CN114239170A - 一种飞机装配的误差补偿方法 - Google Patents

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CN114239170A CN202111536898.0A CN202111536898A CN114239170A CN 114239170 A CN114239170 A CN 114239170A CN 202111536898 A CN202111536898 A CN 202111536898A CN 114239170 A CN114239170 A CN 114239170A
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Abstract

本发明公开了一种飞机装配的误差补偿方法，包括以上步骤：S1、在装配现场建立测量基准点；S2、建立以飞机的结构与相连结构为划分区域的误差评估模型，评估和调整结构定位工装的位置；S3、利用激光追踪仪识别结构零件的关键装配特征数据；按照结构零件的装配关键特征进行误差评估；S4、对结构零件的误差采取挫修和/或加垫的方式进行补偿；S5、系统零件根据误差评估模型和结构零件的误差评估进行容差分配，得出最优的装配组合的系统零件进行安装。本方法通过低成本的测量设备和算法补偿来降低制造过程中由于装配误差和零件制造误差所造成的损失，将装配关键特征作为误差评估点，建立拟实装配误差尺寸链，在装配过程中对装配质量进行闭环控制。

Description

一种飞机装配的误差补偿方法
技术领域
本发明涉及飞机部件装配技术领域，特别涉及一种飞机装配的误差补偿方法。
背景技术
随着飞机制造精度的逐渐提高，误差评估和误差补偿也逐渐在飞机部件装配和质量控制中体现其作用。利用简便的测量手段，加上预先搭建的程序和算法支撑，在飞机部件装配过程中，对因误差原因导致的装配风险进行分析，并迅速提出工艺补偿方案的要求越来越高，所以利用计算机强大的计算能力进行实时、高效、准确的误差评估系统建立和补偿方案选择就显得十分必要。
飞机装配误差，涉及零件制造误差、装配累积误差及人为因素造成的误差。现有专利建立的装配误差评估体系依赖于大量的测量数据，以及需要从产品装配开始到结束建立完整尺寸链，并需要根据不同装配关系建立不同的规则，工作量大，但由于现代飞机制造具有小批量、大尺寸、操作空间狭小的特点，复杂的装配误差尺寸链建立会延长飞机制造周期，并且在实际装配过程中许多数据是无法进行测量的；在飞机装配过程中，飞机结构定位工装是以周期性检查来保证其定位准确率，但现实中定位工装在周期检查前就有出现偏移的情况，降低了定位准确率。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术中误差评估体系工作量大、部分数据无法测量、定位准确率低的问题，提供一种飞机装配的误差补偿方法，本发明简化了装配误差评估体系、评估形式由模拟量传递转化为数字化传递，并采用数据的计算快速提供装配补偿方案。
为了实现上述发明目的，本发明提供了以下技术方案：
一种飞机装配的误差补偿方法，包括以上步骤：
S1、在装配现场建立测量基准点，装配过程中的测量数据以所述基准点为基准；
S2、建立以飞机的结构与相连结构为划分区域的误差评估模型，评估和调整结构定位工装的位置，利用所述结构定位工装确保结构装配站位的准确性；
S3、结构装配站位调整至满足设计要求的状态后，利用激光追踪仪识别所述结构零件的关键装配特征数据；按照所述结构零件的装配关键特征进行误差评估；
S4、对所述结构零件的误差采取挫修和/或加垫的方式进行补偿；
S5、结构与结构站位之间的系统零件根据所述误差评估模型和所述结构零件的误差评估在装机前进行容差分配，得出最优的装配组合，再将最优的装配组合中的系统零件进行安装。
本发明的技术方案在飞机结构与结构之间的区域建立误差评估模型，结构是利用结构定位工装来保证结构装配站位的准确性，结构是装配工艺中最初需要控制站位位置的关键点，如能准确对结构进行位置控制，其余零件在迭代关系下的基准点就会得到保证，实时控制与结构相连的结构定位工装的定位准确性，才能保证误差评估中基准点位置的正确，利用飞机结构在制造过程中对装配孔的数据测量和其外形数据测量的准确性，在飞机结构上架后对结构定位工装基准点偏差进行评估，调整结构定位工装的位置；将零件分为结构零件和系统零件，将结构零件的实际装配状态与理论数模相比较进行误差评估，通过模拟计算，对实际装配中结构零件出现的装配误差进行补偿，对结构与结构站位之间的系统零件安装可以在装机前根据误差分布情况进行容差分配，这样可以避免产生过大累积误差的情况。本专利通过对装配工艺分析，根据飞机结构特征，以结构站位为基准建立了一种在装配现场通过激光追踪仪和数据计算就可以快速的构建拟实装配误差传递尺寸链的方法，并提供补偿方案对装配过程中的误差进行闭环控制，本方法可以在每架飞机装配过程中建立了基于装配关键特征的拟实数字尺寸链，该数字尺寸链可根据每架飞机不同的情况在更换零件时提供数据帮助，减免了现场人工取制和取样工作。
