CN112319845A - 用于飞机壁板精度自修正的变形监测方法及*** - Google Patents
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Abstract
本申请提供一种用于飞机壁板精度自修正的变形监测方法及***。所述变形监测方法包括：确定所述飞机壁板在制造过程中影响变形的关键特征；使用基于结构光的双目摄像机对所述关键特征进行实时监测；根据实时监测结果进行关键特征变形误差计算，获得变形数据；根据所述关键特征的变形数据进行数值解算，获得整体变形数据。采用结构光作为成像光源，有效避免了普通白光光源照射到金属壁板上时的反光问题。同时结构光成像操作简单，不需要在被测物体表面粘贴大量的相机识别标识，大大减小工作量。使用双目摄像机式监测变形，测量范围大，测量响应较快，并且使用结构光作为特征匹配光源，保证了测量精度。
Description
技术领域
本申请涉及航空制造领域，具体涉及用于飞机壁板精度自修正的变形监测方法及***。
背景技术
飞机壁板具有尺寸大(例如2500mm×30000mm)、厚度薄(例如60mm)等特点，为属于典型的大型薄壁件。在飞机壁板加工或装配过程中，为了保证壁板最终的精度，必须将工件在加工或装配时的变形控制在一定范围内。目前，针对飞机壁板制造过程中的变形问题，通常采用在制造完成后以人工修正的方式来解决。在当前工艺条件下，飞机壁板外形的准确度是由工装来进行保证，例如，在装配过程中由装配型架来保证。装配型架是一种刚性定位技术，其对飞机壁板的支撑曲面不具有可变性，因此一种工装只能用于一种零件。这将大幅度降低制造柔性和效率，同时也涉及大量刚性工作的存放、维护、管理等问题。
目前刚性定位技术渐渐被柔性定位技术所取代，该种技术可以用于不同零件的加工，可大幅提高制造柔性和效率，带来很强的经济效益。但是，柔性工装在设计时以工件静态的理论外形为参考，来设计关键特征点与支撑结构。但是飞机壁板在加工或装配过程中，一方面，理论外形会出现加工误差；另一方面，在装配作业中，局部加工会对工件产生较大作用力进而导致工件变形及定位关系的变化，从而导致应力集中及装配误差。这些误差如果在加工或装配过程中不加调整，将使得后续的装配过程产生更大的偏差。此外，人工调整费时费力，大大降低工作效率。
发明内容
本申请针对飞机壁板在制造过程中的变形问题，将结构光成像技术应用到飞机壁板的加工、装配过程中，旨在提供一种用于飞机壁板精度自修正的变形监测方法。
根据本申请的第一方面，提供一种用于飞机壁板制造的变形监测方法，包括：
确定所述飞机壁板在制造过程中影响变形的关键特征；
使用基于结构光的双目摄像机对所述关键特征进行实时监测；
根据实时监测结果进行关键特征变形误差计算，获得变形数据；
根据所述关键特征的变形数据进行数值解算，获得整体变形数据。
根据本申请的一些实施例，所述关键特征包括：
所述飞机壁板上的定位钉或预制连接孔。
根据本申请的一些实施例，使用基于结构光的双目摄像机对关键特征进行实时监测，包括：
将可以形成编码条纹格栅的结构光投射到被测关键特征的表面；
用相机拍摄结构光照射下的物体关键特征二维图像；
提取图像的边沿或中心位置坐标，将像素坐标转换为世界坐标系下的三维坐标。
根据本申请的一些实施例，所述变形误差，包括：
所述关键特征的位置偏差和/或转动偏差。
根据本申请的一些实施例，进行变形数值解算获得整体变形数据，包括：
构建所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型；
将变形数据变换为不同位置特征的位移载荷信息；
在所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型上施加所述位移载荷；
运行所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型，求解出所述大型壁板的整体变形。
进一步地，构建所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型，包括：
采用赋予弹性力学属性的平面三角形网格壳单元来构建有限元模型。
根据本申请的一些实施例，构建所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型，还包括：
将所述关键特征作为属性为解析刚体的实体单元来构建有限元模型。
