CN113065259A - 一种壁板组件与骨架位姿协调方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种壁板组件与骨架位姿协调方法，包括：计算飞机翼盒各个翼肋处装配间隙；获取消除翼盒热弹变形后的壁板关键特征点的测量数据

和骨架关键特征点的测量数据

基于壁板与骨架关键特征点集三维协调误差的加权范数构建最小二乘目标函数F_obj；结合多区域装配间隙的加权范数，重构翼盒壁板与骨架位姿协调目标函数

求解使翼盒壁板与骨架关键特征点集协调误差加权范数以及多区域装配间隙加权范数综合评价指标最小化的位姿协调参数，作为最优位姿协调参数输出结果。采用本发明方法可以快速准确的获得壁板与骨架之间的位姿协调参数，为后续装配间隙抑制和装配偏差控制提供可靠的依据，提高飞机装配质量和效率。

Description

一种壁板组件与骨架位姿协调方法

技术领域

本发明涉及飞机装配领域，尤其涉及一种改进的飞机翼盒壁板组件与骨架位姿协调方法。

背景技术

在飞机机翼翼盒数字化装配系统中，采用壁板调姿定位系统实现壁板与骨架的位姿协调与对合，首先基于最佳匹配原理计算位姿协调参数，然后通过多数控定位器协同运动，实现壁板位姿调整及其与翼盒骨架的对合操作。但大型飞机翼盒零组件尺寸大、几何外形复杂，极易受温度等影响产生变形，导致翼盒装配间隙的出现，且壁板与骨架之间的装配间隙呈多区域分布的特点，对合时如果壁板与翼盒骨架的相对位姿状态不佳，可能导致翼盒局部区域装配间隙较大。现有技术中，有关飞机翼盒壁板与骨架位姿协调算法中，未能充分考虑各种变形因素对翼盒装配的综合影响，无法精确计算出有效的装配位姿协调参数，导致最终装配效果不佳。

发明内容

本发明要解决的技术问题，在于提供一种壁板组件与骨架位姿协调方法，实现最优化位姿协调参数的精准、快速查找，提高装配效率和装配质量。

本发明提供了一种壁板组件与骨架位姿协调方法，包括：

步骤S1、计算飞机翼盒各个翼肋处装配间隙S_gap(j)；

步骤S2、获取消除翼盒热弹变形后的壁板关键特征点的测量数据

和骨架关键特征点的测量数据

步骤S3、基于壁板与骨架关键特征点集三维协调误差的加权范数构建最小二乘目标函数F_obj，所述最小二乘目标函数F_obj为：

其中，ω_i为翼盒上第i个关键特征点的权重值，S表示位姿协调六元组参数，S＝(x,y,z,α,β,γ)，x,y,z表示刚体位置，α,β,γ表示刚体姿态，n表示翼盒关键特征点总个数；

步骤S4、结合多区域装配间隙的加权范数，重构翼盒壁板与骨架位姿协调目标函数

所述翼盒壁板与骨架位姿协调目标函数

为：

其中，υ_j为第j个区域的装配间隙的权重值，

为翼盒装配间隙的加权范数的权重值，ψ为关键特征点集三维协调误差的加权范数的权重值，w表示装配间隙区域总个数。

步骤S5、求解使翼盒壁板与骨架关键特征点集协调误差加权范数以及多区域装配间隙加权范数综合评价指标最小化的位姿协调参数S_opt＝[x_opt,y_opt,z_opt,α_opt,β_opt,γ_opt]，作为最优位姿协调参数输出结果。

进一步的，所述装配间隙S_gap(j)的计算公式如下：

S_gap(j)＝∫[C_panel(x)-C_rib(x)]dx；

其中，C_panel为飞机翼盒翼肋处的壁板内形轮廓，C_rib为对应翼肋处的外形轮廓。

进一步的，所述壁板内形轮廓C_panel和翼肋外形轮廓C_rib通过3D扫描仪器设备测量得到。

进一步的，所述消除翼盒热弹变形后的壁板关键特征点的测量数据

和骨架关键特征点的测量数据

的获取方式如下：

其中，所述ΔKC(T,g)_panel是基于机翼装配系统热弹变形物理仿真模型求解得到的壁板与翼盒骨架位姿协调时由温度T和重力g误差源导致的壁板关键特征点偏差，所述ΔKC(T,g)_skeleton是基于机翼装配系统热弹变形物理仿真模型求解得到的壁板与翼盒骨架位姿协调时由温度T和重力g误差源导致的骨架关键特征点偏差。