进一步地，所述结构零件包括口盖、框、梁、蒙皮，所述系统零件包括导管。
进一步地，所述误差评估模型为：建立所述结构零件在零件车间中测量的xyz坐标系和所述结构零件在实际装配过程中的x'y'z'坐标系，结构零件在从零件车间到装配过程是xyz坐标系与x'y'z'坐标系的转换过程，向量在坐标系中是具有大小和方向的量，利用向量的特性，用所述结构零件在零件车间的测量数值对装配现场所述结构零件安装位置的实测数据进行误差评估。在本发明中，所述结构零件采用数控机床制造模式，能够保证高精度，零件制造误差可忽略，直接采用理论三维数模中的空间坐标点进行转换。结构零件制造误差在不可忽略范围内，需重新测量零件上的装配关键特征。
进一步地，步骤S2的详细步骤为：
S21、建立以飞机的结构与相连结构为划分区域的误差评估模型；
S22、根据所述结构零件在零件车间装配定位孔的坐标测量数据，将所述结构零件上定位孔孔位相连，得到未用所述结构定位工装定位的定位点数据；
S23、利用罗德里格旋转公式将步骤S22得到的定位点数据与在装配现场采用所述结构定位工装定位定位后的定位点数据重合；
S24、与飞机三维理论数模中所述结构定位工装定位点的理论数值进行对比，以此来评估和调整定位工装的位置。
在本发明中，通过飞机结构在零件车间加工和实际装配过程中少量的测量数据，利用飞机结构零件在制造过程中对装配孔的数据测量和其外形数据测量的准确性以及提取三维数模中的空间坐标，结合算法可以对结构定位工装定位点在每架飞机制造过程中进行实时评估和调整，以保证飞机结构装配站位在三维空间中的位置满足设计要求，从根源上避免了误差累积。
进一步地，所述结构零件以装配孔作为装配关键特征。
进一步地，所述系统零件以两相连系统零件连接处的管中心轴线同轴度、管端点中心圆点距离作为装配特征数据，用于评估装配结果是否满足设计要求。
进一步地，步骤S3的详细步骤为：
S31、在所述结构零件机加过程中，记录所述结构零件在xyz坐标系里装配关键特征的测量坐标，并将所述结构零件装配关键特征的点相连，形成n段向量；
S32、在步骤S1得到的所述基准点建立的x'y'z'坐标系里利用激光追踪仪测量在所述结构零件装配后所述结构零件上任意连续的三点，得到所述结构零件在x'y'z'坐标系里装配关键特征的实际坐标；
S33、利用罗德里格旋转公式将步骤S31中所述结构零件在xyz坐标系里的测量坐标转换到步骤S32中所述结构零件在x'y'z'坐标系的实际坐标；
S34、根据实际坐标与理论数模中理论坐标的偏差量对装配误差进行评估。
进一步地，步骤S31中，对制造精度高的所述结构零件，直接使用飞机三维数模中的数据作为所述结构零件在xyz坐标系里装配关键特征的测量坐标。
进一步地，步骤S32中，得到所述结构零件在x'y'z'坐标系里装配关键特征的实际坐标时，对飞机机体内不可测量数据的所述结构零件根据飞机机体外零件可测量的外形数据利用零件与零件之间安装的迭代关系通过算法推算出。在本发明中结构零件是装配工艺中最初需要控制站位位置的关键点，如能准确对飞机结构进行位置控制，其余零件在迭代关系下的基准点就会得到保证，对于飞机机体内不可测量数据可根据飞机机体外零件可测量的外形数据通过算法推算出。
进一步地，步骤S4的详细步骤为：
S41、在飞机三维理论数模上对所述结构零件中需要补偿的部位进行标注；
S42、根据所述步骤S34中实际坐标与理论数模中理论坐标的偏差量得到需加垫的补偿量和/或挫修的补偿量。
更进一步地，步骤S42中，需加垫的补偿量是先通过得到步骤S34中实际坐标与理论数模中理论坐标搭接处向量的夹角，得到楔形加垫角度和加垫厚度；挫修的补偿量是根据步骤S34中实际坐标与理论数模中理论坐标的向量旋转到同一平面内，通过向量端点距离得到需挫修的区域和挫修的补偿量。
进一步地，步骤S5的详细步骤为：根据所述误差评估模型和所述结构零件的误差评估，将现场零件库中所有系统零件装配关键特征的测量数据输入尺寸链中，通过遗传算法中交叉、选择计算得出最优的装配组合，再将最优的装配组合中的系统零件进行安装。
