨架的安装可以比较快速的完成。

　　本文通过CATIA 中的有限元分析模块对现有的骨架结构进行了优化,对优化前后的骨架分别进行了位移分析,后者更加充分地利用了材料本身的强度和刚度特性，结构形式更加合理，更加节省材料，制造工艺性更好,成本更低,生产周期更短，结构的综合性能达到了更加良好的状态。因此，对于型架，尤其一些复杂的装配型架，在有限元法分析的基础上，采用优化设计技术才有可能获得一个合理的设计方案。

　　参考文献

　　[1] 范玉青. 现代飞机制造技术[M]. 北京： 国防工业出版社， 1999

　　[2] 刘忠梁. 满足飞机装配型架骨架刚度要求的正确途径和方法[J]. 航空制造技术， 1994

　　[3] 洪学玲等. 基于Patran&Nastran飞机装配型架刚度分析模块开发及应用[J]. 机械工程师， 2009

　　[4] Dassault Systemes CATIA V5 R18 online Help documents

　　[5] 闻邦椿. 机械设计手册[M]. 北京：机械工业出版社， 2010