基于iGPS的飞机部件对接技术研究

数字化测量技术是实现飞机高质量、高效率自动对接的基础。iGPS具有多点同时测量、测量范围大、可扩展性强等优点,可以为飞机部件对接提供全局性、实时性的位置姿态信息,是实现飞机部件自动化对接数字化测量和定位的有效手段。针对将iGPS引入飞机部件对接环节所面临的问题,概述基于iGPS的飞机部件对接系统的组成和工作原理,提出系统所面临的实时测量、坐标系统一、位姿比对、调姿轨迹规划等关键技术,并根据现有算法给出相应的解决方法。以ARJ21翼身对接作为应用实例,验证了系统各关键技术解决算法的可行性。     

飞机大部件自动对接同步调姿方法

提出了飞机大部件自动对接同步调姿方法,实现了大部件调姿基准点的连续自动跟踪测量和位姿连续调整.在此基础上开发了集测量场构建、大部件位姿解算和调整等功能于一体的大部件自动对接集成控制软件,并在ARJ21飞机翼身自动对接现场进行了应用试验,结果证明该方法能有效完成飞机翼身自动对接过程,提高测量和对接效率.     

基于视觉的大尺度部件相对位姿实时测量方法研究

相对位姿是装配过程中的一项重要监控项。针对大尺度部件对接过程中的相对位姿测量需求,提出了一种基于视觉的相对位姿实时测量方法。该方法利用单目视觉技术,通过采集合作靶标的图像,实时解算大部段间的相对位姿,用于辅助大尺度部件的装配。首先,设计了一套相对位姿实时测量系统,包括搭载单目相机的视觉测量单元,以及用于辅助位姿解算的合作靶标;其次,对相对位姿测量的完整流程进行了研究,包含系统标定方法与实时位姿解算方法;最后,在实验室环境下对位姿测量系统的精度进行测试。试验结果表明,位姿测量系统在垂直于光轴方向的重复精度可达0.02mm,沿光轴方向重复精度优于0.2mm,输出位姿结果时间低于0.3s;对多测量单元组网测量进行了仿真计算,垂直于光轴方向的重复精度优于0.1mm,沿光轴方向重复精度优于0.2mm,输出位姿结果时间优于1.3s。试验结果表明,提出的方法可满足一般大尺度部件对接过程实时位姿监控与对接状态评估的需求。     

基于iGPS的飞机部件对接测量点选取方法研究

iGPS在飞机对接中拥有多点实时测量、测量范围大的优势,是未来飞机对接测量的发展趋势.在iGPS测量过程中,测量点的选取是测量工作的重要环节,对飞机部件的对接质量影响很大.目前测量点的选取主要依赖经验,难以满足高效对接的需求,针对这一问题提出了一套基于测量关键特性的iGPS测量点选取方法,按照对接流程将测量关键特性分为基准特性、调姿特性、连接特性和工装特性4类.基于4类测量关键特性提出了测量点选取原则和方法.通过某型号民机前、中机身对接实例详细阐述了飞机对接测量点选取流程,验证了该方法的可行性.     

舱段类部件数字化柔性对接系统设计与试验研究

为实现大尺寸、大重量、多约束关系的舱段类部件数字化、柔性化对接,研制了一套舱段类部件数字化柔性对接系统。阐述了该系统的组成及工作流程,通过数字化测量系统测量舱段上的位姿测量特征点,集成管控平台解算其相对位姿,控制并联调姿平台进行运动,实时监控舱段间装配力,实现舱段的调姿与对接。给出了数字化测量系统的应用、基于并联调姿平台的位姿调整与装配力测量及集成管控平台的功能设计,并完成了舱段对接的试验研究。试验结果表明,该系统满足大型舱段类部件柔性对接要求,提高了装配一致性,保证了产品与操作者的安全。     

飞机大部件对接测量方案的研究与应用

自从飞机开展数字化设计后,大大提高了飞机装配精度和质量,同时对装配过程的测量也提出了新的要求,因此,只有通过高效的测量手段和方案才能满足飞机装配精度。以大型灭火/水上救援水陆两栖飞机——AG600的三大部件对接为研究对象,基于测量体系的建立和激光跟踪仪测量转站技术,研究飞机大部件调姿的测量技术。该飞机大部件调姿的测量是利用激光跟踪仪对部件上的多个基准点进行测量,通过柔性装配工装实现飞机的姿态调整,进而达到飞机安装要求的测量调姿过程,对于传统测量方法,采用激光跟踪仪进行转站测量的方法,不失为最简单有效的大飞机部件对接测量方法。     

