CN114633898A - 用于飞机部件调姿的测量方法、装置、设备及介质 - Google Patents
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Abstract
本申请的实施例公开一种用于飞机部件调姿的测量方法、装置、设备及介质，该方法通过接收目标部件的编号信息；基于所述编号信息，从数据库中获取所述目标部件对应的目标被测点的理论坐标值和目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；获取所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值；根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值；基于所述目标被测点的实际坐标值，对所述目标部件进行测量。解决了现有技术中飞机部件调姿过程中部件测量效率低的技术问题。
Description
技术领域
本申请涉及飞机制造技术领域，尤其涉及发明名称一种用于飞机部件调姿的测量方法、装置、设备及介质。
背景技术
飞机部件数字化调姿系统是利用数控定位器对飞机部件进行姿态调整的工业装备，是提升飞机装配效率和质量的利器，在当今飞机制造领域中应用日益广泛。在飞机部件数字化调姿工艺流程中，利用激光跟踪仪对部件进行测量是一个重要环节，且需要多次重复，加之飞机部件往往较大，被测点数量多而分散，故而测量工作的效率很大程度上影响了整个部件调姿过程的效率。
但在生产实际中，被测点一般较多，不管是利用有没有相机引导指光功能的跟踪仪，其测量工作效率都比较低。
发明内容
本申请的主要目的在于提供一种用于飞机部件调姿的测量方法、装置、设备及介质，旨在解决现有技术中飞机部件调姿过程中部件测量效率低的技术问题。
为实现上述目的，本申请的实施例提供一种用于飞机部件调姿的测量方法，包括：
接收目标部件的编号信息；
基于所述编号信息，从数据库中获取所述目标部件对应的目标被测点的理论坐标值和目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；其中，所述数据库中预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；
获取所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值；
根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值；
基于所述目标被测点的实际坐标值，对所述目标部件进行测量。
可选地，所述根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值的步骤，包括：
根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值的转换关系；
根据所述转换关系和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值。
可选地，所述转换关系包括构造旋转矩阵R和平移矩阵T；
所述根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值的转换关系的步骤，包括：
对所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值分别去中心化，得到去中心化后的目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值和去中心化后的目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；
基于和，构造矩阵H；
对矩阵H做奇异值分解，获得分解结果；
根据所述分解结果，得到构造旋转矩阵R和平移矩阵T。
可选地，所述根据所述转换关系和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值的步骤，包括：
根据旋转矩阵R、平移矩阵T和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值。
可选地，所述根据旋转矩阵R、平移矩阵T和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值的步骤，包括：
利用如下表达式，获得所述目标被测点的实际坐标值：
p′ei＝Rp′ti+T
其中，为目标被测点的实际坐标值，为目标被测点的理论坐标值，i＝1,2,...,N，N为目标被测点的数量。
可选地，所述接收目标部件的编号信息的步骤之前，还包括：
基于不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，构建所述数据库。
此外，为实现上述目的，本申请的实施例还提供一种用于飞机部件调姿的测量装置，包括：
信息接收模块，用于接收目标部件的编号信息；
第一获取模块，用于基于所述编号信息，从数据库中获取所述目标部件对应的目标被测点的理论坐标值和目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；其中，所述数据库中预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；
第二获取模块，用于获取所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值；
坐标获得模块，用于根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值；
部件测量模块，用于基于所述目标被测点的实际坐标值，对所述目标部件进行测量。
此外，为实现上述目的，本申请的实施例还提供一种测量设备，该测量设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
