CN105345600A - 一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法 - Google Patents

一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法，包括以下步骤：通过机床的数控系统读取当前钻孔点位的机床运动坐标，通过机床运动坐标变换计算工件坐标系中当前刀尖点的位置向量和刀轴方向向量。通过航空薄壁件表面的两条空间曲线相交点的切向量叉乘得到法向，即为工件钻孔点位的实际法向。求解航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔方向和实际法向之间的夹角，当夹角数值超过航空制造标准中要求的范围时，需要调整刀具或者航空薄壁件姿态，调整后执行法向制孔动作。本发明不需要测量工位切换，钻孔前一次测量完成法向检测和刀尖点距离检测，具有测量精度高，适用范围广泛，测量与调整效率高等优点。

Description

一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法
技术领域
本发明涉及测量与调整技术领域，具体是一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法。
背景技术
众所周知，飞机机身蒙皮、机翼等航空薄壁件具有重量轻、整体结构刚性好的特点，航空薄壁件需要大量制孔，而航空薄壁件制孔的法向垂直度对结构件的疲劳性能具有重要影响。然而，由于薄壁件具有局部弱刚性、容易夹持变形等特点，这些特点造成航空薄壁件制孔过程中的形状不可预知，如何进行高效、高精度法向测量与调整一直是装配制造过程中的难题。目前，手工制孔的法向保障主要采用钻模，该方法效率低。自动制孔的法向测量多数采用了点激光近似平面拟合求法向的方法，该方法测量精度较低，容易受到环境干扰。此外，法向调整目前主要通过6自由度工业机器人和离线编程调整，存在精度差、效率低等缺点。
因此，有必要提供一种高效率、高精度、抗干扰能力强的航空薄壁件自由曲面法向测量与调整方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种提高测量精度和抗干扰能力、提高测量与调整效率的用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法，以解决上述背景技术中提出的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法，包括以下步骤：
第一，在航空薄壁件待钻孔一侧的刀具两侧分别设置非接触式的2D激光传感器各1个，两个2D激光传感器的发射光分别投射到航空薄壁件表面后形成两条相交的激光条纹，激光条纹的交点为航空薄壁件表面的钻孔位置，且刀具的轴线延长线经过激光条纹的交点；
第二，通过机床的数控系统读取当前钻孔点位的机床运动坐标，其中，-机床当前X轴坐标，-机床当前Y轴坐标，-机床当前Z轴坐标，-机床当前A轴坐标，-机床当前C轴坐标，
通过机床运动坐标变换计算工件坐标系中当前刀尖点的位置向量和刀轴方向向量，其中-当前刀尖点向量X轴分量，-当前刀尖点向量Y轴分量，-当前刀尖点向量Z轴分量，-当前刀轴方向向量X轴分量，-当前刀轴方向向量Y轴分量，-当前刀轴方向向量Z轴分量，如公式（1）所示；当前刀尖点的位置向量和刀轴方向向量构成航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔方向；
（1）
式中：-工件坐标系原点在机床坐标系下的X轴分量，-工件坐标系原点在机床坐标系下的Y轴分量，-工件坐标系原点在机床坐标系下的Z轴分量；
第三，通过两个非接触式2D激光传感器分别测得其投射到航空薄壁件表面的两条相交激光条纹所代表的空间曲线的构成点点集坐标；对两条空间曲线的构成点点集坐标分别进行多项式拟合，得到两组空间曲线方程；分别求解两组空间曲线方程在相交点的切向量，得到两组切向量；切向量叉乘得到航空薄壁件表面两条激光条纹相交点处的法向，即航空薄壁件表面钻孔位置的实际法向，其中，-实际法向量X轴分量，-实际法向量Y轴分量，-实际法向量Z轴分量；
第四，求解航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔方向和实际法向之间的夹角，当夹角数值超过航空制造标准中要求的范围时，需要调整刀具或者航空薄壁件姿态；夹角数值未超过航空制造标准中要求的范围时，不需要调整刀具或者航空薄壁件姿态，直接执行法向制孔动作；
第五，若需要执行法向调整，计算调整后目标刀尖点的位置向量和刀轴方向向量，其中，-目标刀尖点位置向量X轴分量，-目标刀尖点位置向量Y轴分量，-目标刀尖点位置向量Z轴分量，-目标刀轴方向单位向量X轴分量，-目标刀轴方向单位向量Y轴分量，-目标刀轴方向单位向量Z轴分量，目标刀尖点的位置向量计算过程如公式（2）和公式（3）所示；
