CN112784364B - 一种飞机翼身接头加工余量计算方法 - Google Patents

一种飞机翼身接头加工余量计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及飞机接头零件精准安装技术领域，特别是涉及一种飞机翼身接头零件加工余量计算方法，包括测量设备对翼身对接关键特征点进行测量，得到测量数据；根据测量数据对关键特征进行空间拟合；机身机翼对接拟合；判断机身前接头对接后是否需要修配，若是，计算前接头加工余量，进行打磨后结束，若否，直接结束。通过本方法，能有效解决劳动强度大、工作效率低和安装精度低的问题。

Description

一种飞机翼身接头加工余量计算方法
技术领域
本发明涉及飞机接头零件精准安装技术领域，特别是涉及一种飞机翼身接头零件加工余量计算方法。
背景技术
用于飞机机身、机翼对合的前接头零件安装于前机身翼身对接舱位，此接头零件为了满足翼身对合的技术要求，其定位精度要求高，需在其余对合交点安装完成后协调安装此接头。目前主要工作方法是通过飞机机翼与机身的预对接工作，先将主接头交点孔用工艺螺栓连接后，再确定前接头的加工余量，操作者用铅笔画出需要二次加工的位置和加工余量，以确保后期正式对接后前接头安装能够满足技术要求。此种接头加工余量确定方法劳动强度大，工作效率低，而且安装精度低，甚至会由于人为错误导致返工的情况。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提出了一种飞机翼身接头加工余量计算方法，能有效解决劳动强度大、工作效率低和安装精度低的问题。
本发明是通过采用下述技术方案实现的：
一种飞机翼身接头加工余量计算方法，其特征在于：包括以下步骤：
a.测量设备对翼身对接所提取出的关键特征上的测量点进行测量，得到测量数据；
b.根据测量数据对关键特征进行空间拟合；
c.机身机翼对接拟合；
d.判断机身前接头对接后是否需要修配，若是，计算前接头加工余量，进行打磨后结束，若否，直接结束。
所述关键特征包括面特征和孔特征，所述面特征包括翼身主对合端面和前接头端面，所述孔特征包括翼身交点孔和前接头交点孔，测量数据具体指关键特征上所选取的若干测量点的三维坐标。
在采集翼身主对合端面数据时，每个主交点孔对合端面上采集均匀分布的9个测量点；在采集翼身交点孔数据时，每个交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点；在采集前接头端面数据时，每个端面上采集均匀分布的8个测量点；在采集前接头交点孔数据时，前交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点。
所述步骤b具体包括：
b1.对接端面拟合：根据步骤a采集到的三维坐标点拟合成平面，作为翼身对接的特征平面；
b2.交点孔柱面轴线及圆心拟合：根据步骤a采集到的三维坐标点对各交点孔所在圆柱面进行拟合，从而确定圆柱面的轴线，再利用轴线与接头平面交点确定交点孔圆心。
所述步骤b1中对接端面拟合，具体包括：
b11.令待拟合平面的方程为Ax+By+Cz-1＝0，测量点坐标为X1＝(x1,y1,z1)，X2＝(x2,y2,z2)，…,Xn＝(xn,yn,zn)；
b12.将机身或机翼对合端面的测量点所有观测值带入平面方程有：
Figure GDA0003098730010000021
b13.写成矩阵形式为MV＝E，其中
Figure GDA0003098730010000022
V＝[A,B,C]T，E＝(1,1,…,1)T；
b14.求上述超定无解方程组MV＝E，根据最小二乘法有V＝(MTM)-1MTE，即可得到对接端面的平面方程。
所述步骤b2中交点孔柱面轴线及圆心拟合具体包括：
b21.令测量点的坐标为X1＝(x1,y1,z1)，X2＝(x2,y2,z2)，…,Xn＝(xn,yn,zn)；
b22.根据以上测量点对对合孔的圆柱面进行拟合，令待拟合圆柱轴线方程为
Figure GDA0003098730010000023
其中X0＝(x0,y0,z0)为轴线上一点，轴线方向向量为
Figure GDA0003098730010000024
