用于装配时确保多段物理结构维数恒定度的方法和装置

摘要

本发明涉及一种在装配期间用于确保特别是飞机结构的多段物理结构的维数恒定度的方法，所述方法包括以下步骤：建立空间固定的三维坐标系(90)，所述坐标系包围随后被装配的物理结构；待装配物理结构的多个片段(31、32、33)被引入空间固定的三维坐标系(90)；在装配期间，在空间固定的三维坐标系(90)内各个片段(31、32、33)的位置和片段(31、32、33)的已装配组的位置被重复地记录；并且，如果各个记录表明各个片段(31、32、33)或各个已装配的片段(31、32、33)组的位置在公差带以外，则校正各个片段(31、32、33)的位置或各个已装配的片段(31、32、33)组的位置，所述公差带根据期望的维数恒定度，通过各自预定的公称值而预先确定。

说明书

技术领域

本发明涉及一种可确保在装配中多段物理结构的维数恒定度(dimensional constancy)的方法和装置。

背景技术

本发明及其基于的问题将参考多段飞机结构的装配进行解释，而不受任何对其一般应用的限制。

当前用于飞机机身制造的生产安装具有几何形状限定部件，最终的外皮几何形状由所述部件的使用而产生。这些几何形状限定部件通常由钢组成，并被加工使得机身壳体的内部流线型固定在所述部件上，从而，外部流线型的结果位置与标称轮廓相一致。在这种情况下，在整个使用期间内，尤其是在制造各个飞机机身期间内，有必要确保几何形状限定部件仅在可接受的公差带的量度内变化。

更现代的生产安装技术已经正在省去这些几何形状限定部件，为此目的而正在使用数控(NC)定位轴。在这种情况下，几何形状是通过校正单个机身片段相对于另一个的位置而获得的。在这个生产技术中，如上述的制造技术中，加工结果是在整个加工结束的时候被检查。因为在整个加工时间内，例如，由于温度波动、生产车间地质上的局部下降和升高等等，制造环境不会保持稳定，检查是必须的。

上述生产技术中被发现的一个缺点是，在特定情况下，在整个过程结束时发现测量结果存在着不可以忍受的偏差。所述不可以忍受的偏差产生在所有价值创造阶段已执行完成之后的单个加工步骤中，这种情况使这些生产概念在经济上昂贵和没有吸引力。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种改进的方法和改进的装置以确保在装配中多段物理结构的维数恒定度，允许在生产加工的任意时间，优选地甚至是连续地，监测并且如果必要时校正，维数恒定度。

本发明提供一种确保在装配中多段物理结构的维数恒定度的方法，尤其是根据权利要求1的飞机结构、根据权利要求11的相应装置，以及根据权利要求12的计算机程序产品。

本发明主题的有利的发展和改进可见于附属的权利要求。

所表述的飞机结构包括，例如，飞机机身和/或飞机机身零件，主翼面或主翼面零件，以及水平尾翼或水平尾翼部件。

例如，空间固定坐标系可基于制造车间内的固定点或制造车间外的固定点被构成，例如以一个或多个卫星为基础。

举例来说，如果维数恒定度与所需要的不符合，校正这种情况的一个合适方法是在待装配物理结构的将与另一个彼此装配的两个片段被相互紧固连接之前，将这两个片段相对于彼此再次排列。并且提供各个片段或各个已装配片段组位置的校正，从而维数恒定度在预定的误差范围内。换句话说，根据本发明的方法和根据本发明的装置也精确地以与任何其他测量和/或检查方法相同的方式允许特定的误差，优选地是可自由预定的误差。

基本上，以下两个步骤可顺序地采用以监视空间固定三维坐标系内的位置：

a)相对于彼此的片段或片段组的相对位置在空间固定坐标系内被监视，并以记录的位置为基础将片段或片段组相对于彼此进行排列。在这种情况中，完全地装配的物理结构在空间固定坐标系内的空间位置是次重要的；

b)单个片段或片段组在空间固定坐标系内的绝对位置被监视，并在空间固定坐标系内以可预定的标称位置为基础将片段进行排列。在这种情况下，完成的物理结构在空间固定坐标系内的空间位置是主重要的。

根据本发明和权利要求1的方法，以及根据权利要求11的相应的装置比之前的技术更具有优势，这是在于在装配过程中物理结构的装配结果能够在任何时间被预测和/或校正。当使用几何形状限定部件时，在整个物理结构的装配期间内单个的片段或片段组位置的重复记录，优选地连续的记录，可使所希望的维数恒定度通过使用拒绝程序而排除任何偏差成为可能，从而，在装配过程结束时得到所希望的维数恒定度，并且所述物理结构可立刻被进一步处理。

