CN112197696B - 一种基于整体优化算法的载荷接口制孔模板调测方法 - Google Patents

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Abstract

一种基于整体优化算法的载荷接口制孔模板调测方法，包括步骤如下：步骤一、计算实际销孔相对理论模型的最佳拟合位置关系；步骤二、计算装载在磁性测量座上的测量球的球心在卫星装配基准坐标系下的理论坐标值；步骤三、利用激光跟踪仪自动搜寻、采样，获得装载在磁性测量座上的测量球的球心在卫星装配基准坐标系下的测量值；步骤四、分析得出载荷接口制孔模板的拟调整方案，并得到载荷接口制孔模板上所有销孔实际测量值相对于在卫星装配基准坐标系下理论坐标值的偏差；步骤五、对载荷接口制孔模板的位姿进行调整，直至所有销孔的位置度误差满足要求。本发明的方法基于整体优化算法，应用于大型、复杂航天器产品或工艺装备的高精度位姿调测需求。

Description

一种基于整体优化算法的载荷接口制孔模板调测方法
技术领域
本发明涉及一种孔位调整及测量方法，属于卫星结构分系统精密装配技术领域。
背景技术
为确保卫星载荷(如天线、相机、太阳翼等)的在轨工作性能，需要在卫星结构分系统研制阶段，对载荷接口安装精度及可靠性予以严格保证。由于卫星载荷接口分布范围广、距离大，位置精度要求高，整体机械加工方式不适用，需要采用专用模板制备的方式。制孔模板位姿的调测精度直接决定卫星载荷接口制备精度。当前采用基准孔配准方式，以模板上若干装配基准孔为对象，调整模板相对卫星结构分系统装配基准的位姿参数，前述装配基准孔位置调至预期范围后，逐一验证其余制备销孔的位置精度，再根据位置误差最大的销孔偏离状况，采取局部微调措施。经过反复的调整、测量操作，逐步逼近整体合格区域。
图2为传统方法实施流程图；随着卫星结构尺寸增大，载荷接口分布尺寸随之增大，数量随之增多，相对精度指标要求并未随之降低。对于大尺寸、不规则分布、数量多的孔位置度高精度测量需求，现有调整、测量方法存在诸多缺陷和不足。具体表现在：(1)测量效率低。方法应用中需要装配操作人员对制孔模板进行多次调整，测量操作人员对所有销孔进行多次、逐一的采样，需要耗费大量时间；(2)操作指导性差。采用了“现场验证、逐渐逼近”的调整指导思路，无法对模板整体精度予以快速评定、精准控制，需要反复的整体采样予以现场确认，导致调整操作有效性不足，存在大量无效操作或过度操作情况，操作强度大。现有方法应用中需要大量占用产品主线研制时间，已成为产品研制节点保证的瓶颈问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：为了适应大型卫星载荷接口制备精度需求，克服现有方法的缺陷和不足，提出了一种基于整体优化算法的载荷接口制孔模板调测方法。该方法基于整体优化算法，采用了数据自动采样、分析方式，可应用于大型、复杂航天器产品或工艺装备的高精度位姿调测需求。
本发明所采用的技术方案是：一种基于整体优化算法的载荷接口制孔模板调测方法，以激光跟踪仪作为测量设备，在载荷接口制孔模板上布设若干磁性测量座，方法包括步骤如下：
步骤一、对载荷接口制孔模板上所有销孔进行实际测量，计算实际销孔相对理论模型的最佳拟合位置关系，构造出与载荷接口制孔模板对应的最佳拟合工件坐标系Wb；
步骤二、在载荷接口制孔模板上按设定的位置关系布设若干磁性测量座，标定置放在磁性测量座上的测量球在最佳拟合工件坐标系下的坐标值Cw；
步骤三、根据载荷接口制孔模板的工件坐标系相对于卫星装配基准坐标系的理论位置关系，计算装载在磁性测量座上的测量球的球心在卫星装配基准坐标系下的理论坐标值CP；