根据本申请的第二方面提供一种用于飞机壁板精度自修正的变形监测***，包括：
成像装置，用于对飞机壁板的关键特征进行实时监测，获取图像数据；
控制装置，用于根据关键特征的图像数据，计算关键特征的变形数据，进而解算出所述飞机壁板的整体变形。
根据本申请的一些实施例，所述成像装置，包括：
至少一个搭载结构光源的双目摄像机。
根据本申请的一些实施例，所述控制装置，包括：
坐标变换模块，用于将像素坐标转为为世界坐标；
关键特征重构模块，用于根据关键特征各点的世界坐标构建关键特征的三维模型；
有限元模块，用于根据关键特征的三维模型构建有限元模型并进行运算。
本申请的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1示出根据本申请示例实施例的变形监测方法流程图。
图2示出根据本申请示例实施例的双目测量装置立体图。
图3示出根据本申请示例实施例的双目测量装置主视图。
图4示出根据本申请示例实施例的双目测量装置右视图。
图5示出像平面坐标与空间坐标转换关系原理图。
图6示出根据本申请示例实施例的结构光层切法坐标变换原理图。
图7示出根据双目摄像机之间的坐标变换原理图。
图8示出根据本申请示例实施例的关键特征变形前后示意图。
图9示出根据本申请示例实施例的变形监测***示意图。
图10示出根据本申请示例实施例的变形监测***应用示意图。
具体实施方式
下面将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例。提供这些实施例是为使得本申请更全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。
此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本申请的各方面。
应理解，虽然本文中可能使用术语第一、第二等来描述各种组件，但这些组件不应受这些术语限制。这些术语乃用以区分一组件与另一组件。因此，下文论述的第一组件可称为第二组件而不偏离本申请概念的教示。如本文中所使用，术语“及/或”包括相关联的列出项目中的任一个及一或多者的所有组合。
本领域技术人员可以理解，附图只是示例实施例的示意图，可能不是按比例的。附图中的模块或流程并不一定是实施本申请所必须的，因此不能用于限制本申请的保护范围。
飞机壁板的制造精度自修正技术，需要解决两方面的问题。一方面是制造过程中的变形纠正问题。另一方面是制造过程中的变形识别问题。对于飞机壁板而言，只要精确地识别关键特征的变形，并预测出变形趋势，就可以进一步地使用柔性工装进行变形纠正，从而可以保证整个薄壁件的最终精度。
柔性工装使得在制造过程中进行变形纠正成为可能。随着高速工业CCD相机、数字光处理仪等硬件***的发展，3D成像测量技术使得在飞机壁板制造过程中获得实时数据成为可能。因此，本申请提供一种飞机壁板制造过程中的关键特征点的变形监测方法，通过基于双目相机的结构观光成像技术，对加工过程中被加工件的关键特征状态进行实时测量，快速构建关键特征的三维图像，并通过比较不同关键特征的位置变化进而获取壁板的整体变形情况，为后续的变形控制和精度纠正提供基础数据。
以下将结合附图对本申请的技术方案进行详细介绍。
图1示出根据本申请示例实施例的变形监测方法流程图。
如图1所示，本申请提供一种用于飞机壁板精度自修正的变形监测方法，包括：
在步骤S110，确定飞机壁板在制造过程中影响变形的关键特征。
在飞机壁板的工艺规划过程中，通过仿真或者其他手段可以确定影响飞机壁板变形的关键特征，进而在制造过程中通过监测上述关键特征的变形情况并控制上述关键特征处的工装支撑方案，最终可实现变形的纠正和精度的控制。
以飞机壁板装配过程为例，飞机壁板装配的变形控制主要以设计中的关键特征来保证。关键特征主要包含工装上与壁板连接的连接接头，例如定位孔和配合结构，以及壁板上的预制连接孔、定位钉等结构，例如装配前壁板上预装的铆钉、螺钉等定位钉。
连接接头是工装上的关键特征，其作用主要是为了保证壁板在工装上固定后，与柔性工装数控调节机构的连接稳定性与位姿调整准确性。当钻孔、连接过程中壁板局部位置发生应力集中进而产生装配变形误差时，可以通过调节数控结构的三个移动坐标自由度来实现应力的释放，进而减小装配变形。
定位钉是壁板上的关键特征。定位钉结构是判断钻孔-连接过程壁板变形的关键，通常壁板上定位钉、定位孔的选择应按照便于壁板外形控制、便于装配工艺流程开展、便于下步对接工艺展开等原则来进行。