进一步地，本发明所述误差补偿方法还包括步骤S6，通过高斯过程和步骤S1-S5中获取的测量数据建立经验误差分布模型，然后加入已构建的数字尺寸链中进行误差评估。通过少量的数据测量，本发明在飞机零件装配过程中通过零件上可测量的装配关键特征数据和高斯过程经验曲线拟实重建和高准确率的预测包含装配关键特征数据的零件外形，通过基于高斯过程建立的经验误差分布情况对零件制造以及零件接收作出合理评估。
更进一步地，采用高斯过程将实际零件装配特征尺寸分为三个模块进行建模：零件设计尺寸、系统误差、随机误差，将系统误差利用高斯过程建立含有装配关键特征的连续性空间模型，并将随机误差建立为独立的、均匀分布的噪音。
与现有技术相比，本发明的有益效果：
1、本发明的误差补偿方法是一种基于装配关键特征的误差评估和补偿方法，通过低成本的测量设备和算法补偿来降低制造过程中由于装配误差和零件制造误差所造成的损失，该方法将飞机零件的装配关键特征作为误差评估点，并建立拟实装配误差尺寸链，可以帮助工艺人员在装配过程中对装配质量进行闭环控制。
2、本发明的误差补偿方法通过高斯过程和装配现场的测量数据建立经验误差分布模型，对零件外形基于制造误差经验数据进行误差分布预测，根据预测结果重构包含装配信息的零件外形。重构零件外形以及在误差模型中提取的装配关键特征测量数据能够协助零件的接收评估、零件的取样工作和后期飞机的维修工作。通过少量的零件测量数据在高斯模型中推算出零件上其他的装配特征值，以评估批次性零件在装机前装配状态是否满足装配技术要求，以避免在零件制造端产生的过大误差传递进入装配数字尺寸链中。
3、本发明方法是基于现代测量技术，利用高精度的测量手段达到在飞机装配过程中进行全程监控、故障预警、和计算机辅助误差补偿的目的。
附图说明：
图1为飞机装配的误差补偿方法的流程示意图；
图2为实施例1中结构误差评估示意图；
图3为实施例1中零件装配信息向量转化过程的示意图；
图4为实施例1中零件车间测量数据与实际装配数据重合的示意图；
图5为实施例1中A、B导管相连的示意图；
图6为图5根据向量模型方法建立的拟实导管相连100种情况的示意图；
具体实施方式
下面结合试验例及具体实施方式对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例1
一种飞机装配的误差补偿方法，包括以上步骤：
S1、在装配现场建立测量基准点，装配过程中的测量数据以所述基准点为基准；
S2、建立以飞机的结构与相连结构为划分区域的误差评估模型，评估和调整结构定位工装的位置，利用所述结构定位工装确保结构装配站位的准确性；
S3、结构装配站位调整至满足设计要求的状态后，利用激光追踪仪识别所述结构零件的关键装配特征数据；按照所述结构零件的装配关键特征进行误差评估；
S4、对所述结构零件的误差采取挫修和/或加垫的方式进行补偿；
S5、结构与结构站位之间的系统零件根据所述误差评估模型和所述结构零件的误差评估在装机前进行容差分配，得出最优的装配组合，再将最优的装配组合中的系统零件进行安装。
在本实施例中，所述误差评估模型为：建立所述结构零件在零件车间中测量的xyz坐标系和所述结构零件在实际装配过程中的x'y'z'坐标系，结构零件在从零件车间到装配过程是xyz坐标系与x'y'z'坐标系的转换过程，向量在坐标系中是具有大小和方向的量，利用向量的特性，用所述结构零件在零件车间的测量数值对装配现场所述结构零件安装位置的实测数据进行误差评估。
在实际的装配过程中结构依靠结构定位工装固定以保证结构在装配中的位置不发生变化，结构是装配工艺中最初需要控制站位位置的关键点，如能准确对结构进行位置控制，其余零件在迭代关系下的基准点就会得到保证，实时控制与结构相连的结构定位工装的定位准确性，才能保证误差评估中基准点位置的正确，所以结构定位工装以定位点坐标为装配关键特征。步骤S2的详细步骤为：
S21、建立以飞机的结构与相连结构为划分区域的误差评估模型；
S22、根据所述结构零件在零件车间装配定位孔的坐标测量数据，将所述结构零件上定位孔孔位相连，得到未用所述结构定位工装定位的定位点数据；
S23、利用罗德里格旋转公式将步骤S22得到的定位点数据与在装配现场采用所述结构定位工装定位定位后的定位点数据重合；
S24、与飞机三维理论数模中所述结构定位工装定位点的理论数值进行对比，以此来评估和调整定位工装的位置。在本发明中，零件制造误差在不可忽略范围内，需重新测量零件上的装配关键特征，如零件制造误差可忽略，则可直接采用理论三维数模中的空间坐标点进行转换。
