CN103921954B - 基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法。本发明的数字化校正方法中，通过偏最小二乘回归反演建模方法，建立三轴数控定位器运动参数和检测点的位置误差数据之间的关系得到数字化校正模型，实现了大型飞机壁板装配变形的数字化校正，不仅有效降低了大型飞机壁板因装配变形引起的装配应力，同时保证了机身段装配中各个壁板的高效、高精度调姿和对接，最终提升了飞机大部件的装配质量。本发明的数字化校正方法通过三轴数控定位器的协调运动，成功解决了大型飞机壁板装配变形校正和准确定位问题，有效降低了大型飞机壁板因装配变形引起的装配应力，提升飞机大部件的装配质量。

Description

基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法

技术领域

本发明涉及飞机装配技术领域，尤其涉及一种基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法。

背景技术

飞机装配作为飞机制造环节中极其重要的一环，在很大程度上决定了飞机的最终质量、制造成本和交货周期，是整个飞机制造过程中的关键和核心技术。大型飞机一般由多个机身段对接装配而成，而各个机身段又由若干壁板组装拼接而成。壁板作为现代大型飞机的重要组件之一，既是构成飞机气动外形的重要组成部分，同时也是机身、机翼等的主要承力构件。壁板装配是将蒙皮、长桁、隔框、角片等薄壁类零件按照设计和技术要求进行定位、制孔并通过以铆接为主的手段进行连接而成，是飞机装配中极为重要的环节，但零件特性和装配方式往往造成其自身刚度、强度相对不足。

虽然航空制造企业正逐步采用整体壁板代替组装壁板，减少壁板所含零件数量，降低壁板整体重量，并在一定程度上提高了壁板的强度和刚度，提升了气动表面与外形的装配质量，但由于大型飞机壁板表面轮廓为复杂的空间自由曲面，面积较大，在装配过程中不利于承受集中载荷，同时加上定位误差、制孔、铆接、插螺栓、强迫装配以及自身重量、残余应力等实际装配因素的影响，往往导致壁板局部刚度过低，变形量超过容差范围，造成部件间交点不协调，使飞机最终的实际装配外形与理论外形存在较大偏差，影响整机的气动外形，并对后续工序产生不良影响。

虽然我国航空制造企业多通过绷带等工具进行强迫装配，或增加修配和精加工等工序的方式进行补救，达到总体精度要求，但这样势必会增加企业的生产成本，延长飞机的装配周期。因此，在大型飞机壁板装配过程中如何有效控制和减小壁板装配变形是目前我国航空工业亟需解决和攻克的重要技术难题之一。

发明内容

针对当前大型飞机壁板在装配中存在的变形问题，本发明提供了一种基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法。

一种基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法，包括：

(1)在飞机壁板各个隔框上均匀布置若干个检测点；

(2)根据三轴数控定位器的数量、以及各个三轴数控定位器在X、Y、Z方向的移动量阈值确定正交表，正交表的每一行表示三轴数控定位器的平移量；

(3)将所述正交表中的每一行数据作为载荷样本，将各个载荷样本加载至飞机壁板的理论有限元模型，获得各个载荷样本作用下飞机壁板变形有限元模型；

(4)针对任意一个载荷样本，利用对应的变形有限元模型计算当前载荷样本作用下各个检测点的位置误差和各个工艺球头球心的位置误差；

(5)根据所有载荷样本作用下，各个检测点的位置误差和各个工艺球头球心的位置误差，采用偏最小二乘回归反演建模方法，建立飞机壁板装配变形的数字化校正模型；

(6)获取各个检测点的实际位置误差，并将各个检测点的实际位置误差代入所述的数字化校正模型，计算得到各个三轴数控定位器的校形数据；

(7)根据所述的校形数据，对三轴数控定位器运动进行位置调整，完成大型飞机壁板的装配变形校正。

所述步骤(1)中的布置检测点时避免所有检测点位于同一直线上，尽量保证面分布。本发明中在飞机壁板的每个隔框上提取相同数量的检测点。本发明中检测点的个数为10～40。

