CN116652704B - 一种自适应飞机结构外形的复合修理方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空制造维修技术领域，尤其涉及一种自适应飞机结构外形的复合修理方法，本发明在对复合材料修理打磨时，通过搭载三维视觉扫描单元的机械臂对飞机修复区域的结构外形进行扫描获得总控计算机内的三维空间坐标模型，总控计算机基于三维空间坐标模型确定初始打磨直径、打磨中心以及打磨深度，并通过预打磨的实际效果与理论效果对比，对激光模组输出功率进行调整，自动规划逐层粗打磨路径得到以阶梯状深入的圆形打磨区域，自动规划逐层细打磨路径对粗打磨区域进行更加精细的打磨，进而，实现了对复合材料结构损伤的自动规划打磨，并根据预打磨效果调整激光模组输出功率，提高了修理精度和修理效率。

Description

一种自适应飞机结构外形的复合修理方法

技术领域

本发明涉及航空制造维修技术领域，尤其涉及一种自适应飞机结构外形的复合修理方法。

背景技术

军队以及民用飞机长时间工作在复杂载荷的工作环境中，飞机结构及表面不可避免遭受腐蚀、外物撞击或意外损伤，需要及时维修或定期大修，以便快速返回航线，减少经济损失，维修中常需要将裂纹或冲击损伤去除切割，需要对复合材料结构打磨成斜接面或阶梯便于粘接修理，因飞机结构复杂、表面形状各异、打磨去除尺寸精度要求高，传统的修理方法多依赖手工操作，对维修人员的技艺和经验要求高，修理时间长，工艺质量难以保障，容易造成意外损伤，所以航空飞行器的复合材料修复打磨工艺方法实现自动化以及智能化具有重要意义。

中国专利公开号：CN110877269A，公开了一种复合材料构件打磨设备及打磨方法，包括：控制器、机械臂、打磨装置及激光反馈装置，本发明中的打磨设备在打磨时，首先对构件表面进行扫描获得立体模型，再向控制器导入构件产品的目标模型，控制器通过对比驱动机械臂带动打磨装置对构件表面进行相应打磨；

可见，现有技术中还存在以下问题，

现有技术中，不能根据实际损伤结构自动规划打磨路径，根据数据库中的目标模型进行打磨易造成较大打磨误差，未考虑由于材料腐蚀等原因造成的实际打磨效果与设定打磨参数出现偏差的问题，影响修理精度和修理效率。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种自适应飞机结构外形的复合修理方法，其包括：

步骤S1，控制搭载三维视觉扫描单元的机械臂对飞机修复区域的结构外形进行扫描，获取各扫描点的点云数据，且，通过上位机基于各扫描点的点云数据构建飞机修复区域结构的三维空间坐标模型；

步骤S2，基于所述三维空间坐标模型确定内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在基准水平面上的投影，基于所述投影确定初始打磨直径以及打磨中心；

步骤S3，预先构建强度恢复率随打磨角度变化的变化曲线，基于所述变化曲线中的最优恢复率确定当前打磨角度；

步骤S4，基于设定的逐层粗打磨厚度对飞机修复区域进行预打磨，通过逐层粗打磨厚度与预打磨厚度判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整以及确定所述输出功率的调整量；

步骤S5，以所述打磨中心为基准，通过激光修复模组以调整后的输出功率对飞机修复区域进行逐层粗打磨，粗打磨各层的半径逐层减小，以得到边缘为阶梯状的圆形打磨区域；

步骤S6，设定逐层细打磨厚度，对所述圆形打磨区域边缘的各阶梯层进行细打磨，细打磨包括以所述打磨中心为基准，逐层减少打磨半径对各阶梯层进行打磨，且，所述逐层细打磨厚度小于所述逐层粗打磨厚度。

进一步地，其特征在于，所述步骤S1中，以外表损伤轮廓的形心为原点建立三维直角坐标系，通过所述三维视觉扫描单元对飞机修复区域的结构外形进行扫描，以获取点云数据，所述点云数据包括扫描点对应的三维空间坐标以及RGB值。

进一步地，其特征在于，所述步骤S2中,基于所述三维空间坐标模型确定内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在基准水平面上的投影，基于各投影确定初始打磨圆直径以及打磨中心，其中，

