CN103991555A - 一种用于飞机数字化装配的自动化测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于飞机数字化装配的自动化测量方法，通过测量准备工作，确定各个坐标系与装配坐标系的转化关系，将飞机坐标系下各个检测点在飞机坐标系下的理论坐标值转化到装配坐标系下，得到各个检测点在装配坐标系下的理论坐标值，以检测点在装配坐标系下的理论坐标值作为激光扫描仪的初始指光点，进行自动搜索，获得各个检测点在装配坐标系下实际坐标值。本发明的自动化测量方法实现飞机部件数字化测量，克服了飞机空间尺寸大，待测量检测点分布区域广，部分检测点人工引光困难，而装配过程中检测点又需要多次测量的问题，实现了反射镜一次人工安装，多次自动化测量，节省了人力和测量时间，大大提高测量和装配效率。

Description

一种用于飞机数字化装配的自动化测量方法

技术领域

本发明涉及一种飞机制造领域，尤其涉及一种用于飞机数字化装配的自动化测量方法。 

背景技术

飞机制造不同于一般的机械制造，飞机具有严格的气动外形与准确度的要求,结构复杂，空间十分紧凑，零件和连接件的数量巨大，而且这些零件形状复杂、尺寸大、刚度小、易变形，必须使用大量复杂的装配夹具/型架来保证装配的准确度，飞机产品的最终品质在很大程度上取决于装配的质量，这是飞机制造区别于一般机械制造最显著的特点。在飞机制造过程中，装配和安装工作在飞机制造中占有极其重要的地位，其劳动量占整个飞机制造总劳动量的50～60%，而且装配和安装工作的机械化和自动化程度相对比较低，手工劳动比重大，生产率低。同时，飞机装配是一项复杂的系统工程，协作面广、管理困难、质量要求高、技术难度大。因此，提高飞机装配和安装的技术水平，对缩短产品的制造周期、提高产品的质量有非常重要的作用，在飞机研制和生产过程中具有重大的意义。 

随着激光跟踪仪技术和计算机技术的迅速发展，基于激光扫描的自动化测量技术已经趋于成熟，测量精度越来越高。近年来，基于激光跟踪仪的跟踪测量方式在飞机数字化装配领域中受到了广泛应用。 

激光跟踪仪的跟踪测量过程中需要光线跟踪，在测量时，需要操作人员把靶球移动到需要测量的靶球座上。在整个测量过程中，激光光线始终跟踪靶球位置，激光头随靶球运动而转动，定位靶球位置之后，就可以得到测量点的三维直角坐标值。 

以上方法在一定程度上提高了飞机测量的自动化程度，但采用人工引光方式，需要人工干预，自动化程度低，且由于飞机空间尺寸大，待测量检测点分布区域广，部分检测点人工引光困难，从而无法实现跟踪测量，可测点的位置 受到限制，降低了测量效率。 

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供了一种用于飞机数字化装配的自动化测量方法。 

一种用于飞机数字化装配的自动化测量方法，包括： 

（1）测量准备工作，如下： 

（a）在飞机数字化装配系统中，将数控定位器的零点位置设定为数控定位器的光栅读数为零时数控定位器支撑球窝中心在装配坐标系下的坐标， 

（b）飞机部件的检测点上安装激光跟踪仪测量用反射镜， 

（c）设定激光跟踪仪的安装位置，测量公共观测点在激光跟踪仪的测量坐标系中的坐标值，并对公共观测点在测量坐标系中的坐标值与在装配坐标系中的坐标值进行点匹配转站计算，使激光跟踪仪的测量坐标系与公共观测点所标识的装配坐标系一致； 

（2）由飞机数学模型获取飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值，获取装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值，并根据飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值和装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值计算将飞机坐标系下的坐标值转化为装配坐标系下的坐标值的旋转矩阵和平移矩阵； 

（3）从飞机数学模型中获取各个检测点在飞机坐标系下的坐标值，并根据所述旋转矩阵和平移矩阵，将各个检测点在飞机坐标系下的坐标值转化到装配坐标系下，得到各个检测点在装配坐标系下的理论坐标值； 

（4）对于每个检测点，激光跟踪仪根据该检测点在装配坐标系下的理论坐标值，进行自动搜索反射镜，测量得到该检测点在装配坐标系下的精确坐标值，完成自动化测量。 

所述的检测点包括姿态检测点和形状检测点，所述的姿态测量点用来确定飞机部件的位置和姿态，为不易产生变形的点（通常为机械刚度高的结构件，一般选择机加框上的孔位），所述的形状检测点，分布在飞机部件的边缘（机械刚度弱的零件，容易变形的位置的点），用于评价飞机的变形情况。检测点的个数和位置根据装配工艺要求和飞机部件的大小及形状设定。 

