一种飞机装配结合面数字化加垫方法

摘要

本发明公开了一种飞机装配结合面数字化加垫方法，该数字化加垫方法扫描获取飞机部件的点云数据，根据点云数据对两个部件之间的结合面进行对齐从而获取两个部件结合面之间的间隙区域，并进一步将该间隙区域划分若干个小的局部间隙区域，分别确定每个局部间隙区域的最优垫片参数，并按照对应的最优垫片参数对每个局部间隙区域添加垫片，完成两个部件结合面之间的整个间隙区域的加垫。该数字化加垫方法用于在飞机装配结合面的间隙中填充补偿垫片，减小结构不完整带来的危害，整个过程通过计算机完成，尤其是通过点云数据计算间隙大小，克服了人工操作产生的误差，保障了测量精度，且提高测量效率。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞机制造领域，尤其涉及一种飞机装配结合面数字化加垫 方法。

背景技术

在飞机制造领域，飞机的装配过程常常会出现零部件结合面处产生间隙、 无法完全贴合的现象。产生这种现象原因有：一是限于零部件制造设备精度或 制造工艺能力，零部件实际形位尺寸与名义值存在较大偏差，即制造误差导致 零部件形位尺寸不准确；二是即便零部件有足够的制造精度，即形位尺寸偏差 在设计容差范围内，若实际尺寸往同一个方向发生偏离，同样会导致零部件形 位尺寸不准确；三是零部件在定位的时候产生误差，这种定位误差在零部件一 级一级传递过程中导致误差积累和放大，定位误差的传递和积累影响了飞机的 装配准确性和装配协调性，严重的甚至在某些零部件的结合部分无法协调装配； 四是复合材料在飞机制造中占据越来越大的比重，而复合材料除了结构强度高 等优点外其表面粗糙度也较高，厚度方向尺寸难以控制，因此复合材料构件通 常更容易在结合面处产生间隙。

间隙在飞机制造领域是不容忽视的，如果忽视间隙的存在，采用强制装配 与连接，会产生结构变形及较大的内应力，影响飞机的气动外形和承力性能， 复合材料构件甚至会发生结构分层，导致脱层事故。为了解决飞机零部件结合 面处产生间隙，结构完整性受到破坏，影响飞机气动外形和结构强度的问题， 飞机制造商采用预装配-测量-协调-再测量-再协调的反复测量工艺。

这种方法一定程度上处理了装配间隙问题，但是这种方法依靠人工通过塞 尺塞规测量间隙大小，过度依赖工人操作水平且测量精度低；预装配完成后无 法了解间隙的全局分布，因此需要反复的测量与协调，耗时耗力；加垫过程凭 经验和直觉缺少理论指导无法验证所加垫片是否为最优化方案。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供了一种飞机装配结合面数字化加垫方法。

一种飞机装配结合面的数字化加垫方法，所述飞机装配结合面为第一部件 的第一表面和第二部件的第二表面，所述数字化加垫方法包括：

（1）按照设定的扫描路径分别对第一表面和第二表面进行扫描，获取相 应的点云数据；

（2）利用获得的点云数据，确定第一表面中的各点在第二表面中各点的 对应关系，并根据所述的对应关系将第一表面与第二表面对齐；

（3）计算对齐后的第一表面与第二表面的之间的间隙大小，并根据所述 的间隙大小将第一表面和第二表面之间的间隙区域划分为若干个局部间隙区 域并记录各个局部间隙区域的位置；

（4）根据第一表面的点云数据和第二表面的点云数据，以及各个局部间 隙区域的位置，分别确定每个局部间隙区域的最优垫片参数；

（5）根据每个局部间隙区域的最优垫片参数选择相应的垫片，并将该垫 片垫加至第一表面与第二表面之间。

所述的扫描路径以减小冗余测量数据和规避空间阻挡物为原则，能够完整 扫描到第一表面和第二表面。确定扫描路径后，通过计算机将该路径输入到数 控机床，由数控机床带动激光扫描仪的按照设定的路径完成扫描。

本发明的飞机装配结合面的数字化加垫方法通过飞机数字化装配系统实 现，也可以采用其他测试系统实现。

该方法首先扫描获取飞机部件的点云数据，根据点云数据对两个部件之间 的结合面进行对齐从而获取两个部件结合面之间的间隙区域，并进一步将该间 隙区域划分若干个小的局部间隙区域，分别确定每个局部间隙区域的最优垫片 参数，并按照对应的最优垫片参数对每个局部间隙区域加垫片，完成两个部件 结合面之间的整个间隙区域的加垫。

