CN108639374B - 一种飞机部件数字化装配实测数据处理方法及系统 - Google Patents

一种飞机部件数字化装配实测数据处理方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞机部件数字化装配实测数据处理方法及系统，该方法包括：提取理论数据及实测数据；将实测数据由测量坐标系转换为三维装配工艺设计系统的定义坐标系；根据误差来源对实测数据进行误差补偿；将理论数据与补偿后的实测数据进行融合；对融合后的实测数据进行格式转换，生成飞机预装配系统可用的格式。该系统包括：数据采集模块、处理模块、补偿模块、融合模块及格式转换模块。因此，本发明实施例提供的飞机部件数字化装配实测数据处理方法及系统，所需要测量的数据少，处理效率高；在理论三维模型基础上替换数据，不需要针对测量结果改动模型，工作量小；不需要通过测量数据逆向重建三维模型，分析结果更准确。

Description

一种飞机部件数字化装配实测数据处理方法及系统
技术领域
本发明涉及飞机装配技术领域，尤其涉及一种飞机部件数字化装配实测数据处理方法及系统。
背景技术
目前，飞机预装配根据理论三维模型在计算机仿真软件中进行虚拟装配，根据虚拟装配结果判断干涉情况，提前解决干涉问题。但在实际装配中，飞机装配零部件与理论三维模型存在一定差异，因此，实际飞机零部件的几何信息情况在预装配中显得尤为重要。
数字化测量技术已经普遍应用于飞机数字化装配过程中，实际零部件的几何信息可以通过数字化测量手段获得。在目前的预装配过程中，实测数据并不能直接应用于预装配分析过程。
现有技术中，实测数据主要以两种方式应用于飞机预装配：第一，扫描零部件外形获取点云模型，对装配特征反求重构，基于三维重建模型进行预装配分析，这种方法的缺点在于数据处理量大，三维重建模型误差大，难以反映真实情况；第二，测量零部件几何外形对理论三维模型进行修改，这种方法缺点在于，三维模型修改耗费时间长。
发明内容
本发明实施例提供了一种飞机部件数字化装配实测数据处理方法及系统，解决了现有技术中预装配分析实测数据处理复杂的问题。
一方面，本发明实施例提供的飞机部件数字化装配实测数据处理方法，包括：S11，从三维装配工艺设计系统中提取理论数据，并从测量现场采集与所述取理论数据对应的实测数据，其中，所述理论数据包括用于坐标系变换的理论数据T_b及用于飞机预装配系统的理论数据T_m，所述实测数据包括用于坐标系变换的实测数据F_b及用于所述飞机预装配系统的实测数据F_m；S12，根据坐标变换方法，基于所述理论数据T_b及所述实测数据F_b，将所述实测数据F_m由测量坐标系转换为所述三维装配工艺设计系统的定义坐标系； S13，根据误差来源，对坐标变换变换后的所述实测数据F_m进行误差补偿； S14，根据飞机预装配系统中定义的所述实测数据的属性信息，将所述理论数据T_m与补偿后的所述实测数据F_m进行融合；S15，根据所述飞机预装配系统中实测数据格式要求，对融合后的所述实测数据F_m进行格式转换，生成所述飞机预装配系统可用的格式。
另一方面，本发明实施例提供的飞机部件数字化装配实测数据处理系统，包括：数据采集模块100，用于从三维装配工艺设计系统中提取理论数据，并从测量现场采集与所述取理论数据对应的实测数据，其中，所述理论数据包括用于坐标系变换的理论数据T_b及用于所述飞机预装配系统的理论数据T_m，所述实测数据包括用于坐标系变换的实测数据F_b及用于所述飞机预装配系统的实测数据F_m；处理模块200，用于根据坐标变换方法，基于所述理论数据 T_b及所述实测数据F_b，将所述实测数据F_m由测量坐标系转换为所述三维装配工艺设计系统的定义坐标系；补偿模块300，用于根据误差来源，对坐标变换变换后的所述实测数据F_m进行误差补偿；融合模块400，用于根据飞机预装配系统中定义的所述实测数据的属性信息，将所述理论数据T_m与补偿后的所述实测数据F_m进行融合；格式转换模块500，用于根据所述飞机预装配系统中实测数据格式要求，对融合后的所述实测数据F_m进行格式转换，生成所述飞机预装配系统可用的格式。
综上，本发明实施例提供的飞机部件数字化装配实测数据处理方法及系统，通过测量关键控制特性，根据飞机预装配系统对理论数据的格式要求及内容要求，依次对测量数据进行坐标转换、数据融合及格式转换，使得关键控制特性的测量数据可以替换理论数据，实现基于关键控制特性测量数据的飞机预装配分析。该方法所需要测量的数据少，处理效率高；在理论三维模型基础上替换数据，不需要针对测量结果改动模型，工作量小；不需要通过测量数据逆向重建三维模型，分析结果更准确。
