本發(fā)明涉及飛機大部件裝配領域，具體地，本發(fā)明涉及一種用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法。
背景技術：
：在飛機裝配對接加工中，為了保證裝配精度，需要實現(xiàn)飛機大部件在不同站位下具有統(tǒng)一的支撐坐標。然而，不同站位的定位器結構能夠是不一樣的，例如，部裝階段使用的是手搖式定位器，而總裝階段使用的是數(shù)控定位器。數(shù)控定位器能夠實現(xiàn)實時位置反饋、光柵尺精度保證和自適應入位等優(yōu)點。而傳統(tǒng)的手搖式定位器是可移動式的，其沒有準確的位置并且各個手搖定位器之間不能實現(xiàn)同步運動，從而會導致飛機部件會有內(nèi)應力產(chǎn)生。因此，從使用手搖定位器站位至使用數(shù)控定位器站位的過程中，難以實現(xiàn)數(shù)據(jù)的實時準確傳遞。實際上，當上一站位通過手搖定位完成飛機大部件安裝調整后，手搖定位器的球窩中心位置即為下一站位的數(shù)控定位目標位置。為了獲取該目標位置，能夠通過在手搖定位上增加輔助測量裝置來標定輔助點和球窩中心的關系。在部件調整中，輔助點和球窩中心形成整體上的剛體移動。因此能夠應用奇異值分解來反求目標位置的最終坐標。技術實現(xiàn)要素：由于至今為止還沒有一種用于在多個站位之間傳遞飛機大部件支撐位置的方法和相應的裝置，因此，本發(fā)明的目的在于提供用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法的裝置，從而實現(xiàn)飛機大部件在不同站位下具有統(tǒng)一的支撐坐標。為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的第一方面提供了一種用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法，其中，所述飛機大部件具有用于固定在多個支撐部件的球窩中的工藝球頭，所述方法包括以下步驟：A.為每個支撐部件分別生成局部坐標系；B.在每個局部坐標系上測量任意M個輔助點的局部坐標，其中，M為大于等于3的整數(shù)；C.測量在所述工藝球頭和所述球窩的接觸面上的任意N個測量點的局部坐標，其中，N為大于等于3的整數(shù)；D.根據(jù)所述任意N個測量點的局部坐標計算所述任意N個測量點包絡成的球面的球心局部坐標；E.將所述飛機大部件固定在所述多個支撐部件上；F.為由所述多個支撐部件構成的飛機裝配現(xiàn)場平臺生成全局坐標系；G.在所述全局坐標系上測量所述M個輔助點的全局坐標；H.計算所述M個輔助點的局部坐標和全局坐標之間的轉換關系；I.根據(jù)所述轉換關系將所述球心局部坐標轉換為球心全局坐標；以及J.將所述球心全局坐標傳遞給下一站位的支撐部件。通過上述方法，使得下一站位能夠獲得球心全局坐標，從而飛機大部件的支撐坐標能夠在不同站位之間得到統(tǒng)一，提高了裝配的精度。在依據(jù)本發(fā)明的用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法的一種實施方式中，通過激光跟蹤儀來測量所述M個輔助點的局部坐標和全局坐標以及所述N個測量點的局部坐標。通過這種方式，能夠簡單并且精確地測量空間坐標值。在依據(jù)本發(fā)明的用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法的一種實施方式中，采用最小二乘擬合方法來計算所述N個測量點包絡成的球面的球心局部坐標。在依據(jù)本發(fā)明的用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法的一種實施方式中，用旋轉矩陣和平移矩陣來表示所述轉換關系。