用于传递飞机大部件支撑位置的方法和装置与流程

本发明涉及飞机大部件装配领域，具体地，本发明涉及一种用于传递飞机大部件支撑位置的方法。
背景技术：
：在飞机装配对接加工中，为了保证装配精度，需要实现飞机大部件在不同站位下具有统一的支撑坐标。然而，不同站位的定位器结构能够是不一样的，例如，部装阶段使用的是手摇式定位器，而总装阶段使用的是数控定位器。数控定位器能够实现实时位置反馈、光栅尺精度保证和自适应入位等优点。而传统的手摇式定位器是可移动式的，其没有准确的位置并且各个手摇定位器之间不能实现同步运动，从而会导致飞机部件会有内应力产生。因此，从使用手摇定位器站位至使用数控定位器站位的过程中，难以实现数据的实时准确传递。实际上，当上一站位通过手摇定位完成飞机大部件安装调整后，手摇定位器的球窝中心位置即为下一站位的数控定位目标位置。为了获取该目标位置，能够通过在手摇定位上增加辅助测量装置来标定辅助点和球窝中心的关系。在部件调整中，辅助点和球窝中心形成整体上的刚体移动。因此能够应用奇异值分解来反求目标位置的最终坐标。技术实现要素：由于至今为止还没有一种用于在多个站位之间传递飞机大部件支撑位置的方法和相应的装置，因此，本发明的目的在于提供用于传递飞机大部件支撑位置的方法的装置，从而实现飞机大部件在不同站位下具有统一的支撑坐标。为实现上述目的，本发明的第一方面提供了一种用于传递飞机大部件支撑位置的方法，其中，所述飞机大部件具有用于固定在多个支撑部件的球窝中的工艺球头，所述方法包括以下步骤：A.为每个支撑部件分别生成局部坐标系；B.在每个局部坐标系上测量任意M个辅助点的局部坐标，其中，M为大于等于3的整数；C.测量在所述工艺球头和所述球窝的接触面上的任意N个测量点的局部坐标，其中，N为大于等于3的整数；D.根据所述任意N个测量点的局部坐标计算所述任意N个测量点包络成的球面的球心局部坐标；E.将所述飞机大部件固定在所述多个支撑部件上；F.为由所述多个支撑部件构成的飞机装配现场平台生成全局坐标系；G.在所述全局坐标系上测量所述M个辅助点的全局坐标；H.计算所述M个辅助点的局部坐标和全局坐标之间的转换关系；I.根据所述转换关系将所述球心局部坐标转换为球心全局坐标；以及J.将所述球心全局坐标传递给下一站位的支撑部件。通过上述方法，使得下一站位能够获得球心全局坐标，从而飞机大部件的支撑坐标能够在不同站位之间得到统一，提高了装配的精度。在依据本发明的用于传递飞机大部件支撑位置的方法的一种实施方式中，通过激光跟踪仪来测量所述M个辅助点的局部坐标和全局坐标以及所述N个测量点的局部坐标。通过这种方式，能够简单并且精确地测量空间坐标值。在依据本发明的用于传递飞机大部件支撑位置的方法的一种实施方式中，采用最小二乘拟合方法来计算所述N个测量点包络成的球面的球心局部坐标。在依据本发明的用于传递飞机大部件支撑位置的方法的一种实施方式中，用旋转矩阵和平移矩阵来表示所述转换关系。在依据本发明的用于传递飞机大部件支撑位置的方法的一种实施方式中，所述辅助点的数量为三个。在依据本发明的用于传递飞机大部件支撑位置的方法的一种实施方式中，所述测量点的数量为四个。