激光跟踪仪对卫星装配基准实现特征要素进行采样，构建卫星装配基准坐标系，将载荷接口制孔模板初步安装到卫星的相应安装位置上，以前述理论坐标值CP为引导值，引导激光跟踪仪自动搜寻、采样，获得装载在磁性测量座上的测量球的球心在卫星装配基准坐标系下的测量值C’P；
步骤四、根据步骤三中得到装载在磁性测量座上的测量球的球心在卫星装配基准坐标系下的测量值C’P相对于其理论坐标值CP的位置关系，推导出载荷接口制孔模板的最佳拟合工件坐标系相对于卫星装配基准坐标系的实际位置相对理论位置的关系参数，分析出载荷接口制孔模板的拟调整方案；进一步分析，得到载荷接口制孔模板上所有销孔实测坐标值相对于销孔在卫星装配基准坐标系下理论坐标值的偏差；
步骤五、如果载荷接口制孔模板上的销孔的位置度误差不满足设计要求，则按照步骤三、四重新进行数据采样、计算、分析，继续对载荷接口制孔模板的位姿进行调整，直至所有销孔的位置度误差满足要求。
所述载荷接口制孔模板上制备若干通孔形式的销孔，并通过设置在边缘的装配基准孔安装到卫星的相应安装位置上。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明创新性的提出了根据模板基准孔制作情况，引入整体优化算法的测量思路。以所有销孔整体误差最小作为模板调测目标，使得模板调整操作目标参数明确，步骤有序，过程受控，相较常规“先关键销孔严格控制，再所有销孔逐一验证”的操作思路，操作措施有效性大为提高，操作强度大为降低，有效提高了调整操作效率。
(2)本发明提出了测量数据自动采样方法。结合仪器多目标自动搜寻/锁定功能，合理赋予采样目标初值，实现了制孔模块调整过程中的数据采样自动化，减少了人工干预环节，采样效率大为提高。
(3)本发明提出了模板调整方案关键参数计算/分析方法，为快速精确制定指导调整操作提供了技术支持，改变了现有方法依靠人工核算、判断的现状，提高了计算效率，降低了计算失误风险。
附图说明
图1为本发明检测对象示意图；
图2为传统方法实施流程图；
图3为本发明测量方法实施流程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
实施例1
下面结合附图详细介绍本发明的实现过程。
一种基于整体优化算法的载荷接口制孔模板调测方法，方法使用的检测对象如图1所示，载荷接口制孔模板1上分布着装配基准孔2、制备销孔3，以及以胶结方式牢固连接在模板表面上的磁性测量座4。
图1中给出的模板为长方体状，当为其它多面体或异型状也同样适用。方法依托测量系统为具备目标自动搜寻/锁定功能的激光跟踪仪，具体流程如图3所示，基于整体优化算法的载荷接口制孔模板调测方法的步骤如下：
一、模板标定
(1)参考载荷接口制孔模板1的三维设计模型，查得载荷接口制孔模板1上所有销孔3在模板工件坐标系下的理论坐标值XW；对载荷接口制孔模板1上所有销孔3予以实际测量，运用最小二乘算法计算实际销孔相对理论模型的最佳拟合位置关系，构造出与载荷接口制孔模板1制备基准对应的最佳拟合工件坐标系Wb，记录销孔3测量点在该坐标系下的测量值X'W；
(2)在载荷接口制孔模板1上按一定位置关系布设若干磁性测量座4，置放配套的激光跟踪仪测量球，标定上述测量球在最佳拟合工件坐标系Wb下的球心(称为标定点)测量值Cw；
二、数模计算
(3)根据卫星载荷接口安装面的三维数据模型中，载荷接口制孔模板1制备基准相对卫星装配基准的理论位置关系FW-P，计算标定点在卫星装配基准下的理论坐标值CP，销孔测量点在卫星装配基准下的理论坐标值XP；
三、数据采样
(4)激光跟踪仪测量并建立卫星装配基准，载荷接口制孔模板1初步安装到位，激光跟踪仪测量球布设到磁性测量座4上，以步骤(3)确定的卫星装配基准下的理论坐标值CP为引导值，引导激光跟踪仪自动搜寻、采样，获得在卫星装配基准下的测量值C’P；
