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《航空学报》2017,(12)
以4定位器式中机身调姿机构为研究对象,提出了一种飞机部件动态调姿精度的分析方法。首先,使用小位移旋量(Small Displacement Torsors,SDT)对定位器各关键公差建模,建立了定位器4层次误差SDT模型。其次,基于微分变换推导出定位器制造误差与中机身位姿误差之间的显式函数关系,给出了制造误差传递与累积系数矩阵。在此基础上,结合5次多项式轨迹规划方法,建立了单个定位器动态误差传递数学模型。然后,针对多定位器的误差耦合,综合运用间接平差法和加权最小二乘法,提出了多定位器球铰中心点动态误差耦合计算方法,并推导出了误差补偿量计算表达式。试验结果表明,依据该方法计算定位器驱动修正值,对调姿机构实施误差补偿,能较好地降低调姿误差,提高调姿部件的定位精度,为保证大部件对接装配协调准确度提供了有效途径。 相似文献
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在飞机装配中,要求调姿基准点距离误差和最小以及各点距离误差满足容差条件。以往的飞机位姿评估算法注重距离误差和最小,可能出现调姿基准点的距离误差不满足容差约束的情况。为了求解在满足容差约束条件下的距离误差和最小的飞机位姿参数,提出一种新的优化模型,将带容差约束转化为带惩罚函数,与距离误差和一同作为优化目标,采用求解约束优化问题的粒子群算法进行求解。在上述算法上进一步改进,通过动态改变约束参数来加强约束条件,可以通过迭代方式进一步减小飞机调姿基准点最大距离误差。仿真算例和蒙特卡洛分析证明,求解约束优化的粒子群算法和改进的粒子群算法在求解飞机位姿评估问题时,求解得到的调姿测量点最大误差小于奇异值分解法。 相似文献
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本文以定位器支撑的大部件调姿系统为研究对象,通过激光跟踪仪测得大部件上多个测点坐标数据.针对各点在不同坐标系下测量点值不匹配且各点精度要求有差异的问题,提出了最小二乘法评估大部件位姿的模型,并利用权值实现对多个测点数据进行误差分配优化,为大型部件的位置姿态评估计算提供一套有效的解决方案. 相似文献
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目前飞机大部件数字化调姿、定位技术在飞机制造业得到了推广及应用,但在飞机大部件调姿、定位过程中,不同测量点的选择可能造成不同的飞机姿态;零件制造、部件装配、测量设备等各环节引入的误差积累也会导致飞机位姿状态与飞机理论模型的偏差,飞机状态无法与理论位置最佳匹配.为最小化飞机姿态误差,提高飞机调姿、定位效率,提出一种用于飞... 相似文献
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数字化调姿定位系统中飞机部件的位姿常通过固连在部件上的测量点的坐标来控制,依据测量点在调姿定位前的实际坐标和调姿定位后的理论坐标将飞机部件从初始位姿调整到目标位姿。由于实际工况中测量点之间的实际长度与理论长度存在偏差,甚至存在超差,如果不对测量点及其坐标数据进行处理,将会产生较大的调姿定位系统内力,也将影响调姿定位精度。为提高飞机部件调姿定位的整体精度,降低调姿过程中的系统内力,提出一种测量点的优选和构造算法,以测量点在调姿定位前、后的实际坐标和理论坐标作为输入条件,分析实际工况中测量点的位置偏离状态,构建测量点的优选判据,计算并确定优选的测量点。在此基础上,将实际工况中的优选测量点匹配构造到理论坐标处,使构造点处于其理论点的公差盒内,并使构造点与理论点的距离的平方和最小。试验结果表明:经过测量点的优选和构造,飞机部件调姿定位过程中的系统内力减少到无优选和构造情况下的4.4%,并使得满足理论坐标及其公差要求的测量点的数量较无优选和构造情况提高了30%。 相似文献
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为保证大部件对接位姿测量精度,提高对接测量效率,实现大部件最优位姿装配,提出了基于iGPS测量系统的大部件对接位姿测量优化设计方法。首先,基于iGPS系统测量模型和不确定度模型建立对接测量网络,并对其网络测量精度进行仿真分析,优化设计了对接测量网络iGPS多发射器的布站方式;其次,基于对大部件位姿参数求解模型及不确定度模型的仿真分析,优化设计了调姿基准点的布设方式;最后,对某机型大部件对接进行了位姿测量方式的对比实验。结果表明,经过位姿测量优化设计后,大部件对接测量x、y、z的位置调整不确定度均小于0.16 mm,姿态滚转角、俯仰角和偏航角的角度调整不确定度均小于3.1",相较于未经布站优化设计的测量方式,精度至少提高了20%。由此证明该测量优化设计方案能够高效、高精度地对移动大部件进行实时位姿测量,在有效提高大部件对接位姿测量效率及精度方面是可行的。 相似文献