步骤（c）中激光跟踪仪的安装位置根据经验设定。 

所述的公共观测点为装配坐标系的地标，用于确定装配坐标系，不在飞机部件上，实际应用中根据测量环境选定。 

本发明的用于飞机数字化装配的自动化测量方法首先通过相关准备工作，使激光跟踪仪的测量坐标系与装配坐标系一致，将数控定位器设备的零点位置设定为数控定位器的光栅读数为零时支撑球窝中心在装配坐标系下的坐标，确定了数控定位器的局部坐标系与装配坐标系下的转换关系。且利用数控定位器支撑球窝中心与工艺球头球心的一致性确定飞机坐标系与装配坐标系的转化关系，从而将飞机坐标系下各个检测点在飞机坐标系下的理论坐标值转化到装配坐标系下，得到各个检测点在装配坐标系下的理论坐标值，以检测点在装配坐标系下的理论坐标值作为激光扫描仪的初始指光位置，整个过程中不需要人工引光，避免人工干预，且通过坐标转化，得到的初始指光位置与检测点实际位置差别不大，大大降低了搜索范围，提高了搜索效率。 

所述步骤（2）中根据飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值和装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值，采用最小二乘拟合方法确定飞机部件在装配坐标系下的旋转矩阵和平移矩阵。 

所述步骤（2）中装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值为定位器的零点位置和数控定位器的光栅读数之和。由于测量坐标系与装配坐标系一致，因此只需将装配坐标系下，定位器设备零点位置加上光栅读数即得到数控定位器支撑球窝中心的在装配坐标系下的坐标值。 

所述步骤（2）中通过以下步骤确定飞机部件在装配坐标系下的旋转矩阵和平移向量： 

（2-1）根据飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值和装配坐标系下数控定位器的坐标值，建立以下最小二乘关系式： 

${\mathrm{\Σ}}^2=\left(\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left|\right|p_{\mathrm{Bi}}-(R{p}_{\mathrm{Ai}}+T)\left|\right|}^2\right),$

其中，p_Ai为飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值，P_Bi为装配坐标系式下数控定位器支撑球窝中心的坐标值，R为旋转矩阵，T为平移向量； 

（2-2）基于矩阵奇异值分解法，以Σ²取得最小值求解最小二乘关系，得到旋转矩阵和平移向量。 

在由多台数控定位器实现对飞机部件入位支撑后，可以认为飞机部件上工艺球头与数控定位器支撑球窝的中心位置一致，因而数控定位器支撑球窝中心位置即为工艺球头中心在装配坐标系下的位置。但是实际情况下，二者不可能完全一致，考虑到误差的存在，工艺球头球心坐标设计值经过变换之后不能完全等于数控定位器坐标，因此根据工艺球头球心坐标设计值和数控定位器坐标的匹配和约束表达成最小二乘关系式。 

步骤（2-2）中通过以下方法求解最小二乘关系式得到旋转矩阵和平移向量： 

令 ${\mathrm{\μ}}_A=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{p}_{\mathrm{Ai}},{\mathrm{\μ}}_B=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{p}_{\mathrm{Bi}},$

再令q_Ai＝p_Ai-μ_A，q_Bi＝p_Bi-μ_B，这样，上式可以化简为： 

${\mathrm{\Σ}}^2=\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left|\right|q_{\mathrm{Bi}}-R{q}_{\mathrm{Ai}}\left|\right|}^2,$

展开上式： 

$\begin{array}{c}{\mathrm{\Σ}}^2=\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{(q_{\mathrm{Bi}}-R{q}_{\mathrm{Ai}})}^T(q_{\mathrm{Bi}}-R{q}_{\mathrm{Ai}})\\ =\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}(q_{\mathrm{Bi}}^T{q}_{\mathrm{Bi}}+q_{\mathrm{Ai}}^T{R}^{T}R{q}_{\mathrm{Ai}}-q_{\mathrm{Bi}}^{T}R{q}_{\mathrm{Ai}}-q_{\mathrm{Ai}}^T{R}^T{q}_{\mathrm{Bi}})\\ =\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}(q_{\mathrm{Bi}}^T{q}_{\mathrm{Bi}}+q_{\mathrm{Ai}}^T{q}_{\mathrm{Ai}}-2q_{\mathrm{Bi}}^{T}R{q}_{\mathrm{Ai}})\end{array}$

这样，求解Σ²的最小值就是求解下式的最大值： 

$\begin{array}{c}F=\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{q}_{\mathrm{Bi}}^{T}R{q}_{\mathrm{Ai}}\\ \≤\mathrm{Trace}\left(\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}R{q}_{\mathrm{Ai}}{q}_{\mathrm{Bi}}^T\right)=\mathrm{Trace}\left(\mathrm{RH}\right)\end{array}$