此外，为实现上述目的，本申请的实施例还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
此外，为实现上述目的，本申请的实施例还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品在被处理器时，实现上述的方法。
本申请所能实现的有益效果。
本申请实施例提出的一种用于飞机部件调姿的测量方法、装置、设备及介质，该方法通过接收目标部件的编号信息；基于所述编号信息，从数据库中获取所述目标部件对应的目标被测点的理论坐标值和目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；其中，所述数据库中预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；获取所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值；根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值；基于所述目标被测点的实际坐标值，对所述目标部件进行测量。也即，该方法通过提前构建预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值的数据库，在进行测量时，基于飞机部件被测点的理论位置和数控定位器的实际位置，通过理论算法自动快速的获得全部被测点的实际位置，解决了现有技术中飞机部件调姿过程中部件测量效率低的技术问题，相对于现有技术中利用人工进行逐一测量，显著提高了飞机部件数字化调姿过程中部件测量效率，同时，保证了测量的准确性。
附图说明
图1为本申请实施例涉及的硬件运行环境的测量设备结构示意图；
图2为本申请实施例的一种用于飞机部件调姿的测量方法的流程示意图；
图3为本申请实施例中飞机部件调姿对合系统调姿测量的示意图；
图4为本申请实施例中飞机部件姿态转换的原理示意图；
图5为本申请实施例的用于飞机部件调姿的测量装置的功能模块示意图。
本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
本申请实施例的主要解决方案是：提出的一种用于飞机部件调姿的测量方法、装置、设备及介质，该方法通过接收目标部件的编号信息；基于所述编号信息，从数据库中获取所述目标部件对应的目标被测点的理论坐标值和目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；其中，所述数据库中预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；获取所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值；根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值；基于所述目标被测点的实际坐标值，对所述目标部件进行测量。
飞机部件数字化调姿系统是利用数控定位器对飞机部件进行姿态调整的工业装备，是提升飞机装配效率和质量的利器，在当今飞机制造领域中应用日益广泛。在飞机部件数字化调姿工艺流程中，利用激光跟踪仪对部件进行测量是一个重要环节，且需要多次重复，加之飞机部件往往较大，被测点数量多而分散，故而测量工作的效率很大程度上影响了整个部件调姿过程的效率。在现有的生产实际中，不同的飞机部件结构形式差异大，相同部件又存在一定的制造误差，而且调姿过程中部件还会多次进行姿态变换，这些因素导致了被测点在测量场中的位置难以确定。对于没有相机引导指光功能的跟踪仪，通常由操作人员用靶标球进行引导，这种做法需要多人配合，操作繁复，工作效率低下；对于有相机引导指光功能(如Leica OVC)的跟踪仪，虽然效率有一定提升，但当测量工作量大时仍然非常耗时，并且当相机视野范围内有多个被测点时，容易出现指错被测点的问题，导致测量数据错误。
为此，本申请提供一种解决方案，通过提前构建预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值的数据库，在进行测量时，基于飞机部件被测点的理论位置和数控定位器的实际位置，通过理论算法自动快速的获得全部被测点的实际位置，解决了现有技术中飞机部件调姿过程中部件测量效率低的技术问题，相对于现有技术中利用人工进行逐一测量，显著提高了飞机部件数字化调姿过程中部件测量效率，同时，保证了测量的准确性。
参照图1，图1为本申请实施例方案涉及的硬件运行环境的测量设备结构示意图。
如图1所示，该测量设备可以包括：处理器1001，例如中央处理器(CentralProcessing Unit，CPU)，通信总线1002、用户接口1003，网络接口1004，存储器1005。其中，通信总线1002用于实现这些组件之间的连接通信。用户接口1003可以包括显示屏(Display)、输入单元比如键盘(Keyboard)，可选用户接口1003还可以包括标准的有线接口、无线接口。网络接口1004可选的可以包括标准的有线接口、无线接口(如无线保真(WIreless-FIdelity，WI-FI)接口)。存储器1005可以是高速的随机存取存储器(RandomAccess Memory，RAM)存储器，也可以是稳定的非易失性存储器(Non-Volatile Memory，NVM)，例如磁盘存储器。存储器1005可选的还可以是独立于前述处理器1001的存储装置。
本领域技术人员可以理解，图1中示出的结构并不构成对测量设备的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。
如图1所示，作为一种存储介质的存储器1005中可以包括操作系统、数据存储模块、网络通信模块、用户接口模块以及电子程序。
在图1所示的测量设备中，网络接口1004主要用于与网络服务器进行数据通信；用户接口1003主要用于与用户进行数据交互；本发明测量设备中的处理器1001、存储器1005可以设置在测量设备中，所述测量设备通过处理器1001调用存储器1005中存储的用于飞机部件调姿的测量装置，并执行本申请实施例提供的用于飞机部件调姿的测量方法。