在依據(jù)本發(fā)明的用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法的一種實施方式中，所述輔助點的數(shù)量為三個。在依據(jù)本發(fā)明的用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法的一種實施方式中，所述測量點的數(shù)量為四個。本發(fā)明的第二方面提供了一種用于傳遞飛機大部件支撐位置的裝置，其中，所述飛機大部件具有用于固定在多個支撐部件的球窩中的工藝球頭，所述裝置包括：第一生成單元，所述第一生成單元用于為每個支撐部件生成局部坐標系；第一測量單元，所述第一測量單元用于在每個局部坐標系上測量任意M個輔助點的局部坐標，其中，M為大于等于3的整數(shù)；第二測量單元，所述第二測量單元用于測量在所述工藝球頭和所述球窩的接觸面上的任意N個測量點的局部坐標，其中，N為大于等于3的整數(shù)；第一計算單元，所述第一計算單元用于根據(jù)所述任意N個測量點的局部坐標計算所述任意N個測量點包絡成的球面的球心局部坐標；固定單元，所述固定單元用于將所述飛機大部件固定在所述多個支撐部件上；第二生成單元，所述第二生成單元用于為由所述多個支撐部件構成的飛機裝配現(xiàn)場平臺生成全局坐標系；第三測量單元，所述第三測量單元用于在所述全局坐標系上測量所述M個輔助點的全局坐標；第二計算單元，所述第二計算單元用于計算所述M個輔助點的局部坐標和全局坐標之間的轉換關系；轉換單元，所述轉換單元用于根據(jù)所述轉換關系將所述球心局部坐標轉換為球心全局坐標；傳遞單元，所述傳遞單元用于將所述球心全局坐標傳遞給下一站位的支撐部件。根據(jù)本發(fā)明的方法和裝置，能夠有效克服例如手搖定位器的支撐部件缺少位置反饋的不足，實現(xiàn)了站位間裝配數(shù)據(jù)的數(shù)字化傳遞。此外，在支撐部件上的輔助裝置簡單可靠，并且方法建模簡單，求解精度高。再者，這進一步提高了飛機裝配的自動化、數(shù)字化水平。附圖說明參照下面的附圖和說明進一步解釋本發(fā)明的實施例，其中：圖1示出了依據(jù)本發(fā)明的一種實施方式的支撐部件的示意圖；圖2示出了依據(jù)本發(fā)明的一種實施方式的由多個支撐部件構成的飛機裝配現(xiàn)場平臺的示意圖；圖3示出了依據(jù)本發(fā)明的一種實施方式的用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法的流程圖。具體實施方式在以下優(yōu)選的實施例的具體描述中，將參考構成本發(fā)明一部分的所附的附圖。所附的附圖通過示例的方式示出了能夠實現(xiàn)本發(fā)明的特定的實施例。示例的實施例并不旨在窮盡根據(jù)本發(fā)明的所有實施例?？梢岳斫?，在不偏離本發(fā)明的范圍的前提下，可以利用其他實施例，也可以進行結構性或者邏輯性的修改。因此，以下的具體描述并非限制性的，且本發(fā)明的范圍由所附的權利要求所限定。圖1示出了依據(jù)本發(fā)明的一種實施方式的支撐部件的示意圖。如圖1所示，支撐裝置被實施為手搖式定位器100。在該手搖式定位器上安裝有輔助測量裝置101，該輔助測量裝置101具有多個用作測量輔助點的定位銷孔。在根據(jù)本發(fā)明的一個實施例中，僅使用三個定位銷孔P1、P2和P3。該三個定位銷孔在局部坐標系中的坐標能夠借助于激光跟蹤儀進行測量。在手搖式定位器100的頂部設置有球窩，該球窩能夠與飛機大部件上的工藝球頭相結合。由于在球窩的球心C處并不存在任何實體，所以球心無法通過激光跟蹤儀直接測量。圖2示出了依據(jù)本發(fā)明的一種實施方式的由多個支撐部件構成的飛機裝配現(xiàn)場平臺的示意圖。如圖2所示，支撐部件包括四個手搖式定位器201、202、203和204，以用于支撐飛機大部件200。