CN105215669A - 基于iGPS的对接测量调姿方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种用于对接待测物体的方法，其包括：i.确定待测物体上的测量点的分布，并且基于测量点的实测位置值与理论位置值构建与测量现场相关的测量坐标系；ii.构建测量坐标系与待测物体的设计坐标系之间的转换关系；iii.获取位姿测量点的位置信息和驱动测量点的位置信息，并基于转换关系确定与驱动测量点对应的驱动器将要运动的目标坐标；iv.基于目标坐标驱动驱动器。本发明通过对测量数据与设计模型的理论数据进行综合处理，提高飞机对接的数字化、柔性化与自动化水平。通过采用本发明的技术方案可以提高了飞机对接的自动化水平。

Description

基于iGPS的对接测量调姿方法

技术领域

本发明属于飞机装配领域，尤其涉及一种基于iGPS的大型飞机对接测量调姿方法。

背景技术

在飞机制造过程中，飞机大部段对接是最重要的环节之一。对接的质量决定了飞机最终的产品性能，对接的自动化程度直接影响了装配的效率和制造周期。大部段位姿的实时精确测量与控制是实现飞机自动化对接的基础。

当前，在进行飞机装配，特别是机翼与机身、机身与机身这样的大部段对接时，仍然主要是采用固定工装型架、手工装配为主的方法。在部段对接过程中，虽然采用数字化测量设备如激光跟踪仪，一定程度上提高了飞机对接的精度和效率，但目前应用中还存在以下问题：

(1)对接自动化程度低。

激光跟踪仪在对接中只能测量单个点，容易发生遮挡问题，因而测量效率比较低。目前通常利用激光跟踪仪测出飞机部件的空间位置，然后通过手动调整定位装置使飞机达到目标位置，完成飞机大部件的对接。由于没有集成的自动化对接系系统，航空企业还没有实现从部件位置信息采集到位姿解算再到驱动驱动器完成飞机部件调姿这样一个完整的自动化对接定位过程，当前的对接定位方式往往要通过多次调整才能达到对接需要的精度，对接效率很低。

(2)测量数据的处理与集成很困难。

目前激光跟踪仪、准直仪等测量设备在装配测量中大多处于孤立应用，如定位、对准、位置跟踪等，其测量数据只起参考作用，无法对对接过程进行快速的指导与驱动，所以调整过程基本上还是需要手工操作完成，极大影响了装配效率。这些数字化测量设备的测量数据只对单个过程有效，无法与数据管理系统、装配驱动设备进行集成应用，造成了资源浪费。

因此，亟需一种能够提高飞机装配过程中的对接效率以及自动化水平的方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种通过iGPS测量设备对对接部段的位姿进行测量、监控，实时获取测量数据，同时结合的理论模型对飞机进行对接测量和调姿方法，从而提升了飞机对接的效率。

本发明第一方面提出了一种用于对接待测物体的方法，其包括：i.确定所述待测物体上的测量点的分布，并且基于所述测量点的实测位置值与理论位置值构建与测量现场相关的测量坐标系；ii.构建所述测量坐标系与所述待测物体的设计坐标系之间的转换关系；iii.获取位姿测量点的位置信息和驱动测量点的位置信息，并基于所述转换关系确定与所述驱动测量点对应的驱动器将要运动的目标坐标；iv.基于所述目标坐标驱动所述驱动器。

在该实施方式中，建立了待测物体的测量坐标系，并实现了确定该测量坐标系与待测物体设计坐标系之间关系，基于该转换关系能够确定驱动器所需的目标坐标。该实施方式实现了待测物体的实际位姿与理论位姿的比对，提高对接质量和效率。

优选的，构建与所述测量现场相关的测量坐标系的步骤包括：在所述测量点处布置接收器；根据所述测量现场中的发射器的数目与布局，互相标定所述发射器的位置，从而建立所述测量坐标系。