本发明的第二方面提供了一种用于传递飞机大部件支撑位置的装置，其中，所述飞机大部件具有用于固定在多个支撑部件的球窝中的工艺球头，所述装置包括：第一生成单元，所述第一生成单元用于为每个支撑部件生成局部坐标系；第一测量单元，所述第一测量单元用于在每个局部坐标系上测量任意M个辅助点的局部坐标，其中，M为大于等于3的整数；第二测量单元，所述第二测量单元用于测量在所述工艺球头和所述球窝的接触面上的任意N个测量点的局部坐标，其中，N为大于等于3的整数；第一计算单元，所述第一计算单元用于根据所述任意N个测量点的局部坐标计算所述任意N个测量点包络成的球面的球心局部坐标；固定单元，所述固定单元用于将所述飞机大部件固定在所述多个支撑部件上；第二生成单元，所述第二生成单元用于为由所述多个支撑部件构成的飞机装配现场平台生成全局坐标系；第三测量单元，所述第三测量单元用于在所述全局坐标系上测量所述M个辅助点的全局坐标；第二计算单元，所述第二计算单元用于计算所述M个辅助点的局部坐标和全局坐标之间的转换关系；转换单元，所述转换单元用于根据所述转换关系将所述球心局部坐标转换为球心全局坐标；传递单元，所述传递单元用于将所述球心全局坐标传递给下一站位的支撑部件。根据本发明的方法和装置，能够有效克服例如手摇定位器的支撑部件缺少位置反馈的不足，实现了站位间装配数据的数字化传递。此外，在支撑部件上的辅助装置简单可靠，并且方法建模简单，求解精度高。再者，这进一步提高了飞机装配的自动化、数字化水平。附图说明参照下面的附图和说明进一步解释本发明的实施例，其中：图1示出了依据本发明的一种实施方式的支撑部件的示意图；图2示出了依据本发明的一种实施方式的由多个支撑部件构成的飞机装配现场平台的示意图；图3示出了依据本发明的一种实施方式的用于传递飞机大部件支撑位置的方法的流程图。具体实施方式在以下优选的实施例的具体描述中，将参考构成本发明一部分的所附的附图。所附的附图通过示例的方式示出了能够实现本发明的特定的实施例。示例的实施例并不旨在穷尽根据本发明的所有实施例。可以理解，在不偏离本发明的范围的前提下，可以利用其他实施例，也可以进行结构性或者逻辑性的修改。因此，以下的具体描述并非限制性的，且本发明的范围由所附的权利要求所限定。图1示出了依据本发明的一种实施方式的支撑部件的示意图。如图1所示，支撑装置被实施为手摇式定位器100。在该手摇式定位器上安装有辅助测量装置101，该辅助测量装置101具有多个用作测量辅助点的定位销孔。在根据本发明的一个实施例中，仅使用三个定位销孔P1、P2和P3。该三个定位销孔在局部坐标系中的坐标能够借助于激光跟踪仪进行测量。在手摇式定位器100的顶部设置有球窝，该球窝能够与飞机大部件上的工艺球头相结合。由于在球窝的球心C处并不存在任何实体，所以球心无法通过激光跟踪仪直接测量。图2示出了依据本发明的一种实施方式的由多个支撑部件构成的飞机装配现场平台的示意图。如图2所示，支撑部件包括四个手摇式定位器201、202、203和204，以用于支撑飞机大部件200。每个手摇式定位器上都设置了三个用作测量辅助点的定位销孔。这些定位销孔在全局坐标系上的坐标通过激光跟踪仪也是能够测得的。图3示出了依据本发明的一种实施方式的用于传递飞机大部件支撑位置的方法的流程图。在步骤S301中，为每个支撑部件分别生成局部坐标系。在几何空间中，这种局部坐标系包括三个方向轴。这三个方向轴的方向和坐标系的原点能够是任意的。在步骤S302中，在每个局部坐标系上测量任意3个辅助点的局部坐标。例如通过激光跟踪仪来测量如图1所示的3个定位销孔的局部坐标在步骤S303中，测量在工艺球头和球窝的接触面上的任意4个测量点的局部坐标S1：S4。在步骤S304中，根据该4个测量点的局部坐标计算该4个测量点包络成的球面的球心局部坐标CLocal。在依据本发明的一个实施例中，能够采用最小二乘拟合方法来计算球心局部坐标CLocal。