根据三轴数控定位器的数量、以及各个三轴数控定位器在在X、Y、Z方向的移动量阈值确定正交表，正交表的每一行表示各个三轴数控定位器的平移量；

所述步骤(2)中各个三轴数控定位器在在X、Y、Z方向的移动量阈值取决于三轴数控定位器本身，各个三轴数控定位器的移动量阈值在制作后就已经固定。根据各个三轴数控定位器的个数查表确定合适大小的正交表(正交表的列数和行数)。行数就是仿真试验样本数，直接取决于三轴数控定位器的个数。对于列数，对于三轴数控定位器，每个三轴数控定位器具有3个自由度，因此需要保证正交表的列数大于或等于3w，w为三轴数控定位器的个数。

本发明的数字化校正方法中，针对当前大型飞机壁板在装配中存在的变形问题，通过建立三轴数控定位器运动参数(位置误差)和检测点的位置误差数据之间的反演计算得到数字化校正模型，实现了大型飞机壁板装配变形的数字化校正，不仅有效降低了大型飞机壁板因装配变形引起的装配应力，同时保证了机身段装配中各个壁板的高效、高精度调姿和对接，最终提升了飞机大部件的装配质量。

所述步骤(3)包括以下步骤：

(3-1)从理论有限元模型获取工艺球头的球心和各个检测点的理论坐标；

(3-2)将正交表中每一行数据作为一个载荷样本，将各个载荷样本施加至工艺球头的球心，并根据各个检测点的理论坐标和施加载荷样本后工艺球头的球心的坐标，通过有限元模拟得到壁板装配变形的变形有限元模型。

飞机壁板的理论有限元模型为飞机壁板的有限元设计模型。一个载荷样本实际上包含一次仿真实验中各个三轴数控定位器在X、Y和Z方向上的平移量。将各个载荷样本施加至工艺球头的球心实际上是以载荷样本中各个三轴数控定位器的平移量和为增量，改变各个三轴数控定位器对应的工艺球头球心的坐标。有限元模拟通过有限元模拟仿真软件实现，首先输入飞机壁板的理论有限元模型，然后将载荷样本施输入有限元模拟仿真软件，即可得到该载荷样本作用下变形的变形有限元模型。

所述步骤(4)通过以下步骤计算各个检测点的位置误差和各个工艺球头球心的位置误差：

(4-1)从变形有限元模型中获取各个检测点和工艺球头的球心的实际坐标；

(4-2)根据各个检测点的理论坐标和实际坐标计算得到姿态变换矩阵和位置平移向量；

(4-3)根据姿态变换矩阵和位置平移向量计算各个检测点的位置误差，以及各个工艺球头的球心的位置误差，其中：

第i个检测点的位置误差为e_i，根据公式：

e_i＝X'_Ki-(RX_Ki+t)

计算得到，其中X'_Ki为第i个检测点的实际坐标，X_Ki为第i个检测点的理论坐标值，R为姿态变换矩阵，t为位置平移向量，i＝1,2,……,v,v为检测点的个数；

第j个工艺球头的球心的位置误差f_j为：

f_j＝[f_j1,f_j2,f_j3]，

其中，[f_j1,f_j2,f_j3]＝X'_Bj-(RX_Bj+t)，X'_Bj为第j个工艺球头的球心的实际坐标，X_Bj为第j个工艺球头的球心的理论坐标值，j＝1，2，……，w，w为三轴数控定位器的个数。

所述步骤(5)中包括：

(5-1)将所有载荷样本作用下的各个检测点的位置误差组合得到检测点误差矩阵，将所有载荷样本作用下的各个工艺球头的球心的位置误差组合得到球心误差矩阵；

(5-2)对检测点误差矩阵和球心误差矩阵进行标准化处理，并根据标准处理后的检测点误差矩阵和球心误差矩阵，采用偏最小二乘回归建模方法得到飞机壁板装配变形的数字化校正模型：

η＝Aε+η_const，

其中，η为三轴数控定位器的校形数据，ε为各个检测点的位置误差，A为系数矩阵，η_const为常数项。

以每个载荷样本作用下的各个检测点的位置误差作为检测点位置矩阵中的一行，从而得到检测点矩阵。以每个载荷样本作用下的各个球心的位置即转动误差作为球心误差矩阵中的一行，从而得到球心误差矩阵。