每個手搖式定位器上都設置了三個用作測量輔助點的定位銷孔。這些定位銷孔在全局坐標系上的坐標通過激光跟蹤儀也是能夠測得的。圖3示出了依據(jù)本發(fā)明的一種實施方式的用于傳遞飛機大部件支撐位置的方法的流程圖。在步驟S301中，為每個支撐部件分別生成局部坐標系。在幾何空間中，這種局部坐標系包括三個方向軸。這三個方向軸的方向和坐標系的原點能夠是任意的。在步驟S302中，在每個局部坐標系上測量任意3個輔助點的局部坐標。例如通過激光跟蹤儀來測量如圖1所示的3個定位銷孔的局部坐標在步驟S303中，測量在工藝球頭和球窩的接觸面上的任意4個測量點的局部坐標S1：S4。在步驟S304中，根據(jù)該4個測量點的局部坐標計算該4個測量點包絡成的球面的球心局部坐標CLocal。在依據(jù)本發(fā)明的一個實施例中，能夠采用最小二乘擬合方法來計算球心局部坐標CLocal。具體步驟如下：計算四條棱邊的中點M1：M4為：M1=(S1+S2)/2M2=(S2+S3)/2M3=(S3+S4)/2M4=(S4+S1)/2]]>計算對于的四條棱邊的方向向量n1：n4為：n1=S1-S2n2=S2-S3n3=S3-S4n4=S4-S1]]>用M1：M4和n1：n4表示過棱邊中的垂直為棱方向的平面α1：α4，其分別為：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]]>聯(lián)立求解平面α1和平面α2、平面α3和平面α4分別得到交線l1和交線l2為：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)分別表示交線交線l1和l2經(jīng)過的點和方向向量。最后聯(lián)立交線l1和平面α1求解其交點C01=(x01,y01,z01)]]>同理可求解交線l1和平面α2的交點交線l2和平面α1的交點交線l2和平面α2的交點C02=(x02,y02,z02)]]>C03=(x03,y03,z03)]]>C04=(x04,y04,z04)]]>取這四個點的中點作為球心坐標的初始值：C0Local=(x0,y0,z0)x0=x01+x02+x03+x04y0=y01+y02+y03+y04z0=z01+z02+z03+z04]]>當獲得初值后，構建最小二乘方程如下：minΣ12=Σi=1N((xiLocal-xCLocal)2+(yiLocal-yCLocal)2+(ziLocal-zCLocal)2)]]>其中，球面測量點：SiLocal=xiLocalyiLocalziLocalT]]>方程min∑l2的求解是一個非線性最小二乘優(yōu)化問題，采用非線性優(yōu)化方法L-M算法，未知變量為min∑l2等效為minS(X)＝f(x)Tf(x)，則f(x)=x1Local-xCLocaly1Local-yCLocalz1Local-zCLocalMxNLocal-xCLocalyNLocal-yCLocalzNLocal-zCLocal,]]>具體算法實現(xiàn)過程如下：(1-1)給出初始點x(0)＝[x0y0z0]T，選取參數(shù)β∈(0，1)，μ＞1，v＞1及精度ε＞0，置k＝0；(1-2)計算f(x(k))，S(x(k))；(1-3)計算(1-4)計算▿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，計算終止條件是否滿足，不滿足轉(1-7)；(1-7)若令μ＝μ/v，轉(1-8)，否則令μ＝μ·v，轉(1-5)；(1-8)令k＝k+1，轉(1-3)。在步驟S305中，將飛機大部件固定在多個支撐部件上。飛機大部件例如為飛機機身筒段、飛機機翼等。在步驟S306中，為由多個支撐部件構成的飛機裝配現(xiàn)場平臺生成全局坐標系。例如如圖2所示。在幾何空間中，這種全局坐標系包括三個方向軸。