且a2+b2+c2＝1，则圆柱面上的点到其轴线的距离相等均为r，圆柱面方程可表示为
Figure GDA0003098730010000031
即
Figure GDA0003098730010000032
误差方程如下：
Figure GDA0003098730010000033
b23.对上式进行线性化可得：
Figure GDA0003098730010000034
b24.将测量点坐标带入上式，得到∑Vi 2＝Bn×7X7×1-L，求误差∑V2的最小值，即为求Bn×7X7×1＝L的最优解；
b25.利用最小二乘法有：
X7×1＝[δx0,δy0,δz0,δa,δb,δc,δr]T＝(Bn×7 TBn×7)-1Bn×7 TL；
根据上式进行迭代计算，最终得到7个参数；
b26.通过以上方法拟合出所有对合孔所在的圆柱面方程，同时求得其轴线方程，圆心可以通过联立对合孔所在圆柱的轴线方程及对合端面平面方程得到，如下：
Figure GDA0003098730010000035
解得圆心坐标：
Figure GDA0003098730010000036
所述步骤c具体包括：机翼所有主交点孔圆心坐标对应到机身所有对应主交点孔圆心坐标上，确定其坐标变换方程，根据坐标变换方程将前接头关键特征坐标变换到机身坐标系下。
所述步骤c中的主交点孔对合圆心坐标转换的具体方法包括：
c1.根据步骤b中对关键特征进行空间拟合的方法对机身、机翼上的关键特征进行拟合，求得机身12个交点孔的圆心坐标Oi'＝(xi',yi',zi')，i＝1,2，…12，机翼12个交点孔圆心坐标为Oi＝(xi,yi,zi)，i＝1,2，…12；
c2.通过七参数坐标转换法，完成机身机翼主交点孔坐标对合，并确定转换函数；转化方程如下：
Xi'＝X0+R1(α)R2(β)R3(γ)Xi；
其中X0＝[x0,y0,z0]T，x0、y0、z0为平移参数，α、β、γ为旋转参数，
Figure GDA0003098730010000041
Figure GDA0003098730010000042
Xi＝[xi,yi,zi]T为机翼坐标系坐标，Xi'＝[xi',yi',zi']T为转化到机身坐标系后的坐标；
c3.得到误差方程如下：
Vi＝X0+R1(α)R2(β)R3(γ)Xi-Xi'；
c4.对上式进行线性化有：
Figure GDA0003098730010000043
c5.将12个机身、机翼对合孔圆心坐标代入上式，得到V＝A12×6X6×1-L12×1，求误差∑V2的最小值，即为求A12×6X6×1＝L12×1的最优解，利用最小二乘法有：
X6×1＝[δx0,δy0,δz0,δα,δβ,δγ]T＝(A12×6 TA12×6)-1A12×6 TL12×1，
c6.根据上式进行迭代计算，最终得到6个转换系数，从而给出坐标转换方程
Xi'＝X0+R1(α)R2(β)R3(γ)Xi。
所述步骤d中判断机身前接头对接后是否需要修配指：根据步骤c中得到的机身前接头关键特征坐标，对前接头机身插耳对接孔轴线及机翼插耳对接孔轴线进行拟合，计算并判断其是否满足设计给定的同轴度要求，若满足则无需修配，若不满足，则需修配。
所述步骤d具体包括:
d1.将利用坐标转化方程将机翼坐标系下的坐标转化到机身坐标系下，再通过对关键特征进行空间拟合的方法对机身、机翼前接头对接关键特征进行拟合得到：
机身前接头交点孔轴线方程为：
Figure GDA0003098730010000051
机翼叉耳交点孔轴线方程为：
Figure GDA0003098730010000052
对机身前接头端面1方程：A1x+B1y+C1z-1＝0
机身前接头端面2方程：A2x+B2y+C2z-1＝0；
d2.通过直线方程与平面方程的两两联立可解出：
Figure GDA0003098730010000053
d3.机身前接头交点孔轴线与前接头端面1的交点
Figure GDA0003098730010000054
机身前接头交点孔轴线与前接头端面2的交点
Figure GDA0003098730010000055
机翼叉耳交点孔轴线与前接头端面1的交点
Figure GDA0003098730010000056
机翼叉耳交点孔轴线与前接头端面2的交点
Figure GDA0003098730010000061