四、数据分析
(5)根据步骤(4)得到的卫星装配基准下的测量值C’P，结合步骤(3)确定的卫星装配基准下的理论坐标值CP，分析载荷接口制孔模板1工件坐标系相对卫星装配基准的实际位置关系F'W-P(6参数表示)；结合步骤(1)，计算载荷接口制孔模板1的销孔3在卫星装配基准下的测量值X'P，结合步骤(3)确定的卫星装配基准下的理论坐标值XP，对载荷接口制孔模板1所有销孔的位置度误差进行计算、分析，根据载荷接口制备技术要求，予以符合性判定。
五、模板调测
(6)如载荷接口制孔模板1的调置状态不满足要求，根据载荷接口制孔模板1工件坐标系相对卫星装配基准，实际位置关系相对理论位置关系的参数(F'W-P、FW-P)偏差关系，进一步分析，制定载荷制备模板调整方案；对载荷接口制孔模板1采取调整措施，按照步骤(4)、(5)进行数据采样、计算、分析，或继续对载荷接口制孔模板1的位姿予以调整，至载荷接口制孔模板1所有销孔3的位置度误差满足设计文件要求。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种基于整体优化算法的载荷接口制孔模板调测方法，其特征在于：以激光跟踪仪作为测量设备，包括步骤如下：
步骤一、对载荷接口制孔模板(1)上所有销孔(3)进行实际测量，计算实际销孔(3)相对理论模型的最佳拟合位置关系，构造出与载荷接口制孔模板(1)对应的最佳拟合工件坐标系Wb；
步骤二、在载荷接口制孔模板(1)上按设定的位置关系布设若干磁性测量座(4)，计算装载在磁性测量座(4)上的测量球的球心在卫星装配基准坐标系下的理论坐标值CP；
步骤三、利用激光跟踪仪自动搜寻、采样，获得装载在磁性测量座(4)上’的测量球的球心在卫星装配基准坐标系下的测量值CP；
步骤四、分析得出载荷接口制孔模板(1)的拟调整方案，并得到载荷接口制孔模板(1)上所有销孔(3)实测坐标值相对于销孔(3)在卫星装配基准坐标系下理论坐标值的偏差；
步骤五、如果载荷接口制孔模板(1)上的销孔(3)的位置度误差不满足设计要求，则按照步骤三、四重新进行数据采样、计算、分析，继续对载荷接口制孔模板(1)的位姿进行调整，直至所有销孔(3)的位置度误差满足要求；
所述载荷接口制孔模板(1)上制备若干通孔形式的销孔(3)，并通过设置在边缘的装配基准孔(2)安装到卫星的相应安装位置上；
步骤二的具体步骤为：
步骤2.1、标定置放在磁性测量座(4)上的测量球在最佳拟合工件坐标系下的坐标值Cw；
步骤2.2、根据载荷接口制孔模板(1)的工件坐标系相对于卫星装配基准坐标系的理论位置关系，计算装载在磁性测量座(4)上的测量球的球心在卫星装配基准坐标系下的理论坐标值CP；
步骤三的具体方法为：
激光跟踪仪对卫星实物的卫星装配基准实现特征要素进行采样，构建卫星装配基准坐标系，将载荷接口制孔模板(1)初步安装到卫星的相应安装位置上，以前述理论坐标值CP为引导值，引导激光跟踪仪自动搜寻、采样，获得装载在’磁性测量座(4)上的测量球的球心在卫星装配基准坐标系下的测量值CP；
步骤四的具体方法为：
根据步骤三中得到装载在磁性测量座(4)上的测量球的球心在卫星装配基’准坐标系下的测量值CP相对于其理论坐标值CP的位置关系，推导出载荷接口制孔模板(1)的最佳拟合工件坐标系相对于卫星装配基准坐标系的实际位置相对理论位置的关系参数，分析出载荷接口制孔模板(1)的拟调整方案；进一步分析，得到载荷接口制孔模板(1)上所有销孔(3)实测坐标值相对于销孔(3)在卫星装配基准坐标系下理论坐标值的偏差。
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