在本实施例中，所述结构零件包括口盖、框、梁、蒙皮，所述系统零件包括导管。所述结构零件以装配孔作为装配关键特征。所述系统零件以两相连系统零件连接处的管中心轴线同轴度、管端点中心圆点距离作为装配特征数据，用于评估装配结果是否满足设计要求。
步骤S3的详细步骤为：
S31、在所述结构零件机加过程中，记录所述结构零件在xyz坐标系里装配关键特征的测量坐标，并将所述结构零件装配关键特征的点相连，形成n段向量；即在所测装配关键特征坐标中任意选取一点并与其他装配关键特征的点连线，形成n段向量；
S32、在步骤S1得到的所述基准点建立的x'y'z'坐标系里利用激光追踪仪测量在所述结构零件装配后所述结构零件上任意连续的三点，得到所述结构零件在x'y'z'坐标系里装配关键特征的实际坐标；
S33、利用罗德里格旋转公式将步骤S31中所述结构零件在xyz坐标系里的测量坐标转换到步骤S32中所述结构零件在x'y'z'坐标系的实际坐标；
S34、根据实际坐标与理论数模中理论坐标的偏差量对装配误差进行评估
在一些实施例中，对制造精度高的所述结构零件，直接使用飞机三维数模中的数据作为所述结构零件在xyz坐标系里装配关键特征的测量坐标。具体地，在结构零件机加过程中，在三维坐标系里记录结构零件由机器开出的导孔位置，并将记录的点相连，从最近距离的点以一个方向连线形成多段向量，该结构零件在零件车间开出的导孔位置和结构零件与框边缘搭接部分形成多段向量：AB、BC、CD、MN等16段向量，如图2所示。该型材在框与框之间连接后，在步骤S1得到的所述基准点建立的x'y'z'坐标系里利用激光追踪仪测量A、B、C的空间三维坐标值，但不局限于测量A、B、C点的位置，以框为基准的坐标系里测量该零件在装配后任意的三点，且该三点能确定一个平面，都可以完成零件本身坐标系到飞机实际装配过程中坐标系的转换，具体以装配现场可操作性为主。接下来进入到在xyz坐标系里的测量坐标转换到在x'y'z'坐标系的实际坐标：
设置点A与点A'为两个向量段的空间接壤点，并对点A、点B、点C采用激光追踪仪测量其空间坐标，以得到
Figure BDA0003413310520000071
和
Figure BDA0003413310520000072
计算零件上
Figure BDA0003413310520000073
与理论位置的
Figure BDA0003413310520000074
的夹角∠BA'B'，∠BA'B'的计算公式如下：
Figure BDA0003413310520000075
利用罗德里格旋转公式，将
Figure BDA0003413310520000076
绕着与
Figure BDA0003413310520000077
重合位置(A',A)的旋转轴向量k进行旋转，该轴同时垂直于
Figure BDA0003413310520000078
和
Figure BDA0003413310520000079
旋转后
Figure BDA00034133105200000710
和
Figure BDA00034133105200000711
将重合；罗德里格旋转公式如下：
vrot＝cos(θ)v+(1-cos(θ))(v·k)k+sin(θ)k*v
其中v是一个三维空间向量，k是旋转轴的单位向量，则v在右手螺旋定则意义下绕旋转轴k旋转角度θ得到的向量可以由三个不共面的向量v,k和k*v。其中*表示向量积，其余向量相乘用点积；
Figure BDA0003413310520000081
Figure BDA0003413310520000082
………
Figure BDA0003413310520000083
如图3(c)-(e)所示，然后将
Figure BDA0003413310520000084
以
Figure BDA0003413310520000085
旋转同样的方式进行旋转，将
Figure BDA0003413310520000086
与
Figure BDA0003413310520000087
重合，进而重合向量段A'至N'和A至N；在xyz坐标系里的测量坐标转换到步骤S32中所述结构零件在x'y'z'坐标系的实际坐标
完成零件上的坐标点数值到实际装配过程中的坐标转换后，可以根据零件各个装配特征实际坐标与理论坐标的偏差量对装配误差进行评估。例如，如图3(e)所示，该零件装配特征边线NJ上包含五个装配连接孔(N、L、M、K、J)，但评估该零件与搭接处位置偏差量的可以只使用NJ连线位置，所以将NJ相连形成向量