三维视觉扫描单元在所述基准水平面上建立直角坐标系，将所述内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在所述基准水平面进行投影，上位机基于各投影的X轴最大值、X轴最小值、Y轴最大值以及Y轴最小值构建矩形，并以矩形区域的对角线长度为初始打磨圆直径的长度，以所述对角线的中点为打磨中心。

进一步地，其特征在于，所述步骤S3中，基于所述变化曲线中的最优恢复率确定当前打磨角度，其中，

所述变化曲线中最优恢复率为90%，所述最优恢复率对应的最大打磨角度的正切值tanθ=1/26。

进一步地，所述步骤S4中，基于设定的逐层粗打磨厚度对飞机修复区域进行预打磨，通过逐层粗打磨厚度与所述三维视觉扫描单元检测的预打磨厚度判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整，其中，

基于所述逐层粗打磨厚度与所述预打磨厚度计算厚度差值绝对值，将所述厚度差值绝对值与预设的差值阈值进行对比，根据对比结果，判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整，

在第一差值对比结果下，所述上位机判定不需要对激光修复模组的输出功率进行调整；

在第二差值对比结果下，所述上位机判定需要对激光修复模组的输出功率进行调整；

其中，所述第一差值对比结果为所述厚度差值绝对值小于等于所述差值阈值，所述第二差值对比结果为所述厚度差值绝对值大于所述差值阈值，所述差值阈值基于逐层粗打磨厚度确定。

进一步地，所述步骤S4中，基于设定的逐层粗打磨厚度对飞机修复区域进行预打磨，通过逐层粗打磨厚度与预打磨厚度确定所述输出功率的调整量，其中，

所述上位机判定需要对所述激光修复模组的输出功率进行调整时，将所述厚度差值绝对值与预设的第一偏差值以及第二偏差值进行对比，根据对比结果确定所述输出功率的调整量，

在第一偏差值对比结果下，所述上位机确定所述输出功率的调整量为第一功率调整量；

在第二偏差值对比结果下，所述上位机确定所述输出功率的调整量为第二功率调整量；

在第三偏差值对比结果下，所述上位机确定所述输出功率的调整量为第三功率调整量；

其中，所述第一偏差值对比结果为所述厚度差值绝对值小于等于所述第一偏差值，所述第二偏差值对比结果为所述厚度差值绝对值大于所述第一偏差值，且，所述厚度差值绝对值小于所述第二偏差值，所述第三偏差值对比结果为所述厚度差值绝对值大于等于所述第二偏差值，所述第一功率调整量小于所述第二功率调整量，所述第二功率调整量小于所述第三功率调整量。

进一步地，其特征在于，所述步骤S5中，以所述打磨中心为基准，通过激光修复模组以调整后的输出功率对飞机修复区域进行逐层粗打磨，按公式(1)计算各层粗打磨直径，

（1）

公式(1)中，为第n层粗打磨直径，/>为所述初始打磨圆直径，H1为所述逐层粗打磨厚度，tanθ为所述打磨角度的正切值，n为逐层粗打磨层数，n=1,2…⌈T/H1⌉，其中，T为打磨深度。

进一步地，其特征在于，所述步骤S5中，所述上位机基于所述内损伤孔轮廓各点的Z轴坐标值平均值与所述外表损伤轮廓各点的Z轴坐标值平均值按公式(2)计算所述打磨深度T，

T=||T2|-|T1|| (2)

公式(2)中，T1为所述内损伤孔轮廓各点的Z轴坐标值平均值，T2为所述外表损伤轮廓各点的Z轴坐标值平均值。

进一步地，其特征在于，所述步骤S6中，设定逐层细打磨厚度，对所述圆形打磨区域进行细打磨，其中，

以所述初始打磨圆为基准，通过激光修复模组以设定的逐层细打磨厚度对飞机修复区域进行逐层细打磨，按公式(3)计算各层细打磨由初始打磨圆边缘到所述打磨中心的缩进距离Wm，

Wm=（S2-L1）/2-(m×H2)/tanθ （3）

公式(3)中，Wm为第m层缩进距离，S2为所述初始打磨圆直径，L1为第一层粗打磨直径，H2为所述设定的逐层细打磨厚度，tanθ为所述打磨角度的正切值，m为逐层细打磨层数，m=1,2…m,m的最大值为⌈H1/H2⌉，其中，H1为所述设定的逐层粗打磨厚度，H2为所述逐层细打磨厚度，所述逐层细打磨厚度小于所述逐层粗打磨厚度。