d4.根据两点间距离公式，得到S1、Y1两点距离
Figure GDA0003098730010000062
S2、Y2两点间距离
Figure GDA0003098730010000063
若前接头端面轴线偏差量max{D1,D2}＞0.2，则前接头同轴度超差，需对前接头进行打磨；
d5.根据对关键特征进行空间拟合的方法对前接头底座端面进行拟合，得到方程为：A3x+B3y+C3z-1＝0，其法向量为
Figure GDA0003098730010000064
向量
Figure GDA0003098730010000065
则前接头加工余量即底座打磨量σ＝(max{D1,D2}-0.2)cosθ，其中
Figure GDA0003098730010000066
与现有技术相比，本发明的有益效果表现在：
通过本方法，既保证接头加工精度，又能有效降低劳动强度，提高安装工作效率，实现柔性装配的飞机接头零件精准安装。
附图说明
下面将结合说明书附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明，其中：
图1为本发明的流程示意图。
具体实施方式
实施例1
作为本发明基本实施方式，本发明包括一种飞机翼身接头加工余量计算方法，参照说明书附图1，包括以下步骤：
a.测量设备对翼身对接关键特征点进行测量，得到测量数据。
本发明采用激光跟踪仪对机身机翼对接关键特征上的测量点坐标进行测量，该设备硬件主要由主机、控制器、用户PC、靶球、温度传感器和T-Probe等组成。对接关键特征点进行测量，得到测量数据，具体包括：
翼身主对合端面：使用靶球测量翼身主对合端面，每个主交点孔对合端面上采集均匀分布的9个测量点。
翼身交点孔：使用T-Probe测量翼身交点孔，每个交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点。
前接头端面：使用T-Probe测量翼身前接头端面，每个端面上采集均匀分布的8个测量点。
前接头交点孔：使用T-Probe测量翼身前接头交点孔，前交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点。
b.根据测量数据对关键特征进行空间拟合，具体包括：
b1.对接端面拟合：根据步骤a采集到的三维坐标点拟合成平面，作为翼身对接的特征平面。
b2.交点孔柱面轴线及圆心拟合：根据步骤a采集到的三维坐标点对各交点孔所在圆柱面进行拟合，从而确定圆柱面的轴线，再利用轴线与接头平面交点确定交点孔圆心。
c.机身机翼对接拟合。
由于机身、机翼各测量点的坐标是通过将激光跟踪仪放在两个不同观测点得到的，所以测量的机身、机翼上所有测量点分别属于两个不同的坐标系，从而对合问题可视为三维坐标系转化问题，即将机翼所有主交点孔圆心坐标对应到机身所有对应主交点孔圆心坐标上，确定其坐标变换函数后，根据函数将前接头关键特征坐标变换到机身坐标系下。
d.判断机身前接头对接后是否需要修配，若是，计算前接头加工余量，进行打磨后结束，若否，直接结束。
根据机身机翼对接拟合中得到的机身前接头关键特征坐标，对前接头机身插耳对接孔轴线及机翼插耳对接孔轴线进行拟合，计算并判断其是否满足设计给定的同轴度要求，若满足则无需修配，若不满足则需进一步计算机身前接头的底座打磨量。
实施例2
作为本发明最佳实施方式，本发明包括一种飞机翼身接头加工余量计算方法，包括以下步骤：
a.测量设备对翼身对接关键特征点进行测量，得到测量数据。
b.根据测量数据对关键特征进行空间拟合。
b1.机身、机翼对接端面拟合。
b11.令待拟合平面的方程为Ax+By+Cz-1＝0，测量点坐标为X1＝(x1,y1,z1)，X2＝(x2,y2,z2)，…,Xn＝(xn,yn,zn)；
b12.将机身或机翼对合端面的测量点所有观测值带入平面方程有：
Figure GDA0003098730010000081
b13.写成矩阵形式为MV＝E，其中
Figure GDA0003098730010000082
V＝[A,B,C]T，E＝(1,1,…,1)T；
b14.求上述超定无解方程组MV＝E，根据最小二乘法有V＝(MTM)-1MTE，即可得到对接端面的平面方程。