這三個方向軸的方向和全局坐標系的原點能夠是任意的。在步驟S307中，在全局坐標系上測量3個輔助點的全局坐標。例如通過激光跟蹤儀來測量定位銷孔的全局坐標在步驟S308中，計算3個輔助點的局部坐標和全局坐標之間的轉換關系。例如，能夠通過SVD分解法確定局部坐標系到全局坐標系的旋轉矩陣和平移向量，具體步驟如下：(2-1)根據(jù)輔助點在局部坐標系的坐標和全局坐標系下的坐標建立以下最小二乘關系式：Σ22=Σi=13||PiGlobe-(RPiLocal+T)||2]]>其中PiGlobe是輔助點在全局坐標系下的坐標，PiLocal是輔助點在局部坐標系下的坐標，R是旋轉矩陣，T是平移矩陣。(2-2)根據(jù)三個輔助點在局部坐標系的坐標和全局坐標系下的坐標基于奇異值分解法，以∑22取得最小值求解最小二乘關系，得到旋轉矩陣和平移向量。令μGlobe=1nΣi=1nPiGlobe,μLocal=1nΣi=1nPiLocal,]]>再令qiGlobe=PiGlobe-μGlobe,qiLocal=PiLocal-μLocal,]]>這樣上式可以簡化為：Σ22=Σi=13||qiGlobe-(RqiLocal+T)||2]]>展開上式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)]]>這樣，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為矩陣的跡，首先對矩陣H進行奇異值分解，使得：H＝UDVT其中：D是一個對角矩陣，U和V是正交單位矩陣。旋轉矩陣R可以通過以下公式計算：H＝VUT。平移矩陣T通過旋轉矩陣求解：T＝μGlobe-RμLocal，如果det(R)＝+1，則R就是所需要計算得到的解；如果det(R)＝-1，觀察對角矩陣D的三個主元素，若存在值為令的主元素，則對矩陣V相應的列取負。比如：如果D的第三個主元素為零，則令：V′＝[v1v2v3]其中：v1為矩陣V的第1列，1＝1，2，3。則選擇矩陣R為：R＝V′UT。采用同樣的方法計算得到平移矩陣T。本發(fā)明中若在det(R)＝-1的情況下，矩陣V不存在值為零的主元素，則無法找到最佳匹配，需采用其他方法。在步驟S309中，根據(jù)上面的轉換關系將球心局部坐標轉換為球心全局坐標。也就是說，根據(jù)公式CGlobe＝RCLocal+T將局部坐標系下球窩中心坐標轉換到全局坐標系下。在步驟S310中，將球心全局坐標傳遞給下一站位的支撐部件，從而為下一站位的數(shù)字化定位器自適應入位的基準位置。為了實施上述的方法，本發(fā)明還提供了一種用于傳遞飛機大部件支撐位置的裝置。該裝置包括用于為每個支撐部件生成局部坐標系的第一生成單元、用于在每個局部坐標系上測量任意3個輔助點的局部坐標的第一測量單元、用于測量在工藝球頭和球窩的接觸面上的任意4個測量點的局部坐標的第二測量單元、用于根據(jù)4個測量點的局部坐標計算其包絡成的球面的球心局部坐標的第一計算單元、用于將飛機大部件固定在所述多個支撐部件上的固定單元、用于為由多個支撐部件構成的飛機裝配現(xiàn)場平臺生成全局坐標系的第二生成單元、用于在全局坐標系上測量3個輔助點的全局坐標的第三測量單元、用于計算所述3個輔助點的局部坐標和全局坐標之間的轉換關系的第二計算單元、用于根據(jù)轉換關系將球心局部坐標轉換為球心全局坐標的轉換單元、用于將球心全局坐標傳遞給下一站位的支撐部件的傳遞單元。雖然以上僅描述了3個輔助點和4個測量點的情況，然而，大于等于3個輔助點和大于等于3個測量點的所有的情況都在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。雖然以上描述了本發(fā)明的具體實施方式，但是本領域內(nèi)的技術人員可以在所附權利要求的范圍內(nèi)做出各種變形和修改。當前第1頁1 2 3