进一步地，本发明提供一种自适应飞机结构外形的复合修理系统，其包括：

移动方舱，其包括移动底盘以及通过升降杆与所述移动底盘连接的驱动轮，以通过调节所述升降杆的高度使所述移动底盘保持水平；

激光修复模组，其包括设置在所述移动底盘上的机械臂以及设置在所述机械臂上的激光器，以通过控制机械臂控制所述激光器的扫描轨迹；

视觉模组，其包括设置在所述机械臂上用以对飞机修复区域的结构外形进行扫描获取各扫描点的点云数据以及对预打磨厚度实时检测的三维视觉扫描单元；

上位机，其包括中控处理器以及触摸显示器，所述中控处理器包括模型构建单元以及控制单元；

所述模型构建单元与所述视觉模组连接，用以基于三维视觉扫描单元获取的点云数据构建飞机修复区域的结构外形的三维空间坐标模型；

所述控制单元与所述激光修复模组连接，用以控制所述激光修复模组的激光扫描轨迹以及激光输出功率；

所述触摸显示器与所述中控处理器连接，用以向所述中控处理器输入控制指令。

与现有技术相比，本发明在对复合材料修理打磨时，通过搭载三维视觉扫描单元的机械臂对飞机修复区域的结构外形进行扫描获得总控计算机内的三维空间坐标模型，总控计算机基于三维空间坐标模型确定初始打磨直径、打磨中心以及打磨深度，并通过预打磨的实际效果与理论效果对比，对激光模组输出功率进行调整，自动规划逐层粗打磨路径得到以阶梯状深入的圆形打磨区域，自动规划逐层细打磨路径对粗打磨区域进行更加精细的打磨，进而，实现了对复合材料结构损伤的自动规划打磨，并根据预打磨效果调整激光模组输出功率，提高了修理精度和修理效率。

尤其，本发明通过三维视觉扫描单元对飞机修复区域的结构外形进行扫描，获取各扫描点包含三维空间坐标以及RGB值信息的点云数据来构建飞机修复区域的结构外形的三维空间坐标模型，进而，精准的获取飞机修复区域的结构三维坐标模型来进行打磨区域的规划，实现了对复合材料结构损伤的自动化、高精度修复。

尤其，本发明通过三维空间坐标模型确定初始打磨直径、打磨中心以及打磨深度，在实际情况中，由于对打磨区域判定不精确，易造成打磨过度或者打磨不彻底，影响打磨效果，本发明基于三维空间坐标模型确定内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在基准水平面上的投影，基于投影确定初始打磨直径以及打磨中心，基于预先构建的强度恢复率随打磨角度变化的变化曲线确定当前打磨角度，进而，对飞机修复打磨区域进行精确判定，实现了对复合材料结构损伤的自动化、高精度打磨，提高了修理精度和修理效率。

尤其，本发明通过上位机对激光模组输出功率进行调整，在实际情况中，由于飞机损伤区域结构硬度发生变化或者发生腐蚀，打磨实际效果与理论设定值发生偏差，影响打磨精度，本发明通过上位机基于逐层粗打磨厚度与预打磨厚度判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整以及确定所述输出功率的调整量，进而，实现了根据打磨效果对激光输出模组的及时调整，提高了修理精度和修理效率。

尤其，本发明通过激光模组输出不同的激光功率，对飞机结构外形的打磨过程分为逐层粗打磨和逐层细打磨，逐层粗打磨得到以阶梯状深入的圆形打磨区域，逐层细打磨基于参数的不同设定，对粗打磨区域进行更加精细的打磨，进而，实现了对复合材料结构损伤的无分层、自动化、高精度、高效率打磨，提高了修理精度和修理效率。

附图说明

图1为发明实施例的自适应飞机结构外形的复合修理方法步骤图；

图2为发明实施例的恢复率随打磨角度正切值变化的变化曲线；

图3为发明实施例的打磨示意图；

图4为发明实施例的自适应飞机结构外形的复合修理系统的结构框图；

图中，1：逐层粗打磨区域，2：逐层细打磨区域。

具体实施方式

为了使本发明的目的和优点更加清楚明白，下面结合实施例对本发明作进一步描述；应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。

下面参照附图来描述本发明的优选实施方式。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本发明的技术原理，并非在限制本发明的保护范围。