附图说明
图1为本发明实施例提供的飞机部件数字化装配实测数据处理方法的流程示意图。
图2为本发明实施例提供的飞机部件数字化装配实测数据处理系统的结构示意图。
具体实施方式
下面结合本发明中的附图，对本发明实施例的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。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的前提下所获得的所有其他实施例，都应属于本发明保护的范围。
应理解，本发明中的该三维装配工艺设计系统可以为Teamcenter，如Teamcenter10.1。该飞机预装配系统可以为VisVSA(Visualization Variation Analysis，可视化偏差分析)。还应理解，本发明对具体的三维装配工艺设计系统及飞机预装配系统不作限制，根据实际情况确定。
下面通过图1详细说明本发明实施例提供的一种飞机部件数字化装配实测数据处理方法。如图所示，该方法可以包括：
S11，从三维装配工艺设计系统中提取理论数据，并从测量现场采集与所述取理论数据对应的实测数据，其中，所述理论数据包括用于坐标系变换的理论数据T_b及用于所述飞机预装配系统的理论数据T_m，所述实测数据包括用于坐标系变换的实测数据F_b及用于所述飞机预装配系统的实测数据F_m，所述T_b为三维装配工艺设计系统坐标系下公共基准点的坐标；F_b为测量坐标系下公共基准点坐标；S12，根据坐标变换方法，基于所述理论数据T_b及所述实测数据F_b，将所述实测数据F_m由测量坐标系向所述三维装配工艺设计系统的定义坐标系转换。
具体的，在实际工艺设计过程，可以预先定义好需要测量的关键控制特性点。另外，由于在实际测量时，测得的点坐标是在测量坐标系下的。因此需要定义关键控制特性点的同时定义测量坐标系下的公共基准点。例如，定义测量坐标系中公共公共基点的坐标为F_b。
进一步在获取理论数据时，可以从系统中提取理论数据。即可以从三维装配工艺设计系统中提取满足坐标系转换所需而定义的理论数据T_b(也是飞机预装配系统坐标系下公共基准点的坐标)及满足预装配所需而定义的理论数据 T_m。
进一步，在获取测量数据时，可以从测量现场采集定义好的需要测量的数据。例如，与上述理论数据对应的，可以测量满足坐标转换而定义的理论数据 T_b的实际测量数据F_b及满足预装配而定义的理论数据T_m的实际测量数据 F_m。
可选的，现场测量数据主要通过激光跟踪仪测量获得，可以包括公共基准点、关键控制特性点等。应理解，测量点的属性信息包括点名称、x、y、z的坐标值。因此，已知公共基准点在飞机预装配系下的坐标，即三维装配工艺设计系统的定义的坐标，又知道其在测量坐标系下的坐标，就可以基于公共基准点，计算到测量设备在飞机预装配坐标系中的位置，即三维装配工艺设计系统的定义的坐标，进而也就将测量的关键控制特性点的坐标转换到飞机预装配坐标系下了。
应理解，公共基准点对应的特征很明显，在测得公共基准点后通过坐标转换后，就可以对定义的关键控制特性点自动测量，得到关键控制特性点的实际坐标值。这里，公共基准点的坐标变换实际是在测量时完成的。
例如，在根据测量公共基准点理论坐标与实测坐标之间的关系，实现测量数据由测量坐标系向三维装配工艺设计系统的定义的坐标系的转变时，可以采用四元数法完成实测数据的坐标转换。其核心是通过公共基准点的理论坐标与对应实测坐标，求取旋转矩阵、平移矩阵以及缩放因子。其中旋转矩阵为：
Figure BDA0001651998420000051
Figure BDA0001651998420000052
公共点质心转站方程组。
在实际中，需要三个及以上公共基准点。
进一步的，在S13中，可以根据误差来源，对坐标变换变换后的实测数据进行误差补偿。
具体的，可以将完成坐标系变换的实测数据，针对不同的误差来源进行相应的测量误差补偿。其中，不同误差来源可以包括系统误差、环境误差(如现场温度、气压或湿度等)和人为误差等测量过程中的误差源。
例如，在利用激光跟踪仪测量时，由于激光跟踪仪直接测量得到的是目标反射镜球形外壳中心，因此，实际的位置与直接测量得到的结果相差一个半径距离。可以将实测点在其与理论点的连线矢量方向上移动一个靶球半径长度。
又例如，可以根据计算得到标准尺理想温度下与实际测量温度下测量长度之间的比例关系，将此比例应用于直接测量得到的坐标。
进一步，在步骤S14及S15中，根据飞机预装配系统中定义的所述实测数据的属性信息，将所述理论数据T_m与补偿后的所述实测数据F_m进行融合；进一步根据所述飞机预装配系统中实测数据格式要求，对融合后的所述实测数据F_m进行格式转换，生成所述飞机预装配系统可用的格式。