当使用数控定位装置时，在装配过程中被确定的几何数据被立刻处理，并被用作被控变量，这样在理想的装配过程结束时不会与所希望的维数恒定度产生差异。

本发明的一个优选的改进是，对于单个片段或片段组位置的非接触记录，测量点被永久设置在遍布于物理结构装配件的单个片段或片段组上，而且在空间固定坐标系内这些测量点的位置被记录，和/或相对于与不同片段有关的测量点的相对位置被记录。在空间固定坐标系内通过改变测量点的位置和/或通过改变与不同片段的有关测量点的相对位置可进行任何所希望位置的修改。举例来说，测量点包括通常用于数控定位装置的测量点，例如单个片段上的彩色标记。测量点最好包括辅助装置，所述辅助装置被设置在片段或片段组处，例如，能够确定基于卫星的定位数据，并将定位数据发送至中心控制装置。

本发明的进一步优选的改进是，一个主发射器和多个辅助发射器构成空间固定坐标系，其中辅助发射器相对于主发射器的位置连续被监视，而且如果与辅助发射器位置值的预设值存在误差，则发射器的测量值被校正。举例来说，主发射器可为传感器，用于在空间固定坐标系内对一个或多个片段的位置进行非接触记录，在制造车间内所述的传感器的位置为已知，或者在空间固定坐标系内预先被用作原点或固定点。在这种情况下，辅助发射器可为另外的传感器，所述的传感器最好具有与主发射器直接或间接的视觉关联，例如，可记录位于远离主发射器的物理结构的侧面处片段的位置。通过借助卫星的定位数据构成空间固定坐标系同样是可行的。在这种情况下，在地平线以上为位置定位的各个卫星被用作辅助发射器，例如，在这种情况下，位置已知的地面站作为主发射器以校正卫星保护位置数据中的时延误差和/或失真。

本发明的进一步优选的改进是，在空间固定坐标系内通过发射器非接触记录单独的片段的位置和/或设置在单个片段上测量点的位置。在这种情况下，在空间固定坐标系内发射器被提供包括，例如，为非接触记录单个片段位置的传感器，具有主发射器的位置，例如被用作空间固定坐标系的原点，以及主要用于监视辅助发射器位置的主发射器，这样当与标称位置存在偏差时，可校正用作辅助发射器的传感器的测量值。

本发明的进一步优选的改进是，在空间固定坐标系内通过辅助工具监视单个片段的位置和/或设置在单个片段上测量点的位置，而且在空间固定坐标系内辅助工具的位置被空间固定坐标系内的发射器连续地监视。例如，用于此目的的辅助工具可以是使用的数控定位装置，在空间固定坐标系内所述的数控定位装置在制造车间内的各个位置为已知和/或被监视。如果发现辅助工具的位置与其标称位置存在偏差，有两个应该考虑的最佳选择：

a)通过在标称位置处重建辅助工具的定位；

b)通过计算辅助工具的位置与其标称位置之间的偏差，以及计算对于辅助工具所记录的位置数据和/或给辅助工具的控制指令的校正因素，所述的计算考虑了上述偏差。

如果以基于卫星保护的坐标数据构成空间固定坐标系，辅助工具包括用于非接触记录片段的位置的传感器，以及/或至少记录已被装配以形成部分物理结构的片段组的外部轮廓的传感器，这些传感器为确定其在空间固定坐标系内所在的位置提供了手段。这些位置数据随后可被利用，例如，校正个别传感器的被测数据。

本发明的进一步优选的改进是通过卫星辅助的位置数据构成空间固定坐标系，例如通过伽利略或GPS(全球定位系统)。当空间固定坐标系用于户外的飞机维修工作时，这是非常有利的。

本发明的进一步优选的改进是通过激光辅助的位置数据构成空间固定坐标系。例如，通过被称为激光扇的多个扇形的激光束构成空间固定坐标系是可行的，所述的激光扇在空间固定坐标系内被单独的发射器传输。所有发射器的激光扇形成多个的交叉点，与空间固定坐标系内的坐标相对应。已被装配为片段组的单个片段的位置和/或测量点通过激光坐标的光记录或通过在片段或测量点上的反射被监视，或例如通过设置在测量点上的光敏接收器。激光辅助的坐标系同样是可行的，在所述的坐标系内，测量点的坐标基于各个发射器通过时延测量被确定。

