CN111942612B - 一种飞机雷达罩维修的互换性检测工艺 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，包括以下步骤：(1)选取雷达罩，设定新原点，在同一坐标系中将雷达罩上多个基准点的原坐标信息引入新坐标系中，获得多个基准点的新坐标信息，完成坐标转换；(2)选取雷达罩，采用3D测绘的方式对雷达罩进行三维扫描测量，获得三维数据；(3)对三维数据进行处理，获得点云数据；(4)录入步骤(1)中多个基准点的新坐标信息，并与步骤(3)中的点云文件对齐，获得多个理论基准点；(5)制作边缘点，对边缘点和理论基准点进行偏差计算，获得表面阶差信息和末端间隙信息。该工艺用仪器扫描，电脑处理数据，自动化程度高，不易出错节省大量时间，大大节约成本，且可实现雷达罩的互换性。

Description

一种飞机雷达罩维修的互换性检测工艺

技术领域

本发明属于飞机维修技术领域，具体涉及一种飞机雷达罩维修的互换性检测工艺。

背景技术

雷达罩是电磁波的窗口，其作用是保护天线，防止环境对雷达天线工作状态的影响和干扰，从而减少驱动天线运转的功率，提高其工作可靠性，保证雷达天线全天候工作。雷达罩的存在，延长了天线的使用寿命，简化了天线的结构，减轻了结构的重量。雷达罩作为雷达系统的重要组成部分，其性能好坏直接影响到雷达系统的功能。

大多是在飞机运营过程中产生的损伤，不能计划性停场修理，只能更换部件。由于雷达罩是复合材料结构件，随着服役时间的增加，不同飞机的雷达罩存在外形尺寸的差异。而机头部位又是飞机气动性能关键区域，经常出现由于拆下件和装上件外形尺寸不一致，导致备件装上飞机后与飞机本体间的阶差和间隙不满足飞行性能要求，导致需要再次更换其他备件而影响飞机正常运营的情况。

影响雷达罩跟飞机配合精度的关键就是雷达罩后缘跟飞机接触的一圈结构的尺寸问题。雷达罩后边缘的法向尺寸决定阶差，切向尺寸决定了间隙。如果有一套固定的标准，去表征雷达罩后缘各点的标准三维坐标，再用实际雷达罩上对应的点测得的三坐标去进行比对，即可确定该雷达罩的互换性。在手册中给出了雷达罩后缘15个特征点的标准三坐标，但并未给出如何测量得到该坐标的方法。要测绘三维空间坐标，要借助OEM(设计并制造雷达罩的制造商)的定位型架才能实现。但是目前属于技术封锁阶段，购买困难，即使最后能买到，也价格不菲。采用型架测量的方法，每次测量前需要花大量时间将部件安装到型架上并进行细致的基准调节，调节完成后还需要逐个测量空间15个点的三维坐标，工作繁重，容易出错。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，该检测工艺使用三维仪器扫描，电脑处理数据，自动化程度高，不易出错节省大量时间，且不用采用OEM的高昂定位型架，成本降低，并且可以实现雷达罩的互换性。

本发明的上述目的是通过以下技术方案来实现的：一种飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，包括以下步骤：

(1)选取雷达罩，设定新原点，在同一坐标系中将雷达罩上多个基准点的原坐标信息引入新坐标系中，获得多个基准点的新坐标信息，完成坐标转换；

(2)选取雷达罩，采用3D测绘的方式对雷达罩进行三维扫描测量，获得三维数据；

(3)对获得的三维数据进行处理，获得点云数据；

(4)在CATIA软件中录入步骤(1)中多个基准点的新坐标信息，并与步骤(3)中的点云文件对齐，获得多个理论基准点；

(5)根据各基准点位置制作对应的边缘点，对所述边缘点和所述理论基准点进行偏差计算，测量所述边缘点与所述理论基准点的距离，计算表面阶差N 值和末端间隙T值，满足要求即可。

在上述飞机雷达罩维修的互换性检测工艺中：

优选的，步骤(1)中所述基准点的数量为15个。

优选的，步骤(1)中新原点设于所述雷达罩两连接接头的连接线的中点，旧原点设于所述雷达罩的顶点，新坐标系以两连接接头的连接线为Y轴，以垂直于Y轴且向着雷达罩顶部延伸的方向为X轴，以垂直于Y轴且向着所述雷达罩下开口所在平面内部中心延伸的方向为Z轴，XZ平面是雷达罩的对称平面。

即连接接头之间的轴线为Y轴，X轴在接头后部垂直于Y轴，Z轴垂直于X与Y轴，XZ平面是雷达罩的对称平面。

优选的，步骤(1)中新坐标信息的计算公式为：x＝X_原-875，y＝Y_原，z＝Z _原-83。

优选的，步骤(2)中采用三维激光扫描仪对雷达罩进行三维扫描测量。

优选的，步骤(3)中对获得的三维数据可包括但不限于采用Geomagic软件进行处理，获得点云数据。

优选的，步骤(4)中将多个理论基准点连接成为光滑曲线，在曲线上的每个基准点作垂直于所述曲线的一条法线，然后以所述法线为基准作一个截面，所述截面与步骤(3)中获得的点云数据相交得到的点即为对应的边缘点。