步骤(5-2)中标准化处理即单位化处理，将检测点矩阵和球心误差矩阵转化为单位矩阵，从而消除因单位不同引起的计算误差。

假设正交表的行数为n(即仿真试验的样本数为n)，列数为3w，检测点的个数为v，因此构建的检测点误差矩阵为n×p(p＝3v)，球心误差矩阵大小为n×q(q＝3w)，检测点误差矩阵记为M＝[m₁,…,m_p]_n×p，球心误差矩阵记为N＝[n₁,…,n_q]_n×q。

对检测点误差矩阵M和球心误差矩阵N进行标准化处理，得到标准化处理后的检测点误差矩阵和球心误差矩阵。其中，标准化处理后的检测点误差矩阵为E₀＝[E₀₁,…,E_0p]_n×p，标准化处理后球心误差矩阵为F₀＝[F₀₁,…,E_0q]_n×q。

在偏最小二乘反演建模过程中，以标准化处理后的检测点误差矩阵E₀为自变量，以标准化处理后的球心误差矩阵F₀为因变量。记E₀和F₀的第一个主轴分别为w₁和c₁，而t₁和u₁分别为E₀和F₀的第一个主成分，且有t₁＝E₀w₁,u₁＝F₀c₁，并求解以下优化问题：

maxCov(t₁,u₁)＝(E₀w₁)^T·(F₀c₁)

$s.t.:\left\{\begin{array}{c}{w}_1^T{w}_1=1\\ c_1^T{c}_1=1\end{array}\right.,$

maxCov(t₁,u₁)表示对Cov(t₁,u₁)取最大值，s.t.为subjectto的缩写，表示后面内容为约束条件。

引入拉格朗日乘子λ₁和λ₂，并记：

$s=w_1^T{E}_0^T{F}_0{c}_1-{\mathrm{\λ}}_1(w_1^T{w}_1-1)-{\mathrm{\λ}}_2(c_1^T{c}_1-1),$

对s分别求关于w₁、c₁、λ₁和λ₂的偏导数，可以推得：

${\mathrm{\θ}}_1=2{\mathrm{\λ}}_1=2{\mathrm{\λ}}_2=w_1^T{E}_0^T{F}_0{c}_1,$

$E_0^T{F}_0{F}_0^T{E}_0{w}_1={\mathrm{\θ}}_1^2{w}_1,$

$F_0^T{E}_0{E}_0^T{F}_0{c}_1={\mathrm{\θ}}_1^2{c}_1,$

可见，w₁是矩阵的特征向量，且对应的特征值为θ₁是目标函数值，它要求取最大值，所以，w₁是对应于矩阵最大特征值的单位特征向量；同理，c₁也应是对应于矩阵最大特征值的单位特征向量。

求得第一个轴w₁和c₁后，即可得到成分t₁和u₁，然后，分别求E₀和F₀对t₁、u₁的回归方程：

$E_0=t_1{p}_1^T=\frac{t_1{E}_0{t}_1^T}{\left|\right|t_1|{|}^2}+E_1,$

$F_0=t_1{r}_1^T=\frac{t_1{F}_0{t}_1^T}{\left|\right|t_1|{|}^2}+F_1,$

其中，E₁、F₁分别是以上两式的残差矩阵。

用残差矩阵E₁和F₁取代E₀和F₀，然后求它们的第二个轴w₂和c₂以及第二个成分t₂和u₂，如此计算下去，如果检测点误差矩阵M的秩为λ，则会有下式成立：

$E_0=\underset{i=1}{\overset{\mathrm{\λ}}{\Σ}}{t}_i{p}_i^T,$

$F_0=\underset{i=1}{\overset{\mathrm{\λ}}{\Σ}}{t}_i{r}_i^T+F_{\mathrm{\λ}}.$

令η_i＝F_0i，ε_j＝E_0j，上式可进一步可表示为：

η＝Aε+η_const。

该式即为壁板装配变形的数字化校正模型，其中η表示六轴数控定位器在X、Y、Z方向上的校形量(包括平移量和转动量)，ε表示检测点的位置误差，A为系数矩阵，η_const为常数项。其中，校形量η的大小为q×1，系数矩阵A的大小为q×p，检测点的位置误差ε的大小为p×1，常数项η_const的大小为q×1。