在步骤S120，使用基于结构光的双目摄像机对关键特征进行实时监测。
在众多的在线测量方法中，基于双目立体视觉与结构光技术的成像方法以其高精度、可扩展性、快速性等特点逐渐成为当前航空制造领域的研究重点。相较于普通的双相机定位与测量***，采用结构光代替普通白光可以有效减小壁板表面反光对于定位精度的影响，操作上更加简单，测量数据的获得更加高效、准确。
图2示出根据本申请示例实施例的双目测量装置立体图。
图3示出根据本申请示例实施例的双目测量装置主视图。
图4示出根据本申请示例实施例的双目测量装置右视图。
根据本申请的一些实施例，本申请提供的变形监测方法所使用的双目测量装置410可以是图2至图4中所示的双目摄像机。
如图2所示，双目测量装置410包括主体411、两个光学摄像头412、两个光源413、一组标定灯414、俯仰驱动装置415、旋转驱动装置416以及底座417。
两个光学摄像头412、两个光源413、一组标定灯414设置于主体411上。两个光学摄像头412左右各一个，用于采集实时光栅图像。根据本申请的一些实施例，光学摄像头412可以采用CCD相机。光源413与光学摄像头一一对应设置，发射带有相位差的散斑编码光源。一组标定灯414设置于光学摄像头412和光源413周围，为双目测量装置410的机互相标定提供标定参考。
俯仰驱动装置415和旋转驱动装置416设置于底座417上，并与主体411相连。俯仰驱动装置415可带动光学摄像头上下俯仰，旋转驱动装置416可驱动光学摄像头左右旋转，从而实现双目摄像机之间的自动标定。
获得关键特征测量数据的过程包括：使用结构光层切被测物体的方法，通过双目摄像机获取关键特征的图像；对获取的关键特征图像进行坐标变换，将像素坐标转换为三维空间世界坐标；依次在世界坐标系下构建不同关键特征的测量模型。
从像素坐标到三维空间坐标的变换过程原理如下：
图5示出像平面坐标与空间坐标转换关系原理图。如图5所示，P(X,Y,Z)为被测物体上任意一点的空间坐标，Pc(x,y)为该点在成像平面上的点坐标。根据相似关系可知：
其中，f为相机焦距。
由此，可以得到成像平面上的坐标与空间坐标间的转换关系：
其中，z为相机本身的系数。
将空间坐标系进行平移，可以得到成像平面坐标系，假设平移向量为(tx，ty)，则：
考虑到像素坐标与世界坐标之间的关系，假设相机在x方向像素与实际尺寸的比值为mx，而在y方向上的为my，则像素坐标为：
其中K为仅由相机内部参数决定的矩阵。由此，便可建立了像素坐标与世界坐标间之前的关系。
图6示出根据本申请示例实施例的结构光层切法坐标变换原理图。如图6所示，结构光发射器采用层切的方式将结构光投影到被测物体表面，发射光在接收相机的成像面上进行成像。其中，(Xw,Yw,Zw)为世界坐标系，(xc,yc,zc)为接收相机坐标系，(Uc,Vc)为像素坐标。
结构光发射平扫过被测物体，形成层切平面。假设Pw＝(xw,yw,zw,1)T和pc＝(uc,vc,1)T分别为层切面切过物体表面瞬间交线上一点和成像平面上一点，根据成像模型可知：
其中s、A[Rt]均为与相机内部参数相关的系数。
又因为pw为层切平面上一点，因此满足方程：
a0xw+b0yw+c0zw+d0＝0 (6)
其中，a0、b0、c0、d0为层切平面的平面系数。
联立方程5，6即可解得空间点坐标：
在飞机壁板制造过程中，工艺装备较多，一个摄像机往往无法监测出一个关键特征的完整数据。通过双目摄像机对一个关键特征进行监测，可以保证关键特征测量数据的完整性。图7示出根据双目摄像机之间的坐标变换原理图。只要第一相机成像表面的任意一点可以在第二相机成像表面找到对应的匹配点，就可以计算出对应世界坐标的点位坐标。
使用如图2所示的双目摄像机对关键特征进行测量时，首先将可以形成编码条纹格栅的结构光投射到被测关键特征的表面，并用相机拍摄结构光照射下的物体表面变形光场。然后通过相机处理得到具有编码信息的二维图像，提取图像边沿或中心位置信息，根据上述坐标变换理论，将像素坐标转换为物体表面各点在世界坐标系下的三维坐标。最后将得到的点位信息转化为关键特征模型，即可获得关键特征的测量数据。
在步骤S130，根据实时监测结果进行关键特征变形误差计算，获得变形数据。以飞机壁板的关键特征定位钉为例，在成像过程中，只需要对钉头部分根据测量数据进行上端平面重构，便可得到该定位钉的位置及转角变化信息。同理，可以构建出世界坐标系下不同关键特征的变形，为后续解算壁板整体变形提供基础。