该加垫方法中将两个部件之间的间隙区域划分为若干个小的局部间隙区 域，大大减小了计算的数据量，使数字化加垫方法具有实际应用意义。且整个 加垫方案均通过计算机完成，通过点云数据对两个部件进行对齐以及计算两个 部件的结合面之间的间隙大小，无需预装配，省略人工塞规测量环节，且不需 要反复进人工行协调和测量，且测量精度高精度高，大大提高了装配效率和装 配质量。

所述步骤（2）中对齐方法如下：

（2-1）以第一表面和第二表面中任意一个表面的点云数据作为参考数据 集，以另一个表面的点云数据作为移动数据集，并根据所述的参考数据集和移 动数据集计算得到用于将第一表面和第二表面对齐的变换矩阵；

（2-2）将变换矩阵作用于移动数据集，得到第一部件与第二部件配合时 的外形面的测量数据集，完成对齐。

本发明中采用的坐标系为飞机坐标系，扫描得到的各个点云数据为飞机部 件的表面上的点在飞机坐标系中的坐标，即可以认为是一个3维列向量。但在 实际应用中，为实现部件对齐，通常将点云坐标扩展为一个4维列向量，扩展 时直接以第4个分量为1。

变换矩阵为4×4的矩阵，包含旋转矢量和平移矢量。变换矩阵作用于移 动数据集即为将变换矩阵分别乘以移动数据集中的每个点云数据，得到的外形 面的测量数据集中各个点云数据即为变换矩阵乘以移动数据集中的相应的点 云数据。

所述步骤（2-1）中通过以下方法计算变换矩阵：

（2-11）利用最近点为搜索原则确定移动数据集中各点在参考数据集中的 对应点，计算移动数据集中的点x_i到参考数据集中所有点的距离，选择最小距 离所对应的j点作为x_i的对应点r_j；

（2-12）根据移动数据集中各点在参考数据集中的对应点以及与该对应点 间的距离建立误差目标函数为：

$E_m={\Sigma }_{i=1}^n{ϵ}^2\left(\right|r_j-T*x_i\left|\right),$

其中，n为移动数据集中点的总数，T为变换矩阵；

（2-13）从第一表面与第二表面的点云数据中提取凹槽和内孔边缘得到若 干条轮廓线，根据所述的轮廓线建立边缘轮廓约束误差，其中第k条轮廓线对 应的边缘轮廓约束误差为：

$E_c^k=\Gamma (T*X_k)-b_c^k,$

其中，X_k为第k条轮廓线上的点云数据集，Γ表示为轮廓线的解析式，为 第k条边缘轮廓约束参数；

（2-14）利用误差目标函数和边缘轮廓约束误差根据公式：

$E=w_m{E}_m+\underset{k=1}{\overset{q}{\Sigma }}{w}_c^k{E}_c^k$

计算综合误差函数，并以获取综合误差函数的最小值作为优化目标对综合 误差函数进行优化，求解得到解移动数据集向参考数据集对齐的变化矩阵，

其中，w_m为点匹配误差权值，为第k条轮廓约束误差权值，1≤k≤q, q为轮廓线的总条数。

步骤（2-13）中边缘线的确定为首先从第一表面与第二表面的点云数据中 提取凹槽点和内孔边缘点，然后根据提取得到的点进行拟合得到，实际上拟合 得到为轮廓线的解析式Γ。边缘轮廓约束误差中的Γ（）表示解析式Γ关于括号 内的内容函数。轮廓线的条数与第一部件和第二部件的结构决定。

其中边缘轮廓约束参数，点匹配误差权值，和轮廓约束误差权值根据实际 应用情况确定。

所述步骤（3）包括步骤：

（3-1）将参考数据集进行三角化处理，并计算所述外形面的测量数据集 中各点与三角化处理后的参考数据集的距离作为第一表面与第二表面之间的 间隙大小；

（3-2）根据第一表面与第二表面之间的间隙大小将第一表面与第二表面 的间隙区域划分为若干个局部间隙区域。

采用delaunay三角化，目的是获得参考数据点云所代表的曲面几何参数， 并利用面参数计算点到面的距离。由于采集得到的点云数据是离散的点，并不 能代表整个面，因此测量数据集中个点到参考平面的距离实际上不等于测量数 据集到参考数据集中对应的点的距离，因此对参考数据集进行三角化，将离散 点转化为连续的面，从而准确计算得到第一表面与第二表面之间的间隙大小。