所述步骤(6)中各个检测点的实际位置误差采用激光跟踪仪测量系统扫描三轴数控定位器支撑下飞机壁板得到。

实际位置误差实际上为装配时，飞机壁板中各个检测点的坐标(位置)相对于理论模型的位置的偏差，直接通过激光跟踪仪测量系统扫描测量得到，简单，且易于实现。

所述步骤(7)具体如下：

以校形数据为增量，调整三轴数控定位器的位置。

为实现飞机壁板装配变形的数字化校正，因此得到校形数据后，用校形数据调整三轴数控定位器的位置，从而消除变形引起的装配误差。

所述的装配变形数字化校正方法在完成大型飞机壁板的装配变形校正后对校正结果进行检测，具体如下：

获取校正完成后各个检测点的位置误差，将各个检测点的位置误差数据与设定的容差进行比较，若所有检测点的位置误差均在各自的容差内，则装配变形校正接结束；

否则，重新返回步骤(6)重新执行。

通过验证校正结果，判断校正结果是否正确，提高了该数字化校正方法的可实施性，且有利于提高校正精度。根据检测结果，若校正完成后，存在位置误差超出容差的检测点，则重新进行校正。重新校正时，直接从步骤(6)开始，不需要另外建立数字化校正模型。校正完成后，再次判断校正完成后各个检测点的位置误差是否在各自的容差内，并根据判断结果进一步循环进行，直至所有的检测点的位置误差是否均在各自的容差内。

作为优选，所述的容差为±0.5mm。

本发明中的容差为±0.5mm应理解为所有的检测点的容差的上限为±0.5mm。由于检测点的位置和类型不同，因此实际应用中各个检测点的容差也是相互独立的。对于不重要的检测点其容差可能较大，可能为±0.5mm，对于重要的检测点其容差可能较小，可能为±0.05mm。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

(a)采用偏最小二乘回归反演建模方法建立了大型飞机壁板装配变形量与三轴数控定位器各运动参数之间的关系得到飞机壁板装配变形的数字化校正模型，并利用该数字化校正模型，通过三轴数控定位器的协调运动，成功解决了大型飞机壁板装配变形校正和准确定位问题；

(b)可有效降低大型飞机壁板因装配变形引起的装配应力，提升飞机大部件的装配质量。

附图说明

图1为大型飞机壁板整体结构示意图；

图2为大型飞机壁板的工艺接头结构示意图；

图3为三轴数控定位器结构示意图；

图4为大型飞机壁板定位调姿系统的示意图；

图5为基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法的流程图；

图中：大型飞机壁板1，蒙皮2，长桁3，隔框4，角片5，工艺接头6，工艺球头7，接头本体8，三轴数控定位器9，X向移动轴10，Y向移动轴11，Z向移动轴12，大型飞机壁板定位调姿系统13，控制系统计算机14，测量系统计算机15，检测点16，现场总线17，TCP/IP18，激光跟踪仪19。

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。

如图1所示，大型飞机壁板1主要由蒙皮2、长桁3、隔框4、角片5组成。

如图2所示，大型飞机壁板的工艺接头6主要由工艺球头7和接头本体8组成。

如图3所示，三轴数控定位器9包括X向移动轴10、Y向移动轴11、Z向移动轴12、各移动轴独立运动，并由控制系统计算机14实现操纵控制。(其中X向移动轴10、Y向移动轴11、Z向移动轴12构成的坐标系如图3和图4所示。)

工艺球头7球铰于相应的三轴数控定位器9的末端。

如图4所示，大型飞机壁板定位调姿系统13包括测量系统计算机15、控制系统计算机14以及激光跟踪仪19通过TCP/IP18实现网络通信与数据传递，控制系统计算机14则通过现场总线17实现对三轴数控定位器9的运动控制，测量系统计算机15指令激光跟踪仪19测得的大型飞机壁板1的检测点16的位置误差数据，并下发至控制系统计算机17，控制系统计算机14根据检测点16位置误差数据计算三轴数控定位器9校形量，并指令三轴数控定位器9移动至指定位置，整个系统形成了“测量-计算-校形”的闭环反馈回路，最终实现大型飞机壁板1的装配变形校正。该定位调姿系统能够直接获取检测点的位置和位置误差。

