CN112307561B - 大型装备上多体复杂结构装配用的位姿协调方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种大型装备上多体复杂结构装配用的位姿协调方法及系统，属于大型飞机等大型装备的数字化装配技术领域。该位姿协调方法包括：(1)将多装配对象位姿协调任务集合分解为多个任务子集；该任务子集为按照装配工艺规范，在多体复杂结构中具有位姿协调关系的两个装配对象之间的位姿协调任务；(2)依序对每个任务子集进行求解，以获取两个装配对象之间的位姿协调矩阵T，并在求解过程中，基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取的结果，计算热变形与重力变形所造成的关键特征点坐标偏差。基于任务分解与考虑重力变形与热变形影响，而能提高大型装备的装配精度，可广泛用于大型飞机、轮船等大型装备的数字化装配领域。

Description

大型装备上多体复杂结构装配用的位姿协调方法及系统
技术领域
本发明涉及大型飞机等大型装备的数字化装配技术领域，具体地说，涉及一种用于大型飞机等大型装备上多体复杂结构装配的位姿协调方法及系统。
背景技术
在现代飞机的装配过程中，尤其是大型飞机的装配过程中，由于其尺寸较大而需充分地考虑热变形等变形对装配过程的影响，否则需要进行反复调整和修配，才能达到安装精度要求；例如，在对飞机机翼翼盒的装配中，需要使用调姿定位装置对前缘组件、上下壁板等进行调姿定位，即对它们进行支撑、定位并根据其安装位置对位姿进行调整，由于装配厂房很大，导致难以对翼盒所处的环境温度进行严格调控，从而在前缘组件与其装配工装间存有热变形协调误差，导致装配连接过程较为困难，装配效率低下，而且装配后的装配应力也较大。
针对上述技术问题，申请人在公布号为CN107052750A的专利文献中提出了一种外翼翼盒前缘组件的调姿定位系统，该系统基于与前缘组件热伸缩量大致相同的铝合金结构构建该系统的安装底座，从而可实现前缘组件与调姿定位装置在展向上具有热膨胀相容性，以在提高前缘组件的安装效率的同时，有效提高其安装质量。
此外，申请人在公布号为CN107263044A的专利文献中公开了一种考虑热变形因素的大型飞机外翼翼盒装配系统的设计方法，与上述专利文献相同，其也是基于与铝合金相同的热伸缩特性而实现对热变形因素的考虑，从而能有效地克服翼盒前缘组件、翼根肋等大型组件因热变形所产生的不利影响。
上述方案主要旨在解决大型飞机翼盒组件与其定位工装之间的热变形协调问题，从而间接地实现组件之间的协调，而对于大型飞机而言，由于涉及具有复杂结构的多个组件，且组件尺寸较大，在装配过程中不仅会发生热变形，且产生重力变形，单纯依赖于热膨胀相容性和热伸缩特性，势必难以实现翼盒等多体复杂结构装配过程中的装配协调；并且在现有考虑热变形与重力变形的数字化装配中，存在由于多体复杂结构整体结构复杂，在有限计算资源下，难以在充分考虑热变形、重力变形在多个装配对象上所引起的非线性变形对位姿协调过程的影响下，更精确地计算获取所需装配所需结构。(基准传递的问题，尤其适合大型装备的装配)。
此外，在船舶等大型装备上的多体复杂结构的装配过程中，也存在上述问题。
发明内容
本发明的主要目的是提供一种大型装备上多体复杂结构装配用的位姿协调方法，以能在大型飞机、船舶等大型装备的装配过程中充分考虑热变形、重力变形在多个装配对象上所引起的非线性变形对位姿协调过程的影响，以能准确和高效地对大型复杂多对象进行位姿协调，从而提高大型飞机、船舶等大型装备上多体复杂结构的装配效率与装配精度；
本发明的另一目的是提供一种基于上述位姿协调方法的位姿协调系统与可读存储介质。
为了实现上述主要目的，本发明提供的位姿协调方法用于装配大型装备上多体复杂结构，该位姿协调方法包括以下步骤：
任务分解步骤，将针对多体复杂结构的多装配对象位姿协调任务集合S分解为多个位姿协调任务子集Sk；位姿协调任务子集Sk为按照装配工艺规范，在多体复杂结构中具有位姿协调关系的基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj之间的位姿协调任务；基准装配对象Oi由多体复杂结构中已完成调姿的一个或多个的装配对象构成；