Figure BDA0003413310520000088
计算
Figure BDA0003413310520000089
与数模中该零件搭接处向量
Figure BDA00034133105200000810
角度、向量端点距离可以直接判断出该零件搭接位置是否在允许范围内，形成拟实评估体系。同样，其他零件都可以利用该种方式进行评估，将装配实际位置与数模中的理论位置的空间坐标利用计算机高效的计算能力，算出偏差量是否在容差范围内。
步骤S32中，得到结构零件在x'y'z'坐标系里装配关键特征的实际坐标时，对飞机机体内不可测量数据的所述结构零件根据飞机机体外零件可测量的外形数据利用零件与零件之间安装的迭代关系通过算法推算出。如图4所示，在基准点平面上得到m、o、n三点的空间坐标值，以此推算出结构件上任意装配特征点的实际位置，以用于拟实误差评估，具体步骤如下所示：
在结构件上选取任意隔框，选取过程中根据装配现场实际情况选取，以可测量隔框为选取标准，在选取的隔框A上测量任意三点(P1、P2、P3)数值以构成所述隔框A的平面：
P1＝(Px1,Py1,Pz1)、P2＝(Px2,Py2,Pz2)、P3＝(Px3,Py3,Pz3)
平面一般表达式：
a*x+b*y+c*z+d＝0
将所述隔框A上测量的三点数值P1、P2、P3带入平面一般表达式得到矩阵：
Figure BDA0003413310520000091
求解得a、b、c，得到构成所述隔框A的平面表达式；
测量所述隔框A相连两个侧框各任意两点分别构成线一、线二，构成线一的两点为(L1x,L1y,L1z)、(L2x,L2y,L2z)，构成线二的两点为(L3x,L3y,L3z)、(L4x,L4y,L4z)；
分别将构成线一、线二的两点投影至所述隔框A的平面，(L1x,L1y,L1z)投影至所述隔框A的平面的投影点P1proj＝(L1x_proj，L1y_proj，L1z_proj)；
Figure BDA0003413310520000092
Figure BDA0003413310520000093
Figure BDA0003413310520000094
其余三点在所述隔框A的平面的投影点分别为：
P2proj＝(L2x_proj，L2y_proj，L2z_proj)
P3proj＝(L3x_proj，L3y_proj，L3z_proj)
P4proj＝(L4x_proj，L4y_proj，L4z_proj)
将投影点P1proj与P2proj相连成线三，P3proj与P4proj相连成线四，找到线三线四在所述隔框A的平面上延长线的交点，为点m，通过点m找到数模上同一点，然后进行坐标系转化；
线三：L3＝(L1x_proj，L1y_proj，L1z_proj)+t*(L2x_proj-L1x_proj，L2y_proj-L1y_proj，L2z_proj-L1z_proj)线四：L4＝(L3x_proj，L3y_proj，L3z_proj)+t*(L4x_proj-L3x_proj，L4y_proj-L3y_proj，L4z_proj-L3z_proj)
联合上述包含未知变量t的方程可解得点m：m＝(mx，my，mz)；
重复上述测量三点、测量隔框侧面两点的步骤可以得到点n(平面C)、点q(平面B)。
连接mn，nq形成两段向量，并选取该结构上不可测量点p为试验对象，以找到零件安装点p处在现实装配现场的数值，向量转换利用罗德里格旋转公式进行转换。本发明对结构零件通过向量的转换、向量的特性，构建零件在空间中的实际位置，并通过与理论位置坐标点的差异计算找到补偿量，以达到在过程中进行误差闭环控制的目的。
步骤S4的详细步骤为：
S41、在飞机三维理论数模上对所述结构零件中需要补偿的部位进行标注；
S42、根据所述步骤S34中实际坐标与理论数模中理论坐标的偏差量得到需加垫的补偿量和/或挫修的补偿量。
在一些实施例中，需加垫的补偿量是先通过得到步骤S34中实际坐标与理论数模中理论坐标搭接处向量的夹角，得到楔形加垫角度和加垫厚度；挫修的补偿量是根据步骤S34中实际坐标与理论数模中理论坐标的向量旋转到同一平面内，通过向量端点距离得到需挫修的区域和挫修的补偿量。
在一些实施例中，步骤S5的详细步骤为：根据所述误差评估模型和所述结构零件的误差评估，将现场零件库中所有系统零件装配关键特征的测量数据输入尺寸链中，通过遗传算法中交叉、选择计算得出最优的装配组合，再将最优的装配组合中的系统零件进行安装。