b2.机身、机翼交点孔轴线及圆心拟合。
b21.令测量点的坐标为X1＝(x1,y1,z1)，X2＝(x2,y2,z2)，…,Xn＝(xn,yn,zn)；
b22.根据以上测量点对对合孔的圆柱面进行拟合，令待拟合圆柱轴线方程为
Figure GDA0003098730010000083
其中X0＝(x0,y0,z0)为轴线上一点，轴线方向向量为
Figure GDA0003098730010000084
且a2+b2+c2＝1，则圆柱面上的点到其轴线的距离相等均为r，圆柱面方程可表示为
Figure GDA0003098730010000085
即
Figure GDA0003098730010000086
误差方程如下：
Figure GDA0003098730010000087
b23.对上式进行线性化可得：
Figure GDA0003098730010000091
b24.将测量点坐标带入上式，得到∑Vi 2＝Bn×7X7×1-L，求误差∑V2的最小值，即为求Bn×7X7×1＝L的最优解；b25.利用最小二乘法有：
X7×1＝[δx0,δy0,δz0,δa,δb,δc,δr]T＝(Bn×7 TBn×7)-1Bn×7 TL；
根据上式进行迭代计算，最终得到7个参数；
b26.通过以上方法拟合出所有对合孔所在的圆柱面方程，同时求得其轴线方程，圆心可以通过联立对合孔所在圆柱的轴线方程及对合端面平面方程得到，如下：
Figure GDA0003098730010000092
解得圆心坐标：
Figure GDA0003098730010000093
c.机身机翼对接拟合，即主交点孔对合圆心坐标转换。
c1.根据步骤b中对关键特征进行空间拟合的方法对机身、机翼上的关键特征进行拟合，求得机身12个交点孔的圆心坐标Oi'＝(xi',yi',zi')，i＝1,2，…12，机翼12个交点孔圆心坐标为Oi＝(xi,yi,zi)，i＝1,2，…12；
c2.通过七参数坐标转换法，完成机身机翼主交点孔坐标对合，并确定转换函数；由于两套坐标系均采用同一台仪器进行测量，所以不考虑尺度参数，转化方程如下：
Xi'＝X0+R1(α)R2(β)R3(γ)Xi；
其中X0＝[x0,y0,z0]T，x0、y0、z0为平移参数，α、β、γ为旋转参数，
Figure GDA0003098730010000101
Figure GDA0003098730010000102
Xi＝[xi,yi,zi]T为机翼坐标系坐标，Xi'＝[xi',yi',zi']T为转化到机身坐标系后的坐标；
c3.得到误差方程如下：
Vi＝X0+R1(α)R2(β)R3(γ)Xi-Xi'；
c4.对上式进行线性化有：
Figure GDA0003098730010000103
c5.将12个机身、机翼对合孔圆心坐标代入上式，得到V＝A12×6X6×1-L12×1，求误差∑V2的最小值，即为求A12×6X6×1＝L12×1的最优解，利用最小二乘法有：
X6×1＝[δx0,δy0,δz0,δα,δβ,δγ]T＝(A12×6 TA12×6)-1A12×6 TL12×1，
c6.根据上式进行迭代计算，最终得到6个转换系数，从而给出坐标转换方程
Xi'＝X0+R1(α)R2(β)R3(γ)Xi。
d.前接头加工余量计算。
d1.将利用坐标转化方程将机翼坐标系下的坐标转化到机身坐标系下，再通过对关键特征进行空间拟合的方法对机身、机翼前接头对接关键特征进行拟合得到：
机身前接头交点孔轴线方程为：
Figure GDA0003098730010000104
机翼叉耳交点孔轴线方程为：
Figure GDA0003098730010000111
对机身前接头端面1方程：A1x+B1y+C1z-1＝0
机身前接头端面2方程：A2x+B2y+C2z-1＝0；
d2.通过直线方程与平面方程的两两联立可解出：
Figure GDA0003098730010000112
d3.机身前接头交点孔轴线与前接头端面1的交点
Figure GDA0003098730010000113
机身前接头交点孔轴线与前接头端面2的交点
Figure GDA0003098730010000114
机翼叉耳交点孔轴线与前接头端面1的交点
Figure GDA0003098730010000115