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多面多孔式装配是航天航空等大尺度部件装配/装调常见的连接形式之一,其空间装配关系复杂,调配环节多且存在耦合,以试错式的装配作业方式存在难度大、需反复试装与调配、装配质量一致性差、装配效率低等问题。采用"有向点"表征轴/孔配合的空间装配关系,提出了一种基于有向点集的多面多孔式装配协调数学模型,通过奇异值分解(SVD)分解法对基于有向点集的协调模型进行最优匹配运算,给出了装配调整量的计算方法。最后,以实际工程需求为应用背景,在实验室环境下进行了多面多孔式装配协调试验,结果表明基于测量数据的装配偏差分析与装配调整量计算方法可行。 相似文献
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一种适用于飞机装配的新型随动定位器 总被引:1,自引:0,他引:1
在飞机机身等大部件位姿调整、对接及精加工等装配过程中,如何保持调整后的飞机部件位姿不变并对其进行可靠固持一直是个技术难题。为此,提出一种基于气浮和万向球座的机身部件随动固持方法。采用该方法进行随动固持的具体步骤:首先将与机身部件刚性连接的芯轴插入处于浮动状态的万向球座中,芯轴在进入浮动球体的过程中,球体可在上、下半球座之间进行任意转动;然后根据受力状态使球体和上、下半球座一起平动;芯轴完全进入浮动跟随装置之后,液压锁紧上、下半球座和球体,同时锁紧芯轴,在保证不改变飞机大部件位姿前提下实现对其可靠固持;将油压卸载就可以释放与机身部件连接的芯轴,使机身部件恢复到自由调姿状态。试验和应用分析表明,这种新的随动固持方法可以满足机身对接装配、精加工要求。 相似文献
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基于关键装配特性的大型零部件最佳装配位姿多目标优化算法 总被引:1,自引:0,他引:1
为了控制装配过程中的关键装配特性,以大尺寸测量技术为辅助,实现大型零部件最优位姿装配,提出基于关键装配特性的大型零部件最佳装配位姿多目标优化算法。该方法将测量辅助装配(MAA)中的关键环节——最佳装配位姿拟合问题分为两步:第1步利用基于奇异值分解的解析方法将测量坐标系与装配现场的全局坐标系进行精确的空间配准,减小了坐标系对齐的误差,并以参考点拟合的偏差为优化目标,求解移动装配体当前位姿;第2步根据装配关键特性相关公差的重要程度,计算装配综合精度要求,并以最小综合偏差为优化目标求解移动装配体间的最佳装配位姿。随后给出了上述两个步骤的粒子群优化算法模型,将每步的待求解位姿作为一个拥有3个旋转自由度与3个平移自由度的粒子进行求解。最后对卫星舱段位姿最优装配问题进行仿真计算,结果证明了该优化算法在控制各项关键特性、提高综合装配质量等方面的有效性。 相似文献
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状态感知、实时分析、自主决策、精准执行是航空智能制造的特征。总结影响飞机部件装配单元定位精度的多种因素,并结合感知技术发展,深入分析部件装配单元的可感知因素及其获取方式,确定了部件装配单元可感知的关键要素:装配现场温度、定位器所受载荷、定位器位移、产品位姿。结合飞机机翼装配单元,设计感知信息获取方式。通过模糊优选方法,构建传感器型号优选模型,完成部件装配单元传感器选型。通过传感器测量偏差平均化的方法,构建多种类、多数量的传感器布局模型,确定部件装配单元传感器的数目与位置,完成了传感器布局设计。基于多传感器信息融合方法,设计多传感器信息融合模型,对感知的多源异构信息进行融合处理,并通过构建状态感知模型,实现对部件装配单元定位状态的直观表达。 相似文献
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飞机机身-机翼接头精加工条件评价技术 总被引:3,自引:0,他引:3
在飞机机身部件数字化对接装配过程中,为保证机身-机翼接头配合面与连接孔精加工的安全性,在加工前安排机身-机翼接头的在线三坐标测量工序。具体阐述了基于专用数控机床的机身-机翼接头测量方法,提出了被测孔与平面理想几何要素的稳健最小二乘拟合方法,并给出了基于被测孔、面拟合方位的机身-机翼接头可加工性评价模型。仿真结果表明:接头孔与平面的稳健拟合方法具有较高的精度和较强的抗粗差能力,机身-机翼接头的可加工性检验能揭示不合理的飞机机身、机翼位姿所带来的加工安全隐患,从而避免精加工过程破坏机身-机翼接头。 相似文献
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惯性组合导航系统的实时多级景象匹配算法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对景象匹配辅助惯性组合导航系统需要快速准确获取飞行器位置、航向偏差的要求,提出一种实时多级景象匹配算法。算法分为两级,第一级粗匹配中提出了中心点4邻域的抗变形算法,能抗旋转和小尺度变化的影响,使定位精度达到像素级;第二级精匹配中提出了基于分支特征点,应用最小二乘法原理精确匹配定位出两幅图像间的最优相似变换参数,即飞行器的精确位置和航向偏差的算法。仿真分析表明,提出的实时多级算法能满足景象匹配辅助惯性组合导航系统实时性、精确性和鲁棒性的要求。 相似文献