优选的，步骤(4)中所述表面阶差N值在+0.75/-1.25毫米之间，所述末端间隙T值在±0.5毫米之间。

优选的，步骤(4)中所述表面阶差N是指所述理论基准点与所述边缘点的距离在垂直于表面(雷达罩表面)方向上的距离，所述末端间隙T值是指所述理论基准点与所述边缘点的距离在与表面(雷达罩表面)相切方向上的距离。

即确认在N方向(垂直于表面)上各点(P1-P15)处的表面阶差在+0.75/-1.25 毫米(+0.0295/-0.0049英寸)之间，确认在T方向(与表面相切)上各点(P1-P15) 处的末端间隙在±0.5毫米(±0.0197英寸)之间。其中N值为垂直方向，测量表面阶差，T值为切线或垂直于YZ平面，测量间隙值。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

(1)本发明中的飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，该检测工艺将厂家基准点坐标信息引入新坐标系中，通过三维仪器扫描以及电脑软件处理数据，将基准点信息引入维修雷达罩中，通过在新坐标系中比对维修雷达罩多个边缘点与原厂雷达罩多个基准点的位置关系来检测雷达罩的维修状况，不易出错节省大量时间，自动化程度高，可以实现雷达罩的互换性(同样雷达罩可在同样机型的飞机上实现互换)；

(2)现有技术中，要测绘三维空间坐标，必须要借助OEM的定位型架才能实现，而该定位型架目前属于技术封锁阶段，购买困难，即使最后能买到，也价格不菲，使用本申请中的方法可以成功打破技术封锁，而且价格成本低，成本大大下降；

(3)采用现有技术中型架测量的方法，每次测量前需要花大量时间将部件安装到型架上并进行细致的基准调节，调节完成后还需要逐个测量空间15个点的三维坐标，工作繁重，容易出错，使用本申请中的方法，不需要花费大量时间将部件安装到型架上并进行细致的基准调节，而且操作难度低，不易出错；

(4)本申请方法设备不仅仅可用于本申请中维修雷达罩的测绘，还在其它类似的设备检测中拥有多种用途，无局限性。

附图说明

图1是实施例1中飞机参考系的示意图；

图2是实施例1中实际参考系的示意图；

图3是实施例1中飞机参考系下原点及各参考点的坐标；

图4是实施例1中实际参考系下原点及各参考点的坐标；

图5是实施例1中三维数据进行处理之后的点云数据示意图；

图6是实施例1中录入15个基准点的示意图；

图7是实施例1中15个基准点与点云数据对齐的示意图；

图8是实施例1中各基准点所在位置制作边缘点与基准点位置的示意图；

图9是实施例1中B-6187雷达罩的测试结果。

具体实施方式

实施例1

以下结合附图列举具体实施例对本发明进行说明：

本实施例提供的飞机雷达罩维修的互换性工艺，包括以下步骤：

(1)选取雷达罩，设定新原点，在同一坐标系中将雷达罩上多个基准点的原坐标信息引入新坐标系中，获得多个基准点的新坐标信息，完成坐标转换；

其中基准点为15个。

新原点设于所述雷达罩两连接接头的连接线的中点，旧原点设于所述雷达罩的顶点，新坐标系以两连接接头的连接线为Y轴，以垂直于Y轴且向着雷达罩顶部延伸的方向为X轴，以垂直于Y轴且向着所述雷达罩下开口所在平面内部中心延伸的方向为Z轴，XZ平面是雷达罩的对称平面。

即接头之间的轴线为Y轴，X轴在接头后部垂直于Y轴，Z轴垂直于X与 Y轴，XZ平面是雷达罩的对称平面。

飞机参考系(即旧坐标系)的示意图如图1所示。

实际参考系(即新坐标系)的示意图如图2所示。

根据新旧坐标系对照可知：新坐标信息的计算公式为：x＝X_原-875，y＝Y_原， z＝Z_原-83。

飞机参考系下原点及各参考点(15个基准点)的坐标信息如图3所示。

实际参考系下原点及各参考点(15个基准点)的坐标信息如图4所示。

(2)选取雷达罩，采用3D测绘的方式对雷达罩进行三维扫描测量，获得三维数据；

3D测绘的方式采用三维激光扫描仪对雷达罩进行三维扫描测量，为常规设备及自带软件。

(3)对获得的三维数据进行处理，获得点云数据；

对获得的三维数据采用Geomagic软件进行处理，获得点云数据，如图5所示，其中内圈为封严胶条，外圈为雷达罩的点云数据。

(4)在CATIA软件中录入步骤(1)中多个基准点的新坐标信息，如图6 所示，其中图6中×符号表示15个基准点，并与步骤(3)中的点云文件对齐，获得多个理论基准点(图7中×符号表示)；