通过该实施方式，可以实现对测量现场的标定，并且对测量坐标系的建立过程进行了进一步的细化。

优选的，所述步骤i还包括：比较所述测量点的实测位置值与理论位置值之间的差值；若所述差值小于等于第一阈值，则基于当前的所述实测位置值与所述理论位置值建立所述测量坐标系，否则，分析并处理导致所述差值大于所述第一阈值的误差源，并重新建立所述测量坐标系。

通过该实施方式，实现了测量点实际测量值与理论值的统一，提升了测量坐标系的精度。

优选的，所述步骤iii还包括：根据至少由历史经验和/或容差范围确定的所述用于描述位姿的测量点的优先级对所述用于描述位姿的测量点配置权重系数。

通过该实施方式，实现了基于由调姿测量点的优先级别决定的每一个调姿测量点的权重系数，来对位姿进行加权的比对，使得比对结果更精确，并提升调姿的效率。

优选的，所述步骤iv还包括：为所述驱动器配置自由度，并确定所述驱动器在各自由度上的运动增量。

通过该实施方式，实现了对每个驱动器的运动轨迹的规划。当采用半轴驱动方式时，能够降低驱动器的自由度数目，有利于简化调姿算法。

优选的，所述步骤iv还包括：获取对接测量点的位置信息，并判断所述对接测量点的实测位置值与理论位置值之间的差值是否小于等于第二阈值，若是，则对接完成，否则，执行所述步骤iii。

在该实施方式中，通过来自驱动器的反馈，实现了逐步提升对接精度的过程

本发明第二方面提出了一种对接测量系统，其包括：标定模块，其被构造为基于待测物体上的测量点的分布以及所述测量点的实测位置值与理论位置值来构建与测量现场相关的测量坐标系；位姿测量模块，其被构造为构建所述待测物体的设计坐标系与所述测量坐标系之间的转换关系；调姿驱动模块，其被构造为基于调姿测量点的位置信息和所述转换关系确定与驱动测量点对应的驱动器将要运动的目标坐标。

优选的，所述调姿驱动模块还被构造为：根据至少由历史经验和/或容差范围确定的所述调姿测量点的优先级对所述调姿测量点配置权重系数。

优选的，所述调姿驱动模块还被构造为：为所述驱动器配置自由度，确定所述驱动器的主动轴运动增量。

优选的，所述调姿驱动模块还被构造为：为所述驱动器配置运动轨迹，并生成所述驱动器的运动信息；获取来自所述驱动器的运动反馈信息，进而根据所述运动反馈对所述驱动器的运动进行调整。

优选的，所述系统还包括：控制接口，其通信耦接至所述调姿驱动模块，用于将来自所述调姿驱动模块的所述运动信息发送至所述驱动器，并将来自所述驱动器的所述运动反馈信息发送至所述调姿驱动模块。

本发明通过对测量数据与设计模型的理论数据进行综合处理，提高飞机对接的数字化、柔性化与自动化水平。通过本发明的技术方案可以实现飞机对接装配过程中部段位姿的测量、实际位姿与理论位姿的比对以及调姿策略的制定，提高对接质量和效率。

附图说明

通过参考下列附图所给出的本发明的具体实施方式的描述之后，将更好地理解本发明，并且本发明的其他目的、细节、特点和优点将变得更加显而易见。在附图中：

图1是依据本发明实施例的飞机翼身对接的iGPS组网布局俯视图；

图2是依据本发明实施例的基于iGPS的大型飞机对接测量调姿方法流程图；

图3是依据本发明实施例的测量调姿系统架构图；

图4是依据本发明实施例的机身调姿的POGO柱布局示意图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的优选实施方式。虽然附图中显示了本公开的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本公开更加透彻和完整，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

相较于激光跟踪仪等传统测量设备，iGPS测量设备尤其适用于大尺寸测量，其具有测量范围大、多点同时测量、测量实时性好的优势，可以实现对整个飞机部段位姿的整体监控与调整。