任务求解步骤，按照前述装配工艺规范，依序对每个位姿协调任务子集进行求解，以获取待调姿装配对象Oj相对基准装配对象Oi的位姿协调矩阵T，并在求解过程中，基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取的结果，计算热变形与重力变形所造成的关键特征点坐标偏差。
在上述方案中，按照装配工艺规范，将装配对象位姿协调任务集合S分解为多个且由两个装配对象构成的位姿协调任务子集Sk，在该两个装配对象中，基准装配对象为已经完成位姿调整的一个或者多个装配对象，从而可在每次计算中，仅需考虑一个装配对象的计算量，有效地减少计算量并提交计算效果，并在计算过程中融合热固耦合物理仿真分析所获取的结果，从而可充分考虑热变形、重力变形在多个装配对象上所引起的非线性变形对位姿协调过程的影响，以能准确和高效地对大型复杂多对象位姿协调，从而提高大型飞机、船舶等大型装备上多体复杂结构的装配效率与装配精度。
具体的方案为大型装备为大型飞机，多体复杂结构为外翼翼盒，装配工艺规范为按照后缘组件、前缘组件、翼根肋、翼梢肋、其他翼肋及壁板的先后顺序安装各个组件，已完成位姿协调后的后缘组件构成前缘组件的基准装配对象，已完成位姿协调后的前缘组件与后缘组件一起构成翼根肋、翼梢肋或其他翼肋的基准装配对象，已完成位姿协调的后缘组件、前缘组件、翼根肋、翼梢肋及其他翼肋一起构成壁板的基准装配对象。基于协调任务子集与基准装配对象的配置，能有效地提高大型飞机机翼翼盒的装配效率与精度。
优选的方案为任务求解步骤包括：
模型构建步骤，基于三维点匹配原理，采用最小二乘法，构建基于基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj上n个第一类关键特征点对的位姿协调优化模型
Figure BDA0002752095120000041
其中，R与P对应地为位姿协调矩阵T的旋转分量与平移分量，KCsdatum与KCsadjust为在装配坐标系下基准装配对象及待调姿装配对象上关键特征点坐标的测量值；
模型修正步骤，根据基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj间的形位要求，按照预设重要性对各形位要求与第一类关键特征点对的权重进行赋值，获取经形位误差及权重修正后的位姿协调优化模型
Figure BDA0002752095120000042
其中，fl用于计算第l个形位误差，ξl是第l个形位要求的权重，ωi是第i个第一类关键特征点对的权重，
Figure BDA0002752095120000043
与
Figure BDA0002752095120000044
对应地表示在装配坐标系下基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj上用于拟合关键几何特征的第二类关键特征点坐标测量值；
对象修正步骤，获取对基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj之间的关键特征点坐标与关键特征参数进行修正后的位姿协调优化模型
Figure BDA0002752095120000045
其中，MKCs＝KCs-ΔKCs，
Figure BDA0002752095120000046
ΔKCs与
Figure BDA0002752095120000047
表示由热效应与重力变形所引起的飞机结构特征点坐标偏差，基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取；
参数求解步骤，基于修正后的位姿协调优化模型J，利用最小二乘法求解获取位姿协调矩阵T。
基于上述多个步骤的设置，能在计算过程中，充分地考虑重力变形、热变形及行位误差等所引起的偏差，进一步地提高整体计算精度与准确度。
进一步的方案为基于模型构建步骤中所构建的位姿协调优化模型J，利用线性最小二乘方法求解获取初始位姿协调矩阵T0的旋转分量R0和平移分量P0，作为参数求解步骤中的求解初始值。从而可有效地提高经修正之后目标函数J求解的收敛速度。
优选的方案为对于求解获取的位姿协调矩阵表示为：
Figure BDA0002752095120000051
将位姿协调矩阵采用上述ZYX欧拉角参数表示，能有效地提高其计算结果的直观性，便于工艺人员的观察而更好地进行操作。