其中，Trace为矩阵的迹，首先对矩阵H进行奇异值分解，使得： 

H＝UDV^T

其中D是一个对角矩阵，U和V是正交单位矩阵。旋转矩阵R可以通过以下公式计算：R＝VU^T。平移矩阵T通过旋转矩阵求解：T＝μ_B-Rμ_A，如果 det(R)＝+1，则R就是所需要计算得到的解；如果det(R)＝-1，观察对角矩阵D的三个主元素，若存在值为零的主元素，则对矩阵V相应的列取负。比如：如果D的第三个主元素为零，则令： 

V′＝[v₁,v₂,-v₃] 

其中v_l为矩阵V的第l列，l＝1,2,3。 

则旋转矩阵R为： 

R＝V′U^T。 

采用同样的方法计算得到平移矩阵T。 

本发明中若在det(R)＝-1的情况下，矩阵V不存在值为零的主元素，则无法找到最佳匹配，需采用其他方法。 

所述步骤（3）根据公式： 

p_Di＝Rp_Ci+T， 

将第i个检测点在飞机坐标系下的坐标值p_Ci转化到装配坐标系下，得到各个检测点在装配坐标系下的理论坐标值p_Di，i=1,2,……n，n为检测点的个数。 

所述步骤（4）如下： 

激光跟踪仪以该检测点在装配坐标系下的理论坐标值作为初始指光位置，利用反射镜搜索功能，从初始指光位置开始，进行自动搜索，当接收到检测点的反射光时，停止搜索并测量得到检测点在装配坐标系下的坐标值。 

所述步骤（4）中的自动搜索为涡旋式自动搜索。 

通过设定初始指光位置（初始指光点），缩小了搜索范围，提高了搜索效率，且通过涡旋式搜索能够保证在搜素范围内覆搜索到所有的点。 

本发明的优点在于：1）实现飞机部件数字化测量；2）实现飞机部件自动化测量；3）飞机空间尺寸大，待测量检测点分布区域广，部分检测点人工引光困难，而装配过程中检测点又需要多次测量，4）实现了反射镜一次人工安装，多次自动化测量，克服了人工引光的缺点，节省了人力和测量时间，大大提高测量和装配效率。 

附图说明

图1为本实施方中的工艺球头与数控定位器的支撑球窝的配合示意图； 

图2为依据本发明实施方式的飞机部件自动化测量系统组成示意图； 

图3为本实施例的用于飞机数字化装配的自动化测量方法的流程图。 

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。 

本发明的用于飞机数字化装配的自动化测量方法测量时飞机部件的工艺球头与数控定位器的支撑球窝相互配合，配合示意图如图1所示，工艺球头1被支撑球窝2加紧，工艺球头1的球心3刚好与支撑球窝2重合。 

本发明的用于飞机数字化装配的自动化测量方法依赖于以下系统实现，如图2所示，包括飞机部件4、靶标5（本实施例中为反射镜）、激光跟踪仪6、数控定位器组7（包括若干个数控定位器，本实施例中为四个）等。测量部分包括硬件与软件两大部分。其中硬件系统包括：激光跟踪仪器主机、激光跟踪仪器控制器、激光跟踪仪器操作计算机、回光反射镜及其安装座等。软件系统包括在控制器中运行的控制系统软件EmScon、测量应用软件、EmScon接口等。 

本实施例的用于飞机数字化装配的自动化测量方法，如图3所示，包括： 

（1）测量准备工作，如下： 

（a）在飞机数字化装配系统中，将数控定位器的零点位置设定为数控定位器的光栅读数为零时数控定位器支撑球窝中心在装配坐标系下的坐标， 

（b）飞机部件的检测点上安装激光跟踪仪测量用反射镜， 

（c）设定激光跟踪仪的安装位置，测量公共观测点在激光跟踪仪的测量坐标系中的坐标值，并对公共观测点在测量坐标系中的坐标值与在装配坐标系中的坐标值进行点匹配转站计算，使激光跟踪仪的测量坐标系与公共观测点所标识的装配坐标系一致； 

（2）由飞机数学模型获取飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值，获取装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值，并根据飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值和装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值计 算将飞机坐标系下的坐标值转化为装配坐标系下的坐标值的旋转矩阵和平移矩阵，具体如下： 

（2-1）根据飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值和装配坐标系下数控定位器的坐标值，建立以下最小二乘关系式： 

${\mathrm{\Σ}}^2=\left(\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left|\right|p_{\mathrm{Bi}}-(R{p}_{\mathrm{Ai}}+T)\left|\right|}^2\right),$

其中，p_Ai为飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值，P_Bi为装配坐标系式下数控定位器支撑球窝中心的坐标值，R为旋转矩阵，T为平移向量； 

