CN103895876B - 基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，该评价方法利用基于机翼外形轮廓特征将机翼壁板和骨架的结合面划分为若干个局部区域，确定各个局部区域中机翼壁板和骨架之间的主间隙大小和位置，然后组合各个局部区域的主间隙大小和位置，形成机翼壁板和骨架装配间隙的评价报告。该评价报告用于对装配结构不完整度进行定量评估，为垫片补偿和余量修配提供量化指导。该评价方法采用激光扫描仪对结合面数字化测量，保障了测量精度和效率，通过分别计算壁板扫描点、骨架扫描点与名义结合面的间隙，无需直接计算两个点云数据的间隙，节省了计算资源，提高了装配效率。

Description

基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法

技术领域

本发明涉及一种飞机制造领域，尤其涉及一种基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法。

背景技术

在飞机装配过程中，由于飞机零部件的变形、定位不准确导致装配结合面产生间隙、无法完全贴合。间隙的存在带来很多危害：1)结构完整性受到破坏，降低了装配结构的强度和刚度；2)导致零部件外形面不符合公差要求，影响气动外形；3)如果采取强迫装配与连接，会产生结构变形产生较大内应力，集中应力会成为装配结构强度的薄弱点，成为失效的起源；4)对于密封性要求较高的油箱等部件，间隙降低了密封性能，严重的会产生泄漏。为了消除间隙所带来的危害，通常采用垫片补偿或余量修配来最大程度的修补间隙，以便保证装配结构的完整性。在补偿工艺之前，需要测量装配间隙，即量化间隙大小、正负及分布，为后续工艺提供指导。

飞机机翼是由上壁板、中间骨架及下壁板组成的盒状结构，在机翼与机身结合的翼根处，壁板与骨架的贴合面是曲率较大的曲面；在远离翼根的翼展方向，壁板与骨架的贴合面是曲率较小的近似平面，骨架肋板与下壁板侧墙(6)的对合端面是尺寸较小的I型或L型平面。

由于上壁板、中间骨架及下壁板组成盒状结构，装配完成后，即无法对结合面之间的间隙进行测量。因此飞机制造商在测量二者之间的间隙时，通常采用的方法包括：1)待装配件(上壁板、中间骨架及下壁板)进行试对合；2)工艺人员用塞尺塞规人工测量间隙；3)如果间隙值超差则调整待装配件位姿，工艺人员重新测量。这种传统的方法需要预装配和多次测量，工艺过程复杂，耗时耗力，降低了测量效率；以塞尺塞规为量具人工测量间隙大小，测量精度依赖工人操作水平，波动范围大；无法了解间隙的全局分布，需要反复的测量与协调，且测量结果不够全面直观。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明涉提供了一种基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法。

一种基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，包括：

步骤1：基于机翼外形轮廓特征，将机翼壁板与骨架的结合面划分若干个局部区域，所述的局部区域为平面贴合区和曲面贴合区；

步骤2：根据飞机理论数模分别计算各个局部区域的间隙大小：

对于平面贴合区，从飞机理论数模中获取平面贴合区的名义结合面的参数平面，沿所述参数平面的法向量，对机翼壁板实测内表面中的任意一个扫描点Q，获取表面扫描点Q与所述参数平面的交点，记为点P，在骨架实测外表面确定与点P最近的扫描点M，以扫描点Q与扫描点M之间的距离作为点P处机翼壁板与骨架之间的间隙大小，

对于曲面贴合区，从飞机理论数模中获取曲面贴合区的名义结合面的参数曲面，对机翼壁板实测内表面中的任意一个扫描点Q，在参数曲面上搜索离扫描点Q最近的点P，以扫描点Q到点P的距离作为机翼壁板在扫描点Q处与名义结合面的间隙，在骨架实测外表面上确定与点P最近的扫描点M，以扫描点M到点P作为骨架在扫描点M处与名义结合面的间隙，并以机翼壁板在扫描点Q处与名义结合面的间隙和骨架在扫描点M处与名义结合面的间隙之和作为点P处机翼壁板与骨架之间的间隙大小；

