CN102745339B - 一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法。方法的步骤为：1)安装工艺接头，增强大型飞机壁板局部刚度并抑制其变形；2)在数据库计算机中记录工艺球头球心测量数据，然后大型飞机壁板下架、吊离；3)操纵数控定位器各轴及入位装置实现大型飞机壁板入位支撑，并上传数控定位器当前位置至集成管理系统计算机；4)控制系统计算机根据集成管理系统计算机下发的复位数据指令数控定位器移动，实现大型飞机壁板复位。本发明的优点在于：1)通过安装工艺接头，增强了大型飞机壁板的局部刚度并有效抑制了变形；2)由数控定位器组运动，实现大型飞机壁板复位；3)工装设备化，系统操作简捷、可靠；4)定位效率提高数倍。

Description

一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法

技术领域

本发明涉及一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法。

背景技术

数字化装配是飞机装配的必然发展趋势，大型飞机壁板(1)数字化装配是其中的一项重要内容。大型飞机一般由数个机身段组装而成，而机身段又是由数块壁板拼接而成的。在进行机身段数字化装配过程中发现，大型飞机壁板(1)的实际外形与理论模型相比存在很大差别，往往造成数字化工装难以按照测量点数据将壁板对接成理想的机身段，某些部位甚至完全无法对接的局面。此外，大型飞机壁板(1)的结构复杂、整体刚度低、协调关系众多，且相互之间的工艺环节影响大。因此，在飞机数字化装配过程中如何既保证外形的准确度，又能使各个壁板部件之间相互协调，是飞机装配中的急需解决的一个难题。

大型飞机壁板(1)一般由隔框(2)、蒙皮(3)、长桁(4)等众多薄壁类零件组成，各个零件的装配过程通常在专用装配型架上完成。在装配过程中，由于大型飞机壁板(1)不可避免地受定位误差、制孔、铆接、插螺栓以及强迫装配等因素的影响，往往导致其在装配型架上就带有很大的装配应力。当大型飞机壁板(1)下架后，由于应力释放，最终导致变形(如图4中的A所示)，迫使工人在下一个工序中不得不采用绷带等工具进行强迫装配，但难以保证大型飞机壁板(1)的外形满足精度要求。

国外飞机制造商如波音、空客公司等为保证装配系统与飞机产品的数字化协调，借助基于三维软件平台开发设计的装配技术，开发出了机翼壁板装配系统、机身壁板集成单元（IPAC），并采用决定性装配理念，将零件设计成按预定义的界面进行装配，同时通过以骨架为基准的自动化装配技术精确控制了壁板的变形误差；此外还发展以柔性工装的壁板装配方法取代刚性装配工装，保证了壁板的精确定位，减少了装配时的打磨、填充、测量和调整工作。国内飞机制造业目前在机身壁板装配方面正大力发展并逐步采用数字化装配技术，以此取代原先的绷带等强迫装配工具,但总体上仍大量采用手工作业，装配质量不高，且精度较低，常造成强行挤压装配，产生较大应力，从而影响飞机的疲劳强度和使用寿命。

针对当前大型飞机壁板(1)在装配中存在的变形问题，通过在大型飞机壁板(1)表面安装局部刚度加强结构-工艺接头（9），控制其变形(如图4中的B所示)，同时基于控制数控定位器组(11)协同运动和分步求解策略，实现了大型飞机壁板(1)的安全复位(如图4中的C所示)，不仅提高了部装精度，同时保证了机身段装配中各个壁板的高效、高精度调姿、对接等。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法。

基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法的步骤如下：

1)通过高强度抗剪螺栓实现多个工艺接头与大型飞机壁板的连接，增强大型飞机壁板的局部刚度，抑制大型飞机壁板的变形；

2)在大型飞机壁板的组件装配站位，利用激光跟踪仪测量工艺接头上工艺球头的球心位置P_i＝[x_i，y_i，z_i]^T，其中i为大型飞机壁板上的工艺球头的数量，且i为大于等于4的整数，并将球心位置P_i记录在数据库计算机中，然后大型飞机壁板下架，通过行车吊至下一装配站位；

