本发明属于飞机数字化装配领域，具体涉及一种考虑热变形因素的大型飞机外翼翼盒装配系统的设计方法。
背景技术：
在尺寸达数十米的大型飞机外翼翼盒装配过程中，环境温度波动常常引起外翼翼盒产品组件的热变形，由于装配工装和翼盒产品通常采用不同材料制造，装配工装通常采用铸铁和钢制造，而翼盒产品的主要材料是铝合金，装配工装的热变形小于翼盒产品的热变形，会在一定程度上约束翼盒产品的热变形，造成翼盒骨架装配连接困难、装配后的装配应力较大。理论上可以通过翼盒产品尺寸、环境温度、装配工装与翼盒产品之间材料属性差异等误差源的调控解决这一问题。然而，受大型飞机外翼翼盒功能限制，外翼翼盒各组件设计尺寸已经固定且数值较大。另外，由于外翼翼盒装配厂房空间较大，恒温控制十分困难，而且需要投入大量初始资金和维护费用，生产实际中通常只能将环境温度控制在一定范围内。虽然可以采用与翼盒产品相同的材料制造装配工装，但从结构刚度、强度以及加工制造经济性和难度考量，外翼翼盒装配工装全部使用铝合金加工制造并不合适。因此，提出根据装配工装和产品热变形系数相同的原则设计一种可以释放翼盒产品热变形的外翼翼盒装配工装结构。
技术实现要素：
为解决大型飞机外翼翼盒装配中由环境温度波动引起的热变形协调问题，本发明提供一种考虑热变形因素的大型飞机外翼翼盒装配系统的设计方法，该设计方法设计得到的大型飞机外翼翼盒装配系统，实现了大型飞机外翼翼盒的高质量、高效率装配。
一种考虑热变形因素的大型飞机外翼翼盒装配系统的设计方法，包括如下步骤：
(1)根据后缘组件与后缘定位装置之间的热变形协调误差模型，使后缘组件与后缘定位装置热变形系数相同，将后缘定位底座设计为固定层、浮动层双层结构，所述的固定层与浮动层之间设有导轨，浮动层采用与后缘组件主体结构相同的材料制造，后缘定位装置固定于浮动层上；
(2)根据前缘组件与前缘定位装置之间的热变形协调误差模型，使前缘组件与前缘定位装置热变形系数相同，将前缘定位装置安装基础设计为借助导轨沿展向自由胀缩，且采用与前缘组件主体结构相同的材料制造；
(3)根据翼根肋与翼根肋定位装置之间的热变形协调误差模型，使翼根肋与翼根肋定位装置热变形系数相同，将翼根肋定位装置安装基础设计为借助导轨沿航向自由胀缩，且采用与翼根肋主体结构相同的材料制造；
(4)在步骤(1)～步骤(3)基础上，根据翼梢肋与后缘组件、前缘组件之间的热变形协调误差模型，使翼梢肋定位装置安装基础与后缘组件、前缘组件热变形系数相同，将翼梢肋定位装置设置在后缘定位底座的浮动层上。
所述步骤(1)中，后缘组件与后缘定位装置之间的热变形协调误差模型为：
其中，
固定层与浮动层之间设有导轨，使得浮动层借助安装在固定层上的导轨可以沿展向自由胀缩，这样将后缘定位装置固定在浮动层上时，可以释放翼盒装配时后缘组件随温度波动产生的热变形。
所述步骤(2)中，前缘组件与前缘定位装置之间的热变形协调误差模型为：
其中，
将前缘定位装置的安装基础设计为可以借助导轨沿展向自由胀缩，且采用与前缘组件主体结构相同的材料铝合金制造，这样可以释放翼盒装配时前缘组件随温度波动产生的热变形。
所述步骤(3)中，翼根肋与翼根肋定位装置之间的热变形协调误差模型为：
其中，
将翼根肋定位装置安装基础设计为借助导轨沿航向自由胀缩，并且采用与翼根肋主体结构相同的材料铝合金制造，这样可以释放翼盒装配时翼根肋随温度波动产生的热变形。
所述步骤(4)中，后缘组件与翼梢肋之间的热变形协调误差模型为：
前缘组件与翼梢肋之间的热变形协调误差模型为：
其中，
将翼梢肋定位装置设置在后缘定位底座的浮动层上，这样可以释放翼盒装配时后缘组件和前缘组件随温度波动产生的热变形。
本发明的优点在于：