进一步的，所述步骤S5中求解操作具体为，以装配间隙容差为约束，融合非迭代SVD算法和非线性L-M算法进行求解。

本发明的优点在于：

本发明的综合飞机结构变形和装配间隙的翼盒壁板与骨架位姿协调方法，可以有效提升壁板与骨架之间的位姿协调效率，并使所有翼盒装配间隙的总和最小，从而为后续装配间隙抑制和装配偏差控制提供良好的前提条件和数据依据，优化装配工艺，提高飞机装配质量和效率。

附图说明

下面参照附图结合实施例对本发明作进一步的说明。

图1为本发明一种壁板组件与骨架位姿协调方法的执行流程图。

图2为飞机翼盒壁板与骨架位姿协调对装配间隙影响示意图。

具体实施方式

如图1和图2所示，本发明的一种壁板组件与骨架位姿协调方法，包括：

步骤S1、计算飞机翼盒各个翼肋处装配间隙S_gap(j)；该装配间隙为机翼壁板内形和翼肋外形之间的层间间隙；较佳的，所述装配间隙S_gap(j)的计算公式如下：

S_gap(j)＝∫[C_panel(x)-C_rib(x)]dx；

其中，C_panel为飞机翼盒翼肋处的壁板内形轮廓，C_rib为对应翼肋处的外形轮廓。较佳的，所述壁板内形轮廓C_panel和翼肋外形轮廓C_rib通过3D扫描仪器设备测量得到。在实际操作过程中可通过将测量误差以高斯噪声形式引入其内外形轮廓模型，然后通过该积分公式求解两条轮廓曲线之间的面积，即可得到某翼肋处的壁板内形和翼肋外形之间的装配间隙。如图2所示，骨架外形(即翼肋外形)与壁板内形之间均为装配间隙。

步骤S2、获取消除翼盒热弹变形后的壁板关键特征点的测量数据

和骨架关键特征点的测量数据

具体的，所述消除翼盒热弹变形后的壁板关键特征点的测量数据

和骨架关键特征点的测量数据

可采用以下方式获取：

其中，所述ΔKC(T,g)_panel是基于机翼装配系统热弹变形物理仿真模型求解得到的壁板与翼盒骨架位姿协调时由温度T和重力g误差源导致的壁板关键特征点偏差，所述ΔKC(T,g)_skeleton是基于机翼装配系统热弹变形物理仿真模型求解得到的壁板与翼盒骨架位姿协调时由温度T和重力g误差源导致的骨架关键特征点偏差。通过上述的ΔKC(T,g)_panel和ΔKC(T,g)_skeleton补偿壁板与翼盒骨架关键特征点集(该关键特征点集由翼盒装配工艺给定)实际测量数据中的热弹变形误差，得到消除翼盒热弹变形的壁板与骨架关键特征点集测量数据

和

从而提高计算精度。由于温度和重力对复杂外形的飞机结构的影响比较复杂，所以这里采用有限元分析方法(即采用基于有限元分析软件自行建立的机翼装配系统热弹变形物理仿真模型)计算出温度和重力造成的非线性的变形偏差，然后在测量数据中去除这部分偏差，从而将温度和重力耦合条件下壁板与翼盒骨架关键特征点集的非线性映射关系线性化。

步骤S3、基于壁板与骨架关键特征点集三维协调误差的加权范数构建最小二乘目标函数F_obj，所述最小二乘目标函数F_obj为：

其中，ω_i为翼盒上第i个关键特征点的权重值，S为位姿协调六元组参数，S＝(x,y,z,α,β,γ)，x,y,z表示刚体位置，α,β,γ表示刚体姿态，n表示翼盒关键特征点总个数；六元组参数是刚体位姿的一种表达方式，α,β,γ表示刚体姿态，即ZYX欧拉角。翼盒上的关键特征点是以“点对”形式存在的，每一翼盒上的关键特征点包括对应的壁板上的关键特征点以及骨架上关键特征点。

考虑工程实际中不同关键特征点的重要性不尽相同，为各关键特征点对的协调误差施加不同权重ω_i，当只考虑各关键特征点的影响时，可将基于线性Singular ValueDecomposition(SVD)算法求解的位姿协调参数S_svd＝(x_svd,y_svd,z_svd,α_svd,β_svd,γ_svd)作为非线性Levenberg-Marquard(L-M)算法的初值，可计算出局部最优位姿参数S_lm＝[x_lm,y_lm,z_lm,α_lm,β_lm,γ_lm]使目标函数F_obj最小化，此处的S_svd表示基于线性SingularValueDecomposition(SVD)算法求解的位姿协调参数，S_lm表示基于非线性Levenberg-Marquard(L-M)算法计算的位姿协调参数；