（2-2）基于矩阵奇异值分解法，以Σ²取得最小值求解最小二乘关系，得到旋转矩阵和平移向量。 

其中，装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值为定位器设备零点位置和数控定位器的光栅读数之和。 

（3）从飞机数学模型中获取各个检测点在飞机坐标系下的坐标，并利用飞机部件的旋转矩阵和平移矩阵，根据公式： 

p_Di＝Rp_Ci+T， 

将第i个检测点在飞机坐标系下的坐标值p_Ci转化到装配坐标系下，得到各个检测点在装配坐标系下的理论坐标值p_Di，i=1,2,……n，n为检测点的个数。 

（4）对于每个检测点，激光跟踪仪根据该检测点在装配坐标系下的理论坐标值，进行自动搜索反射镜，测量得到该检测点在装配坐标系下的精确坐标值，完成测量，具体如下： 

激光跟踪仪以该检测点在装配坐标系下的理论坐标值作为初始指光位置，利用激光跟踪仪的搜索功能，从初始指光位置开始，进行涡旋式自动搜索，当接收到检测点的反射光时，停止搜索并测量得到检测点在装配坐标系下的坐标值。 

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。 

Claims (7)

1.一种用于飞机数字化装配的自动化测量方法，其特征在于，包括：

（1）测量准备工作，如下：

（a）在飞机数字化装配系统中，将数控定位器的零点位置设定为数控定位器的光栅读数为零时,数控定位器支撑球窝中心在装配坐标系下的坐标，

（b）飞机部件的检测点上安装激光跟踪仪测量用反射镜，

（c）设定激光跟踪仪的安装位置，测量公共观测点在激光跟踪仪的测量坐标系中的坐标值，并对公共观测点在测量坐标系中的坐标值与在装配坐标系中的坐标值进行点匹配转站计算，使激光跟踪仪的测量坐标系与公共观测点所标识的装配坐标系一致；

（2）由飞机数学模型获取飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值，获取装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值，并根据飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值和装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值计算将飞机坐标系下的坐标值转化为装配坐标系下的坐标值的旋转矩阵和平移矩阵；

（3）从飞机数学模型中获取各个检测点在飞机坐标系下的坐标值，并根据所述旋转矩阵和平移矩阵，将各个检测点在飞机坐标系下的坐标值转化到装配坐标系下，得到各个检测点在装配坐标系下的理论坐标值；

（4）对于每个检测点，激光跟踪仪根据该检测点在装配坐标系下的理论坐标值，进行自动搜索反射镜，测量得到该检测点在装配坐标系下的精确坐标值，完成自动化测量。

2.如权利要求1所述的用于飞机数字化装配的自动化测量方法，其特征在于，所述步骤（2）中根据飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值和装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值，采用最小二乘拟合方法确定飞机部件在装配坐标系下的旋转矩阵和平移矩阵。

3.如权利要求2所述的用于飞机数字化装配的自动化测量方法，其特征在于，所述步骤（2）中装配坐标系下数控定位器支撑球窝中心的坐标值为定位器的零点位置和数控定位器的光栅读数之和。

4.如权利要求3所述的用于飞机数字化装配的自动化测量方法，其特征在于，所述步骤（2）中通过以下步骤确定飞机部件在装配坐标系下的旋转矩阵和平移向量：

（2-1）根据飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值和装配坐标系下数控定位器的坐标值，建立以下最小二乘关系式：

${\mathrm{\Σ}}^2=\left(\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\left|\right|p_{\mathrm{Bi}}-(R{p}_{\mathrm{Ai}}+T)\left|\right|}^2\right),$

其中，p_Ai为飞机坐标系下工艺球头球心坐标的设计值，P_Bi为装配坐标系式下数控定位器支撑球窝中心的坐标值，R为旋转矩阵，T为平移向量；

（2-2）基于矩阵奇异值分解法，以Σ²取得最小值求解最小二乘关系，得到旋转矩阵和平移向量。

5.如权利要求4所述的用于飞机数字化装配的自动化测量方法，其特征在于，所述步骤（3）根据公式：

p_Di＝Rp_Ci+T，

将第i个检测点在飞机坐标系下的坐标值p_Ci转化到装配坐标系下，得到各个检测点在装配坐标系下的理论坐标值p_Di，i=1,2,……n，n为检测点的个数。

6.如权利要求5所述的用于飞机数字化装配的自动化测量方法，其特征在于，所述步骤（4）如下：

激光跟踪仪以该检测点在装配坐标系下的理论坐标值作为初始指光位置，利用反射镜搜索功能，从初始指光位置开始，进行自动搜索，当接收到检测点的反射光时，停止搜索并测量得到检测点在装配坐标系下的坐标值。

7.如权利要求6所述的用于飞机数字化装配的自动化测量方法，其特征在于，所述步骤（4）中的自动搜索为涡旋式自动搜索。