具体步骤如下：计算四条棱边的中点M1：M4为：M1=(S1+S2)/2M2=(S2+S3)/2M3=(S3+S4)/2M4=(S4+S1)/2]]>计算对于的四条棱边的方向向量n1：n4为：n1=S1-S2n2=S2-S3n3=S3-S4n4=S4-S1]]>用M1：M4和n1：n4表示过棱边中的垂直为棱方向的平面α1：α4，其分别为：α1:n1x(x-M1x)+n1y(y-M1y)+n1z(z-M1z)=0α2:n2x(x-M2x)+n2y(y-M2y)+n2z(z-M2z)=0]]>α3:n3x(x-M3x)+n3y(y-M3y)+n3z(z-M3z)=0α4:n4x(x-M4x)+n4y(y-M4y)+n4z(z-M4z)=0]]>联立求解平面α1和平面α2、平面α3和平面α4分别得到交线l1和交线l2为：l1:x-x1m1=y-y1n1=z-z1p1l2:x-x2m2=y-y2n2=z-z2p2]]>其中，(x1，y1，z1)、(x2，y2，z2)和(m1，n1，p1)、(m2，n2，p2)分别表示交线交线l1和l2经过的点和方向向量。最后联立交线l1和平面α1求解其交点C01=(x01,y01,z01)]]>同理可求解交线l1和平面α2的交点交线l2和平面α1的交点交线l2和平面α2的交点C02=(x02,y02,z02)]]>C03=(x03,y03,z03)]]>C04=(x04,y04,z04)]]>取这四个点的中点作为球心坐标的初始值：C0Local=(x0,y0,z0)x0=x01+x02+x03+x04y0=y01+y02+y03+y04z0=z01+z02+z03+z04]]>当获得初值后，构建最小二乘方程如下：minΣ12=Σi=1N((xiLocal-xCLocal)2+(yiLocal-yCLocal)2+(ziLocal-zCLocal)2)]]>其中，球面测量点：SiLocal=xiLocalyiLocalziLocalT]]>方程min∑l2的求解是一个非线性最小二乘优化问题，采用非线性优化方法L-M算法，未知变量为min∑l2等效为minS(X)＝f(x)Tf(x)，则f(x)=x1Local-xCLocaly1Local-yCLocalz1Local-zCLocalMxNLocal-xCLocalyNLocal-yCLocalzNLocal-zCLocal,]]>具体算法实现过程如下：(1-1)给出初始点x(0)＝[x0y0z0]T，选取参数β∈(0，1)，μ＞1，v＞1及精度ε＞0，置k＝0；(1-2)计算f(x(k))，S(x(k))；(1-3)计算(1-4)计算▿S(x(k))=(▿f(x(k)))T·f(x(k));]]>(1-5)令Q=(▿f(x(k)))T·(▿f(x(k)),]]>解方程[Q+μI]Δx=-▿S(x(k));]]>(1-6)令x(k+1)＝x(k)+Δx，计算终止条件是否满足，不满足转(1-7)；(1-7)若令μ＝μ/v，转(1-8)，否则令μ＝μ·v，转(1-5)；(1-8)令k＝k+1，转(1-3)。在步骤S305中，将飞机大部件固定在多个支撑部件上。飞机大部件例如为飞机机身筒段、飞机机翼等。在步骤S306中，为由多个支撑部件构成的飞机装配现场平台生成全局坐标系。例如如图2所示。在几何空间中，这种全局坐标系包括三个方向轴。这三个方向轴的方向和全局坐标系的原点能够是任意的。在步骤S307中，在全局坐标系上测量3个辅助点的全局坐标。例如通过激光跟踪仪来测量定位销孔的全局坐标在步骤S308中，计算3个辅助点的局部坐标和全局坐标之间的转换关系。例如，能够通过SVD分解法确定局部坐标系到全局坐标系的旋转矩阵和平移向量，具体步骤如下：(2-1)根据辅助点在局部坐标系的坐标和全局坐标系下的坐标建立以下最小二乘关系式：Σ22=Σi=13||PiGlobe-(RPiLocal+T)||2]]>其中PiGlobe是辅助点在全局坐标系下的坐标，PiLocal是辅助点在局部坐标系下的坐标，R是旋转矩阵，T是平移矩阵。