需要说明的是，在本发明的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

请参阅图1所示，图1为本发明实施例的自适应飞机结构外形的复合修理方法步骤图，本发明的自适应飞机结构外形的复合修理方法包括：

步骤S1，控制搭载三维视觉扫描单元的机械臂对飞机修复区域的结构外形进行扫描，获取各扫描点的点云数据，且，通过上位机基于各扫描点的点云数据构建飞机修复区域结构的三维空间坐标模型；

步骤S2，基于所述三维空间坐标模型确定内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在基准水平面上的投影，基于所述投影确定初始打磨直径以及打磨中心；

步骤S3，预先构建强度恢复率随打磨角度变化的变化曲线，基于所述变化曲线中的最优恢复率确定当前打磨角度；

步骤S4，基于设定的逐层粗打磨厚度对飞机修复区域进行预打磨，通过逐层粗打磨厚度与预打磨厚度判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整以及确定所述输出功率的调整量；

步骤S5，以所述打磨中心为基准，通过激光修复模组以调整后的输出功率对飞机修复区域进行逐层粗打磨，粗打磨各层的半径逐层减小，以得到边缘为阶梯状的圆形打磨区域；

步骤S6，设定逐层细打磨厚度，对所述圆形打磨区域边缘的各阶梯层进行细打磨，细打磨包括以所述打磨中心为基准，逐层减少打磨半径对各阶梯层进行打磨，且，所述逐层细打磨厚度小于所述逐层粗打磨厚度。

具体而言，所述步骤S1中，以外表损伤轮廓的形心为原点建立三维直角坐标系，通过所述三维视觉扫描单元对飞机修复区域的结构外形进行扫描，以获取点云数据，所述点云数据包括扫描点对应的三维空间坐标以及RGB值。

具体而言，本发明通过三维视觉扫描单元对飞机修复区域的结构外形进行扫描，获取各扫描点包含三维空间坐标以及RGB值信息的点云数据来构建飞机修复区域的结构外形的三维空间坐标模型，进而，精准的获取飞机修复区域的结构三维坐标模型来进行打磨区域的规划，实现了对复合材料结构损伤的自动化、高精度修复。

具体而言，所述步骤S2中,基于所述三维空间坐标模型确定内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在基准水平面上的投影，基于各投影确定初始打磨圆直径以及打磨中心，其中，

三维视觉扫描单元在所述基准水平面上建立直角坐标系，将所述内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在所述基准水平面进行投影，上位机基于各投影的X轴最大值、X轴最小值、Y轴最大值以及Y轴最小值构建矩形，并以矩形区域的对角线长度为初始打磨圆直径的长度，以所述对角线的中点为打磨中心。

具体而言，请参阅图2所示，其为发明实施例的恢复率随打磨角度正切值变化的变化曲线。

具体而言，所述步骤S3中，基于所述变化曲线中的最优恢复率确定当前打磨角度，其中，

所述变化曲线中最优恢复率为90%，所述最优恢复率对应的最大打磨角度的正切值tanθ=1/26。

具体而言，本发明通过三维空间坐标模型确定初始打磨直径、打磨中心以及打磨深度，在实际情况中，由于对打磨区域判定不精确，易造成打磨过度或者打磨不彻底，影响打磨效果，本发明基于三维空间坐标模型确定内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在基准水平面上的投影，基于投影确定初始打磨直径以及打磨中心，基于预先构建的强度恢复率随打磨角度变化的变化曲线确定当前打磨角度，进而，对飞机修复打磨区域进行精确判定，实现了对复合材料结构损伤的自动化、高精度打磨，提高了修理精度和修理效率。

具体而言，所述步骤S4中，基于设定的粗打磨厚度对飞机修复区域进行预打磨，通过逐层粗打磨厚度与预打磨厚度判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整，其中，

基于所述逐层粗打磨厚度与所述预打磨厚度/>按公式(1)计算厚度差值绝对值μ，

（1）

将所述厚度差值绝对值μ与预设的差值阈值μ’进行对比，根据对比结果，判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整，

在第一差值对比结果下，所述上位机判定不需要对激光修复模组的输出功率进行调整；

在第二差值对比结果下，所述上位机判定需要对激光修复模组的输出功率进行调整；

其中，所述第一差值对比结果为μ≤μ’，所述第二差值对比结果为μ＞μ’，所述差值阈值基于所述逐层粗打磨厚度确定，优选的，。

具体而言，所述步骤S4中，基于设定的逐层粗打磨厚度对飞机修复区域进行预打磨，通过逐层粗打磨厚度与预打磨厚度确定所述输出功率的调整量，其中，

所述上位机判定需要对所述激光修复模组的输出功率进行调整时，将所述厚度差值绝对值μ与预设的第一偏差值μ1以及第二偏差值μ2进行对比，根据对比结果确定所述输出功率的调整量，