为了便于阐述本发明的构思，以飞机的翼身对接为例，进行阐述。可以理解的，本发明也可以适用于其它待测设备的对接。

图1是依据本发明实施例的飞机翼身对接的iGPS组网布局俯视图。

由图1可知，iGPS测量系统的发射器T1-T16分布在对接现场工位中，机身、机翼上的测量点处分别布置有接收器，其中，沿机身的边缘处至少布置有两个接收器，从而能够提升机身的位置测量的精度。发射器T1-T16被分为两层布置，避免了接收器被机体遮挡而无法被发射器探测到的情形，同时也保证了每个接收器能被4个发射器探测到，从而保证了测量精度。在此实施例中，每个发射器还具有基本垂直于水平面的动态移动范围，从而增大其适用的范围。

在进行测量前，通常需要进行iGPS测量系统的组网标定。首先，获取与各测量点对应的测量信息，进而实现对测量点的位姿实时跟踪测量。然后，导入预定模型数据(譬如，CATIA模型数据)，并将其配置为使得各测量点的实测位置值与理论位置值一一对应。

本实施例中的测量点可以按照所处的位置及用途进行分类，并依据分类结果进行任务分流，进而使得来自不同用途的测量点的信息能够用于后续的坐标系统一、位姿比对及调姿轨迹规划等计算中。

在本实施例中，根据飞机对接装配工艺将对接任务划分为：翼身对接、前中机身对接、机头前机身对接、机尾后机身对接、中后机身对接。另外，也可以根据测量点的用途将测量点划分为：调姿测量点、驱动测量点、对接测量点、坐标系基准测量点。这里，调姿测量点为用于描述待测的机身或机翼位姿的测量点，驱动测量点为位于待测的机身/机翼与驱动器接头接合处的测量点，对接测量点为用于评定待测的机身/机翼是否到达对接位姿的测量点(若到达对接位姿，则可进行下一步平移对接；否则，需要对机身/机翼进一步调姿)，坐标系基准测量点为预先布置在地面上用于确定飞机设计坐标系(简称飞机坐标系)的测量点。

结合图1阐述上述四种用途的测量点划分。由图1的左侧部分可知，测量点L1-L3处的接收器被布置在机翼下方的驱动器D1-D3(未标出)上，因此，驱动器D1-D3可以用来调整机翼的位姿，即测量点L1-L3可以被视为调姿测量点和驱动测量点。类似的，机身处的测量点M1-M4也可以被视为调姿测量点和驱动测量点。测量点L2、L3、M1和M2位于机翼和机身的对接处，因此，该些测量点可以被视为对接测量点。本领域技术人员可以理解的，虽然图1仅仅示出了测量点L1-L3、M1和M2，但也可以根据待测的物体(飞机)的不同而设置其它更多的测量点，这里也无需全部示出。另外，为了使得图示清晰，图1中仅将测量点的序号标出，可以理解的，当需要标出驱动D1时，其也将指向标号L1所指向的位置。

基于调姿测量点的位置信息，结合驱动测量点的分布，可以得到驱动器所要运动的目标坐标，进而得到驱动器各主动轴所需运动增量的理论值，驱动器根据该理论值运动到位后，将向iGPS测量系统的控制单元反馈运动终止信号。该控制单元再通过实时获取的测量数据判断飞机部段调姿是否到位，若是，则调姿成功，否则自动重复上述调姿过程直至该飞机部段的位姿不断逼近理论位姿直到满足误差要求。

结合图2，对上述该方法的具体步骤进行阐述。

步骤S201：确定测量点分布

在待测物体(譬如，飞机部段)上确定所需的测量点并在相应的位置布置iGPS接收器。

步骤S202：标定测量坐标系

指根据测量现场选定iGPS测量系统发射器的数目、布局形式(具体的iGPS发射器组网布局见图1)，以满足测量精度要求，然后通过自由组网或者固定基准点组网的形式互相标定各发射器的位姿，以建立测量坐标系。

步骤S203：判断标定精度是否可用？

判断当前的测量坐标系的精度是否可用，即比较当前测量点的实测位置值与理论位置值之间的差值，若两者之间的差值小于等于第一阈值，则执行步骤S204，否则，执行步骤S210，即分析并处理导致当前测量点的实测位置值与理论位置值之间的差值大于第一阈值的误差源，然后再执行步骤S202，直至标定精度可用。