按照飞机制造厂商的经验阈值对间隙区域划分，比如认为0.01到0.05mm 的间隙是一个区域，0.06到0.10mm属于另一个区域。

所述步骤（4）中采用以下方法确定各个局部间隙区域的最优垫片参数：

（4-11）根据当前局部间隙区域的位置，分别从外形面的测量数据集中提 取该局部间隙区域对应的点云数据作为第一局部点云数据，从参考数据集中提 取与当前局部间隙区域对应的点云数据作为第二局部点云数据；

（4-12）分别拟合第一局部点云数据得到第一拟合面，拟合第二局部点云 数据得到第二拟合面；

（4-13）根据所述的第一拟合面和第二拟合面确定当前局部间隙区域的间 隙空间，并用该间隙空间减去当前局部间隙区域中所有垫片的体积得到剩余间 隙函数，所述的剩余间隙函数为垫片参数的函数；

（4-14）以获取剩余间隙函数的最小值作为优化目标，对剩余间隙函数进 行非线性优化，求解得到当前局部间隙区域的若干组垫片参数。

点云数据是整个结合面的数据，间隙区域只是结合面的某几个局部区域， 不可能整个面都要加垫片，就是说局部间隙对应局部点云数据。根据点云数据 进行最小二乘拟合，得到拟合面的表达式。

所述步骤（4-13）中建立的剩余间隙函数G为：

$G=(\int \int \int [f(x,y,z)-g(x,y,z)]-{\Sigma }_{i=1}^n{h}_i\times (y_{\mathrm{ei}}-y_{\mathrm{si}})\times (x_{\mathrm{ei}}-x_{\mathrm{si}}),$

其中，f(x,y,z)为第一拟合面的表达式，

g(x,y,z)为第二拟合曲面的表达式，

h_i为第i个垫片的厚度，

x_si，x_ei为第i个垫片的长度方向起始及结束位置，

y_si，y_ei为第i个垫片的宽度方向起始及结束位置，

n为垫片的个数，且n≥2时，x_si＝x_e(i-1),y_si＝y_e(i-1)。

针对每个局部间隙区域，其空间体积减去垫片的体积及得到加垫后的剩余 间隙。加垫时，采用的垫片为长方体，由于飞机部件形状对不规则，通常情况 下一个局部间隙区域需要垫加多个垫片（各个垫片的尺寸可能各不相同），多 个垫片时，相邻垫片之间必须相互紧贴。

所述的约束条件如下：

（a）孔中心距离垫片的边缘距离大于或等于制孔允许边距；

（b）垫片的长度或宽度大于两孔的中心距离。

通过留有一定的制孔边距，保证制孔时垫片不损坏。制孔边距的大小与工 艺和实际需求有关，根据距离情况设定。通过设定长度或宽度大于两孔的中心 距离，保证每个垫片上必须有两个孔。

所述步骤（4）中各个局部间隙区域的最优垫片参数包括该局部间隙区域 的垫片数量，以及各个垫片的长度、宽度和高度。

所述步骤（4-14）中的非线性优化包括若干次迭代，每次迭代完成后输出 一组垫片参数，并根据输出的垫片参数判断剩余间隙函数是否收敛：

若收敛，则停止迭代，并以最后该次迭代输出垫片参数作为最优垫片参数；

若不收敛，则继续进行迭代，直至到达最大迭代次数，并进行如下操作：

（S1）根据每次迭代输出的垫片参数分别建立当前局部间隙区域的第一部 件-垫片-第二部件的有限元模型，

（S2）在第一部件中与当前局部间隙区域对应的区域中任意选择若干个观 测点，在孔位处施加压紧力，根据所述的有限元模型计算应变能，以应变能最 小所对应的垫片参数作为最优垫片参数。

本发明的飞机装配结合面数字化加垫方法，主要用于在飞机装配结合面的 间隙中填充补偿垫片，减小结构不完整带来的危害。该方法中通过整个过程通 过计算机完成，尤其是通过点云数据计算间隙大小，克服了人工操作产生的误 差，保障了测量精度，且提高测量效率。其次，以最近点为搜索原则，计算移 动数据集向参考数据集对齐的变换矩阵，在无需预装配的情况下获得结合面全 局范围内的间隙分布，减少了加垫工艺步骤；建立了剩余间隙函数，并以剩余 间隙最小为优化目标，当剩余间隙函数不收敛时，以应变能最小为优化目标， 为一定间隙分布和结合面尺度下的垫片参数选择提供指导。