参照图2，基于前述实施例的硬件设备，本申请的实施例提供一种用于飞机部件调姿的测量方法，包括：
S20、接收目标部件的编号信息。
在具体实施过程中，目标部件是指飞机的部件。编号信息是指能对目标部件进行唯一标识的标识信息，例如ID。
具体的，接收编号信息的目的是为了得知需要对哪个部件进行测量，以便于在后续执行过程中，从数据库中获取部件的相关理论坐标值。
S40、基于所述编号信息，从数据库中获取所述目标部件对应的目标被测点的理论坐标值和目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；其中，所述数据库中预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值。
在具体实施过程中，为了提高效率，数据库中预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，以供随时匹配取用。
参见图3，图3为飞机部件调姿对合系统调姿测量的示意图。其中，被测点即为图中的测量点，测量点一般包括多个；数控定位器包括球窝。此外，图中还包括托架和激光跟踪仪。激光跟踪仪用于根据测量点的实际坐标值进行测量。为了实现准确高效的测量，首先需要确定出测量点的实际坐标值。
作为一种可选的实施方式，所述接收目标部件的编号信息的步骤之前，还包括：
基于不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，构建所述数据库。
具体的，数据库可以利用Microsoft SQL Server构建。其中，数据库中的数据形式可以是包含两张数据表，如表1和
表2所示。
表1被测点理论坐标值数据表
| 部件ID | 被测点ID | x理论值 | y理论值 | z理论值 |
| C1 | C1001 | x1-1 | y1-1 | z1-1 |
| C1 | C1002 | x1-2 | y1-2 | z1-2 |
| C1 | C1003 | x1-3 | y1-3 | z1-3 |
| C1 | C1004 | x1-4 | y1-4 | z1-4 |
| C1 | C1005 | x1-5 | y1-5 | z1-5 |
| C1 | C1006 | x1-6 | y1-6 | z1-6 |
| C2 | C2001 | x2-1 | y2-1 | z2-1 |
| C2 | C2002 | x2-2 | y2-2 | z2-2 |
| C2 | C2003 | x2-3 | y2-3 | z2-3 |
| C2 | C2004 | x2-4 | y2-4 | z2-4 |
| C2 | C2005 | x2-5 | y2-5 | z2-5 |
表2数控定位器球窝中心中心理论值数据表
此外，如图3中可知，已知在飞机设计坐标系下(笛卡尔坐标系)且部件处于理论位姿时，被测点的理论坐标值pti(xpti,ypti,zpti)和各个数控定位器球窝中心的理论坐标值qti(xqti,yqti,zqti)，其中i＝1,2,3,…,N，N为被测点数量，j＝1,2,3,…,M，M为数控定位器数量。假设飞机部件及辅助工装视为刚体，当部件上架至调姿系统后，部件上被测点与数控定位器球窝中心的相对位置为恒定的。因此，数控定位器球窝中心点集实际坐标值Qr(q′r1,q′r2,…,q′rM)与理论坐标值Qt(q′t1,q′t2,…,q′tM)的转换关系即是部件被测点点集的实际坐标值Pe(p′e1,p′e2,…,p′eN)与理论坐标值Pt(p′t1,p′t2,…,p′tN)的转换关系。由于Pt和Qt已知，Qr可以从数控定位器控制系统中实时获得，所以可以计算得位姿转换关系，进而得到被测点实际坐标值Pe。由于存在系统误差，飞机部件的制造误差和变形，导致被测点实际位置与其预测值间存在一定偏差，但该偏差较小，足够激光跟踪仪完成对测量目标的自动精确定位。
具体执行过程如下：
S60、获取所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值。
在具体实施过程中，目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值可以实时从目标数控定位器中直接获取，这里不再赘述。
S80、根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值。
在具体实施过程中，基于前述的理论陈述，可以根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值。
作为一种可选地实施方式，所述根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值的步骤，包括：
首先，根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值的转换关系；
在具体实施过程中，参见图4，图4为飞机部件姿态转换的原理示意图。如图4所示，说明了通过球窝中心点集理论值和实际值的转换关系(旋转矩阵R和平移矩阵T)与飞机部件被测点点集理论值和实际值的转换关系一致，利用此转换关系和已知的被测点理论值即可预测其实际值，因此，Qt和Qr的位姿转换关系包括旋转矩阵R和平移矩阵T，其计算过程如下：
对Qt和Qr去中心化得到
和
如公式(1)和公式(2)所示。
其中，Qtj是以为q′tj列，列数为M的矩阵(M即数控定位器数量)，即Qtj(q′tj,q′tj,…,q′tj)，Qrj同理。
和
分别为减去点集几何中心坐标值后的球窝中心点点集理论坐标和实际坐标。
构造矩阵H，如公式(3)所示。
对H做奇异值分解，如公式(4)所示。
H＝UΛVT (4)
得到旋转矩阵R和平移矩阵T，如
R＝VUT (5)
ti＝q′rj-R·q′tj (6)
据此，即得到了转换关系。
接下来，根据所述转换关系和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值。