在第一偏差值对比结果下，所述上位机确定所述输出功率的调整量为第一功率调整量K1，；

在第二偏差值对比结果下，所述上位机确定所述输出功率的调整量为第二功率调整量K2，；

在第三偏差值对比结果下，所述上位机确定所述输出功率的调整量为第三功率调整量K3，；

其中，K0为所述激光模组的当前输出功率，所述第一偏差值对比结果为μ≤μ1，所述第二偏差值对比结果为μ1＜μ＜μ2，所述第三偏差值对比结果为μ≥μ2，优选的，

，/>，K1＜K2＜K3。

具体而言，本发明通过上位机对激光模组输出功率进行调整，在实际情况中，由于飞机损伤区域结构硬度发生变化或者发生腐蚀，打磨实际效果与理论设定值发生偏差，影响打磨精度，本发明通过上位机基于逐层粗打磨厚度与预打磨厚度判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整以及确定所述输出功率的调整量，进而，实现了根据打磨效果对激光输出模组的及时调整，提高了修理精度和修理效率。

具体而言，请参阅图3所示，其为发明实施例的打磨示意图。

具体而言，所述步骤S5中，以所述打磨中心为基准，通过激光修复模组以调整后的输出功率对飞机修复区域的逐层粗打磨区域1进行逐层粗打磨，按公式(2)计算各层粗打磨直径，

（2）

公式(2)中，为第n层粗打磨直径，/>为所述初始打磨圆直径，H1为所述逐层粗打磨厚度，tanθ为所述打磨角度的正切值，n为逐层粗打磨层数，n=1,2…⌈T/H1⌉，其中，T为打磨深度。

具体而言，所述步骤S5中，所述上位机基于所述内损伤孔轮廓各点的Z轴坐标值平均值与所述外表损伤轮廓各点的Z轴坐标值平均值按公式(3)计算所述打磨深度T，

T=||T2|-|T1|| (3)

公式(3)中，T1为所述内损伤孔轮廓各点的Z轴坐标值平均值，T2为所述外表损伤轮廓各点的Z轴坐标值平均值。

具体而言，所述步骤S6中，设定逐层细打磨厚度，对所述圆形打磨区域进行细打磨，其中，

以所述初始打磨圆为基准，通过激光修复模组以设定的逐层细打磨厚度H2对飞机修复区域的逐层细打磨区域2进行逐层细打磨，按公式(4)计算各层细打磨由初始打磨圆边缘到所述打磨中心的缩进距离Wm，

Wm=（S2-L1）/2-(m×H2)/tanθ （4）

公式(4)中，Wm为第m层缩进距离，S2为所述初始打磨圆直径，L1为第一层粗打磨直径，H2为所述设定的逐层细打磨厚度，tanθ为所述打磨角度的正切值，m为逐层细打磨层数，m=1,2…m,m的最大值为⌈H1/H2⌉，其中，H1为所述设定的逐层粗打磨厚度，H2为所述逐层细打磨厚度，所述逐层细打磨厚度H2小于所述逐层粗打磨厚度H1。

具体而言，本发明通过激光模组输出不同的激光功率，对飞机结构外形的打磨过程分为逐层粗打磨和逐层细打磨，逐层粗打磨得到以阶梯状深入的圆形打磨区域，逐层细打磨基于参数的不同设定，对粗打磨区域进行更加精细的打磨，进而，实现了对复合材料结构损伤的无分层、自动化、高精度、高效率打磨，提高了修理精度和修理效率。