本发明的进一步优选的改进是，在空间固定坐标系内相对于彼此的片段或片段组的相对位置主要被记录，所述的片段或片段组可调整物理结构的维数恒定度。因此，引入进一步的坐标系在原则上是可行的，所述的进一步的坐标系由空间固定坐标系内第一片段的绝对位置处起始，并且在装配过程期间随着空间固定坐标系内的片段而改变位置，从而，如果在空间固定坐标系内第一片段的位置发生改变，在进一步的坐标系内各个片段的坐标保持不变。在这种情况下，各个片段的坐标相互之间的关系在进一步的坐标系内保持不变。

本发明的进一步优选的改进是，在空间固定坐标系内的片段或片段组的绝对位置在空间固定坐标系内被主要地记录，所述的片段或片段组可调整物理结构的维数恒定度。本发明的进一步优选的改进是，为连续监视物理结构的维数恒定度，提供反映外部流线型的外部轮廓的至少一部分的非接触记录，提供对于已装配和/或定位的片段或片段组的非接触记录，和优选地将在各个工作步骤中被添加的片段或片段组的非接触记录，附加地或者替代地，提供各个片段或片段组在空间固定坐标系内的位置记录。

附图说明

本发明的典型的实施例将在下述描述中被更加详细的解释，并通过参照附图来描述。在所述附图中：

图1为根据本发明的方法的一个实施例的为阐述操作程序的流程图；

图2为根据本发明的为执行图1所示方法的实施例的装置的示意图。附图标记参照表

10                      主发射器

11、12、13              辅助发射器

20                      中央计算单元

30                      飞机结构

31、32、33              片段

40                      目标

50                      数控定位装置

51                      可调整施工装置

90              空间固定坐标系

具体实施方式

在没有图示的准备的方法步骤中，在区域内建立空间固定三维坐标系，在所述的区域内以飞机结构形式的物理结构被计划随后由多个单独的片段进行装配，以使空间固定三维坐标系包围整个飞机结构。

在其次的准备的方法步骤中，所述的步骤同样未图示，测量点(也被称为目标)被永久地应用于单独的片段，用于在已建立的空间固定三维坐标系内对单个的片段的位置进行连续地非接触记录。

在两个准备的方法步骤完成之后执行图1所示的主方法。

在第一主方法步骤a)中，设置有目标的片段被打卡记入(clocked in)或登记，也就是说是在单个的片段上的目标的位置、待装配飞机结构中的片段的类型和位置被确定。

在第二主方法步骤b)中，第一片段进入构成空间固定三维坐标系的多个发射器的记录区域。空间固定坐标系内第一片段的位置及方向在这种情况下被确定，和/或依照当前值设置。例如，通过相机和适当的图像处理算法可光学地实现第一片段的位置和方向的记录。但是，为了确定例如在空间固定坐标系内单个的目标的位置数据，以类似于诸如GPS的卫星辅助导航系统的方式而只使用所述目标也是可行的。在步骤a)中的打卡记入(clocked in)和登记过程期间获得的有关各个片段的类型、用途和尺寸以及合适的用于目标的识别的知识被用于在空间固定坐标系内确定各个片段的标称位置，以及确定与所述知识的任何偏差。

在第三主方法步骤c)中，支撑第一片段的数控定位装置将第一片段移动至确切的标称位置处，所述的位置与所述第一片段在整个飞机结构内后续的安排相对应。

第四主方法步骤d)在整个装配过程中提供这个位置的连续检查，所述的位置会受例如温度的影响而改变。

换句话说，在主方法步骤d)中，在空间固定坐标系内第一片段的位置和方向在整个装配过程中被重复地和循环地记录。

在这种情况下，第三和第四主方法步骤c)和d)分别形成一个控制环RK，并且如果例如由于温度的影响，所述位置发生变化，第一片段被再次被移动至其确切的标称位置处。

如果第一片段的实际位置与其标称位置匹配，则第一片段在第五主方法步骤e)中保持稳定。

在第六主方法步骤f)中，标称位置与实际位置之间的匹配被记录，并被保存用于质量控制的目的。

已描述的主方法步骤a)～f)连续地执行于每个单个的片段，然后循环地重复直至构成整个飞机结构的所有片段被安装，并且飞机结构已经装配完成为止。

举例来说，根据本实施例，本方法能够方便地用于大幅面飞机结构的装配。原则上，当在相对小部分的飞机结构或其它结构上计划进行高精度的精确机翼加工时，本方法也是能够使用的，并且这会延续几小时或几天的长时间周期。

连续执行本方法且取得与本方法相关优点的基础是在制造过程中充分精密的三维计量的实施，从而与质量评估有关的测量点可在任意时间被监视，并且每个测量点作为三维坐标值而永久地有效。

