一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法技术

一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，给飞机装配型架的各个定位器均安装三维力传感器，然后三维力传感器通过由PLC控制器将力信号传递给工控机，分别计算出定位器受力和端点位移偏移量之间的关系、定位器在扭转时的变形量和端点位移偏移量之间的关系、定位器在弯曲时的变形量和端点位移偏移量之间的关系，然后对这三者进行叠加，计算出定位器末端位移变化与定位器所受载荷之间的关系，用户根据定位器的类型输入各参数即可实时监控定位器末端位移的变化，能够有效监控飞机型架使用过程中受力及定位器位移偏移状态的方法，进行数据实时采集。

【技术实现步骤摘要】
一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法
本专利技术涉及航空制造领域，特别涉及一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法。
技术介绍
飞机装配型架是飞机装配过程中不可或缺的重要组成部分，作为飞机部件装配过程中对零部件起固定夹持作用的工艺装备，其稳定性影响着各产品的装配精度。若飞机装配型架的精度不达标，会直接影响飞机的装配精度，甚至导致整个飞机产品报废，造成不可估量的损失。为保证飞机装配型架在使用过程中精度满足要求，传统的方法是根据经验定时对装配型架进行定检，使用激光跟踪仪测量各个定位器的偏差是否超过允许值。这种方法由于没有数据支撑，容易造成资源浪费，并且会严重影响生产效率。工人在装配飞机零部件时常常需要借助一些辅助工具敲击装配型架，在敲击过程中可能会产生超过允许值的瞬间力，使装配型架产生不可逆转的变形。由于装配型架变形会使定位器末端产生位移偏移量，直接影响飞机产品装配过程中的定位精度。此时，如果能够实时的对装配型架各个定位器的受力和末端位移偏移量进行监控，超过允许值时及时发出警报，便会避免因定位器过载或定位器末端偏移量过大产生的产品质量问题和效率过低问题。传感器技术作为一项成熟的工业技术，一直以来在各个领域发挥着重要作用。将传感器技术与飞机装配型架结合，寻找一种能够有效监控飞机型架使用过程中受力及定位器位移偏移状态的方法，进行数据实时采集，一方面可以对飞机装配型架工作状态实时反馈，另一方面也对后续飞机装配型架的设计及定检提供了重要的数据支撑。
技术实现思路
本专利技术的目的在于：提供了一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，给飞机装配型架的各个定位器均安装三维力传感器，然后三维力传感器通过由PLC控制器将力信号传递给工控机，由定位器的变形量叠加计算出定位器末端位移变化与定位器所受载荷之间的关系，解决了上述问题。本专利技术采用的技术方案如下：一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，基于三维力传感器，包括以下步骤：步骤S1：给飞机装配型架的各个定位器均安装三维力传感器；步骤S2：将三维力传感器通过信号放大器连接到PLC的I/O模块，然后由PLC控制器将I/O模块接收到的信号传递给工控机；步骤S3：计算出定位器受力和端点位移偏移量之间的关系，飞机装配型架的组件轴向拉伸或压缩时的变形量△l为：其中FN为轴向载荷，E为组件的材料的弹性模量，A为组件的横截面积；步骤S4：计算出定位器在扭转时的变形量为：其中T为飞机装配型架的组件的等效转矩，GIp为组件的抗扭刚度；步骤S5：计算出定位器在弯曲时的变形量分别为，角位移θ：挠度w：其中M为弯矩，EI为抗弯刚度，I为截面惯性矩，C和D为常数；步骤S6：采用叠加法得到定位器末端位移变化与定位器所受载荷之间的关系。为了更好地实现本方案，进一步地，还包括步骤S7：将步骤S1-S6写入软件程序中，用户根据定位器的类型输入各参数即可实时监控定位器末端位移的变化。为了更好地实现本方案，进一步地，所述步骤S6中得到的定位器末端位移变化与定位器所受载荷之间的关系为：其中，Fl是第一段杆的载荷，l是第一段杆的长度，A1是第一段杆的横截面积，FL是第二段杆的载荷，L是第二段杆的长度，A2是第二段杆的横截面积。为了更好地实现本方案，进一步地，所述步骤S1中给飞机装配型架的各个定位器安装三维力传感器后，必须实现对整个装配型架受力状态的全方位监控。为了更好地实现本方案，进一步地，所述步骤S2中PLC控制器将I/O模块接收到的信号传递给工控机的方式为以太网，通讯协议为ADS通讯协议。