步骤3：根据各个局部区域中机翼壁板与骨架之间各点处的间隙大小，利用主成分分析法，确定各个局部区域的主间隙大小及位置；

步骤4：根据各个局部区域的主间隙及位置形成机翼壁板和骨架的装配间隙的间隙评价报告，所述的间隙评价报告包括装配间隙中间隙的分布位置和间隙大小。

机翼外形轮廓特征划分局部区域时，以曲率较大的结合面作为平面贴合区，较小的作为曲面贴合区，具体划分标准根据实际情况和经验值确定。

利用本发明的评价方法进行间隙评价之前，首先需要通过激光扫描系统扫描获取机翼壁板和骨架相互配合的结合面(机翼壁板实测内表面和骨架实测外表面)的点云数据。名义结合面是指机翼壁板和骨架相互配合时的理论结合面(认为二者完全贴合，不存在间隙)。

该间隙的评价方法中充分利用理论数模信息，基于区域特征计算间隙大小，对整个结合面进行区域划分，然后分区域进行计算，降低了计算复杂度。

本发明的间隙评价方法中从机翼壁板的实测内表面中任选取一个扫描点，沿着机翼壁板的实测内表面的垂直方向确定该扫描点到名义结合面的交点，然后以该交点为基准，确定骨架实测外表面中与该交点对应的扫描点。通过分别计算壁板扫描点、骨架扫描点与名义结合面的间隙，无需直接计算两个点云数据的间隙，节省了计算资源，提高了装配效率。且本发明中根据间隙分布大小提供间隙综合评价报告，对机翼壁板与骨架结合面整体的间隙描述更直观更全面。

本发明中定义第一参装件上任取一点A,过点A垂直名义结合面与第二参装件求交点B，向量的模即第一为参装件与第二参装件在点C处的间隙大小，点C为点A到点B的连线与名义结合面的交点(参装件指飞机装配时参与装配的飞机部件)。且向量与名义结合面的法向量(平行于与向量)同向则为正间隙，反向为负间隙。

所述步骤2中还包括确定间隙的正负性，对于曲面贴合区和平面贴合区，点P处机翼壁板与骨架之间的间隙的正负性的判断方法相同，如下：

判断向量与向量是否同向，若同向，则点P处机翼壁板与骨架之间的间隙为正间隙，否则，点P处机翼壁板与骨架之间的间隙为负间隙。

相应的所述步骤4中形成的间隙报告中还含有间隙的正负性。通过定义的正负间隙可以分别指导垫片补偿与余量修配，扩大了算法通用性。

对于曲面贴合区，所述参数曲面的参数表达式G(u,v)如下：

$G(u,v)=\left\{\begin{array}{c}x=x(u,v)\\ y=y(u,v)\\ z=z(u,v)\end{array}\right.,u\∈\[a,b\],v\∈\[c,d\],$

其中，u,v为表达参数曲面的两个参数，a、b、c、d为常数，参数曲面上的一点P(u,v)处的法向量通过以下公式确定：

$\stackrel{\→}{N_p}=\stackrel{\→}{P_v}\×\stackrel{\→}{P_u},$

其中，为参数曲面在点P(u,v)处沿V向的切向量，为参数曲面在点P(u,v)处沿U向的切向量。

常数a、b、c、d用于限定参数的参数域。在计算机图形学中，通常采用参数表示，且在参数表示曲面时会根据曲面构建合适的参数坐标系。本发明中的V向、U向分别指参数坐标系中的坐标轴的正方向。

所述步骤2中对于曲面贴合区，通过以下步骤计算各个位置处机翼壁板与骨架之间的间隙大小：

步骤2-1：在壁板实测内表面任意一个扫描点Q，设扫描点Q在参数曲面上最近的点为点P，则建立向量方程：

$\stackrel{\→}{PQ}\×\stackrel{\→}{N_p}=0;$

步骤2-2：根据所述的向量方程得到非线性方程组：

$F\left(U\right)=\left[\begin{array}{c}{f}_x\left(U\right)\\ f_y\left(U\right)\\ f_z\left(U\right)\end{array}\right]=0,U=\left[\begin{array}{c}u\\ v\end{array}\right]\∈R^2,$

其中R²表示实数集，f_x(U),f_y(U),f_z(U)分别为向量叉乘后在笛卡尔坐标系中x，y，z轴上的分量，求解非线性方程组，获得点P的坐标，并以作为壁板在扫描点Q处到名义结合面的间隙；