具体实施方式

下面将结合具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明的飞机装配结合面数字化加垫方法依赖于以下系统实现，该测试系 统包括：

第一定位工装和第二定位工装，第一数控定位器和第二数控定位器，第一 工作台和第二工作台，第一移动平台和第二移动平台，其中第一数控定位器和 第二数控定位器分别球铰连接的方式对第一定位工装和第二定位工装实现支 撑固持，第一数控定位器和第二数控定位器分别通过第一工作台和第二工作台 固定在第一移动平台和第二移动平台上；

激光跟踪仪，

数控机床，

安装座，安装于数据机床上，

激光扫描仪，安装于安装座上。

自动化接口盒，

控制系统，通过接口盒控制及激光跟踪仪和数控机床。

集成控制系统和调姿定位系统，集成控制系统和调姿定位系统是运行在电 脑上的软件系统，前者集中控制所有子系统是任务调度中心，调姿定位系统只 是控制定位设备实现对飞机的支持固持。

在加垫之前，进行如下准备工作：

将飞机的第一部件和第二部件吊装至各自定位工装；

连接测量控制计算机、测量自动化接口盒、激光跟踪仪，调整激光跟踪仪 方向使其捕捉并锁定激光扫描仪，建立完整的测量数据传输通路，为扫描测量 做好准备；

通过控制系统向数控机床设定扫描路线。该扫描路径以减小冗余测量数据 和规避空间阻挡物为原则，能够完整扫描到第一表面和第二表面。

确定扫描路径后，测量控制计算机向测量自动化接口盒发送开始扫描测量 命令，数控机床接受到测量自动化接口盒的开始信息后完成准备工作，并将准 备就绪信号发送至激光扫描仪，激光扫描仪开始扫描，且在扫描过程中激光扫 描仪在数控机床的带动下按照规定的扫描路径完成测量，扫描结束后测量控制 计算机获得部件结合面的扫描点云数据。

一种飞机装配结合面的数字化加垫方法，本实施例中飞机装配结合面为第 一部件的第一表面和第二部件的第二表面，数字化加垫方法包括：

（1）按照设定的扫描路径分别对第一表面和第二表面进行扫描，获取相 应的点云数据。

（2）利用获得的点云数据，确定第一表面中的各点在第二表面中各点的 对应关系，并根据所述的对应关系将第一表面与第二表面对齐。

对齐方法如下：

（2-1）以第一表面和第二表面中任意一个表面的点云数据作为参考数据 集，以另一个表面的点云数据作为移动数据集，并根据所述的参考数据集和移 动数据集计算得到用于将第一表面和第二表面对齐的变换矩阵，具体包括：

（2-11）利用最近点为搜索原则确定移动数据集中各点在参考数据集中的 对应点，计算移动数据集中的点x_i到参考数据集中所有点的距离，选择最小距 离所对应的j点作为x_i的对应点r_j；j点根据如下公式求解：

j＝argmin(|r_j-x_i|)，

其中，argmin（）表示使括号内的内容区最小值时的j的取值。

（2-12）根据移动数据集中各点在参考数据集中的对应点以及与该对应点 间的距离建立误差目标函数为：

$E_m={\Sigma }_{i=1}^n{ϵ}^2\left(\right|r_j-T*x_i\left|\right),$

其中，T为移动数据集向参考数据集对齐的变换矩阵，n为移动数据集中 点的总数，ε²表示对括号内的内容求方差。

（2-13）从第一表面与第二表面的点云数据中提取凹槽和内孔边缘得到若 干条轮廓线，根据所述的轮廓线建立边缘轮廓约束误差，其中第k条轮廓线对 应的边缘轮廓约束误差为：

$E_c^k=\Gamma (T*X_k)-b_c^k,$

其中，X_k为第k条轮廓线上的点云数据集，Γ表示为轮廓线的解析式，为 第k条边缘轮廓约束参数；

（2-14）利用误差目标函数和边缘轮廓约束误差根据公式：

$E=w_m{E}_m+\underset{k=1}{\overset{q}{\Sigma }}{w}_c^k{E}_c^k$

计算综合误差函数，并以获取综合误差函数的最小值作为优化目标对综合 误差函数进行优化，求解得到解移动数据集向参考数据集对齐的变化矩阵，

其中，w_m为点匹配误差权值，为第k条轮廓约束误差权值，1≤k≤q, q为轮廓线的总条数。

（2-2）将变换矩阵作用于移动数据集，得到第一部件与第二部件配合时 的外形面的测量数据集，完成对齐，具体如下：

用变换矩阵乘以移动数据集中各个点云数据（本实施例扫描得到的各个点 的三维坐标向量扩展为四维向量作为点云数据，其中扩展时第4维分量全部为 1），从而将移动数据集转化为第一部件与第二部件对合时的外形面的测量数据 集。

