1.一种飞机机翼冲击成形方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：对飞机机翼进行标定，得到激光喷丸成形的分层冲击参数；
步骤2：大数据分析系统根据第一层分层冲击参数，计算出激光喷丸控制数据包，并将所述数据包发送到控制系统；
步骤3：控制系统根据所述数据包中的信息，控制二轴工作台将飞机机翼旋转到冲击位置；
步骤4：控制系统根据所述数据包中的信息将镜头组件移动到喷丸位置，并调整镜头组件的聚焦透镜位置，调整激光光斑直径；
步骤5：控制系统根据所述数据包中的信息设置第一层激光喷丸参数；
步骤6：控制系统发送激光喷丸命令，激光器发出激光；
步骤7：大数据分析系统接收传感器数据，对应力应变数据进行分析，并以三维方式实时显示飞机机翼变形和以彩色云图方式显示飞机机翼应力分布情况；
步骤8：大数据分析系统根据传感器数据和存储在数据库中的已有数据，修正下一层激光喷丸参数，并将修正后的下一层激光喷丸参数发送到控制系统；
步骤9：控制系统检测飞机机翼表面吸收层破损情况，如果发现破损，则发出提示警报，并暂停系统运行，等待修复完成信号；
步骤10：重复步骤3～9，直到飞机机翼喷丸成形达到要求为止。
2.根据权利1所述的一种飞机机翼冲击成形方法，其特征在于，所述的对飞机机翼进行标定，包括如下步骤：
步骤1：大数据分析系统读取飞机机翼标准零件和毛坯三维模型数据；
步骤2：根据材料的弹塑性属性，对飞机机翼标准零件和毛坯之间的加工余量进行插值，得到激光喷丸成形分层数据；
步骤3：大数据分析系统在每一层上规划多种激光喷丸成形轨迹和加工参数，并生成有限元分析软件能够识别的仿真文件；
步骤4：调用有限元仿真软件对仿真文件进行计算分析；
步骤5：读取有限元分析软件的计算结果，判断分析后的变形量是否与大数据软件通过插值方法得到的变形量一致，如果一致，则将该层规划的喷丸成形轨迹和激光喷丸参数存储在数据库中。
3.根据权利要求2所述一种飞机机翼冲击成形方法，其特征在于，所述的大数据分析系统由三维显示模块、传感器数据接收模块、数据库、标定模块、激光喷丸参数计算模块、有限元仿真数据输入输出模块、加工余量插值分层模块、通信模块、系统设置模块和报表模块组成。
4.根据权利要求3所述的一种飞机机翼冲击成形方法，其特征在于，所述的大数据分析系统采集材料物理化学性质，激光器单个脉冲的脉冲能量、能量空间分布、重复频率、光斑直径和脉冲宽度，以及不同脉冲作用后材料对应的变形信息。
5.根据权利要求4所述的一种飞机机翼冲击成形方法，其特征在于，所述的数据包包含冲击点的坐标值、冲击点曲面法向量、激光脉冲能量、脉冲宽度、重复频率和光斑直径。
6.一种飞机机翼冲击成形装置，其特征在于，由二轴工作台、镜头组件、摄像头、激光器和控制系统组成。
7.根据权利6所述的一种飞机机翼冲击成形装置，其特征在于，所述的二轴工作台，具有一个旋转轴A和一个旋转轴B,在工作台上安装位移传感器阵列。
8.根据权利要求7所述的一种飞机机翼冲击成形装置，其特征在于，所述的镜头组件，可以沿X、Y和Z轴运动。
9.根据权利要求8所述的一种飞机机翼冲击成形装置，其特征在于，所述的控制系统控制二轴工作台旋转，旋转算法特征在于：
冲击点曲面法向量(a’,b’,c’)为单位向量,冲击点曲面法向量旋转后与矢量(0,0,1)平行，且方向相同，设向量(a,b,c)等于(a’,b’,c’)叉乘(0,0,1)，则冲击点坐标值(x、y、z)围绕向量(a,b,c)旋转θ角后的坐标(x’,y’,z’)为：
其中：θ为向量(0,0,1)与向量(a’,b’,c’)之间的夹角。
10.根据权利要求6所述的一种飞机机翼冲击成形装置，其特征在于，所述的镜头组件中的聚焦透镜可以移动，移动后的坐标为l+z′，l为聚焦距离。