(5)根据各基准点位置制作对应的边缘点，对边缘点和所述理论基准点进行偏差计算，测量所述边缘点与所述理论基准点的距离，计算表面阶差N值和末端间隙T值，满足要求即可。

将多个理论基准点连接成为光滑曲线，在曲线上的每个基准点作垂直于所述曲线的一条法线，然后以该法线为基准作一个截面(图8中白色四边形)，截面与步骤(3)中获得的点云数据相交得到的点即为对应的边缘点，如图8所示。

测量理论基准点与边缘点的距离，计算边缘点与理论基准点的表面阶差N 和末端间隙T值，并确保表面阶差N值在+0.75/-1.25毫米之间，末端间隙T值在±0.5毫米之间，如图9所示。

表面阶差N是指理论基准点与边缘点的距离在垂直于表面方向上的距离，末端间隙T值是指理论基准点与边缘点的距离在与表面相切方向上的距离。

即确认在N方向(垂直于表面)上各点(P1-P15)处的表面阶差在+0.75/-1.25 毫米(+0.0295/-0.0049英寸)之间，确认在T方向(与表面相切)上各点(P1-P15) 处的末端间隙在±0.5毫米(±0.0197英寸)之间。其中N值为垂直方向，测量表面阶差，T值为切线或垂直于YZ平面，测量间隙值。

对B-6187雷达罩的测试结果如图9所示。

可通过以上方法可以实现将实际值与理论值进行对比，确认间隙是否可以接受。

图9中的结果表明，B-6187雷达罩中15个基准点与边缘点的距离的表面阶差均在+0.75/-1.25毫米(+0.0295/-0.0049英寸)之间，在T方向(与表面相切) 上各点(P1-P15)处的末端间隙在±0.5毫米(±0.0197英寸)之间。

上面列举一部分具体实施例对本发明进行说明，有必要在此指出的是以上具体实施例只用于对本发明作进一步说明，不代表对本发明保护范围的限制。其他人根据本发明做出的一些非本质的修改和调整仍属于本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，其特征是包括以下步骤：

(1)选取雷达罩，设定新原点，在同一坐标系中将雷达罩上多个基准点的原坐标信息引入新坐标系中，获得多个基准点的新坐标信息，完成坐标转换；

(2)选取雷达罩，采用3D测绘的方式对雷达罩进行三维扫描测量，获得三维数据；

(3)对获得的三维数据进行处理，获得点云数据；

(4)在CATIA软件中录入步骤(1)中多个基准点的新坐标信息，并与步骤(3)中的点云文件对齐，获得多个理论基准点；

(5)根据各基准点位置制作对应的边缘点，对所述边缘点和所述理论基准点进行偏差计算，测量所述边缘点与所述理论基准点的距离，计算表面阶差N值和末端间隙T值，满足要求即可。

2.根据权利要求1所述的飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，其特征是：步骤(1)中所述基准点的数量为15个。

3.根据权利要求1所述的飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，其特征是：步骤(1)中新原点设于所述雷达罩两连接接头的连接线的中点，旧原点设于所述雷达罩的顶点，新坐标系以两连接接头的连接线为Y轴，以垂直于Y轴且向着雷达罩顶部延伸的方向为X轴，以垂直于Y轴且向着所述雷达罩下开口所在平面内部中心延伸的方向为Z轴，XZ平面是雷达罩的对称平面。

4.根据权利要求3所述的飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，其特征是：步骤(1)中新坐标信息的计算公式为：x＝X原-875，y＝Y原，z＝Z原-83。

5.根据权利要求4所述的飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，其特征是：步骤(2)中采用三维激光扫描仪对雷达罩进行三维扫描测量。

6.根据权利要求5所述的飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，其特征是：步骤(3)中对获得的三维数据采用Geomagic软件进行处理，获得点云数据。

7.根据权利要求1-6任一项所述的飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，其特征是：步骤(4)中将多个理论基准点连接成为光滑曲线，在曲线上的每个基准点作垂直于所述曲线的一条法线，然后以所述法线为基准作一个截面，所述截面与步骤(3)中获得的点云数据相交得到的点即为对应的边缘点。

8.根据权利要求7所述的飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，其特征是：步骤(4)中所述表面阶差N值在+0.75/-1.25毫米之间，所述末端间隙T值在±0.5毫米之间。

9.根据权利要求8所述的飞机雷达罩维修的互换性检测工艺，其特征是：所述表面阶差N是指所述理论基准点与所述边缘点的距离在垂直于表面方向上的距离，所述末端间隙T值是指所述理论基准点与所述边缘点的距离在与表面相切方向上的距离。

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