步骤S4、结合多区域装配间隙的加权范数，重构翼盒壁板与骨架位姿协调目标函数

所述翼盒壁板与骨架位姿协调目标函数

为：

其中，υ_j为第j个区域的装配间隙的权重值，

为翼盒装配间隙的加权范数的权重值，ψ为关键特征点集三维协调误差的加权范数的权重值，w表示装配间隙区域总个数。

步骤S5、求解使翼盒壁板与骨架关键特征点集协调误差加权范数以及多区域装配间隙加权范数综合评价指标最小化的位姿协调参数S_opt＝[x_opt,y_opt,z_opt,α_opt,β_opt,γ_opt]，作为最优位姿协调参数输出结果。较佳的，所述步骤S5中求解操作具体为，以装配间隙容差为约束，融合非迭代SVD算法和非线性L-M算法进行求解。

飞机装配时通常基于待调姿组件和调姿基准对应关键特征点集的最佳匹配求解位姿协调六元组参数S＝(x,y,z,α,β,γ)，进而协调组件之间的位姿关系。

本发明的飞机翼盒壁板与骨架位姿协调方法中，基于飞机大部件装配间隙模型，综合考虑翼盒多区域装配间隙S_gap(j)的加权范数，考虑工程实际中不同区域的装配间隙对翼盒装配质量的影响不同，为各区域装配间隙施加不同权重υ_j，另外，为了平衡关键特征点集协调误差和翼盒装配间隙对位姿协调参数最优化求解收敛过程的影响，为两者施加不同权重，使其更加贴合实际装配对象和装配工艺，能够提供更加精准的壁板和骨架位姿最优协调方案，为壁板与骨架对合装配提供数据依据，提高装配效率和装配质量。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是熟悉本技术领域的技术人员应当理解，我们所描述的具体的实施例只是说明性的，而不是用于对本发明的范围的限定，熟悉本领域的技术人员在依照本发明的精神所作的等效的修饰以及变化，都应当涵盖在本发明的权利要求所保护的范围内。

Claims (5)

1.一种壁板组件与骨架位姿协调方法，其特征在于：包括：

步骤S1、计算飞机翼盒各个翼肋处装配间隙S_gap(j)；

步骤S2、获取消除翼盒热弹变形后的壁板关键特征点的测量数据

和骨架关键特征点的测量数据

步骤S3、基于壁板与骨架关键特征点集三维协调误差的加权范数构建最小二乘目标函数F_obj，所述最小二乘目标函数F_obj为：

其中，ω_i为翼盒上第i个关键特征点的权重值，S表示位姿协调六元组参数，S＝(x,y,z,α,β,γ)，x,y,z表示刚体位置，α,β,γ表示刚体姿态，n表示翼盒关键特征点总个数；

步骤S4、结合多区域装配间隙的加权范数，重构翼盒壁板与骨架位姿协调目标函数

所述翼盒壁板与骨架位姿协调目标函数

为：

其中，υ_j为第j个区域的装配间隙的权重值，

为翼盒装配间隙的加权范数的权重值，ψ为关键特征点集三维协调误差的加权范数的权重值，w表示装配间隙区域总个数；

步骤S5、求解使翼盒壁板与骨架关键特征点集协调误差加权范数以及多区域装配间隙加权范数综合评价指标最小化的位姿协调参数S_opt＝[x_opt,y_opt,z_opt,α_opt,β_opt,γ_opt]，作为最优位姿协调参数输出结果。

2.如权利要求1所述的一种壁板组件与骨架位姿协调方法，其特征在于：所述装配间隙S_gap(j)的计算公式如下：

S_gap(j)＝∫[C_panel(x)-C_rib(x)]dx；

其中，C_panel为飞机翼盒翼肋处的壁板内形轮廓，C_rib为对应翼肋处的外形轮廓。

3.如权利要求2所述的一种壁板组件与骨架位姿协调方法，其特征在于：所述壁板内形轮廓C_panel和翼肋外形轮廓C_rib通过3D扫描仪器设备测量得到。

4.如权利要求1所述的一种壁板组件与骨架位姿协调方法，其特征在于：所述消除翼盒热弹变形后的壁板关键特征点的测量数据

和骨架关键特征点的测量数据

的获取方式如下：

其中，所述ΔKC(T,g)_panel是基于机翼装配系统热弹变形物理仿真模型求解得到的壁板与翼盒骨架位姿协调时由温度T和重力g误差源导致的壁板关键特征点偏差，所述ΔKC(T,g)_skeleton是基于机翼装配系统热弹变形物理仿真模型求解得到的壁板与翼盒骨架位姿协调时由温度T和重力g误差源导致的骨架关键特征点偏差。

5.如权利要求1所述的一种壁板组件与骨架位姿协调方法，其特征在于：所述步骤S5中求解操作具体为，以装配间隙容差为约束，融合非迭代SVD算法和非线性L-M算法进行求解。

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