步骤S204：统一坐标系

在该步骤中，将在坐标系统统一模块中获取用于坐标系统一计算的测量点信息，调用坐标系统一算法，实现测量坐标系与飞机设计坐标系的统一，构建测量坐标系与飞机坐标系之间的转换关系，以便于后续计算。

步骤S205：测量调姿测量点并确定调姿目标

在该步骤中，获取位姿测量点的位置信息和驱动测量点的位置信息，基于测量坐标系与飞机坐标系之间的转换关系确定与驱动测量点对应的驱动器将要运动的目标坐标。

以对中机身进行调姿为例。首先，应获取用于描述中机身位姿的调姿测量点的位置信息，并根据至少由历史经验和/或容差范围确定的调姿测量点的优先级别对每一个调姿测量点配置权重系数，进而在各调姿测量点具有加权的情况下进行位姿比对。可以理解的是，该加权的过程不是不可或缺的，但加权可以使得比对结果更精确，提升调姿的效率。然后，获取位于中机身与驱动器接合处的中机身驱动测量点的位置信息，可以理解的，该部分信息还包括中机身驱动测量点的编号，进而可以基于飞机设计坐标系与测量坐标系之间的转换关系得到所述驱动器将要运动的目标坐标。

步骤S206：驱动驱动器各轴运动

在该步骤中，可以为驱动器配置自由度，在各驱动器具有相同或不同的自由度的前提下，可以根据在步骤S205中确定的目标坐标来确定各驱动器在各自由度上的运动增量，即各驱动器的主动轴的运动增量。在本实施例中，驱动器是指四个POGO柱，其布局方式见图4。该四个POGO柱采用基本为矩形的布置方式，其主动轴个数分别为3、2、1、1，也就是半轴驱动方式，这种方式能够降低驱动器的自由度数目，有利于简化调姿算法。

步骤S207：判断驱动器各轴运动是否达到精度要求？

驱动器根据该理论值运动到位后，将向iGPS测量系统中的控制单元反馈运动完成信号，并测量中机身对接测量点的位置信息，判断中机身对接测量点实测坐标与理论坐标差值是否在误差范围内，若是则调姿完成，否则，执行步骤S205。此处的中机身对接测量点是指用于评定中机身是否到达对接位姿的测量点。

本发明还提出了一种对接测量系统。图3为依据本发明实施例的对接测量系统架构图。

对接测量系统100包括标定模块101、位姿测量模块102、调姿驱动模块103、输出模块104。以下分别阐述各模块的功能：

(1)标定模块101，基于飞机上的测量点的分布以及所述测量点的实测位置值与理论位置值来构建与测量现场相关的测量坐标系，具体地，标定模块102根据测量现场选定iGPS测量系统发射器的数目、布局形式，互相标定发射器位姿，从而建立测量坐标系。

(2)位姿测量模块102，其用于确定分别用于调姿、驱动、对接、坐标系基准的测量点，进而构建飞机坐标系与测量坐标系之间的转换关系，然后将测量点的实测位置和与理论值的对应关系相匹配，以实现坐标系的统一。

(3)调姿驱动模块103，其用于比对当前飞机的位姿偏差，并基于飞机坐标系与测量坐标系之间的关系确定相应的驱动测量点所要运动的目标坐标，以及各驱动测量点的运动增量，从而规划各驱动测量点处的驱动器的运动轨迹。在规划运动轨迹时，调姿测量模块103将为驱动器配置自由度，确定驱动器的主动轴运动增量，进而生成包含驱动器的主动轴运动增量的运动信息。可以理解的是，调姿测量模块103将根据至少由历史经验和/或容差范围等因素确定的调姿测量点的优先级别对每一个调姿测量点配置权重系数。

(4)控制接口104，其耦接至调姿驱动模块103，用于将由调姿驱动模块103为驱动器而配置的运动信息(驱动器的运动轨迹)发送至驱动器，并且将来自驱动器的运动反馈信息发送至调姿驱动模块103，以使得调姿驱动模块104能够根据该运动反馈信息对驱动器的运动进行调整。