本实施例的基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法，如图5所示，包括：

(1)在飞机壁板各个隔框上均匀布置若干个检测点。

本实施例中为20个，各个检测点均匀分布(面分布)，各个检测点位于飞机壁板的各个隔框。

(2)根据三轴数控定位器的数量、以及各个三轴数控定位器在在X、Y、Z方向的移动量阈值确定正交表，正交表的每一行表示三轴数控定位器的平移量。

(3)将正交表中的每一行数据作为载荷样本，将各个载荷样本加载至飞机壁板的理论有限元模型，获得飞机壁板在各个载荷样本作用下的变形有限元模型。具体包括以下步骤：

(3-1)从理论有限元模型获取各个工艺球头的球心和各个检测点的理论坐标；

(3-2)将正交表中每一行数据作为一个载荷样本，将各个载荷样本施加至工艺球头的球心，并通过有限元模拟得到壁板装配变形的变形有限元模型。

(4)针对每一个载荷样本，利用该载荷样本作用下的变形有限元模型计算当前载荷样本作用下各个检测点的位置误差和各个工艺球头球心的位置误差。具体如下：

(4-1)从变形有限元模型中获取各个检测点和工艺球头的球心的实际坐标；

(4-2)根据各个检测点的理论坐标和实际坐标计算得到姿态变换矩阵和位置平移向量；

(4-3)根据姿态变换矩阵和位置平移向量计算各个检测点的位置误差，以及各个工艺球头的球心的位置误差，其中：

第i个检测点的位置误差为e_i，根据公式：

e_i＝X'_Ki-(RX_Ki+t)

计算得到，其中X'_Ki为第i个检测点的实际坐标，X_Ki为第i个检测点的理论坐标值，R为姿态变换矩阵，t为位置平移向量，i＝1,2,……,v,v为检测点的个数；

第j个工艺球头的球心的位置误差f_j为：

f_j＝[f_j1,f_j2,f_j3]，

其中，[f_j1,f_j2,f_j3]＝X'_Bj-(RX_Bj+t)，X'_Bj为第j个工艺球头的球心的实际坐标，X_Bj为第j个工艺球头的球心的理论坐标值，j＝1，2，……，w，w为三轴数控定位器的个数。

(5)根据所有载荷样本作用下，各个检测点在的位置误差和各个工艺球头球心下的位置误差，采用偏最小二乘回归反演建模方法，建立飞机壁板装配变形的数字化校正模型。具体如下：

(5-1)将所有载荷样本作用下的各个检测点的位置误差组合得到检测点误差矩阵，将所有载荷样本作用下的各个工艺球头的球心的位置误差组合得到球心误差矩阵；

(5-2)对检测点误差矩阵和球心误差矩阵进行标准化处理，并根据标准处理后的检测点误差矩阵和球心误差矩阵，采用偏最小二乘回归建模方法得到飞机壁板装配变形的数字化校正模型：

η＝Aε+η_const，

其中，η为三轴数控定位器的校形数据，ε为各个检测点的位置误差，A为系数矩阵，η_const为常数项。

(6)获取各个检测点的实际位置误差，并将各个检测点的实际位置误差代入所述的数字化校正模型，计算得到各个三轴数控定位器的校形数据。

各个检测点的实际位置误差采用激光跟踪仪测量系统扫描三轴数控定位器支撑下飞机壁板得到。

(7)根据所述的校形数据，以校形数据为增量，对三轴数控定位器运动进行位置调整，完成大型飞机壁板的装配变形校正。

(8)完成大型飞机壁板的装配变形校正后对校正结果进行检测，具体如下：

获取校正完成后所有检测点的位置误差数据，将各个检测点的位置误差数据与设定的容差进行比较，若所有检测点的位置误差数据均在各自的容差(本实施例中各个检测点的容差为±0.5mm)内，则装配变形校正接结束；

否则，重新返回步骤(6)重新执行。

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 (6)