具体而言，请参阅图4所示，其为本发明实施例的自适应飞机结构外形的复合修理系统的结构框图，本发明还提供一种自适应飞机结构外形的复合修理方法的系统，其包括：

移动方舱，其包括移动底盘以及通过升降杆与所述移动底盘连接的驱动轮，以通过调节所述升降杆的高度使所述移动底盘保持水平；

激光修复模组，其包括设置在所述移动底盘上的机械臂以及设置在所述机械臂上的激光器，以通过控制机械臂控制所述激光器的扫描轨迹；

视觉模组，其包括设置在所述机械臂上用以对飞机修复区域的结构外形进行扫描获取各扫描点的点云数据以及对预打磨厚度实时检测的三维视觉扫描单元；

上位机，其包括中控处理器以及触摸显示器，所述中控处理器包括模型构建单元以及控制单元；

所述模型构建单元与所述视觉模组连接，用以基于三维视觉扫描单元获取的点云数据构建飞机修复区域的结构外形的三维空间坐标模型；

所述控制单元与所述激光修复模组连接，用以控制所述激光修复模组的激光扫描轨迹以及激光输出功率；

所述触摸显示器与所述中控处理器连接，用以向所述中控处理器输入控制指令。

具体而言，本发明对机械臂的具体结构不做限定，多自由度机械臂广泛使用于工业各个领域，此处不再赘述。

具体而言，本发明对将三维视觉扫描单元扫描的点云数据转换为上位机内的三维空间坐标模型的算法程序不做限定，此技术在机器人三维视觉领域广泛应用，此处不再赘述。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征做出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明；对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种自适应飞机结构外形的复合修理方法，其特征在于，包括：

步骤S1，控制搭载三维视觉扫描单元的机械臂对飞机修复区域的结构外形进行扫描，获取各扫描点的点云数据，且，通过上位机基于各扫描点的点云数据构建飞机修复区域结构的三维空间坐标模型；

步骤S2，基于所述三维空间坐标模型确定内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在基准水平面上的投影，基于所述投影确定初始打磨直径以及打磨中心；

基于所述三维空间坐标模型确定内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在基准水平面上的投影，基于各投影确定初始打磨圆直径以及打磨中心，其中，

三维视觉扫描单元在所述基准水平面上建立直角坐标系，将所述内损伤孔轮廓以及外表损伤轮廓在所述基准水平面进行投影，上位机基于各投影的X轴最大值、X轴最小值、Y轴最大值以及Y轴最小值构建矩形，并以矩形区域的对角线长度为初始打磨圆直径的长度，以所述对角线的中点为打磨中心；

步骤S3，预先构建强度恢复率随打磨角度变化的变化曲线，基于所述变化曲线中的最优恢复率确定当前打磨角度；

步骤S4，基于设定的逐层粗打磨厚度对飞机修复区域进行预打磨，通过逐层粗打磨厚度与预打磨厚度判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整以及确定所述输出功率的调整量；

基于设定的逐层粗打磨厚度对飞机修复区域进行预打磨，通过逐层粗打磨厚度与所述三维视觉扫描单元检测的预打磨厚度判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整，其中，

基于所述逐层粗打磨厚度与所述预打磨厚度计算厚度差值绝对值，将所述厚度差值绝对值与预设的差值阈值进行对比，根据对比结果，判定是否对激光修复模组的输出功率进行调整，

在第一差值对比结果下，所述上位机判定不需要对激光修复模组的输出功率进行调整；

在第二差值对比结果下，所述上位机判定需要对激光修复模组的输出功率进行调整；

其中，所述第一差值对比结果为所述厚度差值绝对值小于等于所述差值阈值，所述第二差值对比结果为所述厚度差值绝对值大于所述差值阈值，所述差值阈值基于逐层粗打磨厚度确定；

基于设定的逐层粗打磨厚度对飞机修复区域进行预打磨，通过逐层粗打磨厚度与预打磨厚度确定所述输出功率的调整量，其中，

所述上位机判定需要对所述激光修复模组的输出功率进行调整时，将所述厚度差值绝对值与预设的第一偏差值以及第二偏差值进行对比，根据对比结果确定所述输出功率的调整量，

在第一偏差值对比结果下，所述上位机确定所述输出功率的调整量为第一功率调整量；

在第二偏差值对比结果下，所述上位机确定所述输出功率的调整量为第二功率调整量；

在第三偏差值对比结果下，所述上位机确定所述输出功率的调整量为第三功率调整量；

其中，所述第一偏差值对比结果为所述厚度差值绝对值小于等于所述第一偏差值，所述第二偏差值对比结果为所述厚度差值绝对值大于所述第一偏差值，且，所述厚度差值绝对值小于所述第二偏差值，所述第三偏差值对比结果为所述厚度差值绝对值大于等于所述第二偏差值，所述第一功率调整量小于所述第二功率调整量，所述第二功率调整量小于所述第三功率调整量；