作为一种可选地实施方式，所述根据所述转换关系和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值的步骤，包括：
根据旋转矩阵R、平移矩阵T和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值。
具体的，所述根据旋转矩阵R、平移矩阵T和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值的步骤，包括：
利用如下表达式，获得所述目标被测点的实际坐标值：
p′ei＝Rp′ti+T
其中，为目标被测点的实际坐标值，为目标被测点的理论坐标值，i＝1,2,...,N，N为目标被测点的数量。
S100、基于所述目标被测点的实际坐标值，对所述目标部件进行测量。
在具体实施过程中，在获得目标被测点实际坐标值后，可以控制图2中的激光跟踪仪根据目标被测点实际坐标值，对目标部件进行测量。
可以理解的是，本实施例的方法依赖软件执行，其开发过程可以如下：
采用C++语言，利用Microsoft MFC库开发本实施例的方法执行所需的软件。
(1)利用ODBC编写数据库查询模功能块；
(2)利用MATLAB编写被测点实际坐标值的预测算法，编译成C++动态链接库，将该库集成至软件，作为核心算法功能模块；
(3)运用Spatial Analyzer软件提供的API编写跟踪仪控制功能模块，包含自动指光，自动测量，自动返回测量数据等功能；
开发用户图形界面，提供飞机部件ID的配置窗口，测量数据获取按钮，测量点列表和自动测量启动按钮和等控件。
在一个具体实施场景中，测量过程如下：
(1)部件C1自动测量
i.飞机部件C1上架至数字化调姿系统；
ii.在自动测量软件中将飞机部件ID设置为C1；
iii.点击测量数据获取按钮，软件自动查询搭配，并计算被测点位置预测值；
iv.测量列表中选择默认选择了所有的测量点(共6个)；
v.点击自动测量启动按钮，激光跟踪仪根据测量软件质量自动测量并返回测量数据。
(2)部件C2自动测量
i.飞机部件C2上架至数字化调姿系统；
ii.在自动测量软件中将飞机部件ID设置为C1；
iii.点击测量数据获取按钮，软件自动进行数据查询，并计算被测点位置预测值；
iv.测量列表中选择默认选择了所有的测量点(共5个)；
v.点击自动测量启动按钮，激光跟踪仪根据测量软件质量自动测量并返回测量数据。
应当理解的是，以上仅为举例说明，对本申请的技术方案并不构成任何限制，本领域的技术人员在实际应用中可以基于需要进行设置，此处不做限制。
通过上述描述不难发现，本实施例的方法通过提前构建预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值的数据库，在进行测量时，基于飞机部件被测点的理论位置和数控定位器的实际位置，通过理论算法自动快速的获得全部被测点的实际位置，解决了现有技术中飞机部件调姿过程中部件测量效率低的技术问题，相对于现有技术中利用人工进行逐一测量，显著提高了飞机部件数字化调姿过程中部件测量效率，同时，保证了测量的准确性。
参照图5，基于相同的发明思路，本申请的实施例还提供一种用于飞机部件调姿的测量装置，包括：
信息接收模块，用于接收目标部件的编号信息；
第一获取模块，用于基于所述编号信息，从数据库中获取所述目标部件对应的目标被测点的理论坐标值和目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；其中，所述数据库中预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；
第二获取模块，用于获取所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值；
坐标获得模块，用于根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值；
部件测量模块，用于基于所述目标被测点的实际坐标值，对所述目标部件进行测量。
需要说明的是，本实施例中用于飞机部件调姿的测量装置中各模块是与前述实施例中的用于飞机部件调姿的测量方法中的各步骤一一对应，因此，本实施例的具体实施方式和达到的技术效果可参照前述用于飞机部件调姿的测量方法的实施方式，这里不再赘述。
应当理解的是，以上仅为举例说明，对本申请的技术方案并不构成任何限制，本领域的技术人员在实际应用中可以基于需要进行设置，此处不做限制。
此外，在一种实施例中，本申请还提供一种测量设备，所述测量设备包括处理器，存储器以及存储在所述存储器中的计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
此外，在一种实施例中，本申请还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品在被处理器时，实现上述的方法。
此外，在一种实施例中，本申请还提供一种计算机存储介质，所述计算机存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
在一些实施例中，计算机可读存储介质可以是FRAM、ROM、PROM、EPROM、EEPROM、闪存、磁表面存储器、光盘、或CD-ROM等存储器；也可以是包括上述存储器之一或任意组合的各种设备。计算机可以是包括智能终端和服务器在内的各种计算设备。
在一些实施例中，可执行指令可以采用程序、软件、软件模块、脚本或代码的形式，按任意形式的编程语言(包括编译或解释语言，或者声明性或过程性语言)来编写，并且其可按任意形式部署，包括被部署为独立的程序或者被部署为模块、组件、子例程或者适合在计算环境中使用的其它单元。
作为示例，可执行指令可以但不一定对应于文件系统中的文件，可以可被存储在保存其它程序或数据的文件的一部分，例如，存储在超文本标记语言(HTML，Hyper TextMarkup Language)文档中的一个或多个脚本中，存储在专用于所讨论的程序的单个文件中，或者，存储在多个协同文件(例如，存储一个或多个模块、子程序或代码部分的文件)中。