（2）
（3）
式中：为刀尖点距离航空薄壁件表面的实际距离，为刀尖点距离航空薄壁件表面的目标距离，为过渡刀尖点位置向量X轴分量，为过渡刀尖点位置向量Y轴分量，为过渡刀尖点位置向量Z轴分量；
第六，将目标刀尖点的位置向量和刀轴方向向量通过机床运动坐标变换，转换成数控系统能够执行的机床运动坐标，其中，-机床目标X轴坐标，-机床目标Y轴坐标，-机床目标Z轴坐标，-机床目标A轴坐标，-机床目标C轴坐标，如公式（4）所示；
（4）
公式（4）中，为A轴运动坐标多解系数，且=1或-1，为C轴运动坐标多解系数，且=0或1，
第七，数控系统执行，完成刀具或者航空薄壁件的姿态调整，调整后执行法向制孔动作。
作为本发明进一步的方案：执行法向调整时的计算过程分为两步：（一）从当前刀位点A到过渡刀位点B，通过公式（2）计算；（二）从过渡刀位点B到目标刀位点C，通过公式（3）计算。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明具有测量精度高，抗干扰能力强，测量与调整效率高，适用范围广泛等优点，为高精度法向测量与数控法向调整提高了依据。通过制孔前非接触式测量，无需工位切换，可完成复杂曲面的高精度法向测量，尤其适用于航空薄壁件制孔等对钻孔法向精度要求较高的应用。此外，法向调整算法与机床的数控系统集成，算法生成用于法向调整的机床运动坐标并通过数控系统控制机床执行法向调整动作，调整过程直接、可靠，适用于全自动测量与调整。
附图说明
图1是本发明实施例的法向测量示意图。
图2是法向调整计算过程示意图。
图3是本发明的法向测量与调整流程图。
图中：1-2D激光传感器A、2-2D激光传感器B、3-激光条纹A、4-激光条纹B、5-钻孔点位/激光条纹交点。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
请参阅图1-3，本发明实施例中，一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法，它包括以下步骤：
1）在航空薄壁件待钻孔一侧的刀具两侧分别设置非接触式2D激光传感器各1个，分别是2D激光传感器A1与2D激光传感器B2，两个2D激光传感器的发射光分别投射到航空薄壁件表面后形成两条相交的激光条纹，分别为激光条纹A3与激光条纹B4，激光条纹的交点为航空薄壁件表面的钻孔位置，且刀具的轴线延长线经过激光条纹的交点，即图1中钻孔点位/激光条纹交点5所示。
2）通过机床的数控系统读取当前钻孔点位/激光条纹交点5的机床运动坐标，其中，-机床当前X轴坐标，-机床当前Y轴坐标，-机床当前Z轴坐标，-机床当前A轴坐标，-机床当前C轴坐标，通过机床运动坐标变换计算工件坐标系中当前刀尖点的位置向量和刀轴方向向量，其中-当前刀尖点向量X轴分量，-当前刀尖点向量Y轴分量，-当前刀尖点向量Z轴分量，-当前刀轴方向向量X轴分量，-当前刀轴方向向量Y轴分量，-当前刀轴方向向量Z轴分量，如公式（1）所示；当前刀尖点的位置向量和刀轴方向向量构成航空薄壁件当前钻孔点位/激光条纹交点5的当前钻孔方向；
（1）
式中：-工件坐标系原点在机床坐标系下的X轴分量，-工件坐标系原点在机床坐标系下的Y轴分量，-工件坐标系原点在机床坐标系下的Z轴分量。
3）通过两个非接触式2D激光传感器分别测得其投射到航空薄壁件表面的两条相交激光条纹所代表的空间曲线的构成点点集坐标；对两条空间曲线的构成点点集坐标分别进行多项式拟合，得到两组空间曲线方程；分别求解两组空间曲线方程在相交点的切向量，得到两组切向量，如图1所示；切向量叉乘得到航空薄壁件表面两条激光条纹相交点处的法向，即航空薄壁件表面钻孔位置的实际法向，其中，-实际法向量X轴分量，-实际法向量Y轴分量，-实际法向量Z轴分量。
4）求解航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔方向和实际法向之间的夹角，当夹角数值超过航空制造标准中要求的范围时，需要调整刀具或者航空薄壁件姿态；夹角数值未超过航空制造标准中要求的范围时，不需要调整刀具或者航空薄壁件姿态，直接执行法向制孔动作；由于刀具轴线穿过两条激光条纹的相交点，所以钻孔点位与相交点重合，即钻孔点位/激光条纹交点5，刀轴方向为工件钻孔点位的当前钻孔方向，测得的相交点法向为工件钻孔点位的实际法向，即刀轴方向向量就是航空薄壁件表面钻孔位置的实际法向。
5）若需要执行法向调整，计算调整后目标刀尖点的位置向量和刀轴方向向量，其中，-目标刀尖点位置向量X轴分量，-目标刀尖点位置向量Y轴分量，-目标刀尖点位置向量Z轴分量，-目标刀轴方向单位向量X轴分量，-目标刀轴方向单位向量Y轴分量，-目标刀轴方向单位向量Z轴分量，目标刀尖点的位置向量计算过程如公式（2）和公式（3）所示；