（3）计算对齐后的第一表面与第二表面的之间的间隙大小，并根据所述 的间隙大小将第一表面和第二表面之间的间隙区域划分为若干个局部间隙区 域并记录各个局部间隙区域的位置，包括：

（3-1）将参考数据集进行三角化处理，并计算所述外形面的测量数据集 中各点与三角化处理后的参考数据集的距离作为第一表面与第二表面之间的 间隙大小；

（3-2）根据第一表面与第二表面之间的间隙大小将第一表面与第二表面 的间隙区域划分为若干个局部间隙区域。

（4）根据第一表面的点云数据和第二表面的点云数据，以及各个局部间 隙区域的位置，分别确定每个局部间隙区域的最优垫片参数，包括：

（4-1）根据当前局部间隙区域的位置，分别从外形面的测量数据集中提 取该局部间隙区域对应的点云数据作为第一局部点云数据，从参考数据集中提 取与当前局部间隙区域对应的点云数据作为第二局部点云数据；

（4-2）分别拟合第一局部点云数据得到第一拟合面，拟合第二局部点云 数据得到第二拟合面；

（4-3）根据所述的第一拟合面和第二拟合面确定当前局部间隙区域的间 隙空间，并用该间隙空间减去当前局部间隙区域中所有垫片的体积得到剩余间 隙函数，所述的剩余间隙函数为垫片参数的函数。该剩余间隙函数G为：

$G=(\int \int \int [f(x,y,z)-g(x,y,z)]-{\Sigma }_{i=1}^n{h}_i\times (y_{\mathrm{ei}}-y_{\mathrm{si}})\times (x_{\mathrm{ei}}-x_{\mathrm{si}}),$

其中，f(x,y,z)为第一拟合面的表达式，

g(x,y,z)为第二拟合曲面的表达式，

h_i为第i个垫片的厚度，

x_si，x_ei为第i个垫片的长度方向起始及结束位置，

y_si，y_ei为第i个垫片的宽度方向起始及结束位置，

n为垫片的个数，且n≥2时，x_si＝x_e(i-1),y_si＝y_e(i-1)。

（4-4）以获取剩余间隙函数的最小值作为优化目标，对剩余间隙函数进 行非线性优化，求解得到当前局部间隙区域的若干组垫片参数。

其中步骤（4-4）中非线性优化得到的各个局部间隙区域的最优垫片参数 包括该局部间隙区域的垫片数量，以及各个垫片的长度、宽度和高度。进行非 线性优化使的约束条件如下：

（a）孔中心距离垫片的边缘距离大于或等于制孔允许边距；

（b）垫片的长度或宽度大于两孔的中心距离。

其中，非线性优化包括若干次迭代，每次迭代完成后输出一组垫片参数， 并根据输出的垫片参数判断剩余间隙函数是否收敛：

若收敛，则停止迭代，并以最后该次迭代输出垫片参数作为最优垫片参数；

若不收敛，则继续进行迭代，直至到达最大迭代次数，并进行如下操作：

（S1）根据每次迭代输出的垫片参数分别建立当前局部间隙区域的第一部 件-垫片-第二部件的有限元模型，

（S2）在第一部件中与当前局部间隙区域对应的区域中任意选择若干个观 测点，在孔位处施加压紧力，根据所述的有限元模型计算应变能，以应变能最 小所对应的垫片参数作为最优垫片参数。

本实施例中，第一次迭代的初始条件和最大迭代次数均根据经验值设定。

（5）根据每个局部间隙区域的最优垫片参数选择相应的垫片，并将该垫 片垫加至第一表面与第二表面之间，具体如下：

由求解出的最优垫片参数选择合适的垫片，在飞机第一部件和第二部件的 各自修补作业区（车间里的作业区）根据求解出的垫片位置布置好垫片，通过 集成控制系统向调姿定位系统发送移动命令，调姿定位系统协调第一数控定位 器协同运动带动飞机第一部件移动到对合区（配合区），在对合区完成部件与 部件的对合，对合完成后由人工或自动制孔机器人对部件和垫片钻孔连接。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于 此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到 的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。