步骤S5，以所述打磨中心为基准，通过激光修复模组以调整后的输出功率对飞机修复区域进行逐层粗打磨，粗打磨各层的半径逐层减小，以得到边缘为阶梯状的圆形打磨区域；

步骤S6，设定逐层细打磨厚度，对所述圆形打磨区域边缘的各阶梯层进行细打磨，细打磨包括以所述打磨中心为基准，逐层减少打磨半径对各阶梯层进行打磨，且，所述逐层细打磨厚度小于所述逐层粗打磨厚度。

2.根据权利要求1所述的自适应飞机结构外形的复合修理方法，其特征在于，所述步骤S1中，以外表损伤轮廓的形心为原点建立三维直角坐标系，通过所述三维视觉扫描单元对飞机修复区域的结构外形进行扫描，以获取点云数据，所述点云数据包括扫描点对应的三维空间坐标以及RGB值。

3.根据权利要求1所述的自适应飞机结构外形的复合修理方法，其特征在于，所述步骤S3中，基于所述变化曲线中的最优恢复率确定当前打磨角度，其中，

所述变化曲线中最优恢复率为90%，所述最优恢复率对应的最大打磨角度的正切值tanθ=1/26。

4.根据权利要求1所述的自适应飞机结构外形的复合修理方法，其特征在于，所述步骤S5中，以所述打磨中心为基准，通过激光修复模组以调整后的输出功率对飞机修复区域进行逐层粗打磨，按公式(1)计算各层粗打磨直径，

（1）

公式(1)中，为第n层粗打磨直径，/>为所述初始打磨圆直径，H1为所述逐层粗打磨厚度，tanθ为所述打磨角度的正切值，n为逐层粗打磨层数，n=1,2…⌈T/H1⌉，其中，T为打磨深度。

5.根据权利要求4所述的自适应飞机结构外形的复合修理方法，其特征在于，所述步骤S5中，所述上位机基于所述内损伤孔轮廓各点的Z轴坐标值平均值与所述外表损伤轮廓各点的Z轴坐标值平均值按公式(2)计算所述打磨深度T，

T=||T2|-|T1|| (2)

公式(2)中，T1为所述内损伤孔轮廓各点的Z轴坐标值平均值，T2为所述外表损伤轮廓各点的Z轴坐标值平均值。

6.根据权利要求1所述的自适应飞机结构外形的复合修理方法，其特征在于，所述步骤S6中，设定逐层细打磨厚度，对所述圆形打磨区域进行细打磨，其中，

以所述初始打磨圆为基准，通过激光修复模组以设定的逐层细打磨厚度对飞机修复区域进行逐层细打磨，按公式(3)计算各层细打磨由初始打磨圆边缘到所述打磨中心的缩进距离Wm，

Wm=（S2-L1）/2-(m×H2)/tanθ （3）

公式(3)中，Wm为第m层缩进距离，S2为所述初始打磨圆直径，L1为第一层粗打磨直径，H2为所述设定的逐层细打磨厚度，tanθ为所述打磨角度的正切值，m为逐层细打磨层数，m=1,2…m,m的最大值为⌈H1/H2⌉，其中，H1为所述设定的逐层粗打磨厚度，H2为所述逐层细打磨厚度，所述逐层细打磨厚度小于所述逐层粗打磨厚度。

7.一种应用权利要求1-6任一项所述自适应飞机结构外形的复合修理方法的系统，其特征在于，包括：

移动方舱，其包括移动底盘以及通过升降杆与所述移动底盘连接的驱动轮，以通过调节所述升降杆的高度使所述移动底盘保持水平；

激光修复模组，其包括设置在所述移动底盘上的机械臂以及设置在所述机械臂上的激光器，以通过控制机械臂控制所述激光器的扫描轨迹；

视觉模组，其包括设置在所述机械臂上用以对飞机修复区域的结构外形进行扫描获取各扫描点的点云数据以及对预打磨厚度实时检测的三维视觉扫描单元；

上位机，其包括中控处理器以及触摸显示器，所述中控处理器包括模型构建单元以及控制单元；

所述模型构建单元与所述视觉模组连接，用以基于三维视觉扫描单元获取的点云数据构建飞机修复区域的结构外形的三维空间坐标模型；

所述控制单元与所述激光修复模组连接，用以控制所述激光修复模组的激光扫描轨迹以及激光输出功率；

所述触摸显示器与所述中控处理器连接，用以向所述中控处理器输入控制指令。