应理解，在实测数据替换理论数据时，如果数据项不吻合，如实测数据内容存在某些数据项缺失，则替换无法完成。就需要通过理论数据的数据项补充实测数据中对应缺失部分，即进行数据的融合过程。
具体的，依据飞机预装配系统中定义的实测数据信息要求，将误差补偿后的实测数据与理论数据附带信息进行融合。其中，实测数据信息要求就是根据飞机预装配系统软件在预装配建模过程中定义的属性信息，如点名称、坐标值及法向量等；理论数据附带信息是实测数据与实现满足飞机预装配系统而定义的理论数据T_m相比较缺少的信息。也就是说，理论数据与实测数据的融合，即补充实测数据中所缺少的部分，如法向量部分等。
进一步的，由于预装配基于虚拟装配仿真软件进行，有其特定的数据文件格式。因此，在将实测数据的缺失项补充后，还需要针对软件可识别的数据文件格式，对实测数据的文件格式进行转换。即依据飞机预装配系统中实测数据的需求格式，将融合后的实测数据通过格式转换方法，转换成飞机预装配系统的可用格式。
下面通过具体的例子详细说明本发明的数据处理过程，实测关键控制特性点数据经SA软件处理完，导出xls格式文件A(为方便说明而命名)，表格属性包括测点名称，测点的实际x,y,z坐标；定义的理论点csv文件B包含点名，点的理论x,y,z坐标以及点的法矢i,j,k；后续精度分析软件VSA进行替换，替换可识别的文件格式为Xml，Xml需要包含点名称、点坐标x,y,z以及点法矢 i，j，k信息。因此，将文件A中名称、测点坐标x,y,z与文件B中的点法矢i， j，k整合到同一csv文件中，作为最终的实测数据，这个过程为数据融合；从 csv格式文件转换为xml格式，是依据VSA软件的标准XML格式，将csv的数据信息，填充到xml的过程，称为格式转换。
如图2所示为本发明实施例提供的飞机部件数字化装配实测数据处理系统的结构示意图。如图2所示，该系统具体包括：
数据采集模块100，用于从三维装配工艺设计系统中提取理论数据，并从测量现场采集与取理论数据对应的实测数据，其中，理论数据包括用于坐标系变换的理论数据T_b及用于飞机预装配系统的理论数据T_m，实测数据包括用于坐标系变换的实测数据F_b及用于飞机预装配系统的实测数据F_m。
处理模块200，用于根据坐标变换方法，基于理论数据T_b及实测数据 F_b，将实测数据F_m由测量坐标系转换为三维装配工艺设计系统的定义坐标系。
补偿模块300，用于根据误差来源，对坐标变换变换后的实测数据F_m进行误差补偿。
融合模块400，用于根据飞机预装配系统中定义的实测数据的属性信息，将理论数据T_m与补偿后的实测数据F_m进行融合。
格式转换模块500，用于根据飞机预装配系统中实测数据格式要求，对融合后的实测数据F_m进行格式转换，生成飞机预装配系统可用的格式。
进一步，该系统还包括第一处理单元401，用于将补偿后的实测数据F_m 与理论数据T_m的附带信息进行融合，其中，附带信息是实测数据F_m与实现满足飞机预装配系统中定义的理论数据T_m相比较缺少的信息。
第二处理单元，用于根据测量公共基准点理论坐标与实测坐标之间的关系，将实测数据由测量坐标系转为三维装配工艺设计系统坐标系。
第一补偿单元，用于将实测数据点在理论点的连线矢量方向上移动一个靶球半径长度。
第二补偿单元，用于根据标准尺理想温度下与实际测量温度下测量长度之间的比例关系进行误差补偿。
应理解，上述模块的具体功能执行如上述方法实施例总所示，在此不再赘述。
还应理解，本发明实施例中，在具体实施中，必然涉及一种设备，且该设备包括处理器及存储器，该存储器中存储有至少一条指令，该指令可以由该处理器加载并执行以实现上述实施例中的操作。
还应理解，本发明实施例必然涉及一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质中存储有至少一条指令，该指令由处理器加载并执行以实现上述实施例中的操作。
综上所述，本发明实施例提供的飞机部件数字化装配实测数据处理方法及系统，通过将实测数据进行坐标转换成三维装配工艺设计系统坐标系中的数据，进一步根据预装配系统中理论数据的包含的信息及格式要求，将实测数据所缺少的信息进行补充，进而完成预装配系统能够识别的格式转换，实现飞机部件数字化装配中实测数据的处理及理论数据的替换，该方法在理论三维模型基础上替换数据，不需要针对测量结果改动模型，工作量小；所需要测量的数据少，处理效率高；不需要通过测量数据逆向重建三维模型，分析结果更准确。