iGPS测量场精度分析及其应用研究

为了支持iGPS测量系统在航空、航天、船舶等大型复杂产品装配过程中的布局优化和系统选型,提高测量效率和精度,对其测量精度分布规律进行了研究。阐述了iGPS测量系统的工作原理,构建了其计算机仿真模型;根据其布局形式的特点,提出了iGPS测量单元与测量网络的概念;给出了一种iGPS测量场精度分析方法,并通过实例对测量单元和测量网络的测量场精度与发射器布局及目标点空间位置间的量化关系进行分析。试验结果表明,当发射器间距为20 m时,iGPS测量场的测量精度在垂直方向上的波动范围在0.01 mm内,在水平方向上测量精度呈线性变化,最高测量精度为0.12 mm,出现在测量场的中心,最低测量精度为0.25 mm,出现在测量场的边界处。在iGPS测量场精度分析的基础上,提出了一种基于精度约束的测量方案评估方法及其实施步骤,为iGPS测量系统的选型和工程应用提供支持。     

大型飞机机身调姿与对接试验系统

为实现飞机大部件装配过程的数字化、自动化和柔性化,研制了大型飞机机身调姿与对接试验系统.阐述了该系统的工作原理,通过激光跟踪仪测量试验机身上的检测点,集成管理系统计算试验机身的位姿,控制系统驱动多个三坐标数控定位器协同运动,实现试验机身的调姿与对接.建立了位姿调整机构的运动学模型,针对构建的硬件平台完成了包括集成管理系...     

大部件调姿系统的误差分析

对基于三坐标定位器的大部件数字化柔性装配系统,建立系统运动控制所需的装配坐标系、动坐标系和POGO柱坐标系,并在此基础上分析了其正反解算法.根据大部件对接的高精度要求,用全微分的方法建立各结构误差与对接部件位姿误差之间的误差正解模型,提出了一种基于工作空间的位姿补偿方法.最后,建立带有误差源的正解模型,以实例计算验证了误差正解模型和补偿方法的正确性.     

基于POGO柱三点支撑的飞机大部件调姿方法

 针对飞机数字化装配中大部件调姿与对接问题,设计了一种精密三坐标POGO柱,在此基础之上提出了一种基于三坐标POGO柱三点支撑的姿态调整方法。对基于POGO柱的调姿特性进行了分析,掌握了姿态可叠加特性和POGO柱受力状态的可叠加特性,由此得到了大部件调姿过程中三坐标POGO柱受力变形的计算方法,并给出POGO柱变形引起大部件姿态误差的数学模型,为控制系统实施调姿过程误差补偿提供了依据。仿真分析和实验研究表明基于3个POGO柱的大部件调姿方法具有稳定、可靠、高效的优点,通过简单的重组可以推广到四点支撑以便适应各类大型部件姿态调整的需要。     

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

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。     

An optimal method of posture adjustment in aircraft fuselage joining assembly with engineering constraints

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.     

基于深度学习的非合作航天器姿态估计

针对空间非合作航天器姿态测量时受光照和地球背景影响大的问题,提出了一种基于卷积神经网络的端到端姿态估计方法.在该方法中,主干网络采用AlexNet与ResNet.首先,移除主干网络末端的全连接层,并列连接3个全连接层,采用三分支网络分别对姿态角进行估计.然后,设计了将分类问题与回归问题相结合的损失函数,通过分类方法将姿态估计限定在某一范围内,再使用回归方法进一步微调姿态.姿态分类损失函数确定姿态角度基准点,姿态回归损失函数对估计角度进行微调.相较于仅采用回归方法进行姿态估计,此方法能够有效减小姿态估计平均绝对误差、标准差与最大误差.实验对比了不同主干网络的测量精度,平均绝对误差在0.376°～0.746°之间,最优标准差为0.474°.     

飞机尾旋三维测量试验的改进方法

飞机尾旋试验是研究飞机进入尾旋特征以及提出如何改出尾旋的方法。传统测量飞机尾旋运动姿态的实验自动化程度低、人工操作复杂费时,因此针对这些问题开发了一套基于特征点测量的改进方法。主要是基于机器视觉的三维测量原理,能动态测量飞机模型的三维特征点并计算出模型的各个姿态角度。在标记检测时采用了新的标记检测方法,提高了标记布局及图像识别的灵活度;姿态角的计算是根据坐标系转换而得到的。根据改进方法研制的系统操作简单、整个测量过程只需30min左右;并且数据有效率控制在90％以上;姿态角的精度控制在±1°以内。该系统在中国空气动力研究与发展中心立式风洞中的飞机自由尾旋实验中得到了很好的应用。     