3)在大型飞机壁板的部件装配站位，根据大型飞机壁板上的工艺球头的当前位置，通过控制系统计算机操纵数控定位器的X轴、Y轴、Z轴以及安装于数控定位器顶部的自适应入位装置，实现大型飞机壁板的入位支撑，并将各个数控定位器的当前位置上传至集成管理系统计算机；

4)集成管理系统计算机根据测量系统计算机反馈的测量数据，计算出数控定位器组的复位路径数据，并将复位路径数据下发至控制系统计算机，控制系统计算机根据复位路径数据指令数控定位器组运动至指定位置，实现大型飞机壁板的变形复位。

所述的步骤2)包括：

(1)在大型飞机壁板的装配工作现场利用激光跟踪仪建立坐标系OXYZ；

(2)通过激光跟踪仪测量各个工艺接头上工艺球头的球心在坐标系OXYZ下的球心位置P_i＝[x_i，y_i，z_i]^T，其中i为大型飞机壁板上的工艺球头的数量，且i为大于等于4的整数；

(3)测量系统计算机将测量数据P_i上传至集成管理系统计算机，由集成管理系统计算机将数据记录在数据库计算机中；

4)大型飞机壁板从组件装配站位下架，由行车吊至下一装配站位。

所述的步骤3)包括：

(1)集成管理系统计算机从数据库计算机中获取工艺球头的位置数据P_i，并将该数据下发至控制系统计算机，控制系统计算机指令各个数控定位器运动至指定位置P_i；

(2)将大型飞机壁板吊至数控定位器组的上方，使各个工艺球头靠近对应的数控定位器顶端的球窝；

(3)当大型飞机壁板存在变形，所有工艺球头不能同时进入数控定位器球窝，则通过控制系统计算机操纵数控定位器的X轴、Y轴、Z轴以及安装于数控定位器上方的自适应入位装置，依次完成各工艺球头的自适应入位；

(4)控制系统计算机驱动数控定位器组的Z轴同步上升运动，支撑大型飞机壁板，并通过力传感器将各个数控定位器的支撑力实时反馈至控制系统计算机，使大型飞机壁板的全部重量比较均匀地分布在各个数控定位器上，待大型飞机壁板稳定后拆除并撤离吊挂；

(5)控制系统计算机获取当前各个数控定位器的位置数据P′_i，并将该数据上传至集成管理系统计算机。

所述的工艺球头的自适应入位方法的步骤包括：

a)假设大型飞机壁板下有多个数控定位器，人工辅助将大型飞机壁板上的其中一个工艺球头落入对应的数控定位器的球窝，并通过力传感器反馈，确定该工艺球头完全落入对应的数控定位器的球窝，利用锁紧机构将该工艺球头置于防逃逸工作模式，即允许工艺球头在球窝里自由转动，但限制其脱离球窝；

b)人工辅助推动另一个数控定位器所含的自适应入位装置，使对应的工艺球头完全落入该数控定位器的球窝，借助锁紧手柄锁紧自适应入位装置，并使工艺球头保持防逃逸工作模式；

c)依次类推，推动其它数控定位器所含的自适应入位装置，使得对应的工艺球头进入球窝，借助锁紧手柄锁紧自适应入位装置，并使工艺球头保持防逃逸工作模式。

所述的步骤4)包括：

(1)在大型飞机壁板的隔框上安装测量靶标反射球，集成管理系统计算机指令测量系统计算机测量靶标反射球位置；

(2)测量系统计算机指令激光跟踪仪依次测量靶标反射球的球心坐标Q′_j＝[x′_j，y′_j，z′_j]^T，其中j为测量靶标反射球的数量，且j为大于等于4的整数，并将测量数据Q′_j反馈至集成管理系统计算机；