为了实现上述主要目的，本发明提供的位姿协调方法用于装配大型装备上多体复杂结构，包括接收步骤与计算求解步骤，接收步骤包括接收多体复杂结构的三维模型及针对求解参数的设置；设置包括将针对多体复杂结构的多装配对象位姿协调任务集合S分解为多个位姿协调任务子集Sk；位姿协调任务子集Sk为按照装配工艺规范，在多体复杂结构中具有位姿协调关系的基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj之间的位姿协调任务；基准装配对象Oi由多体复杂结构中已完成调姿的一个或多个的装配对象构成；在计算求解步骤中，按照装配工艺规范，依序对每个位姿协调任务子集进行求解，以获取待调姿装配对象Oj相对基准装配对象Oi的位姿协调矩阵T，并在求解过程中，基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取的结果，计算热变形与重力变形所造成的关键特征点坐标偏差。
具体的方案为在计算求解步骤中，利用最小二乘法，基于三维点匹配原理所构建的位姿协调优化模型
Figure BDA0002752095120000061
求解获取位姿协调任务子集中两装配对象的位姿协调矩阵T；其中，R与P对应为位姿协调矩阵T的旋转分量与平移分量，n为第一类关键特征点对的数量，L为用于拟合关键几何特征的第二类关键特征点对的数量，函数fl用于计算第l个形位误差，ξl是第l个形位要求的权重，ωi是第i个第一类关键特征点对的权重，
Figure BDA0002752095120000062
与
Figure BDA0002752095120000063
对应表示在装配坐标系下基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj上第二类关键特征点坐标测量值与热效应及重力变形所引起的坐标偏差之差，MKCsdatum与MKCsadjust对应表示在装配坐标系下基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj上第一类关键特征点坐标测量值与热效应及重力变形所引起的坐标偏差之差，前述坐标偏差基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取。
优选的方案为大型装备为大型飞机，多体复杂结构为外翼翼盒，装配工艺规范为按照后缘组件、前缘组件、翼根肋、翼梢肋、其他翼肋及壁板的先后顺序安装各个组件，已完成位姿协调后的后缘组件构成前缘组件的基准装配对象，已完成位姿协调后的前缘组件与后缘组件一起构成翼根肋、翼梢肋或其他翼肋的基准装配对象，已完成位姿协调的后缘组件、前缘组件、翼根肋、翼梢肋及其他翼肋一起构成壁板的基准装配对象。
为了实现上述另一目的，本发明提供的位姿协调系统用于装配大型装备上多体复杂结构，该位姿协调系统包括处理器与存储器，存储器存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时，能实现上述任一技术方案所描述地位姿协调方法。
为了实现上述另一目的，本发明提供的计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序用于大型装备上多体复杂结构装配过程的位姿协调任务计算，当该计算机程序被执行时，能实现上述任一技术方案所描述地位姿协调方法。
附图说明
图1为在基于本发明实施例的装配对象外翼翼盒的位姿协调过程中，对后缘组件进行调姿定位；
图2为在基于本发明实施例的装配对象外翼翼盒的位姿协调过程中，以已完成位姿调整后的后缘组件为基准装配对象，对待调姿装配对象前缘组件进行调姿定位；
图3为在基于本发明实施例的装配对象外翼翼盒的位姿协调过程中，以已完成位姿调整后的后缘组件与前缘组件一起为基准装配对象，对待调姿装配对象翼根肋进行调姿定位；
图4为在基于本发明实施例的装配对象外翼翼盒的位姿协调过程中，以已完成位姿调整后的后缘组件与前缘组件一起为基准装配对象，对待调姿装配对象翼梢肋进行调姿定位；
图5为在基于本发明实施例的装配对象外翼翼盒的位姿协调过程中，对普通肋逐根进行人工调姿定位；
图6为在基于本发明实施例的装配对象外翼翼盒的位姿协调过程示意图中，以已完成位姿调整后的后缘组件、前缘组件、翼根肋、翼梢肋及所有普通肋一起为基准装配对象，对待调姿装配对象壁板进行调姿定位；
图7为本发明实施例中位姿协调方法的工作流程图；
图8为本发明实施例中任务求解步骤的工作流程图；