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高速飞行器副油箱分离位姿参数是飞行器以及副油箱设计的重要基础数据。位姿参数测量工作多在高度模拟飞行器飞行状态的风洞环境下进行,对缩比模型实施高速非接触测量。受风洞试验段观察视窗限制以及副油箱模型形状影响,副油箱模型位姿测量十分困难。首先针对风洞观察视窗以及风洞复杂环境对图像采集效果的影响,提出了基于自发光单元的副油箱运动序列图像采集方法,采用双目视觉系统高速采集获得目标物的清晰序列图像;其次,提出基于环绕式彩色编码的自发光标记点匹配方法,实现风洞复杂环境内标记点的高精度匹配;最后,根据副油箱表面合作标记点的三维坐标获取副油箱模型的位姿信息。试验结果表明:所提出的位姿测量方法满足测量要求,其最大位移误差不超过0.102mm、最大角度误差不超过0.201°。 相似文献
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《中国航空学报》2017,(6)
Posture of an aircraft fuselage can be evaluated based on the coordinate values of measure points fixed on the aircraft fuselage in aircraft final assembly. Posture adjustment is carried out by rotation and translation of the aircraft fuselage to make sure that the actual coordinate values of the measure points are coincided with the theoretical ones read from the computer aided design(CAD) model. The point registration method of posture adjustment without considering engineering constraints may cause out-of-tolerance for some engineering constraints. Hence, engineering constraints such as plane symmetry of two points, as well as coplanar and collinear of the multipoint should be considered in the new optimal method of posture adjustment in aircraft fuselage joining assembly. Based on the point registration model, a multi-objective optimization model of posture adjustment considering engineering constraints including collinear, coplanar, and symmetry constraints is established and represented by a uniform vector function. The weights of constraint conditions can be set freely in the optimization model to reflect the importance of the corresponding constraints in aircraft fuselage joining assembly. The rotation and translation parameters of posture adjustment are obtained by the proposed multi-objective optimization algorithm based on the Gauss-Newton method. Results of an example of aircraft fuselage joining assembly show that constraint errors of posture adjustment obtained by the multi-objective optimization model are not out of tolerance for design constraint errors and satisfy the requirement of aircraft fuselage joining assembly. 相似文献