(3)集成管理系统计算机根据测量数据Q′_j,并结合大型飞机壁板理论模型数据Q_j＝[x_j，y_j，z_j]^T，计算大型飞机壁板的复位数据ΔP_i，其计算过程如下:

首先分别计算理论和实际模型的质心[μ_x，μ_y，μ_z]^T和[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T：

${[{\mathrm{\μ}}_x,{\mathrm{\μ}}_y,{\mathrm{\μ}}_z]}^T=\frac{1}{n}{\mathrm{\Σ}}_{j=1}^n{[x_j,y_j,z_j]}^T---\left(1\right)$

${[{{\mathrm{\μ}}^{\′}}_x,{{\mathrm{\μ}}^{\′}}_y,{{\mathrm{\μ}}^{\′}}_z]}^T=\frac{1}{n}{\mathrm{\Σ}}_{j=1}^n{[{x^{\′}}_j,{y^{\′}}_j,{z^{\′}}_j]}^T---\left(2\right)$

然后计算各点与质心之间的距离M′_j和M_j：

M′_j＝[x′_j，y′_j，z′_j]^T-[μ′_ｘ，μ′_y，μ′_z]^T  (3)

M_j＝[x_j，y_j，z_j]^T-[μ_x，μ_y，μ_z]^T                 (4)

再根据SVD分解法进行矩阵计算，可得：

${H=\mathrm{UDV}}^T={\mathrm{\Σ}}_{j=1}^n{M}_j\′M_j^{\′}---\left(5\right)$

计算大型飞机壁板(1)当前姿态调整矩阵R和平移调整量T：

R＝VU^T                                             (6)

T＝[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T-R[μ_x，μ_y，μ_z]^T        (7)

最后可得大型飞机壁板变形复位数据ΔP_i：

ΔP_i＝ξ((RP′_i+T)-P′_i)                           (8)

公式中，i为定位器编号，j为测量点编号，R为3×3的姿态变化矩阵，T为3×1的平移向量，ξ为变形恢复安全系数，0＜ξ＜1。

(4)集成管理系统计算机将数据ΔP_i记录于数据库计算机，同时将复位路径数据ΔP_i下发至控制系统计算机；

(5)控制系统计算机将工艺球头置于锁紧工作模式，即限制工艺球头的所有自由度，并通过PCI总线，将复位路径数据ΔP_i下发至各个数控定位器，指令数控定位器组按复位路径数据运动至指定位置；

(6)重复步骤(1)～步骤(5)，形成集成管理系统计算机、测量系统计算机、控制系统计算机、数据库计算机、数控定位器组之间的闭环反馈，使大型飞机壁板的变形逐步减小，并最终实现其在弹性范围内的安全复位，满足装配精度要求；

(7)控制系统计算机指令锁紧机构将工艺球头置于防逃逸工作模式。

本发明的优点在于：1)通过在大型飞机壁板(1)表面安装工艺接头(9)的方式，增加了大型飞机壁板(1)的局部刚度，有效抑制大型飞机壁板(1)的变形；2)基于数控定位器组(11)的协同运动，成功解决了大型飞机壁板(1)的变形复位和准确定位问题；3)工装设备化，系统操作简捷、可靠；5)定位效率比传统方法高数倍。