如附图5、6所示，该批次相连导管A和导管B各有10根，首先连接两导管和各自的管接头，并通过向量转化，将两根导管端头中心旋转至距离理论连接位置最近的距离。A导管和B导管可以通过计算机迅速建立起100种拟实装配情况，通过选取其中同轴度最优、管端头中心点距离满足设计要求的最优装配组合，最优的装配组合中导管作为实际装配导管，这样可以在最大程度上减少因导管制造误差带来的渗油现象，以及提高了装配效率，不需要操作人员进行人工比对。通过向量的转换、向量的特性，构建零件在空间中的实际位置，并通过与理论位置坐标点的差异，然后进行计算机辅助容差分配。
一些实施例中，误差补偿方法还包括步骤S6，通过高斯过程和步骤S1-S5中获取的测量数据建立经验误差分布模型，然后加入已构建的数字尺寸链中进行误差评估。通过少量的数据测量，本发明在飞机零件装配过程中通过零件上可测量的装配关键特征数据和高斯过程经验曲线拟实重建和高准确率的预测包含装配关键特征数据的零件外形，通过基于高斯过程建立的经验误差分布情况对零件制造以及零件接收作出合理评估。采用高斯过程将实际零件装配特征尺寸分为三个模块进行建模：零件设计尺寸、系统误差、随机误差，将系统误差利用高斯过程建立含有装配关键特征的连续性空间模型，并将随机误差建立为独立的、均匀分布的噪音。
高斯过程表示了一个函数的分布，例如在三维坐标中，如果预先知道一个函数的分布，或者通过线性回归知道该函数的映射，那么可以通过该函数x坐标和y坐标的值得到z坐标的值。设定几种平均数为0：f(x)～GP(0，k(x，x')
本模型的输入值具有多维(结构、导管测量数据)的特性，因此采用ARD SE协方差公式，ARD SE Kernel表达为(核函数)：
Figure BDA0003413310520000111
观察训练集：
Figure BDA0003413310520000112
分布概率：
p(y*│y)～N(k*K-1y，K**-K*K-1K'*)
随后将得到结构测量数据真实值的映射关系。设置
Figure BDA0003413310520000114
来满足条件E[vω(x)vω(y)]＝k(x，y)，最后通过Monte Carlo理论模拟kernel方程实现数据映射，表达为：
Figure BDA0003413310520000113
高斯分层模型进行装配中不可测量值的推算：
Figure BDA0003413310520000121
最终得到包含关键装配特征数据的零件外形，然后加入已构建的尺寸传递链进行误差评估。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，包括以上步骤：
S1、在装配现场建立测量基准点，装配过程中的测量数据以所述基准点为基准；
S2、建立以飞机的结构与相连结构为划分区域的误差评估模型，评估和调整结构定位工装的位置，利用所述结构定位工装确保结构装配站位的准确性；
S3、结构装配站位调整至满足设计要求的状态后，利用激光追踪仪识别所述结构零件的关键装配特征数据；按照所述结构零件的装配关键特征进行误差评估；
S4、对所述结构零件的误差采取挫修和/或加垫的方式进行补偿；
S5、结构与结构站位之间的系统零件根据所述误差评估模型和所述结构零件的误差评估在装机前进行容差分配，得出最优的装配组合，再将最优的装配组合中的系统零件进行安装。
2.根据权利要求1所述的飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，所述结构零件包括口盖、框、梁、蒙皮，所述结构零件以装配孔作为装配关键特征；所述系统零件包括导管。
3.根据权利要求1所述的飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，所述误差评估模型为：建立所述结构零件在零件车间中测量的xyz坐标系和所述结构零件在实际装配过程中的x'y'z'坐标系，结构零件在从零件车间到装配过程是xyz坐标系与x'y'z'坐标系的转换过程，向量在坐标系中是具有大小和方向的量，利用向量的特性，用所述结构零件在零件车间的测量数值对装配现场所述结构零件安装位置的实测数据进行误差评估。
4.根据权利要求3所述的飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，步骤S2的详细步骤为：
S21、建立以飞机的结构与相连结构为划分区域的误差评估模型；
S22、根据所述结构零件在零件车间的测量数值，将所述结构零件上定位孔孔位相连，得到未用所述结构定位工装定位的定位点数据；