(2-2)根据三个辅助点在局部坐标系的坐标和全局坐标系下的坐标基于奇异值分解法，以∑22取得最小值求解最小二乘关系，得到旋转矩阵和平移向量。令μGlobe=1nΣi=1nPiGlobe,μLocal=1nΣi=1nPiLocal,]]>再令qiGlobe=PiGlobe-μGlobe,qiLocal=PiLocal-μLocal,]]>这样上式可以简化为：Σ22=Σi=13||qiGlobe-(RqiLocal+T)||2]]>展开上式Σ22=Σi=1n(qiGlobe-RqiLocal)T(qiGlobe-RqiLocal)=Σi=1n((qiGlobe)TqiGlobe+(qiLocal)TRTRqiLocal-(qiGlobe)TRqiLocal-(qiLocal)TRTqiGlobe)=Σi=1n((qiGlobe)TqiGlobe+(qiLocal)TqiLocal-2(qiGlobe)TRqiLocal)]]>这样，求解∑22的最小值就是求解下式的最大值：F=Σi=1n(qiGlobe)TRqiLocal≤Trace(Σi=1nRqiLocal(qiGlobe)T)=Trace(RH)]]>其中：Trace为矩阵的迹，首先对矩阵H进行奇异值分解，使得：H＝UDVT其中：D是一个对角矩阵，U和V是正交单位矩阵。旋转矩阵R可以通过以下公式计算：H＝VUT。平移矩阵T通过旋转矩阵求解：T＝μGlobe-RμLocal，如果det(R)＝+1，则R就是所需要计算得到的解；如果det(R)＝-1，观察对角矩阵D的三个主元素，若存在值为令的主元素，则对矩阵V相应的列取负。比如：如果D的第三个主元素为零，则令：V′＝[v1v2v3]其中：v1为矩阵V的第1列，1＝1，2，3。则选择矩阵R为：R＝V′UT。采用同样的方法计算得到平移矩阵T。本发明中若在det(R)＝-1的情况下，矩阵V不存在值为零的主元素，则无法找到最佳匹配，需采用其他方法。在步骤S309中，根据上面的转换关系将球心局部坐标转换为球心全局坐标。也就是说，根据公式CGlobe＝RCLocal+T将局部坐标系下球窝中心坐标转换到全局坐标系下。在步骤S310中，将球心全局坐标传递给下一站位的支撑部件，从而为下一站位的数字化定位器自适应入位的基准位置。为了实施上述的方法，本发明还提供了一种用于传递飞机大部件支撑位置的装置。该装置包括用于为每个支撑部件生成局部坐标系的第一生成单元、用于在每个局部坐标系上测量任意3个辅助点的局部坐标的第一测量单元、用于测量在工艺球头和球窝的接触面上的任意4个测量点的局部坐标的第二测量单元、用于根据4个测量点的局部坐标计算其包络成的球面的球心局部坐标的第一计算单元、用于将飞机大部件固定在所述多个支撑部件上的固定单元、用于为由多个支撑部件构成的飞机装配现场平台生成全局坐标系的第二生成单元、用于在全局坐标系上测量3个辅助点的全局坐标的第三测量单元、用于计算所述3个辅助点的局部坐标和全局坐标之间的转换关系的第二计算单元、用于根据转换关系将球心局部坐标转换为球心全局坐标的转换单元、用于将球心全局坐标传递给下一站位的支撑部件的传递单元。虽然以上仅描述了3个辅助点和4个测量点的情况，然而，大于等于3个辅助点和大于等于3个测量点的所有的情况都在本发明的保护范围之内。虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域内的技术人员可以在所附权利要求的范围内做出各种变形和修改。当前第1页1 2 3