附图说明

图1是依据本发明实施方式的大型飞机壁板整体结构示意图；

图2是依据本发明实施方式的大型飞机壁板局部结构示意图；

图3是依据本发明实施方式的三坐标数控定位器结构示意图；

图4是依据本发明实施方式的大型飞机壁板变形控制及复位流程示意图；

图5是依据本发明实施方式的大型飞机壁板的工艺接头结构示意图；

图6是依据本发明实施方式的工艺球头自适应入位装置结构示意图；

图7是依据本发明实施方式的大型飞机壁板变形复位系统组成结构及工作原理示意图。

图8是依据本发明实施方式的大型飞机壁板变形复位系统的操作流程示意图。

图中：大型飞机壁板1、隔框2、蒙皮3、长桁4、数控定位器5、数控定位器X轴6、数控定位器Y轴7、数控定位器Z轴8、工艺接头9、自适应入位装置10、数控定位器组11、工艺球头12、X向滑块13、锁紧机构14、光栅尺15、Y向滑块16、锁紧手柄17、伺服电机18、调节螺钉19、力传感器20、激光发射器21、转盘22、蜗轮23、数据库计算机24、集成管理系统计算机25、测量系统计算机26、控制系统计算机27、激光跟踪仪28、PCI总线29、测量靶标反射球30。

具体实施方式

如图1、图2所示，大型飞机壁板1主要是由隔框2、蒙皮3、长桁4等零件组成。

如图3所示，数控定位器主要是由X轴6、Y轴7、Z轴8等部分组成，且各个轴可独立运动，并可由控制系统计算机27实现操纵控制。

如图4所示，A、B、C子图用粗实线表示了大型飞机壁板1的变形情况，其中A为大型飞机壁板1未安装工艺接头9前的变形情况，其变形比较大且不规则；B为大型飞机壁1板安装工艺接头9后，其变形得到了有效抑制，且较规则，C为数控定位器组11通过安装在其顶部的自适应入位装置10实现对大型飞机壁板1的入位支撑，并通过数控定位器组11的协同运动实现变形复位。

如图5所示，(a)表示工艺接头9通过其内表面与大型飞机壁板1的蒙皮3外表面配合，并利用高强度抗剪螺栓实现与大型飞机壁板1的连接；(b)表示工艺接头9的端部安装了工艺球头12，实现与数控定位器5的连接。

如图6所示，(a)为自适应入位装置10的详细结构，人工轻推X向滑块13与Y向滑块16，改变并校准工艺球头12的球心与球窝球心在X、Y向的相对位置，滑块位置由光栅尺15反馈给控制系统计算机27，控制系统计算机27点动数控定位器Z轴上8升，使工艺球头12逐渐进入球窝，并根据力值的实时反馈停止数控定位器Z轴8上升，最后利用锁紧机构14将工艺球头12置于防逃逸模式，利用锁紧手柄锁住滑块防止移动；(b)为锁紧机构14的详细结构，激光发射器21引导工艺球头12入位后，伺服电机18带动涡轮23转动，涡轮23同时带动转盘22旋转，调节螺钉19则通过与转盘22之间的螺纹连接将转动变为移动，调整与工艺球头12之间的距离，实现解锁/防逃逸/锁紧模式之间的切换，并通过力传感器20将承载力值实时反馈给控制系统计算机27。

如图7、图8所示，数据库计算机24、集成管理系统计算机25、测量系统计算机26、控制系统计算机27以及激光跟踪仪28通过TCP/IP协议实现网络通信与数据传递，控制系统计算机则通过PCI总线29实现对数控定位器组11的运动控制，数据库计算机24录入由测量系统计算机26指令激光跟踪仪28测得的大型飞机壁板1下架前的工艺球头12的位置数据P_i，集成管理系统计算机25从数据库计算机24中读取并下发数据P_i至控制系统计算机27，控制系统计算机27指令数控定位器组11移动至指定位置P_i，同时大型飞机壁板1吊至数控定位器组11的上方，依次完成各个工艺球头12的入位，并由控制系统计算机27驱动各个数控定位器Z轴8同步上升直至承载大型飞机壁板1的全部重量，同时上传各个数控定位器5的当前位置P′_i至集成管理系统计算机25,集成管理系统计算机25指令测量系统计算机26测量靶标反射球30的位置Q′_j，测量系统计算机26将激光跟踪仪28测得的数据Q′_j反馈给集成管理系统计算机25，集成管理系统计算机25根据P′_i、Q′_j及大型飞机壁板1的理论模型数据Q_j计算出复位数据ΔP_i并下发控制系统计算机27，控制系统计算机27指令各个数控定位器5移动ΔP_i，整个系统形成了“测量-计算-复位”的闭环反馈回路，最终实现大型飞机壁板1的变形复位。