可以理解的，当调姿驱动模块103获取来自驱动器的运动反馈信息时，其可以根据运动反馈信息对驱动器的运动进行调整，逐步使得驱动器运动后的位置符合精度要求。

对接测量系统100还可以包括运动控制模块105，以实现对驱动器运动的控制。

通过采用本发明的技术方案，提高了飞机对接的自动化水平，实现了从部段位姿信息采集到运动目标解算再到驱动驱动器完成飞机部件调姿的完整自动化对接定位过程。另外，本发明的技术方案模块性强，易于实现测量设备、数据管理系统、装配驱动设备集成应用的集中处理，能够提高对接效率。

本领域技术人员能够理解的是，上述的状态仅仅用于示例，并非用于限定本发明的应用范围。本发明的技术方案不仅仅可以应用于飞机装配，也可以应用于其他待对接的待测物体。本领域技术人员可以针对每种特定应用，以变通的方式实现所描述的功能，但是，这种实现决策不应解释为背离本发明的保护范围。

Claims (11)

1.一种用于对接待测物体的方法，其特征在于，包括：

i.确定所述待测物体上的测量点的分布，并且基于所述测量点的实测位置值与理论位置值构建与测量现场相关的测量坐标系；

ii.构建所述测量坐标系与所述待测物体的设计坐标系之间的转换关系；

iii.获取位姿测量点的位置信息和驱动测量点的位置信息，并基于所述转换关系确定与所述驱动测量点对应的驱动器将要运动的目标坐标；

iv.基于所述目标坐标驱动所述驱动器。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，构建与所述测量现场相关的测量坐标系的步骤包括：

在所述测量点处布置接收器；

根据所述测量现场中的发射器的数目与布局，互相标定所述发射器的位置，从而建立所述测量坐标系。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述步骤i还包括：

比较所述测量点的实测位置值与理论位置值之间的差值；

若所述差值小于等于第一阈值，则基于当前的所述实测位置值与所述理论位置值建立所述测量坐标系，

否则，分析并处理导致所述差值大于所述第一阈值的误差源，并重新建立所述测量坐标系。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤iii还包括：

根据至少由历史经验和/或容差范围确定的所述用于描述位姿的测量点的优先级对所述用于描述位姿的测量点配置权重系数。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤iv还包括：

为所述驱动器配置自由度，并确定所述驱动器在各自由度上的运动增量。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤iv还包括：

获取对接测量点的位置信息，并判断所述对接测量点的实测位置值与理论位置值之间的差值是否小于等于第二阈值，

若是，则对接完成，

否则，执行所述步骤iii。

7.一种对接测量系统，其特征在于，包括：

标定模块，其被构造为基于待测物体上的测量点的分布以及所述测量点的实测位置值与理论位置值来构建与测量现场相关的测量坐标系；

位姿测量模块，其被构造为构建所述待测物体的设计坐标系与所述测量坐标系之间的转换关系；

调姿驱动模块，其被构造为基于调姿测量点的位置信息和所述转换关系确定与驱动测量点对应的驱动器将要运动的目标坐标。

8.如权利要求7所述的系统，其特征在于，所述调姿驱动模块还被构造为：

根据至少由历史经验和/或容差范围确定的所述调姿测量点的优先级对所述调姿测量点配置权重系数。

9.如权利要求8所述的系统，其特征在于，所述调姿驱动模块还被构造为：

为所述驱动器配置自由度，确定所述驱动器的主动轴运动增量。

10.如权利要求7所述的系统，其特征在于，所述调姿驱动模块还被构造为：

为所述驱动器配置运动轨迹，并生成所述驱动器的运动信息；

获取来自所述驱动器的运动反馈信息，进而根据所述运动反馈信息对所述驱动器的运动进行调整。

11.如权利要求10所述的系统，其特征在于，所述系统还包括：

控制接口，其通信耦接至所述调姿驱动模块，用于将来自所述调姿驱动模块的所述运动信息发送至所述驱动器，并将来自所述驱动器的所述运动反馈信息发送至所述调姿驱动模块。