图9为本发明实施例中位姿协调系统的电路结构框图。
具体实施方式
以下结合实施例及其附图对本发明作进一步说明。
在下述实施例中，以对典型大型飞机多体复杂结构外翼翼盒的装配过程中的位姿协调过程为例进行示范性说明，此外，该方法还可适配于船舶等大型装备，尤其是大型运输工具上复杂结构装配过程，并不局限于实施例中的大型飞机，尤其是外翼翼盒结构。
实施例
图1至图6所示为按照装配工艺规范对典型大型飞机多体复杂结构外翼翼盒进行装配的过程示意图，该外翼翼盒包括后缘组件11、前缘组件12、翼根肋13、翼梢肋14、普通翼肋15及壁板16，其中，普通翼肋构成本实施例中的其他翼肋；按照装配工艺规范的要求，在装配过程中，依序对后缘组件11、前缘组件12、翼根肋13、翼梢肋14、其他翼肋15与壁板16进行位姿调整安装，所以要在调姿定位过程中，先按照预设要求计算并获取正在安装的当前装配对象相对与之具有位姿协调关系且已完成位姿调整的基准装配对象的位姿协调矩阵T，即对当前装配对象的进行位姿调整的旋转矩阵R与平移向量P。
如图7所示，该位姿协调方法具体包括任务分解步骤S1与任务求解步骤S2，具体过程如下：
任务分解步骤S1，将针对大飞机上的多体复杂结构的多装配对象位姿协调任务集合S分解为多个位姿协调任务子集Sk，k＝1，…,K。
位姿协调任务子集Sk为按照装配工艺规范，在前述多体复杂结构中具有位姿协调关系的基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj之间的位姿协调任务；其中，基准装配对象Oi由前述多体复杂结构中已完成调姿的一个或多个的装配对象构成。
在该步骤中，S＝S1∪S2,…,∪Sk,…∪SK，S1,S2,…,Sk,…SK是所有K个位姿协调任务子集，其中，对第k个两装配对象位姿协调任务子集的定义为：
Sk＝Cassembly(Oi,Oj)
其中，Cassembly表征基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj之间的位姿协调任务。如图1至图6所示为翼盒按照装配工艺规范要求的装配过程，具体按照后缘组件11→前缘组件12→翼根肋13→翼梢肋14→逐根安装普通翼肋15→壁板16的顺序进行安装，并结合装配顺序和层级进行装配对象和位姿协调任务编号，首先对后缘组件11和前缘组件12进行定位和位姿协调，即位姿协调任务子集S1，此时，以后缘组件11为基准装配对象O1，前缘组件12为待调姿装配对象O2；然后，将O1和O2作为一个装配对象整体O3，构成基准装配对象，协调由翼根肋13所构成的待调姿装配对象O4和基准装配对象O3之间的位姿关系，即位姿协调任务子集S2；接着，将O1和O2作为一个装配对象整体O3，构成基准装配对象，协调由翼梢肋14所构成的待调姿装配对象O5和基准装配对象O3之间的位姿关系，即位姿协调任务子集S3；再者，人工对其余翼肋和基准装配对象O3之间的位姿关系进行调节，由于其位姿协调通过人工完成，因此不列入位姿协调任务子集中；最后，将后缘组件、前缘组件、翼根肋、翼梢肋及所有普通肋一起为基准装配对象O6，协调由壁板16所构成的待协调装配对象O7和与基准装配对象O6之间的位姿关系，即位姿协调任务子集S4。即在装配过程中，首先，分别协调装配对象Oi-1,…,Oi-m+1和Oi-m之间的位姿关系，然后将装配对象Oi-1,…,Oi-m+1和Oi-m作为一个装配对象整体Oi，以实现后续装配对象Oi+1和装配对象Oi之间的位姿协调，i＞m,i≥3,m≥2且i,m为整数；在本实施例中，为按照安装顺序所构建出的四个位姿协调任务子集S1,S2,S3,S4，即在任务分解过程中能将先前完成调姿定位的装配对象中与当前待调姿装配对象之间存在位姿协调关系的装配对象视为一个整体，作为基准装配对象，再考虑后续装配工艺过程中装配对象与其之间的热变形和重力变形影响，从而可减少相关计算量。
任务求解步骤S2，按照前述装配工艺规范，依序对每个位姿协调任务子集进行求解，以获取其内两个装配对象间的位姿协调矩阵T，并在求解过程中，基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取的结果，计算热变形与重力变形所造成的关键特征点坐标偏差。如图3所示，在本实施例中，任务求解步骤S2包括模型构建步骤S21、模型修正步骤S22、对象修正步骤S23与参数求解步骤S24，具体过程如下：