基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法的步骤如下：

1)通过高强度抗剪螺栓实现多个工艺接头9与大型飞机壁板1的连接，增强大型飞机壁板1的局部刚度，抑制大型飞机壁板1的变形；

2)在大型飞机壁板1的组件装配站位，利用激光跟踪仪28测量工艺接头9上工艺球头12的球心位置P_i＝[x_i，y_i，z_i]^T，其中i为大型飞机壁板1上的工艺球头12的数量，且i为大于等于4的整数，并将球心位置P_i记录在数据库计算机24中，然后大型飞机壁板1下架，通过行车吊至下一装配站位；

3)在大型飞机壁板1的部件装配站位，根据大型飞机壁板1上的工艺球头12的当前位置，通过控制系统计算机27操纵数控定位器5的X轴6、Y轴7、Z轴8以及安装于数控定位器5顶部的自适应入位装置10，实现大型飞机壁板1的入位支撑，并将各个数控定位器5的当前位置上传至集成管理系统计算机25；

4)集成管理系统计算机25根据测量系统计算机26反馈的测量数据，计算出数控定位器组11的复位路径数据，并将复位路径数据下发至控制系统计算机27，控制系统计算机27根据复位路径数据指令数控定位器组11运动至指定位置，实现大型飞机壁板1的变形复位。

所述的步骤2)包括：

(1)在大型飞机壁板1的装配工作现场利用激光跟踪仪28建立坐标系OXYZ；

(2)通过激光跟踪仪28测量各个工艺接头9上工艺球头12的球心在坐标系OXYZ下的球心位置P_i＝[x_i，y_i，z_i]^T，其中i为大型飞机壁板1上的工艺球头12的数量，且i为大于等于4的整数；

(3)测量系统计算机26将测量数据P_i上传至集成管理系统25计算机，由集成管理系统计算机25将数据记录在数据库计算机24中；

(4)大型飞机壁板1从组件装配站位下架，由行车吊至下一装配站位。

所述的步骤3)包括：

(1)集成管理系统计算机25从数据库计算机24中获取工艺球头12的位置数据P_i，并将该数据下发至控制系统计算机27，控制系统计算机27指令各个数控定位器5运动至指定位置P_i；

(2)将大型飞机壁板1吊至数控定位器组11的上方，使各个工艺球头12靠近对应的数控定位器5顶端的球窝；

(3)当大型飞机壁板1存在变形，所有工艺球头12不能同时进入数控定位器5球窝，则通过控制系统计算机27操纵数控定位器5的X轴6、Y轴7、Z轴8以及安装于数控定位器5上方的自适应入位装置10，依次完成各工艺球头12的自适应入位；

(4)控制系统计算机27驱动数控定位器组11的Z轴8同步上升运动，支撑大型飞机壁板1，并通过力传感器20将各个数控定位器5的支撑力实时反馈至控制系统计算机27，使大型飞机壁板1的全部重量比较均匀地分布在各个数控定位器5上，待大型飞机壁板1稳定后拆除并撤离吊挂；

