飞机部件数字化调姿定位测量点的优选与构造算法

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%。     

坐标测量机测头系统误差检测中的布点优化与实现

测头系统的精度对坐标测量机整机的精度非常重要。根据ISO 10360-2的规定,需要在标准球上尽量均匀采集25个点,计算全部25个点的径向偏差范围,以此来衡量测头系统的误差。本文给出了测头系统检测策略的一种更为准确的实现方法,证明了25个点在标准球面上不能均匀分布,阐述了一种半球面上准均匀分布25个点的方法,给出了测量程序中的一个关键参数———安全高度的简单计算方法,并给出了一种测量点三维误差的可视化方法,为测头系统的误差分析提供方便。     

基于加权最小二乘法的大部件对接位姿评估算法研究

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.     

坐标测量法在机载设备安装定位中的应用

本文以某型飞机在改装过程中的实际工程经验为基础,介绍了使用全站仪对设备安装位置进行坐标测量的方法,并通过三维软件CATIA进行空间还原,计算分析设备的安装定位误差。     

平台车剪叉机构实验应力分析

为了对剪叉机构关键受力处数值计算结果进行验证,对剪叉机构进行了静态应力电测测试,并与ANSYS有限元计算结果进行比较。通过对应变片检测实验获得的各测量点的应力数据整理分析,验证了ANSYS计算所确定的最大应力点及最大应力值与实验结果较好地吻合,确定了剪叉机构最大应力点发生的区域,为结构设计和使用提供参考。     

基于随机测量点的机翼精加工位姿计算方法

在机翼精加工过程中,需要对机翼的位姿进行计算,以指导其调整。通过对翼面水平测量原理的分析,提出一种基于随机测量点的机翼精加工位姿计算方法。首先,以翼面水平测量数据为基础,采用以最小二乘法为目标函数的迭代最近点算法,求解出测量点在翼面设计模型上的匹配点,形成位姿计算所需的2个点集。然后,运用Levenberg-Marquardt算法计算出这2个点集间的变换关系,实现位姿参数的求解。最后,为减少测量点误差对位姿计算的影响,给出了测量点精度补偿方法。仿真算例表明,该方法具有较高的计算精度,能够满足实际工程需求。     

工艺动态

用于坐标测量机的基于特征的检测工艺计划系统　　用于坐标测量机 (ＣＭＭ )的基于特征的检测工艺计划系统可直接用ＣＡＤ模型制定检测工艺计划。样机检测工艺计划系统包括 5个功能模块 :公差特征分析、可达性分析、组合算法、轨迹生成和检测工艺模拟。公差特征分析模块用于输入公差信息及建立公差信息和表面特征间的关系。可达性分析模块可为每个表面特征评估所有易操作测头的方向。组合算法模块把检测测头和表面特征分为检测组 ,使得检测测头互换和检测的时间减到最少。轨迹生成模块确定测量点的数量、其分布情况和检测顺序。显示检测工艺…     

结构有限元计算的载荷前处理方法与程序设计

提供了一个解平板结构有限元静力计算的载荷前处理方法与计算机程序。首先引入了面积坐标的概念,然后利用静力等效原理求得满足结构有限元计算的等效节点载荷,最后采用Fortran—77语言将计算公式编写成计算机程序。该程序适用于VAX—11/780计算机及IBM系列微型计算机。采用本程序计算可以使结构有限元计算的前处理工作带来极大的便利。     

三坐标测量机测量路径自动生成的研究

测量路径的自动生成是现代三坐标自动测量机软件系统的一个重要功能。测量路径即测量机执行测量任务时的运动轨迹，由测量点、定位点和触测方向的序列组成。本文研究了截平面法生成理论测量路径和计算测量点，给出了简单稳定的方法计算测量点，计算定位点的算法采用了等距法。     

T型尾翼颤振模型光学测量实验与弯扭特性解算

在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性。颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标。模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布。T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中。