1)根据步骤(1)设计的大型飞机外翼翼盒装配系统的相应结构，可以释放后缘组件的热变形，消除后缘组件与后缘定位装置之间的由于热变形引起的装配应力；
2)根据步骤(2)设计的大型飞机外翼翼盒装配系统的相应结构，可以释放前缘组件的热变形，消除前缘组件与前缘定位装置之间的由于热变形引起的装配应力；
3)根据步骤(3)设计的大型飞机外翼翼盒装配系统的相应结构，可以释放翼根肋的热变形，消除翼根肋与翼根肋定位装置之间的由于热变形引起的装配应力；
4)根据步骤(4)设计的大型飞机外翼翼盒装配系统的相应结构，可以释放翼盒装配时前后缘组件的热变形，使翼梢肋定位装置沿展向随温度变化的位移特性与前后缘组件沿展向的热变形特性一致；
5)根据步骤(1)～(4)设计的大型飞机外翼翼盒装配系统，可以释放大型飞机外翼翼盒装配时翼盒产品组件的热变形，实现大型飞机外翼翼盒装配时翼盒产品组件之间的热变形协调。
附图说明
图1是本发明设计方法设计得到的大型飞机外翼翼盒装配系统的结构示意图。
具体实施方式
为了更为具体地描述本发明，下面结合附图及具体实施方式对本发明的技术方案进行详细说明。
利用本发明方法涉及的大型飞机外翼翼盒装配系统如图1所示，该装配系统包括：前缘组件1、翼梢肋2、后缘组件3、翼根肋4、外立柱5、前缘组件定位装置6、横梁7、内立柱8、翼根肋定位装置9、后缘定位装置10、底座11、翼梢肋定位装置12。
本发明设计如图1所示的考虑热变形因素的大型飞机外翼翼盒装配系统的方法包括如下步骤：
s1：根据后缘组件3与后缘定位装置10之间的热变形协调误差模型，使后缘组件3与后缘定位装置10热变形系数相同，在工装结构设计中，将后缘定位底座11设计为固定层、浮动层双层结构，浮动层借助安装在固定层上的导轨可以沿展向自由胀缩，浮动层采用与后缘组件3主体结构相同的材料铝合金制造，后缘定位装置10固定在浮动层上，以释放翼盒装配时后缘组件3随温度波动产生的热变形。
此步骤中，后缘组件3与后缘定位装置10之间的热变形协调误差模型为：
其中，
s2：根据前缘组件1与前缘定位装置6之间的热变形协调误差模型，使前缘组件1与前缘定位装置6热变形系数相同，在工装结构设计中，将前缘定位装置6安装基础设计为可以借助导轨沿展向自由胀缩，且采用与前缘组件1主体结构相同的材料铝合金制造，以释放翼盒装配时前缘组件1随温度波动产生的热变形；
此步骤中，前缘组件1与前缘定位装置6之间的热变形协调误差模型为：
其中，
s3：根据翼根肋4与翼根肋定位装置9之间的热变形协调误差模型，使翼根肋4与翼根肋定位装置9热变形系数相同，在工装结构设计中，将翼根肋定位装置9安装基础设计为可以借助导轨沿航向自由胀缩，且采用与翼根肋4主体结构相同的材料铝合金制造，以释放翼盒装配时翼根肋4随温度波动产生的热变形；
此步骤中，翼根肋4与翼根肋定位装置9之间的热变形协调误差模型为：
其中，
s4：在步骤s1至s3基础上，根据翼梢肋2与后缘组件3、前缘组件1之间的热变形协调误差模型，使翼梢肋定位装置12安装基础与后缘组件3、前缘组件1热变形系数相同，在工装结构设计中，将翼梢肋定位装置12设置在后缘定位底座11的浮动层上，以释放翼盒装配时后缘组件3和前缘组件1随温度波动产生的热变形；
此步骤中，后缘组件3与翼梢肋2之间的热变形协调误差模型为：
前缘组件1与翼梢肋2之间的热变形协调误差模型为：
其中，
利用以上方法设计得到的大型飞机外翼翼盒装配系统可以有效地可以释放大型飞机外翼翼盒装配时翼盒产品组件的热变形，实现大型飞机外翼翼盒装配时翼盒产品组件之间的热变形协调。
以上所述的具体实施方式对本发明的技术方案和有益效果进行了详细说明，应理解的是以上所述仅为本发明的最优选实施例，并不用于限制本发明，凡在本发明的原则范围内所做的任何修改、补充和等同替换等，均应包含在本发明的保护范围之内。