图8示出根据本申请示例实施例的关键特征变形前后示意图。
假设壁板变形是由N个定位钉和定位孔的变形来控制的，并且关键特征分别布置在n个不同的位置。图8所示为壁板第i个装配关键特征在变形前后的示意图。假设初始位置的坐标为Pk(Xki,Yki,Zki)，变形后的坐标为PB(XBi,YBi,ZBi)，则关键特征的位置偏差和转动偏差均可通过简单坐标变换得到。
在步骤S140，根据关键特征的变形数据，进行变形数值解算获得整体变形数据。
在采用双目相机进行成像并计算出所有关键特征的变形数据后，将变形数据变换为不同位置特征的位移载荷信息，然后在构建好的理论壁板及关键特征装配有限元模型上施加位移载荷，进而求解出壁板的整体变形。构建有限元模型的主要过程如下：
在构建有限元模型时，由于壁板属于典型的薄壁件，其长宽与厚度比值相差极大，且变形均属于弹性变形，因此根据本申请的实例实施例，采用赋予弹性力学属性的平面三角形网格壳单元来进行建模。根据本申请的另一些实例实施例，在建模中，可以去除掉壁板设计建模时不规则的倒角、圆角、凹槽等对变形影响忽略不计的细节特征。
对于关键特征局部而言，关键特征本身可以用属性为解析刚体的实体单元构建。根据本申请的实例实施例，关键特征与壁板、肋板、长桁等部分的连接，可以进行单元的局部细化与细分。同时构建具有不同节点位移的节点位移库，其中包含三个方向的位移与三个方向的转动，以便对不同特征施加位移载荷。
假设M为关键特征节点施加的位移载荷，L为对应节点库中的载荷，A为将变形扭转信息转化为节点坐标系的转换矩阵，可以得出：M＝AL+s，其中s为整体变形前后特征之间的距离。
图9示出根据本申请示例实施例的变形监测***示意图。
根据本申请的第二方面，提供一种用于大型壁板制造精度自修正的变形监测***1000，如图9所示。变形监测***1000包括成像装置400和控制装置500。
成像装置400，用于对飞机壁板的关键特征进行实时监测，获取图像数据。根据本申请的实例实施例，成像装置400可以包括至少一个搭载结构光源的双目摄像机410(如图2所示)。双目摄像机410的数量可以根据飞机壁板的尺寸、关键特征数量和位置来确定，本申请宁不限于此。
控制装置500，用于根据关键特征的图像数据，计算关键特征的变形数据，进而解算出所述飞机壁板的整体变形。根据本申请的一些实施例，控制装置500可以包括坐标变换模块510、关键特征重构模块520以及有限元模块530。坐标变换模块510用于将像素坐标转为为世界坐标。关键特征重构模块520用于根据关键特征各点的世界坐标构建关键特征的三维模型。有限元模块530用于根据关键特征的三维模型构建有限元模型并进行运算，最终获得整体变形数据。
图10示出根据本申请示例实施例的变形监测***应用示意图。
如图10所示，以飞机壁板的装配过程为例，在飞机壁板100的装配过程中，柔性工装200与飞机壁板100相连，为其提供支撑并将其固定。柔性工装200对飞机壁板100的支撑点方案或支撑刚度可以调节。制造装备300对飞机壁板100执行装配动作。成像装置400包括多个双目测量装置410，分别设置于工件100的周围，使得测量区域覆盖飞机壁板100的各个关键特征。
成像装置400与控制装置(图中未示)相连，将获取的实时图像传输至控制装置进行误差判断。根据本申请的一些实施例，控制装置可以是上位机。上位机接收成像装置400获取的实时图像，并对实时图像进行坐标变换、模型重构以及有限元解算，最终获得整个飞机壁板的变形数据。
控制装置还可以预置精度策略库，并与柔性工装200和制造装备300相连。根据获得的实时变形数据，从精度策略库中查询精度修正策略，例如，调整制造装备的加工参数，或者调整柔性工装的支撑位置或刚度，从而可以实现飞机壁板制造的精度自修正。
本申请提供的用于飞机壁板制造精度自修正的变形监测方法，使用结构光双目成像技术获取关键特征的实时图像，并通过坐标变换以及从局部变形到整体变形的解算方法，获得飞机壁板在制造过程中的变形数据，为后续的制造精度自校正提供了高精度的数据。采用结构光作为光源，有效避免了普通白光光源照射到金属壁板上时的反光问题。同时结构光成像操作简单，不需要在被测物体表面粘贴大量的相机识别标识，大大减小工作量。使用双目摄像机式监测变形，测量范围大，测量响应较快，并且使用结构光作为特征匹配光源，保证了测量精度。
显然，上述实施例仅是为清楚地说明本申请所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本申请的保护范围之中。