（2）
（3）
式中：为刀尖点距离航空薄壁件表面的实际距离，为刀尖点距离航空薄壁件表面的目标距离，为过渡刀尖点位置向量X轴分量，为过渡刀尖点位置向量Y轴分量，为过渡刀尖点位置向量Z轴分量。
如图2所示，调整计算过程分为两步：（一）、从当前刀位点A到过渡刀位点B，通过公式（2）；（二）、从过渡刀位点B到目标刀位点C，通过公式（3）；调整后，刀尖点与工件表面的距离从实际距离调整到目标距离d。
6）将目标刀尖点的位置向量和刀轴方向向量通过机床运动坐标变换，转换成数控系统能够执行的机床运动坐标，其中，-机床目标X轴坐标，-机床目标Y轴坐标，-机床目标Z轴坐标，-机床目标A轴坐标，-机床目标C轴坐标，如公式（4）所示；
（4）
式中，为A轴运动坐标多解系数，且=1或-1，为C轴运动坐标多解系数，且=0或1。
最后，数控系统执行，完成刀具或者航空薄壁件的姿态调整，调整后执行法向制孔动作。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (2)

1.一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一，在航空薄壁件待钻孔一侧的刀具两侧分别设置非接触式的2D激光传感器各1个，两个2D激光传感器的发射光分别投射到航空薄壁件表面后形成两条相交的激光条纹，激光条纹的交点为航空薄壁件表面的钻孔位置，且刀具的轴线延长线经过激光条纹的交点；
第二，通过机床的数控系统读取当前钻孔点位的机床运动坐标，其中，-机床当前X轴坐标，-机床当前Y轴坐标，-机床当前Z轴坐标，-机床当前A轴坐标，-机床当前C轴坐标，
通过机床运动坐标变换计算工件坐标系中当前刀尖点的位置向量和刀轴方向向量，其中-当前刀尖点向量X轴分量，-当前刀尖点向量Y轴分量，-当前刀尖点向量Z轴分量，-当前刀轴方向向量X轴分量，-当前刀轴方向向量Y轴分量，-当前刀轴方向向量Z轴分量，如公式（1）所示；当前刀尖点的位置向量和刀轴方向向量构成航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔方向；
（1）
式中：-工件坐标系原点在机床坐标系下的X轴分量，-工件坐标系原点在机床坐标系下的Y轴分量，-工件坐标系原点在机床坐标系下的Z轴分量；
第三，通过两个非接触式2D激光传感器分别测得其投射到航空薄壁件表面的两条相交激光条纹所代表的空间曲线的构成点点集坐标；对两条空间曲线的构成点点集坐标分别进行多项式拟合，得到两组空间曲线方程；分别求解两组空间曲线方程在相交点的切向量，得到两组切向量；切向量叉乘得到航空薄壁件表面两条激光条纹相交点处的法向，即航空薄壁件表面钻孔位置的实际法向，其中，-实际法向量X轴分量，-实际法向量Y轴分量，-实际法向量Z轴分量；
第四，求解航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔方向和实际法向之间的夹角，当夹角数值超过航空制造标准中要求的范围时，需要调整刀具或者航空薄壁件姿态；夹角数值未超过航空制造标准中要求的范围时，不需要调整刀具或者航空薄壁件姿态，直接执行法向制孔动作；
第五，若需要执行法向调整，计算调整后目标刀尖点的位置向量和刀轴方向向量，其中，-目标刀尖点位置向量X轴分量，-目标刀尖点位置向量Y轴分量，-目标刀尖点位置向量Z轴分量，-目标刀轴方向单位向量X轴分量，-目标刀轴方向单位向量Y轴分量，-目标刀轴方向单位向量Z轴分量，目标刀尖点的位置向量计算过程如公式（2）和公式（3）所示；
（2）
（3）
式中：为刀尖点距离航空薄壁件表面的实际距离，为刀尖点距离航空薄壁件表面的目标距离，为过渡刀尖点位置向量X轴分量，为过渡刀尖点位置向量Y轴分量，为过渡刀尖点位置向量Z轴分量；
第六，将目标刀尖点的位置向量和刀轴方向向量通过机床运动坐标变换，转换成数控系统能够执行的机床运动坐标，其中，-机床目标X轴坐标，-机床目标Y轴坐标，-机床目标Z轴坐标，-机床目标A轴坐标，-机床目标C轴坐标，如公式（4）所示；
（4）
公式（4）中，为A轴运动坐标多解系数，且=1或-1，为C轴运动坐标多解系数，且=0或1，
第七，数控系统执行，完成刀具或者航空薄壁件的姿态调整，调整后执行法向制孔动作。
2.根据权利要求1所述的用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法，其特征在于，所述执行法向调整时的计算过程分为两步：（一）从当前刀位点A到过渡刀位点B，通过公式（2）计算；（二）从过渡刀位点B到目标刀位点C，通过公式（3）计算。
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