步骤2-3：在骨架实测外表面上确定与P点距离最近的扫描点M，并以作为骨架在扫描点M处到名义结合面的间隙；

步骤2-4：根据公式：

g＝D1+D2，

计算点P处壁板与骨架之间的间隙g，D1为壁板在扫描点Q处到名义结合面的间隙大小，D2为骨架在扫描点M处到名义结合面的间隙大小。

所述步骤3包括：

步骤3-1：采用4维随机变量α＝(x,y,z,g)^T表示各个局部区域中每个点的位置和间隙，(x,y,z)为点的位置，g为点(x,y,z)处的间隙大小(指机翼壁板与骨架在点(x,y,z)处的间隙大小)；

步骤3-2：针对任意一个局部区域，以当前局部区域中各个扫描点的位置和间隙作为4维随机变量的观测值，记为(x_i,y_i,z_i,g_i)^T，1≤i≤n，n为当前局部区域的扫描点的总数，并将当前局部区域中所有观测值组成数据矩阵；

步骤3-3：对该数据矩阵进行smith标准矩阵变换得到方差协方差矩阵，并根据方差协方差矩阵构建特征方程：

|S-λI|＝0，

其中S为方差协方差矩阵，I单位矩阵，λ特征值，求解特征方程得到所述特征方程的特征值和特征向量；

步骤3-4：按照特征值由大到小排列，并计算各个特征值的贡献率，将累计贡献值大于设定阈值的对应的特征向量作为主成分，并利用主成分表示当前局部区域的主间隙的位置和大小。

其中，f_x(U),f_y(U),f_z(U)是关于u，v的函数。方差协方差矩阵是指由各变量的方差和变量两两间的协方差组成的矩阵，常记为其中主对角线上元素分别是各变量的方差。

各个特征值的贡献率为当前特征值在总特征值中的比重，其中第j个特征值λ_j的贡献率根据公式：

$C_j=\frac{{\mathrm{\λ}}_j}{({\mathrm{\λ}}_1+{\mathrm{\λ}}_2+...+{\mathrm{\λ}}_r)},j=1,2,...,r,$

计算得到，r为特征值的个数。

各个特征值在的累积贡献率为当前特征值及其之前的特征值的和在总特征值中的比重，其中第j个特征值的累计贡献率根据公式：

$\mathrm{\Σ}=\frac{({\mathrm{\λ}}_1+{\mathrm{\λ}}_2+...+{\mathrm{\λ}}_j)}{({\mathrm{\λ}}_1+{\mathrm{\λ}}_2+...+{\mathrm{\λ}}_r)},$

计算得到。

所述步骤3-4中设定阈值为85％～95％。设定阈值越大，用累计贡献率大于设定阈值的特征值对应的特征向量作为主成分时，损失的间隙信息越小。

本发明的基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法的优点在于：1)无需预装配，用激光扫描仪扫描壁板和骨架结合面，提高了测量精度和效率；2)充分利用理论数模信息，基于区域特征计算间隙大小，降低了计算复杂度；3)所定义的正负间隙可以分别指导垫片补偿与余量修配，扩大了算法通用性；4)提供间隙综合评价报告，对机翼结合面整体的间隙描述更直观更全面。

附图说明

图1为机翼壁板与骨架的装配示意图；

图2为本实施例中间隙示意图；

图3为本实施例的评价方法的流程图；

图4为平面贴合区的间隙大小示意图；

图5为曲面贴合区的间隙大小示意图。

具体实施方式

下面将结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

本实施例的飞机装配结合面数字化加垫方法依赖于飞机数字化装配系统实现。进行间隙评价之前，首先需要通过激光扫描系统扫描获取机翼壁板和骨架相互配合的结合面(机翼壁板实测内表面和骨架实测外表面)的点云数据。名义结合面是指机翼壁板和骨架相互配合时的理论结合面(认为二者完全贴合，不存在间隙)。

机翼壁板与骨架的装配示意图如图1所示飞机机翼包括上壁板1、骨架2和下壁板5，骨架2设有肋板3和纵梁4，装配时将下壁板侧墙6抵接至上壁板上，并通过蒙皮、长桁、隔框、角片等薄壁类零件通过以铆接为主的手段固定到骨架2的肋板3和纵梁4。