Claims (10)
1.一种用于飞机壁板精度自修正的变形监测方法，其特征在于，包括：
确定所述飞机壁板在制造过程中影响变形的关键特征；
使用基于结构光的双目摄像机对所述关键特征进行实时监测；
根据实时监测结果进行关键特征变形误差计算，获得变形数据；
根据所述关键特征的变形数据进行数值解算，获得整体变形数据。
2.根据权利要求1所述的变形监测方法，其特征在于，所述关键特征包括：
所述飞机壁板上的定位钉或预制连接孔。
3.根据权利要求1所述的变形监测方法，其特征在于，使用基于结构光的双目摄像机对关键特征进行实时监测，包括：
将可以形成编码条纹格栅的结构光投射到被测关键特征的表面；
用相机拍摄结构光照射下的物体关键特征二维图像；
提取图像的边沿或中心位置坐标，将像素坐标转换为世界坐标系下的三维坐标。
4.根据权利要求1所述的变形监测方法，其特征在于，所述变形误差，包括：
所述关键特征的位置偏差和/或转动偏差。
5.根据权利要求1所述的变形监测方法，其特征在于，进行变形数值解算获得整体变形数据，包括：
构建所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型；
将变形数据变换为不同位置特征的位移载荷信息；
在所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型上施加所述位移载荷；
运行所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型，求解出所述大型壁板的整体变形。
6.根据权利要求5所述的变形监测方法，其特征在于，构建所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型，包括：
采用赋予弹性力学属性的平面三角形网格壳单元来构建有限元模型。
7.根据权利要求5所述的变形监测方法，其特征在于，构建所述大型壁板的理论有限元模型和所述关键特征的装配有限元模型，还包括：
将所述关键特征作为属性为解析刚体的实体单元来构建有限元模型。
8.一种用于飞机壁板精度自修正的变形监测***，其特征在于，包括：
成像装置，用于对飞机壁板的关键特征进行实时监测，获取图像数据；
控制装置，用于根据关键特征的图像数据，计算关键特征的变形数据，进而解算出所述飞机壁板的整体变形。
9.根据权利要求8所述的变形监测***，其特征在于，所述成像装置，包括：
至少一个搭载结构光源的双目摄像机。
10.根据权利要求8所述的变形监测***，其特征在于，所述控制装置，包括：
坐标变换模块，用于将像素坐标转为为世界坐标；
关键特征重构模块，用于根据关键特征各点的世界坐标构建关键特征的三维模型；
有限元模块，用于根据关键特征的三维模型构建有限元模型并进行运算。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113390358A (zh) * | 2021-06-04 | 2021-09-14 | 中国十七冶集团有限公司 | 一种基于机器视觉识别技术的钢结构变形监测方法 |
| CN113819853A (zh) * | 2021-11-24 | 2021-12-21 | 中国飞机强度研究所 | 一种极寒气候试验中飞机机体变形测量方法 |
| CN114701658A (zh) * | 2022-03-31 | 2022-07-05 | 北京安达维尔航空设备有限公司 | 一种飞机舵面防抖测量***及方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102654141A (zh) * | 2011-03-03 | 2012-09-05 | 航空技术空间股份有限公司 | 能够修正转子相对于定子偏差的分节段壳体 |
| CN103552694A (zh) * | 2013-11-05 | 2014-02-05 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种含广布疲劳损伤机身壁板对接结构的剩余强度估算方法 |
| CN103921954A (zh) * | 2014-04-25 | 2014-07-16 | 浙江大学 | 基于三轴数控***的飞机壁板装配变形的数字化校正方法 |