模型构建步骤S21，基于三维点匹配原理(Arun K S.Least-squares fitting oftwo 3-D point sets[J].IEEE Trans.pattern Anal.machine Intell,1987,9.)，采用最小二乘法，构建当前位姿协调任务子集Sk中两个装配对象Oi和Oj之间的位姿协调优化模型J，而获取位姿协调矩阵T中平移向量P与旋转矩阵R。
在进行建模前，将两个装配对象之间的关键特征离散成相应点集，例如将壁板16上的内形凸台与翼肋的外形特征离散成相应点集，即关键特征点，再人工选择三个以上的不共面点，具体数量根据实际结构复杂度与尺寸进行选定，对于大型飞机而言，其数量要到达数十个以上，以提高调姿的精度。
在考虑待调姿的飞机结构存在装配偏差、测量不确定度等因素后，对所有关键特征点对而言，位姿协调矩阵并不精确一致，因此，在本发明中，将基于三维点匹配构建装配对象Oi和Oj的位姿协调优化模型为：
Figure BDA0002752095120000111
其中，J为目标函数，用于反映了飞机结构装配偏差和测量不确定度等因素的综合作用；旋转矩阵R为位姿协调矩阵T的旋转分量，平移向量P为位姿协调矩阵T的平移分量，KCsdatum为装配坐标系下的调姿基准，即KCsdatum为装配坐标系下基准装配对象Oi上关键特征点坐标的测量值，KCsadjust为装配坐标系下待调姿装配对象Oj上关键特征点坐标的测量值。
基于上述目标函数J，获取位姿协调矩阵的具体步骤包括采用线性最小二乘方法求解位姿协调矩阵T的旋转分量R和平移分量P。
具体过程为，由公式R＝VUT计算位姿协调矩阵的旋转分量R；V与U由公式Q＝UDVT计算得到，且二者为正交矩阵，D是对角阵；其中：
Figure BDA0002752095120000112
Figure BDA0002752095120000113
Figure BDA0002752095120000114
其中，
Figure BDA0002752095120000121
是测得的待调姿装配对象Oj上关键特征点坐标
Figure BDA0002752095120000122
的质心，
Figure BDA0002752095120000123
是测得的基准装配对象Oi上位姿协调基准
Figure BDA0002752095120000124
的质心。
基于前述求出的旋转分量R，计算平移分量
Figure BDA0002752095120000125
求解所获取位姿协调矩阵T作为后续参数求解步骤S24中计算的初始值，从而使计算收敛快，且收敛得更精确。
此外，在旋转矩阵R采用航空领域广泛使用的ZYX欧拉角参数表示时，位姿协调矩阵T可以表示为：
Figure BDA0002752095120000126
其中，Tx,Ty,Tz,Rz,Ry,Rx是单位平移向量和单位旋转矩阵，Sα,Cα为表示对角α进行正弦操作与余弦操作，
Figure BDA0002752095120000127
表示飞机结构期望姿态与当前位姿之间差异的位姿协调参数六元组，α0,β0,γ0是关于轴z-,y-,x-的ZYX欧拉角。以该形式结果进行显示，能使计算结果更加直观，便于工艺人员的观察。
模型修正步骤S22，根据基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj之间的形位要求，即两个装配对象之后的关系，并按照预设重要等级对各形位要求与关键特征点的权重进行人工赋值，以对位姿协调优化模型进行修正，例如，对于翼盒的装配过程而言，按照装配工艺规范，相对其他位置而言，热变形锚点、发动机安装位置等位置处精度要求较高，即对不同区域的精度要求不同，以在赋值过程中，精度要求越高的位置处的权重赋值越大。具体步骤包括：
(1)假定基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj上的关键几何特征之间存在形位要求，并基于下式计算形位误差Γl(约束最小)：
Figure BDA0002752095120000131
其中，Γl表征计算得到的第l个形位误差，
Figure BDA0002752095120000132
表示位姿协调对象Oi上用于拟合关键几何特征的特征点坐标，
Figure BDA0002752095120000133