以第一参装件7到第二参装件8之间的间隙为例对本发明中的间隙包括间隙进行定义(参装件指飞机装配时参与装配的飞机部件)，如图2所示，第一参装件7在上任取一点A，过点A垂直名义结合面9与第二参装件8求交点B，向量的模即第一为参装件7与第二参装件8在点C处的间隙大小，点C为点A到点B的连线与名义结合面9的交点。且向量与名义结合面的法向量(平行于向量)同向则为正间隙，反向为负间隙。

一种基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，如图3所示，包括：

步骤1：基于机翼外形轮廓特征，将机翼壁板与骨架的结合面划分若干个局部区域，所述的局部区域为平面贴合区和曲面贴合区。

机翼外形轮廓特征划分局部区域时，以曲率较大的结合面作为平面贴合区，较小的作为曲面贴合区，具体划分标准根据实际情况和经验值确定。

步骤2：根据飞机理论数模分别计算各个局部区域的间隙大小：

对于平面贴合区，如图4所示，从飞机理论数模中获取平面贴合区的名义结合面的参数平面10，沿参数平面10的法向量，对机翼壁板(为上壁板或下壁板均可)实测内表面11的任意一个扫描点Q，获取扫描点Q与参数平面10的交点，记为点P，在骨架实测外表12上与点P最近的扫描点M，以扫描点Q与扫描点M之间的距离作为点P处机翼壁板与骨架之间的间隙大小，

对于曲面贴合区，如图5所示，从飞机理论数模中获取曲面贴合区的名义结合面的参数曲面13，对机翼壁板实测内表面11中的任意一个扫描点Q，在参数曲面13上搜索离扫描点Q最近的点P，以扫描点Q到点P的距离作为机翼壁板在扫描点Q处与名义结合面的间隙，在骨架实测外表面12上确定与点P最近的扫描点M，以扫描点M到点P作为骨架在扫描点M处与名义结合面的间隙，并以机翼壁板在扫描点Q处与名义结合面的间隙和骨架在扫描点M处与名义结合面的间隙之和作为点P处机翼壁板与骨架之间的间隙大小。

本实施例中得到点P处机翼壁板与骨架之间的间隙大小后，还根据向量与向量的方向，判断间隙的正负性：

判断向量与向量是否同向，若同向，则点P处机翼壁板与骨架之间的间隙为正间隙，否则，点P处机翼壁板与骨架之间的间隙为负间隙。

对于曲面贴合区，所述参数曲面的参数表达式G(u,v)如下：

$G(u,v)=\left\{\begin{array}{c}x=x(u,v)\\ y=y(u,v)\\ z=z(u,v)\end{array}\right.,u\∈\[a,b\],v\∈\[c,d\],$

其中，u,v为表达参数曲面的两个参数，a、b、c、d为常数，参数曲面上的一点P(u,v)处的法向量通过以下公式确定：

$\stackrel{\→}{N_p}=\stackrel{\→}{P_v}\×\stackrel{\→}{P_u},$

其中，为参数曲面在点P(u,v)处沿V向的切向量，为参数曲面在点P(u,v)处沿U向的切向量。

对于曲面贴合区，通过以下步骤计算各个位置处机翼壁板与骨架之间的间隙大小：

步骤2-1：在壁板实测内表面任意一个扫描点Q，设扫描点Q在参数曲面上最近的点为点P，则建立向量方程：

$\stackrel{\→}{PQ}\×\stackrel{\→}{N_p}=0;$

步骤2-2：根据所述的向量方程得到非线性方程组：

$F\left(U\right)=\left[\begin{array}{c}{f}_x\left(U\right)\\ f_y\left(U\right)\\ f_z\left(U\right)\end{array}\right]=0,U=\left[\begin{array}{c}u\\ v\end{array}\right]\∈R^2,$

其中R²表示实数集，f_x(U),f_y(U),f_z(U)分别为向量叉乘后在笛卡尔坐标系中x,y,z轴上的分量，求解非线性方程组，获得点P的坐标，并以作为壁板在扫描点Q处到名义结合面的间隙；