作为示例，可执行指令可被部署为在一个计算设备上执行，或者在位于一个地点的多个计算设备上执行，又或者，在分布在多个地点且通过通信网络互连的多个计算设备上执行。
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者系统中还存在另外的相同要素。
上述本申请实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如只读存储器/随机存取存储器、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台多媒体终端设备(可以是手机，计算机，电视接收机，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述的方法
以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。
Claims (10)
1.一种用于飞机部件调姿的测量方法，其特征在于，包括：
接收目标部件的编号信息；
基于所述编号信息，从数据库中获取所述目标部件对应的目标被测点的理论坐标值和目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；其中，所述数据库中预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；
获取所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值；
根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值；
基于所述目标被测点的实际坐标值，对所述目标部件进行测量。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值的步骤，包括：
根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值的转换关系；
根据所述转换关系和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述转换关系包括构造旋转矩阵R和平移矩阵T；
所述根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值的转换关系的步骤，包括：
对所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值与所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值分别去中心化，得到去中心化后的目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值
和去中心化后的目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值
基于
和
构造矩阵H；
对矩阵H做奇异值分解，获得分解结果；
根据所述分解结果，得到构造旋转矩阵R和平移矩阵T。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据所述转换关系和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值的步骤，包括：
根据旋转矩阵R、平移矩阵T和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据旋转矩阵R、平移矩阵T和所述目标被测点的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值的步骤，包括：
利用如下表达式，获得所述目标被测点的实际坐标值：
p′ei＝Rp′ti+T
其中，p’ei为目标被测点的实际坐标值，p’ti为目标被测点的理论坐标值，i＝1,2,...,N，N为目标被测点的数量。
6.如权利要求1-5中任一项所述的方法，其特征在于，所述接收目标部件的编号信息的步骤之前，还包括：
基于不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，构建所述数据库。
7.一种用于飞机部件调姿的测量装置，其特征在于，包括：
信息接收模块，用于接收目标部件的编号信息；
第一获取模块，用于基于所述编号信息，从数据库中获取所述目标部件对应的目标被测点的理论坐标值和目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；其中，所述数据库中预置有不同的部件对应的被测点的理论坐标值和数控定位器球窝中心位置的理论坐标值；
第二获取模块，用于获取所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值；
坐标获得模块，用于根据所述目标数控定位器球窝中心位置的实际坐标值、所述目标被测点的理论坐标值和所述目标数控定位器球窝中心位置的理论坐标值，获得所述目标被测点的实际坐标值；
部件测量模块，用于基于所述目标被测点的实际坐标值，对所述目标部件进行测量。
8.一种测量设备，其特征在于，该测量设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
10.一种计算机程序产品，其特征在于，所述计算机程序产品在被处理器时，实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
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|---|---|---|---|
| CN202210299009.1A CN114633898B (zh) | 2022-03-25 | 2022-03-25 | 用于飞机部件调姿的测量方法、装置、设备及介质 |
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