(5)控制系统计算机27获取当前各个数控定位器5的位置数据P′_i，并将该数据上传至集成管理系统计算机27。

所述的工艺球头12的自适应入位方法的步骤包括：

a)假设大型飞机壁板1下有多个数控定位器5，人工辅助将大型飞机壁板1上的其中一个工艺球头12落入对应的数控定位器5的球窝，并通过力传感器20反馈，确定该工艺球头12完全落入对应的数控定位器5的球窝，利用锁紧机构14将该工艺球头12置于防逃逸工作模式，即允许工艺球头12在球窝里自由转动，但限制其脱离球窝；

b)人工辅助推动另一个数控定位器5所含的自适应入位装置10，使对应的工艺球头12完全落入该数控定位器5的球窝，借助锁紧手柄17锁紧自适应入位装置10，并使工艺球头12保持防逃逸工作模式；

c)依次类推，推动其它数控定位器5所含的自适应入位装置10，使得对应的工艺球头12进入球窝，借助锁紧手柄17锁紧自适应入位装置10，并使工艺球头12保持防逃逸工作模式。

所述的步骤4)包括：

(1)在大型飞机壁板1的隔框2上安装测量靶标反射球30，集成管理系统计算机25指令测量系统计算机26测量靶标反射球30位置；

(2)测量系统计算机26指令激光跟踪仪28依次测量靶标反射球30的球心坐标Q′_j＝[x′_j，y′_j，z′_j]^T，其中j为测量靶标反射球30的数量，且j为大于等于4的整数，并将测量数据Q′_j反馈至集成管理系统计算机25；

(3)集成管理系统计算机25根据测量数据Q′_j,并结合大型飞机壁板1理论模型数据Q_j＝[x_j，y_j，z_j]^T，计算大型飞机壁板(1)的复位数据ΔP_i，其计算过程如下:首先分别计算理论和实际模型的质心[μ_x，μ_y，μ_z]^T和[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T：

${[{\mathrm{\μ}}_x,{\mathrm{\μ}}_y,{\mathrm{\μ}}_z]}^T=\frac{1}{n}{\mathrm{\Σ}}_{j=1}^n{[x_j,y_j,z_j]}^T---\left(1\right)$

${[{{\mathrm{\μ}}^{\′}}_x,{{\mathrm{\μ}}^{\′}}_y,{{\mathrm{\μ}}^{\′}}_z]}^T=\frac{1}{n}{\mathrm{\Σ}}_{j=1}^n{[{x^{\′}}_j,{y^{\′}}_j,{z^{\′}}_j]}^T---\left(2\right)$

然后计算各点与质心之间的距离M′_j和M_j：

M′_j＝[x′_j，y′_j，z′_j]^T-[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T    (3)

M_j＝[x_j，y_j，z_j]^T-[μ_x，μ_y，μ_z]^T                  (4)

再根据SVD分解法进行矩阵计算，可得：

$H={\mathrm{UDV}}^T={\mathrm{\Σ}}_{j=1}^n{M}_j\′M_j^{\′}---\left(5\right)$

计算大型飞机壁板(1)当前姿态调整矩阵R和平移调整量T：

R＝VU^T                                              (6)

T＝[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T-R[μ_x，μ_y，μ_z]^T         (7)

最后可得大型飞机壁板(1)变形复位数据ΔP_i：

ΔP_i＝ξ((RP′_i+T)-P′_i)                            (8)

公式中，i为定位器编号，j为测量点编号，R为3×3的姿态变化矩阵，T为3×1的平移向量，ξ为变形恢复安全系数，0＜ξ＜1。

(4)集成管理系统计算机25将数据ΔP_i记录于数据库计算机24，同时将复位路径数据ΔP_i下发至控制系统计算机27；

(5)控制系统计算机27将工艺球头12置于锁紧工作模式，即限制工艺球头12的所有自由度，并通过PCI总线29，将复位路径数据ΔP_i下发至各个数控定位器5，指令数控定位器组11按复位路径数据运动至指定位置；

(6)重复步骤(1)～步骤(5)，形成集成管理系统计算机25、测量系统计算机26、控制系统计算机27、数据库计算机24、数控定位器组11之间的闭环反馈，使大型飞机壁板1的变形逐步减小，并最终实现其在弹性范围内的安全复位，满足装配精度要求；