步骤2-3：在骨架实测外表面上确定与P点距离最近的扫描点M，并以作为骨架在扫描点M处到名义结合面的间隙；

步骤2-4：根据公式：

g＝D1+D2，

计算点P处壁板与骨架之间的间隙g，D1为壁板在扫描点Q处到名义结合面的间隙大小，D2为骨架在扫描点M处到名义结合面的间隙大小。

步骤3：根据各个局部区域中机翼壁板与骨架之间各点处的间隙大小，利用主成分分析法，确定各个局部区域的主间隙及位置，具体如下：

步骤3-1：采用4维随机变量M＝(x,y,z,g)^T表示各个局部区域中每个点的位置和间隙，(x,y,z)为点的位置，g为点(x,y,z)处的间隙；

步骤3-2：针对任意一个局部区域，以当前局部区域中各个扫描点的位置和间隙作为4维随机变量的观测值，记为(x_i,y_i,z_i,g_i)^T，1≤i≤n，n为当前局部区域的扫描点的总数，并将当前局部区域中所有观测值组成数据矩阵；

步骤3-3：对该数据矩阵进行smith标准矩阵变换得到方差协方差矩阵，并根据方差协方差矩阵构建特征方程：

|S-λI|＝0，

其中S为方差协方差矩阵，I单位矩阵，λ特征值，求解特征方程得到所述特征方程的特征值和特征向量；

步骤3-4：按照特征值由大到小排列，并计算各个特征值的贡献率，将累计贡献值大于设定阈值的对应的特征向量作为主成分，并利用主成分表示当前局部区域的主间隙的位置和大小。

其中，设定阈值为85％～95％(本实施例中为85％)。

各个特征值的贡献率为当前特征值在总特征值中的比重，其中第j个特征值λ_j的贡献率根据公式：

$c_j=\frac{{\mathrm{\λ}}_j}{({\mathrm{\λ}}_1+{\mathrm{\λ}}_2+...+{\mathrm{\λ}}_r)},j=1,2,...,r$

计算得到，r为特征值的个数。

各个特征值在的累积贡献率为当前特征值及其之前的特征值的和在总特征值中的比重，其中第j个特征值的累计贡献率根据公式：

$\mathrm{\Σ}=\frac{({\mathrm{\λ}}_1+{\mathrm{\λ}}_2+...+{\mathrm{\λ}}_j)}{({\mathrm{\λ}}_1+{\mathrm{\λ}}_2+...+{\mathrm{\λ}}_r)},$

计算得到。

步骤4：根据各个局部区域的主间隙及位置形成机翼壁板和骨架的装配间隙的间隙评价报告，所述的间隙评价报告包括装配间隙中各个间隙区域的分布位置和主间隙。

以上所述仅为本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅限于上述实施方式，凡是属于本发明原理的技术方案均属于本发明的保护范围。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明的原理的前提下进行的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，其特征在于，包括：

步骤1：基于机翼外形轮廓特征，将机翼壁板与骨架的结合面划分若干个局部区域，所述的局部区域为平面贴合区和曲面贴合区；

步骤2：根据飞机理论数模分别计算各个局部区域的间隙大小：

对于平面贴合区，从飞机理论数模中获取平面贴合区的名义结合面的参数平面，沿所述参数平面的法向量，对机翼壁板实测内表面中的任意一个扫描点Q，获取表面扫描点Q与所述参数平面的交点，记为点P，在骨架实测外表面确定与点P最近的扫描点M，以扫描点Q与扫描点M之间的距离作为点P处机翼壁板与骨架之间的间隙大小，

对于曲面贴合区，从飞机理论数模中获取曲面贴合区的名义结合面的参数曲面，对机翼壁板实测内表面中的任意一个扫描点Q，在参数曲面上搜索离扫描点Q最近的点P，以扫描点Q到点P的距离作为机翼壁板在扫描点Q处与名义结合面的间隙，在骨架实测外表面上确定与点P最近的扫描点M，以扫描点M到点P作为骨架在扫描点M处与名义结合面的间隙，并以机翼壁板在扫描点Q处与名义结合面的间隙和骨架在扫描点M处与名义结合面的间隙之和作为点P处机翼壁板与骨架之间的间隙大小；

步骤3：根据各个局部区域中机翼壁板与骨架之间各点处的间隙大小，利用主成分分析法，确定各个局部区域的主间隙及位置；

步骤4：根据各个局部区域的主间隙及位置形成机翼壁板和骨架的装配间隙的间隙评价报告，所述的间隙评价报告包括装配间隙中各个间隙区域的分布位置和主间隙。

2.如权利要求1所述的基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，其特征在于，对于曲面贴合区，所述参数曲面的参数表达式G(u,v)如下：