机翼叉耳交点孔轴线与前接头端面2的交点
Figure GDA0003098730010000116
d4.根据两点(x1，y1，z1)和(x2，y2，z2)之间的间距离公式
Figure GDA0003098730010000117
可以得到S1、Y1两点距离
Figure GDA0003098730010000118
S2、Y2两点间距离
Figure GDA0003098730010000119
若前接头端面轴线偏差量max{D1,D2}＞0.2，则前接头同轴度超差，需对前接头进行打磨；
d5.根据对关键特征进行空间拟合的方法对前接头底座端面进行拟合，得到方程为：A3x+B3y+C3z-1＝0，其法向量为
Figure GDA00030987300100001110
向量
Figure GDA00030987300100001111
则前接头加工余量即底座打磨量σ＝(max{D1,D2}-0.2)cosθ，其中
Figure GDA00030987300100001112
综上所述，本领域的普通技术人员阅读本发明文件后，根据本发明的技术方案和技术构思无需创造性脑力劳动而作出的其他各种相应的变换方案，均属于本发明所保护的范围。

Claims (7)

1.一种飞机翼身接头加工余量计算方法，其特征在于：包括以下步骤：
a.测量设备对翼身对接所提取出的关键特征上的测量点进行测量，得到测量数据；所述关键特征包括面特征和孔特征，所述面特征包括翼身主对合端面和前接头端面，所述孔特征包括翼身交点孔和前接头交点孔，测量数据具体指关键特征上所选取的若干测量点的三维坐标；
b.根据测量数据对关键特征进行空间拟合；
c.机身机翼对接拟合；
d.判断机身前接头对接后是否需要修配，若是，计算前接头加工余量，进行打磨后结束，若否，直接结束；
所述步骤b具体包括：
b1.对接端面拟合：根据步骤a采集到的三维坐标点拟合成平面，作为翼身对接的特征平面；
b2.交点孔柱面轴线及圆心拟合：根据步骤a采集到的三维坐标点对各交点孔所在圆柱面进行拟合，从而确定圆柱面的轴线，再利用轴线与接头平面交点确定交点孔圆心；
所述步骤b1中对接端面拟合，具体包括：
b11.令待拟合平面的方程为Ax+By+Cz-1＝0，测量点坐标为X1＝(x1,y1,z1)，X2＝(x2,y2,z2)，…,Xn＝(xn,yn,zn)；
b12.将机身或机翼对合端面的测量点所有观测值带入平面方程有：
Figure FDA0003098729000000011
b13.写成矩阵形式为MV＝E，其中
Figure FDA0003098729000000012
V＝[A,B,C]T，E＝(1,1,…,1)T；
b14.求上述超定无解方程组MV＝E，根据最小二乘法有V＝(MTM)-1MTE，即可得到对接端面的平面方程。
2.根据权利要求1所述的一种飞机翼身接头加工余量计算方法，其特征在于：在采集翼身主对合端面数据时，每个主交点孔对合端面上采集均匀分布的9个测量点；在采集翼身交点孔数据时，每个交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点；在采集前接头端面数据时，每个端面上采集均匀分布的8个测量点；在采集前接头交点孔数据时，前交点孔内部采集3层，每层4个均匀分布的测量点，共12个测量点。
3.根据权利要求1所述的一种飞机翼身接头加工余量计算方法，其特征在于：所述步骤b2中交点孔柱面轴线及圆心拟合具体包括：
b21.令测量点的坐标为X1＝(x1,y1,z1)，X2＝(x2,y2,z2)，…,Xn＝(xn,yn,zn)；
b22.根据以上测量点对对合孔的圆柱面进行拟合，令待拟合圆柱轴线方程为
Figure FDA0003098729000000021
其中X0＝(x0,y0,z0)为轴线上一点，轴线方向向量为
Figure FDA0003098729000000022
且a2+b2+c2＝1，则圆柱面上的点到其轴线的距离相等均为r，圆柱面方程可表示为
Figure FDA0003098729000000023
即
Figure FDA0003098729000000024
误差方程如下：
Figure FDA0003098729000000025
b23.对上式进行线性化可得：