| CN105573248A (zh) * | 2016-01-13 | 2016-05-11 | 南京航空航天大学 | 基于多工位装配夹具补偿的柔性件装配尺寸偏差控制方法 |
| US20170355472A1 (en) * | 2016-06-13 | 2017-12-14 | Airbus Operations Sas | Method for adjusting the position of elements of a structure of an aircraft, and device for implementing same |
| CN108665535A (zh) * | 2018-05-10 | 2018-10-16 | 青岛小优智能科技有限公司 | 一种基于编码光栅结构光的三维结构重建方法与*** |
| US20190323826A1 (en) * | 2018-04-24 | 2019-10-24 | Gulfstream Aerospace Corporation | Method for characterizing shape changes of an aircraft due to flight loads |
-
2020
- 2020-08-04 CN CN202010773770.5A patent/CN112319845A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102654141A (zh) * | 2011-03-03 | 2012-09-05 | 航空技术空间股份有限公司 | 能够修正转子相对于定子偏差的分节段壳体 |
| CN103552694A (zh) * | 2013-11-05 | 2014-02-05 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种含广布疲劳损伤机身壁板对接结构的剩余强度估算方法 |
| CN103921954A (zh) * | 2014-04-25 | 2014-07-16 | 浙江大学 | 基于三轴数控***的飞机壁板装配变形的数字化校正方法 |
| CN105573248A (zh) * | 2016-01-13 | 2016-05-11 | 南京航空航天大学 | 基于多工位装配夹具补偿的柔性件装配尺寸偏差控制方法 |
| US20170355472A1 (en) * | 2016-06-13 | 2017-12-14 | Airbus Operations Sas | Method for adjusting the position of elements of a structure of an aircraft, and device for implementing same |
| US20190323826A1 (en) * | 2018-04-24 | 2019-10-24 | Gulfstream Aerospace Corporation | Method for characterizing shape changes of an aircraft due to flight loads |
| CN108665535A (zh) * | 2018-05-10 | 2018-10-16 | 青岛小优智能科技有限公司 | 一种基于编码光栅结构光的三维结构重建方法与*** |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113390358A (zh) * | 2021-06-04 | 2021-09-14 | 中国十七冶集团有限公司 | 一种基于机器视觉识别技术的钢结构变形监测方法 |
| CN113819853A (zh) * | 2021-11-24 | 2021-12-21 | 中国飞机强度研究所 | 一种极寒气候试验中飞机机体变形测量方法 |
| CN113819853B (zh) * | 2021-11-24 | 2022-02-08 | 中国飞机强度研究所 | 一种极寒气候试验中飞机机体变形测量方法 |
| CN114701658A (zh) * | 2022-03-31 | 2022-07-05 | 北京安达维尔航空设备有限公司 | 一种飞机舵面防抖测量***及方法 |
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