本方案所述的一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，给飞机装配型架的各个定位器均安装三维力传感器，然后三维力传感器通过由PLC控制器将力信号传递给工控机，分别计算出定位器受力和端点位移偏移量之间的关系、定位器在扭转时的变形量和端点位移偏移量之间的关系、定位器在弯曲时的变形量和端点位移偏移量之间的关系，然后对这三者进行叠加，计算出定位器末端位移变化与定位器所受载荷之间的关系，将这些写入软件程序中，用户根据定位器的类型输入各参数即可实时监控定位器末端位移的变化，能够有效监控飞机型架使用过程中受力及定位器位移偏移状态的方法，进行数据实时采集。一方面可以对飞机装配型架工作状态实时反馈，另一方面也对后续飞机装配型架的设计及定检提供了重要的数据支撑。综上所述，由于采用了上述技术方案，本专利技术的有益效果是：1.本专利技术所述的一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，给飞机装配型架的各个定位器均安装三维力传感器，然后三维力传感器通过由PLC控制器将力信号传递给工控机，由定位器的变形量叠加计算出定位器末端位移变化与定位器所受载荷之间的关系，实现了对飞机装配型架工作状态的实时监控；2.本专利技术所述的一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，给飞机装配型架的各个定位器均安装三维力传感器，然后三维力传感器通过由PLC控制器将力信号传递给工控机，由定位器的变形量叠加计算出定位器末端位移变化与定位器所受载荷之间的关系，对后续飞机装配型架的设计及定检提供了重要的数据支撑。附图说明为了更清楚地说明本技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图，其中：图1是本专利技术的三维力传感器的安装分布示意图；图2是本专利技术的硬件部分结构示意图；图3是本专利技术的软件部分结构示意图；图4是本专利技术的力传感器与定位器结构连接面的结构示意图；图5是本专利技术的力传感器与基座连接面的结构示意图；图6是本专利技术的定位器悬臂梁的简化模型图。具体实施方式为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，应当理解，所描述的实施例仅仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术工作人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。在本专利技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。下面结合图1至图6对本专利技术作详细说明。实施例1：一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，基于三维力传感器，三维力传感器安装分布如图1，包括以下步骤：步骤S1：给飞机装配型架的各个定位器均安装如图4、图5所示的三维力传感器；步骤S2：如图2，将三维本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，基于三维力传感器，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤S1：给飞机装配型架的各个定位器均安装三维力传感器；/n步骤S2：将三维力传感器通过信号放大器连接到PLC的I/O模块，然后由PLC控制器将I/O模块接收到的信号传递给工控机；/n步骤S3：计算出定位器受力和端点位移偏移量之间的关系，飞机装配型架的组件轴向拉伸或压缩时的变形量△l为：

【技术特征摘要】
1.一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，基于三维力传感器，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1：给飞机装配型架的各个定位器均安装三维力传感器；
步骤S2：将三维力传感器通过信号放大器连接到PLC的I/O模块，然后由PLC控制器将I/O模块接收到的信号传递给工控机；
步骤S3：计算出定位器受力和端点位移偏移量之间的关系，飞机装配型架的组件轴向拉伸或压缩时的变形量△l为：其中FN为轴向载荷，E为组件的材料的弹性模量，A为组件的横截面积；
步骤S4：计算出定位器在扭转时的变形量为：其中T为飞机装配型架的组件的等效转矩，GIp为组件的抗扭刚度；
步骤S5：计算出定位器在弯曲时的变形量分别为，角位移θ：挠度w：其中M为弯矩，EI为抗弯刚度，I为截面惯性矩，C和D为常数；
步骤S6：采用叠加法得到定位器末端位移变化与定位器所受载荷之间的关系。


2.根据权利要求1所述的一种基于三维力传感器的飞机工装状态实时监控方法，其特征...

【专利技术属性】
技术研发人员：石章虎，卫亚斌，曾德标，李现坤，潘登，雷沛，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：四川;51