Figure FDA0003098729000000026
b24.将测量点坐标带入上式，得到∑Vi 2＝Bn×7X7×1-L，求误差∑V2的最小值，即为求Bn× 7X7×1＝L的最优解；
b25.利用最小二乘法有：
X7×1＝[δx0,δy0,δz0,δa,δb,δc,δr]T＝(Bn×7 TBn×7)-1Bn×7 TL，根据上式进行迭代计算，最终得到7个参数；
b26.通过以上方法拟合出所有对合孔所在的圆柱面方程，同时求得其轴线方程，圆心通过联立对合孔所在圆柱的轴线方程及对合端面平面方程得到，如下：
Figure FDA0003098729000000031
解得圆心坐标：
Figure FDA0003098729000000032
4.根据权利要求1所述的一种飞机翼身接头加工余量计算方法，其特征在于：所述步骤c具体包括：机翼所有主交点孔圆心坐标对应到机身所有对应主交点孔圆心坐标上，确定其坐标变换方程，根据坐标变换方程将前接头关键特征坐标变换到机身坐标系下。
5.根据权利要求4所述的一种飞机翼身接头加工余量计算方法，其特征在于：所述步骤c中的主交点孔对合圆心坐标转换的具体方法包括：
c1.根据步骤b中对关键特征进行空间拟合的方法对机身、机翼上的关键特征进行拟合，求得机身12个交点孔的圆心坐标Oi'＝(xi',yi',zi')，i＝1,2，…12，机翼12个交点孔圆心坐标为Oi＝(xi,yi,zi)，i＝1,2，…12；
c2.通过七参数坐标转换法，完成机身机翼主交点孔坐标对合，并确定转换函数；转化方程如下：
Xi'＝X0+R1(α)R2(β)R3(γ)Xi；
其中X0＝[x0,y0,z0]T，x0、y0、z0为平移参数，α、β、γ为旋转参数，
Figure FDA0003098729000000033
Figure FDA0003098729000000041
Xi＝[xi,yi,zi]T为机翼坐标系坐标，Xi'＝[xi',yi',zi']T为转化到机身坐标系后的坐标；
c3.得到误差方程如下：
Vi＝X0+R1(α)R2(β)R3(γ)Xi-Xi'；
c4.对上式进行线性化有：
Figure FDA0003098729000000042
c5.将12个机身、机翼对合孔圆心坐标代入上式，得到V＝A12×6X6×1-L12×1，求误差∑V2的最小值，即为求A12×6X6×1＝L12×1的最优解，利用最小二乘法有：
X6×1＝[δx0,δy0,δz0,δα,δβ,δγ]T＝(A12×6 TA12×6)-1A12×6 TL12×1，
c6.根据上式进行迭代计算，最终得到6个转换系数，从而给出坐标转换方程：Xi'＝X0+R1(α)R2(β)R3(γ)Xi。
6.根据权利要求5所述的一种飞机翼身接头加工余量计算方法，其特征在于：所述步骤d中判断机身前接头对接后是否需要修配指：根据步骤c中得到的机身前接头关键特征坐标，对前接头机身插耳对接孔轴线及机翼插耳对接孔轴线进行拟合，计算并判断其是否满足设计给定的同轴度要求，若满足则无需修配，若不满足，则需修配。
7.根据权利要求6所述的一种飞机翼身接头加工余量计算方法，其特征在于：所述步骤d具体包括:
d1.将利用坐标转化方程将机翼坐标系下的坐标转化到机身坐标系下，再通过对关键特征进行空间拟合的方法对机身、机翼前接头对接关键特征进行拟合得到：
机身前接头交点孔轴线方程为：
Figure FDA0003098729000000051
机翼叉耳交点孔轴线方程为：
Figure FDA0003098729000000052
对机身前接头端面1方程：A1x+B1y+C1z-1＝0
机身前接头端面2方程：A2x+B2y+C2z-1＝0；
d2.通过直线方程与平面方程的两两联立可解出：
Figure FDA0003098729000000053
d3.机身前接头交点孔轴线与前接头端面1的交点
Figure FDA0003098729000000054
机身前接头交点孔轴线与前接头端面2的交点
Figure FDA0003098729000000055
机翼叉耳交点孔轴线与前接头端面1的交点
Figure FDA0003098729000000056
机翼叉耳交点孔轴线与前接头端面2的交点
Figure FDA0003098729000000057