表示位姿协调对象Oj上用于拟合关键几何特征的特征点坐标。
例如，例如需要进行位姿协调的机身段之间存在同轴度要求，应基于两机身段上的相应特征点分别拟合两机身段的圆截面，则据此利用前述Γl计算同轴度误差。
(2)当考虑位姿协调对象之间的形位要求时，采用线性最小二乘算法估计位姿协调矩阵T时的目标函数可改写为：
Figure BDA0002752095120000134
其中，
Figure BDA0002752095120000135
表示飞机装配坐标系下基准装配对象Oi上用于拟合关键几何特征的相应特征点坐标测量值，
Figure BDA0002752095120000136
表示装配坐标系下待调姿装配对象Oj上用于拟合关键几何特征的相应特征点坐标测量值；KCsdatum表示装配坐标系下基准装配对象Oi上关键特征点坐标的测量值，KCsadjust分别表示装配坐标系下待调姿装配对象Oj上关键特征点坐标的测量值。
(3)考虑装配工艺规范中不同形位要求的重要性不同，不同形位要求具有不同权重，目标函数相应地表示为：
Figure BDA0002752095120000141
其中，ξl是第l个形位要求的权重，ωi是第i个关键特征点的权重。
对象修正步骤S23，基于对当前两个装配对象的热固耦合物理仿真分析结果，对基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj上各自的关键特征点坐标与关键特征参数进行修正。具体包括以下步骤：
(1)基于基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj的位姿协调系统的热固耦合物理仿真模型，以飞机结构多点冗余支撑方式及飞机结构与调姿定位装置之间的连接形式为约束，以相应材料属性为输入，计算由热变形和重力变形导致的测量偏差；其中，热变形与重力变形所导致的测量偏差分别为：
ΔKCsT＝f(KCsdatum,α,T,Ψ)
ΔKCsG＝f(KCsdatum,g,Ψ)
其中，α分别表示热膨胀系数，T表示温度场，g表示重力场，ΔKCsT是由热效应所引起的飞机结构特征点坐标偏差，ΔKCsG是由重力变形所引起的飞机结构特征点坐标偏差，Ψ表示相应物理仿真模型中的约束和边界条件，例如，飞机结构与工艺接头之间采用绑定约束，调姿定位装置底座采用固定边界条件。
(2)基于热固耦合物理仿真计算的重力变形和热变形，修正装配对象Oi和Oj特征点坐标：
Figure BDA0002752095120000142
其中，
Figure BDA0002752095120000151
分别表示基于热固耦合物理仿真计算的位姿协调对象Oi,Oj上用于拟合关键几何特征的特征点坐标的偏差，ΔKCsdatum,ΔKCsadjust分别表示基于热固耦合物理仿真计算的调姿基准和待调姿飞机结构关键特征点坐标的偏差；
Figure BDA0002752095120000152
KCsdatum，KCsadjust表示相应的测量值，
Figure BDA0002752095120000153
MKCsdatum，MKCsadjust表示相应的修正结果。
参数求解步骤S24，基于对象修正步骤的结果，利用修正后的位姿协调优化模型计算位姿协调参数，即获取位姿协调矩阵T。
根据修正后的基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj上关键特征点坐标和关键特征参数，采用建立的最小二乘优化模型，利用修正之后的模型计算最优位姿协调参数，该修正之后的模型表示为：
Figure BDA0002752095120000154
在上述位姿协调方法中，其为整体分析过程，若编写成软件，则该位姿协调方法包括接收步骤与计算求解步骤；其中，接收步骤包括接收多体复杂结构的三维模型及针对求解参数的设置，即接收外翼翼盒的三维模型；在计算求解步骤中，按照前述装配工艺规范，依序对每个位姿协调任务子集进行求解，以获取其内两个装配对象间的位姿协调矩阵T，并在求解过程中，基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取的结果，计算热变形与重力变形所造成的关键特征点坐标偏差。
针对求解参数的设置包括任务分解结果，材料、尺寸等模型参数，及关键特征点的选取结果的等输入。而两个装配对象之间的热固耦合物理仿真分析所获取的结果可以通过调用子程序分析获取。