S23、利用罗德里格旋转公式将步骤S22得到的定位点数据与在装配现场采用所述结构定位工装定位定位后的定位点数据重合；
S24、与飞机三维理论数模中所述结构定位工装定位点的理论数值进行对比，以此来评估和调整定位工装的位置。
5.根据权利要求3所述的飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，步骤S3的详细步骤为：
S31、在所述结构零件机加过程中，记录所述结构零件在xyz坐标系里装配关键特征的测量坐标，并将所述结构零件装配关键特征的点相连，形成n段向量；
S32、在步骤S1得到的所述基准点建立的x'y'z'坐标系里利用激光追踪仪测量在所述结构零件装配后所述结构零件上任意连续的三点，得到所述结构零件在x'y'z'坐标系里装配关键特征的实际坐标；
S33、利用罗德里格旋转公式将步骤S31中所述结构零件在xyz坐标系里的测量坐标转换到步骤S32中所述结构零件在x'y'z'坐标系的实际坐标；
S34、根据实际坐标与理论数模中理论坐标的偏差量对装配误差进行评估。
6.根据权利要求5所述的飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，步骤S4的详细步骤为：
S41、在飞机三维理论数模上对所述结构零件中需要补偿的部位进行标注；
S42、根据所述步骤S34中实际坐标与理论数模中理论坐标的偏差量得到需加垫的补偿量和/或挫修的补偿量。
7.根据权利要求6所述的飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，步骤S42中，需加垫的补偿量是先通过得到步骤S34中实际坐标与理论数模中理论坐标搭接处向量的夹角，得到楔形加垫角度和加垫厚度；挫修的补偿量是根据步骤S34中实际坐标与理论数模中理论坐标的向量旋转到同一平面内，通过向量端点距离得到需挫修的区域和挫修的补偿量。
8.根据权利要求1-7任意一项所述的飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，步骤S5的详细步骤为：根据所述误差评估模型和所述结构零件的误差评估，将现场零件库中所有系统零件装配关键特征的测量数据输入尺寸链中，通过遗传算法中交叉、选择计算得出最优的装配组合，再将最优的装配组合中的系统零件进行安装。
9.根据权利要求1-7任意一项所述的飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，所述误差补偿方法还包括步骤S6，通过高斯过程和步骤S1-S5中获取的测量数据建立经验误差分布模型，然后加入已构建的数字尺寸链中进行误差评估。
10.根据权利要求9所述的飞机装配的误差补偿方法，其特征在于，采用高斯过程将实际零件装配特征尺寸分为三个模块进行建模：零件设计尺寸、系统误差、随机误差，将系统误差利用高斯过程建立含有装配关键特征的连续性空间模型，并将随机误差建立为独立的、均匀分布的噪音。
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CN114742820A (zh) * 2022-05-11 2022-07-12 西南交通大学 一种基于深度学习的螺栓松动检测方法、系统及存储介质
CN115179065A (zh) * 2022-06-20 2022-10-14 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种进气道类复材工装模板加工支撑结构及余量调整方法

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114742820A (zh) * 2022-05-11 2022-07-12 西南交通大学 一种基于深度学习的螺栓松动检测方法、系统及存储介质
CN115179065A (zh) * 2022-06-20 2022-10-14 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种进气道类复材工装模板加工支撑结构及余量调整方法
CN115179065B (zh) * 2022-06-20 2023-12-08 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种进气道类复材工装模板加工支撑结构及余量调整方法

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