$G(u,v)=\left\{\begin{array}{c}x=x(u,v)\\ y=y(u,v)\\ z=z(u,v)\end{array}\right.,u\∈\[a,b\],v\∈\[c,d\],$

其中，u,v为表达参数曲面的两个参数，a、b、c、d为常数，参数曲面上的一点P(u,v)处的法向量通过以下公式确定：

$\stackrel{\→}{N_p}=\stackrel{\→}{P_v}\×\stackrel{\→}{P_u},$

其中，为参数曲面在点P(u,v)处沿V向的切向量，为参数曲面在点P(u,v)处沿U向的切向量。

3.如权利要求2所述的基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，其特征在于，所述步骤2中对于曲面贴合区，通过以下步骤计算各个位置处机翼壁板与骨架之间的间隙大小：

步骤2-1：在壁板实测内表面任意一个扫描点Q，设扫描点Q在参数曲面上最近的点为点P，则建立向量方程：

$\stackrel{\→}{PQ}\×\stackrel{\→}{N_p}=0;$

步骤2-2：根据所述的向量方程得到非线性方程组：

$F\left(U\right)=\left[\begin{array}{c}{f}_x\left(U\right)\\ f_y\left(U\right)\\ f_z\left(U\right)\end{array}\right]=0,U=\left[\begin{array}{c}u\\ v\end{array}\right]\∈R^2,$

其中R²表示实数集，f_x(U),f_y(U),f_z(U)分别为向量叉乘后在笛卡尔坐标系中x，y，z轴上的分量，求解非线性方程组，获得点P的坐标，并以作为壁板在扫描点Q处到名义结合面的间隙；

步骤2-3：在骨架实测外表面上确定与P点距离最近的扫描点M，并以作为骨架在扫描点M处到名义结合面的间隙；

步骤2-4：根据公式：

g＝D1+D2，

计算点P处壁板与骨架之间的间隙g，D1为壁板在扫描点Q处到名义结合面的间隙大小，D2为骨架在扫描点M处到名义结合面的间隙大小。

4.如权利要求3所述的基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，其特征在于，所述步骤3包括如下步骤：

步骤3-1：采用4维随机变量α＝(x,y,z,g)^T表示各个局部区域中每个点的位置和间隙大小，(x,y,z)为点的位置，g为点(x,y,z)处的间隙大小；

步骤3-2：针对任意一个局部区域，以当前局部区域中各个扫描点的位置和间隙作为4维随机变量的观测值，记为(x_i,y_i,z_i,g_i)^T，1≤i≤n，n为当前局部区域的扫描点的总数，并将当前局部区域中所有观测值组成数据矩阵；

步骤3-3：对该数据矩阵进行smith标准矩阵变换得到方差协方差矩阵，并根据方差协方差矩阵构建特征方程：

|S-λI|＝0，

其中S为方差协方差矩阵，I单位矩阵，λ特征值，求解特征方程得到所述特征方程的特征值和特征向量；

步骤3-4：按照特征值由大到小排列，并计算各个特征值的贡献率，将累计贡献值大于设定阈值的对应的特征向量作为主成分，并利用主成分表示当前局部区域的主间隙的位置和大小。

5.如权利要求4所述的基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，其特征在于，各个特征值的贡献率为当前特征值在总特征值中的比重，其中第j个特征值λ_j的贡献率根据公式：

$C_j=\frac{{\mathrm{\λ}}_j}{({\mathrm{\λ}}_1+{\mathrm{\λ}}_2+...+{\mathrm{\λ}}_r)},j=1,2,...,r$

计算得到，r为特征值的个数。

6.如权利要求5所述的基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，其特征在于，各个特征值在的累积贡献率为当前特征值及其之前的特征值的和在总特征值中的比重，其中第j个特征值的累计贡献率根据公式：

$\mathrm{\Σ}=\frac{({\mathrm{\λ}}_1+{\mathrm{\λ}}_2+...+{\mathrm{\λ}}_j)}{({\mathrm{\λ}}_1+{\mathrm{\λ}}_2+...+{\mathrm{\λ}}_r)},$

计算得到。

7.如权利要求6所述的基于区域特征引导的机翼壁板和骨架装配间隙的评价方法，其特征在于，所述步骤3-4中设定阈值为85％～95％。