如图9所示，本发明大型装备上多体复杂结构装配用的位姿协调系统2包括处理器21与存储器22，存储器22存储有计算机程序，且该计算机程序被处理器21执行时，能实现上述位姿协调方法的步骤，即接收步骤与计算求解步骤。
而对于本发明计算机可读存储介质，其存储有计算机程序，该计算机程序用于大型装备上多体复杂结构装配过程的位姿协调任务计算，且当该计算机程序被执行时，能实现上述位姿协调方法的步骤，即接收步骤与计算求解步骤。

Claims (9)

1.一种大型装备上多体复杂结构装配用的位姿协调方法，其特征在于，所述位姿协调方法包括以下步骤：
任务分解步骤，将针对所述多体复杂结构的多装配对象位姿协调任务集合S分解为多个位姿协调任务子集Sk；所述位姿协调任务子集Sk为按照装配工艺规范，在所述多体复杂结构中具有位姿协调关系的基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj之间的位姿协调任务；所述基准装配对象Oi由所述多体复杂结构中已完成调姿的一个或多个的装配对象构成；
任务求解步骤，按照所述装配工艺规范，依序对每个位姿协调任务子集进行求解，以获取其内两个装配对象间的位姿协调矩阵T，并在求解过程中，基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取的结果，计算热变形与重力变形所造成的关键特征点坐标偏差，并对关键特征点坐标进行修正；
所述任务求解步骤包括：
模型构建步骤，基于三维点匹配原理，采用最小二乘法，构建基于基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj上n个第一类关键特征点对的位姿协调优化模型
Figure FDA0003224787180000011
其中，R与P对应地为位姿协调矩阵T的旋转分量与平移分量，KCsdatum与KCsadjust为在装配坐标系下基准装配对象及待调姿装配对象上关键特征点坐标的测量值；
模型修正步骤，根据基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj间的形位要求，按照预设重要性对各形位要求与所述第一类关键特征点对的权重进行赋值，获取经形位误差及权重修正后的位姿协调优化模型
Figure FDA0003224787180000012
其中，fl用于计算第l个形位误差，ξl是第l个形位要求的权重，ωi是第i个第一类关键特征点对的权重，
Figure FDA0003224787180000021
与
Figure FDA0003224787180000022
对应地表示在装配坐标系下基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj上用于拟合关键几何特征的第二类关键特征点坐标测量值；
对象修正步骤，获取对基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj之间的关键特征点坐标与关键特征参数进行修正后的位姿协调优化模型
Figure FDA0003224787180000023
其中，MKCs＝KCs-ΔKCs，
Figure FDA0003224787180000024
ΔKCs与
Figure FDA0003224787180000025
表示由热效应与重力变形所引起的飞机结构特征点坐标偏差，基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取；
参数求解步骤，基于修正后的位姿协调优化模型J，利用最小二乘法求解获取所述位姿协调矩阵T。
2.根据权利要求1所述的位姿协调方法，其特征在于：
所述大型装备为大型飞机，所述多体复杂结构为外翼翼盒，所述装配工艺规范为按照后缘组件、前缘组件、翼根肋、翼梢肋、其他翼肋及壁板的先后顺序安装各个组件，已完成位姿协调后的所述后缘组件构成所述前缘组件的基准装配对象，已完成位姿协调后的所述前缘组件与所述后缘组件一起构成所述翼根肋、所述翼梢肋或其他翼肋的基准装配对象，已完成位姿协调的所述后缘组件、所述前缘组件、所述翼根肋、所述翼梢肋及所述其他翼肋一起构成所述壁板的基准装配对象。
3.根据权利要求2所述的位姿协调方法，其特征在于，