d4.根据两点间距离公式，得到S1、Y1两点距离
Figure FDA0003098729000000058
S2、Y2两点间距离
Figure FDA0003098729000000059
若前接头端面轴线偏差量max{D1,D2}＞0.2，则前接头同轴度超差，需对前接头进行打磨；
d5.根据对关键特征进行空间拟合的方法对前接头底座端面进行拟合，得到方程为：A3x+B3y+C3z-1＝0，其法向量为
Figure FDA00030987290000000510
向量
Figure FDA00030987290000000511
则前接头加工余量即底座打磨量σ＝(max{D1,D2}-0.2)cosθ，其中
Figure FDA00030987290000000512
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN113247299B (zh) * 2021-07-16 2021-09-28 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种用于飞机快速装配的翼身精加工系统及方法
CN114485348B (zh) * 2022-01-17 2022-12-13 成都飞机工业（集团）有限责任公司 间隙测量装置及使用该装置的间隙检测方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103979118A (zh) * 2014-04-01 2014-08-13 浙江大学 一种机翼壁板数字化定位方法以及定位装置
US20190168861A1 (en) * 2017-12-01 2019-06-06 Hadie Fotouhie Under the wing-mounted jet engine with pivotal swivel joint to produce directional thrust vectoring thru swivel angle
CN111806720A (zh) * 2020-06-24 2020-10-23 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于翼身对接实测数据的整流蒙皮构造方法

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111583318B (zh) * 2020-05-09 2020-12-15 南京航空航天大学 一种基于翼身实测数据虚拟对接的整流蒙皮修配方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103979118A (zh) * 2014-04-01 2014-08-13 浙江大学 一种机翼壁板数字化定位方法以及定位装置
US20190168861A1 (en) * 2017-12-01 2019-06-06 Hadie Fotouhie Under the wing-mounted jet engine with pivotal swivel joint to produce directional thrust vectoring thru swivel angle
CN111806720A (zh) * 2020-06-24 2020-10-23 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于翼身对接实测数据的整流蒙皮构造方法

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* Cited by examiner, † Cited by third party
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基于激光测距的大部件对接方法及误差分析;秦宇 等;《计算机集成制造系统》;20210331;第27卷(第3期);第728-738页 *

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