以上公开的仅为本发明的几个具体实施例，但是，本发明实施例并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化都应落入本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种飞机部件数字化装配实测数据处理方法，其特征在于，包括：
S11，从三维装配工艺设计系统中提取理论数据，并从测量现场采集与所述理论数据对应的实测数据，其中，所述理论数据包括用于坐标系变换的理论数据T_b及用于飞机预装配系统的理论数据T_m，所述实测数据包括用于坐标系变换的实测数据F_b及用于所述飞机预装配系统的实测数据F_m，所述理论数据T_b为飞机预装配系统坐标系下公共基准点的坐标；实测数据F_b为测量坐标系下公共基准点坐标；
S12，根据坐标变换方法，基于所述理论数据T_b及所述实测数据F_b，将所述实测数据F_m由测量坐标系转换为所述三维装配工艺设计系统的定义坐标系；
S13，根据误差来源，对坐标变换后的所述实测数据F_m进行误差补偿；
S14，根据飞机预装配系统中定义的所述实测数据的属性信息，将所述理论数据T_m与补偿后的所述实测数据F_m进行融合；
S15，根据所述飞机预装配系统中实测数据格式要求，对融合后的所述实测数据F_m进行格式转换，生成所述飞机预装配系统可用的格式；
所述根据飞机预装配系统中定义的所述实测数据的属性信息，将所述理论数据T_m与补偿后的所述实测数据F_m进行融合包括：
将补偿后的所述实测数据F_m与所述理论数据T_m的附带信息进行融合，理论数据与实测数据的融合，即补充实测数据中所缺少的部分，其中，所述附带信息是所述实测数据F_m与实现满足所述飞机预装配系统中定义的理论数据T_m相比较缺少的信息；
所述根据坐标变换方法对所述实测数据进行坐标系变换包括根据测量公共基准点理论坐标与实测坐标之间的关系，将实测数据由测量坐标系转为三维装配工艺设计系统坐标系；
所述根据误差来源对坐标变换后的所述实测数据进行误差补偿包括根据标准尺理想温度下与实际测量温度下测量长度之间的比例关系进行误差补偿。
2.根据权利要求1所述的飞机部件数字化装配实测数据处理方法，其特征在于，所述根据误差来源对坐标变换后的所述实测数据进行误差补偿包括将实测数据点在理论点的连线矢量方向上移动一个靶球半径长度。
3.一种飞机部件数字化装配实测数据处理系统，该系统基于权利要求1所述的一种飞机部件数字化装配实测数据处理方法，其特征在于，包括：
数据采集模块，用于从三维装配工艺设计系统中提取理论数据，并从测量现场采集与所述理论数据对应的实测数据，其中，所述理论数据包括用于坐标系变换的理论数据T_b及用于所述飞机预装配系统的理论数据T_m，所述实测数据包括用于坐标系变换的实测数据F_b及用于所述飞机预装配系统的实测数据F_m，所述理论数据T_b为飞机预装配系统坐标系下公共基准点的坐标；实测数据F_b为测量坐标系下公共基准点坐标；
处理模块，用于根据坐标变换方法，基于所述理论数据T_b及所述实测数据F_b，将所述实测数据F_m由测量坐标系转换为所述三维装配工艺设计系统的定义坐标系；
补偿模块，用于根据误差来源，对坐标变换后的所述实测数据F_m进行误差补偿；
融合模块，用于根据飞机预装配系统中定义的所述实测数据的属性信息，将所述理论数据T_m与补偿后的所述实测数据F_m进行融合；
格式转换模块，用于根据所述飞机预装配系统中实测数据格式要求，对融合后的所述实测数据F_m进行格式转换，生成所述飞机预装配系统可用的格式。
4.根据权利要求3所述的飞机部件数字化装配实测数据处理系统，其特征在于，还包括：
第一处理单元，用于将补偿后的所述实测数据F_m与所述理论数据T_m的附带信息进行融合，其中，所述附带信息是所述实测数据F_m与实现满足所述飞机预装配系统中定义的理论数据T_m相比较缺少的信息。
5.根据权利要求3所述的飞机部件数字化装配实测数据处理系统，其特征在于，还包括：
第二处理单元，用于根据测量公共基准点理论坐标与实测坐标之间的关系，将实测数据由测量坐标系转为三维装配工艺设计系统坐标系。
6.根据权利要求3-5任一项所述的飞机部件数字化装配实测数据处理系统，其特征在于，还包括：
第一补偿单元，用于将实测数据点在理论点的连线矢量方向上移动一个靶球半径长度。
7.根据权利要求3-5任一项所述的飞机部件数字化装配实测数据处理系统，其特征在于，还包括：
第二补偿单元，用于根据标准尺理想温度下与实际测量温度下测量长度之间的比例关系进行误差补偿。
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