(7)控制系统计算机27指令锁紧机构14将工艺球头12置于防逃逸工作模式。

Claims (4)

1.一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于它的步骤如下： 

1)通过高强度抗剪螺栓实现多个工艺接头(9)与大型飞机壁板(1)的连接，增强大型飞机壁板(1)的局部刚度，抑制大型飞机壁板(1)的变形； 

2)在大型飞机壁板(1)的组件装配站位，利用激光跟踪仪(28)测量工艺接头(9)上工艺球头(12)的球心位置P_i＝[x_i，y_i，z_i]^T，其中i为大型飞机壁板(1)上工艺球头(12)的数量，且i为大于等于4的整数，并将球心位置P_i记录在数据库计算机(24)中，然后大型飞机壁板(1)下架，通过行车吊至下一装配站位； 

3)在大型飞机壁板(1)的部件装配站位，根据大型飞机壁板(1)上的工艺球头(12)的当前位置，通过控制系统计算机(27)操纵数控定位器(5)的X轴(6)、Y轴(7)、Z轴(8)以及安装于数控定位器(5)顶部的自适应入位装置(10)，实现大型飞机壁板(1)的入位支撑，并将各个数控定位器(5)的当前位置上传至集成管理系统计算机(25)； 

4)集成管理系统计算机(25)根据测量系统计算机(26)反馈的测量数据，计算出数控定位器组(11)的复位路径数据，并将复位路径数据下发至控制系统计算机(27)，控制系统计算机(27)根据复位路径数据指令数控定位器组(11)移动至指定位置，实现大型飞机壁板(1)的变形复位； 

所述的步骤4)具体为： 

(1)在大型飞机壁板(1)的隔框(2)上安装测量靶标反射球(30)，集成管理系统计算机(25)指令测量系统计算机(26)测量靶标反射球(30)位置； 

(2)测量系统计算机(26)指令激光跟踪仪(28)依次测量靶标反射球(30)的球心坐标Q′_j＝[x′_j，y′_j，z′_j]^T，其中j为测量靶标反射球(30)的数量，且j为大于等于4的整数，并将测量数据Q’_j反馈至集成管理系统计算机(25)； 

(3)集成管理系统计算机(25)根据测量数据Q’_j，并结合大型飞机壁板(1)理论模型数据Q_j＝[x_j，y_j，z_j]^T，计算大型飞机壁板(1)的复位数据ΔP_i，其计算过程如下： 

首先分别计算理论和实际模型的质心[μ_x，μ_y，μ_z]^T和[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T： 

然后计算各点与质心之间的距离M′_j和M_j： 

M′_j＝[x′_j，y′_j，z′_j]^T-[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T    (3) 

M_j＝[x_j，y_j，z_j]^T-[μ_x，μ_y，μ_z]^T            (4) 

再根据SVD分解法进行矩阵计算，可得： 

计算大型飞机壁板(1)当前姿态调整矩阵R和平移调整量T： 

R＝VU^T             (6) 

T＝[μ′_x，μ′_y，μ′_z]^T-R[μ_x，μ_y，μ_z]^T         (7) 

最后可得大型飞机壁板(1)变形复位数据ΔP_i： 

ΔP_i＝ξ((RP′_i+T)-P′_i)                   (8) 

公式中，i为定位器编号，j为测量点编号，R为3×3的姿态变化矩阵，T为3×1的平移向量，ξ为变形恢复安全系数，0＜ξ＜1;

(4)集成管理系统计算机(25)将数据ΔP_i记录于数据库计算机(24)，同时将复位路径数据ΔP_i下发至控制系统计算机(27)； 

(5)控制系统计算机(27)将工艺球头(12)置于锁紧工作模式，即限制工艺球头(12)的所有自由度，并通过PCI总线(29)，将复位路径数据ΔP_i下发至各个数控定位器(5)，指令数控定位器组(11)按复位路径数据运动至指定位置； 