基于所述模型构建步骤中所构建的位姿协调优化模型J，利用线性最小二乘方法求解获取初始位姿协调矩阵T0的旋转分量R0和平移分量P0，作为所述参数求解步骤中的求解初始值。
4.根据权利要求1所述的位姿协调方法，其特征在于，
基于所述模型构建步骤中所构建的位姿协调优化模型J，利用线性最小二乘方法求解获取初始位姿协调矩阵T0的旋转分量R0和平移分量P0，作为所述参数求解步骤中的求解初始值。
5.根据权利要求1至4任一项权利要求所述的位姿协调方法，其特征在于，对于求解获取的位姿协调矩阵表示为：
Figure FDA0003224787180000031
其中，Tx,Ty,Tz,Rz,Ry,Rx是单位平移向量和单位旋转矩阵，Sα,Cα为表示对角α进行正弦操作与余弦操作，
Figure FDA0003224787180000032
表示飞机结构期望姿态与当前位姿之间差异的位姿协调参数六元组，α0,β0,γ0是关于轴z-,y-,x-的ZYX欧拉角。
6.一种大型装备上多体复杂结构装配用的位姿协调方法，包括接收步骤与计算求解步骤，所述接收步骤包括接收所述多体复杂结构的三维模型及针对求解参数的设置，其特征在于：
所述设置包括将针对所述多体复杂结构的多装配对象位姿协调任务集合S分解为多个位姿协调任务子集Sk；所述位姿协调任务子集Sk为按照装配工艺规范，在所述多体复杂结构中具有位姿协调关系的基准装配对象Oi和待调姿装配对象Oj之间的位姿协调任务；所述基准装配对象Oi由所述多体复杂结构中已完成调姿的一个或多个的装配对象构成；
在所述计算求解步骤中，按照所述装配工艺规范，依序对每个位姿协调任务子集进行求解，以获取其内两个装配对象间的位姿协调矩阵T，并在求解过程中，基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取的结果，计算热变形与重力变形所造成的关键特征点坐标偏差；
在所述计算求解步骤中：
利用最小二乘法，基于三维点匹配原理所构建的位姿协调优化模型
Figure FDA0003224787180000041
求解获取所述位姿协调任务子集中两装配对象的位姿协调矩阵T；其中，R与P对应为位姿协调矩阵T的旋转分量与平移分量，n为第一类关键特征点对的数量，L为用于拟合关键几何特征的第二类关键特征点对的数量，函数fl用于计算第l个形位误差，ξl是第l个形位要求的权重，ωi是第i个第一类关键特征点对的权重，
Figure FDA0003224787180000042
与
Figure FDA0003224787180000043
对应表示在装配坐标系下基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj上第二类关键特征点坐标测量值与热效应及重力变形所引起的坐标偏差之差，MKCsdatum与MKCsadjust对应表示在装配坐标系下基准装配对象Oi与待调姿装配对象Oj上第一类关键特征点坐标测量值与热效应及重力变形所引起的坐标偏差之差，前述坐标偏差基于对当前两个装配对象进行热固耦合物理仿真分析所获取。
7.根据权利要求6所述的位姿协调方法，其特征在于：
所述大型装备为大型飞机，所述多体复杂结构为外翼翼盒，所述装配工艺规范为按照后缘组件、前缘组件、翼根肋、翼梢肋、其他翼肋及壁板的先后顺序安装各个组件，已完成位姿协调后的所述后缘组件构成所述前缘组件的基准装配对象，已完成位姿协调后的所述前缘组件与所述后缘组件一起构成所述翼根肋、所述翼梢肋或其他翼肋的基准装配对象，已完成位姿协调的所述后缘组件、所述前缘组件、所述翼根肋、所述翼梢肋及所述其他翼肋一起构成所述壁板的基准装配对象。
8.一种大型装备上多体复杂结构装配用的位姿协调系统，所述位姿协调系统包括处理器与存储器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于：
所述计算机程序被所述处理器执行时，能实现上述权利要求6或7所述的位姿协调方法。
9.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序用于大型装备上多体复杂结构装配过程的位姿协调任务计算，其特征在于，当所述计算机程序被执行时，能实现权利要求6或7所述的位姿协调方法。
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