下述的变量对于在线监视是可行的，在所述的监视中：

a)位于实际加工环境附近处的点的监视，以及监视点的变化与飞机机身几何形状变化之间所形成的对应相互关系的监视；

b)有关飞机机身坐标的直接固定式几何测量，以及针对任何变化的相应校正值的计算，并且以控制指令将此项传递给数控定位装置。

本方法确保在由多段进行飞机结构装配的整个过程中，即通常所说的装配过程的最终结果，能够一直保持被装配飞机结构的维数恒定度。而且，由于质量控制和维数恒定度的检查在装配过程期间已被执行和连续地记录，在装配过程之后立即使用本方法以允许对飞机机身的进一步处理。此外，由于为了整个飞机结构的维数恒定度，整个装配过程被连续地检查而且在必要时被校正，因此，本方法大量地减少了再加工的成本和浪费。

图2示出了根据本发明的为执行图1所示方法的实施例的装置示意图。

空间固定坐标系90由主发射器10和多个辅助发射器11、12、13组成，所述的坐标系包围由多个片段31、32、33装配成的飞机结构30。辅助发射器11、12、13都与主发射器10具有直接的视觉关联，所述的主发射器连续地监视辅助发射器11、12、13的位置以向中央计算单元20发送辅助发射器可能发生的任何位置偏移信号。设置例如，通过与具有直接视觉联系的辅助发射器11、12、13的耦合，经由间接视觉关联，设置在飞机结构30后面的辅助发射器的位置可以被监视。

飞机结构30由多个片段31、32、33装配。为了允许各个片段31、32、33在空间固定坐标系90内的位置和方向被记录，目标40被设置在片段31、32、33上，并能够被发射器10、11、12、13非接触记录。在空间固定坐标系90内，例如使用激光束，目标40的位置由多个发射器10、11、12、13通过干扰测定或时延测量被确定。一旦目标40与各个片段31、32、33之间的关系已知，例如当各个片段31、32、33被引入空间固定坐标系90和发射器10、11、12、13的记录区域，或通过片段31、32、33的打卡记入(clockedin)和登记，以目标40与彼此联动的相互关系为基础，在空间固定坐标系内，基于目标40的位置，通过中央计算单元可对片段31、32、33进行位置计算。

通过数控定位装置50将各个片段31、32、33移动至其标称位置和标称方向，所述的定位装置被设置在可调整施工装置51上。在这种情况下，中央计算单元20控制数控定位装置50。

在当前示例的情况下，飞机结构30以如下方式被装配。

首先，第一片段31被引入坐标系90，从而被引入发射器10、11、12、13的记录区域。基于片段31在飞机结构30内的先验预定位置，在坐标系90内，片段31被定位和排列。第二片段32此刻同样被引入坐标系90，并以绝对条件或者在坐标系内关于第一片段31被相对地定位和排列，从而这两个片段31、32可以共同确保由这两个片段31、32所形成的飞机结构30的那部分的维数恒定度。然后，这两个片段31、32被相互紧密连接。

接着，第三片段33被引入，并相对于飞机结构的已装配片段31、32进行定位和排列。通过中央计算单元20对位于已装配部件上的目标40组合以形成包括两个片段31、32的新片段。

在装配飞机结构30期间，维数恒定度的任何偏差被检测，当时，在片段32相对于飞机结构30的已经由片段31、32装配的那部分而定位和排列期间，发现这些片段的位置以绝对条件或彼此相对地是在预定的最大允许公差之外。

原则上，通过卫星保护的位置数据构成空间固定坐标系是可行的。在这种情况下，在地平线以上用于发现位置的各个卫星被用作辅助发射器，在所述的情况下，举例来说，为了校正卫星保护的位置数据中的时延误差和/或失真，在已知位置处的地面站被用作主发射器。在这种情况下，举例来说，目标可以包括DGPS(差分GPS)接收器，所述接收器被设置成使他们在飞机结构装配期间固定于多个片段，并将位置数据传送给中央计算单元。

例如，空间固定坐标系同样为激光保护，在局部上形成三维坐标网络，例如，通过在空间固定坐标系内由发射器发出的激光束的传输或激光扇形射束，在所述的坐标系网络内测量点的位置能够被确定。对各个片段表面上反射的激光束进行时延测量同样是可行的。举例来说，为此目的，测量点的方位被多个发射器发出的激光束发现，并且，例如漫射逆辐射被检测，在所述情况下各个激光束的时延可通过适当的激光调制进行计算。

尽管本发明的前述描述具有典型性，但并不局限于此，可以在许多方面进行改善。

尽管参考飞机结果对本发明进行了解释，但本发明并不局限于飞机结构生产的应用。例如，依据本发明的方法，特别是在其它用于大幅面轻质结构的生产领域内是可行的，在所述领域内同样要求非常好的维数恒定度，例如用于航天或航海的运载工具系统的生产。