(6)重复步骤(1)～步骤(5)，形成集成管理系统计算机(25)、测量系统计算机(26)、控制系统计算机(27)、数据库计算机(24)、数控定位器组(11)之间的闭环反馈，使大型飞机壁板(1)的变形逐步减小，并最终实现其在弹性范围内的安全复位，满足装配精度要求； 

(7)控制系统计算机(27)指令锁紧机构(14)将工艺球头(12)置于防逃逸工作模式。 

2.根据权利要求1所述的一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法， 其特征在于所述的步骤2)包括： 

(1)在大型飞机壁板(1)的装配工作现场利用激光跟踪仪(28)建立坐标系OXYZ； 

(2)通过激光跟踪仪(28)测量各个工艺接头(9)上工艺球头(12)的球心在坐标系OXYZ下的球心位置P_i＝[x_i，y_i，z_i]^T，其中i为大型飞机壁板(1)上工艺球头(12)的数量，且i为大于等于4的整数； 

(3)测量系统计算机(26)将球心位置P_i上传至集成管理系统(25)计算机，由集成管理系统计算机(25)将数据记录在数据库计算机(24)中； 

(4)大型飞机壁板(1)从组件装配站位下架，由行车吊至下一装配站位。 

3.根据权利要求1所述的一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于所述的步骤3)包括： 

(1)集成管理系统计算机(25)从数据库计算机(24)中获取工艺球头(12)的位置数据P_i，并将该数据下发至控制系统计算机(27)，控制系统计算机(27)指令各个数控定位器(5)运动至指定位置P_i； 

(2)将大型飞机壁板(1)吊至数控定位器组(11)的上方，使各个工艺球头(12)靠近对应的数控定位器(5)顶端的球窝； 

(3)当大型飞机壁板(1)存在变形，所有工艺球头(12)不能同时进入数控定位器(5)的球窝，则通过控制系统计算机(27)操纵数控定位器(5)的X轴(6)、Y轴(7)、Z轴(8)以及安装于数控定位器(5)上方的自适应入位装置(10)，依次完成各工艺球头(12)的自适应入位； 

(4)控制系统计算机(27)驱动数控定位器组(11)的Z轴(8)同步上升，支撑大型飞机壁板(1)，并通过力传感器(20)将各个数控定位器(5)的支撑力实时反馈至控制系统计算机(27)，使大型飞机壁板(1)的全部重量比较均匀地分布在各个数控定位器(5)上，待大型飞机壁板(1)稳定后拆除并撤离吊挂； 

(5)控制系统计算机(27)获取当前各个数控定位器(5)的位置数据P′_i，并将该数据上传至集成管理系统计算机(27)。 

4.根据权利要求3所述的一种基于局部刚度加强的大型飞机壁板变形控制及复位方法，其特征在于所述的工艺球头(12)的自适应入位方法的步骤包括： 

a)假设大型飞机壁板(1)下有多个数控定位器(5)，人工辅助将大型飞机壁板(1)上的其中一个工艺球头(12)落入对应的数控定位器(5)的球窝，并通过力传感器(20)反馈，确定该工艺球头(12)完全落入对应的数控定位器(5)的球窝，利用锁紧机构(14)将该工艺球头(12)置于防逃逸工作模式，即允许工艺球头(12)在球窝里自由转动，但限制其脱离球窝； 

b)人工辅助推动另一个数控定位器(5)所含的自适应入位装置(10)，使对应的工艺球头(12)完全落入该数控定位器(5)的球窝，借助锁紧手柄(17)锁紧自适应入位装置(10)，并使工艺球头(12)保持防逃逸工作模式； 

c)依次类推，推动其它数控定位器(5)所含的自适应入位装置(10)，使得对应的工艺球头(12)进入球窝，借助锁紧手柄(17)锁紧自适应入位装置(10)，并使工艺球头(12)保持防逃逸工作模式。 

Images