Installation error calibration for MEMS angular measurement system in hypersonic wind tunnel

The accuracy of model attitude measurement has an important impact on wind tunnel test results. Microelectromechanical System Inertial Measurement Unit (MEMS IMU) provides a feasible way to measure model attitudes with high accuracy. However, the installation error between MEMS IMU coordinate system and the body coordinate system of test models can make the accuracy of the model attitude measurement decrease. In wind tunnel tests, the installation error depends on the relationship between the IMU and the model mechanism before tests. Therefore, in-field calibration in wind tunnel tests is necessary to reduce installation errors. To improve attitude measurement accuracy, the least squares quaternion calibration method based on MEMS IMU and six-position calibration procedure are proposed. High-precision three-axis turntable tests are performed. The pitch accuracy after calibration is higher than that before calibration in the angle of attack sweeping tests. The Root-Mean-Square Errors (RMSE) in the roll and yaw are within 0.01°, which are smaller than those before calibration. In the roll sweeping tests, RMSE of three attitude angles decrease significantly. In hypersonic wind tunnel tests, the pitch errors before and after calibration are within 0.05° and 0.02° in the angle of attack sweeping tests without wind. In five angle of attack sweeping tests with wind, the deviation between the mean of the pitch and the pitch after the elastic angle correction is within 0.03° and the standard deviation of five tests is within 0.01°. The proposed method is confirmed to enhance the accuracy of attitude measurement effectively, which is convenient for engineering applications.     

基于力位协同控制的大飞机机身壁板装配调姿方法

为校正中机身壁板由于重力和调姿内力产生的变形，提高中机身壁板装配调姿精度，提出了一种基于力位协同控制的装配调姿方法。通过将调姿机构等效为并联机构，推导了调姿机构的解析正反解模型；根据螺旋理论，建立了力传感器测量值与重力、调姿内力之间的映射关系，实现重力补偿值的动态计算，基于局部刚体-弹性连接假设，通过多元线性回归方法构建了调姿内力转化为位置补偿量的模型；根据Clamped-Free变形协调原理，简化了定位器调姿内力之间的协调关系，在此基础上提出了重力前馈补偿和调姿内力转化为位置补偿的力位协同控制策略，并对其进行了理论分析与设计。最后，对所提出的控制策略进行了仿真分析，结果表明采用力位协同控制方法，调姿定位精度提高35.3%，调姿内力降低77.8%，通过应用实验，说明了该方法的可行性和有效性。     

Research on uncertainty in measurement assisted alignment in aircraft assembly

Operations in assembling and joining large size aircraft components are changed to novel digital and flexible ways by digital measurement assisted alignment.Positions and orientations（P＆O）of aligned components are critical characters which assure geometrical positions and relationships of those components.Therefore,evaluating the P＆O of a component is considered necessary and critical for ensuring accuracy in aircraft assembly.Uncertainty of position and orientation（U-P＆O）,as a part of the evaluating result of P＆O,needs to be given for ensuring the integrity and credibility of the result;furthermore,U-P＆O is necessary for error tracing and quality evaluating of measurement assisted aircraft assembly.However,current research mainly focuses on the process integration of measurement with assembly,and usually ignores the uncertainty of measured result and its influence on quality evaluation.This paper focuses on the expression,analysis,and application of U-P＆O in measurement assisted alignment.The geometrical and algebraical connotations of U-P＆O are presented.Then,an analytical algorithm for evaluating the multi-dimensional U-P＆O is given,and the effect factors and characteristics of U-P＆O are discussed.Finally,U-P＆O is used to evaluate alignment in aircraft assembly for quality evaluating and improving.Cases are introduced with the methodology.     

基于模糊自适应卡尔曼滤波的大气数据辅助姿态算法

 针对中低精度航姿参考系统(AHRS)在机体机动时不能利用加速度计修正水平姿态,以及噪声统计特性随实际工作情况变化的问题,提出了一种基于模糊自适应卡尔曼滤波的大气数据辅助姿态解算的方法。首先,考虑大气数据系统和航姿参考系统的优势,利用真空速、攻角和侧滑角等大气数据信息对非重力加速度进行补偿,以辅助水平姿态解算;其次,基于模糊自适应卡尔曼滤波原理,对观测模型的参数进行估计和修正,以实现水平姿态的最优估计;最后,选取某型飞机的试飞数据进行仿真验证。仿真结果表明,该方法可使飞机的水平姿态估计精度达到1.3°,且在偏差较大时有明显的纠偏作用。因此,相对于无机动加速度补偿和常规卡尔曼滤波来说,该方法能够更好地进行姿态估计,具有一定的实用价值。