1.一种基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法，其特征在于，包括：

(1)在飞机壁板各个隔框上均匀布置若干个检测点；

(2)根据三轴数控定位器的数量、以及各个三轴数控定位器在X、Y、Z方向的移动量阈值确定正交表，正交表的每一行表示三轴数控定位器的平移量；

(3)将所述正交表中的每一行数据作为载荷样本，将各个载荷样本加载至飞机壁板的理论有限元模型，获得各个载荷样本作用下飞机壁板变形有限元模型，包括以下步骤：

(3-1)从理论有限元模型获取工艺球头的球心和各个检测点的理论坐标；

(3-2)将正交表中每一行数据作为一个载荷样本，将各个载荷样本施加至工艺球头的球心，并通过有限元模拟得到壁板装配变形的变形有限元模型；

(4)针对任意一个载荷样本，利用对应的变形有限元模型计算当前载荷样本作用下各个检测点的位置误差和各个工艺球头球心的位置误差；

通过以下步骤计算各个检测点的位置误差和各个工艺球头球心的位置误差：

(4-1)从变形有限元模型中获取各个检测点和工艺球头的球心的实际坐标；

(4-2)根据各个检测点的理论坐标和实际坐标计算得到姿态变换矩阵和位置平移向量；

(4-3)根据姿态变换矩阵和位置平移向量计算各个检测点的位置误差，以及各个工艺球头的球心的位置误差，其中：

第i个检测点的位置误差为e_i，根据公式：

e_i＝X'_Ki-(RX_Ki+t)

计算得到，其中X'_Ki为第i个检测点的实际坐标，X_Ki为第i个检测点的理论坐标值，R为姿态变换矩阵，t为位置平移向量，i＝1,2,……,v,v为检测点的个数；

第j个工艺球头的球心的位置误差f_j为：

f_j＝[f_j1,f_j2,f_j3]，

其中，[f_j1,f_j2,f_j3]＝X'_Bj-(RX_Bj+t)，X'_Bj为第j个工艺球头的球心的实际坐标，X_Bj为第j个工艺球头的球心的理论坐标值，j＝1，2，……，w，w为三轴数控定位器的个数；

(5)根据所有载荷样本作用下，各个检测点的位置误差和各个工艺球头球心的位置误差，采用偏最小二乘回归反演建模方法，建立飞机壁板装配变形的数字化校正模型；

(6)获取各个检测点的实际位置误差，并将各个检测点的实际位置误差代入所述的数字化校正模型，计算得到各个三轴数控定位器的校形数据；

(7)根据所述的校形数据，对三轴数控定位器运动进行位置调整，完成大型飞机壁板的装配变形校正。

2.如权利要求1所述的基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法，其特征在于，所述步骤(5)中包括：

(5-1)将所有载荷样本作用下的各个检测点的位置误差组合得到检测点误差矩阵，将所有载荷样本作用下的各个工艺球头的球心的位置误差组合得到球心误差矩阵；

(5-2)对检测点误差矩阵和球心误差矩阵进行标准化处理，并根据标准处理后的检测点误差矩阵和球心误差矩阵，采用偏最小二乘回归建模方法得到飞机壁板装配变形的数字化校正模型：

η＝Aε+η_const，

其中，η为三轴数控定位器的校形数据，ε为各个检测点的位置误差，A为系数矩阵，η_const为常数项。

3.如权利要求2所述的基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法，其特征在于，所述步骤(6)中各个检测点的实际位置误差采用激光跟踪仪测量系统扫描三轴数控定位器支撑下飞机壁板得到。

4.如权利要求3所述的基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法，其特征在于，所述步骤(7)具体如下：

以校形数据为增量，调整三轴数控定位器的位置。

5.如权利要求4所述的基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法，其特征在于，所述的装配变形数字化校正方法在完成大型飞机壁板的装配变形校正后对校正结果进行检测，具体如下：

获取校正完成后所有检测点的位置误差数据，将各个检测点的位置误差数据与设定的容差进行比较，若在所有检测点的位置误差数据均在各自的容差内，则装配变形校正接结束；

否则，重新返回步骤(6)重新执行。

6.如权利要求5所述的基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法，其特征在于，所述的容差为±0.5mm。