CN116680816A - 一种飞机部件制孔法矢修正方法、装置、设备及介质 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种飞机部件制孔法矢修正方法、装置、设备及介质，方法包括以下步骤：获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标；根据实际制孔位置坐标，以进行孔位修正；对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型；根据理论模型，获得法矢偏角；其中，法矢偏角为孔位修正前理论制孔法矢与修正后实际制孔法矢的偏角；根据法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正，本申请具有可有效进行法矢修正、提高了孔位修正精度、保证了最终制孔精度的优点。
Description
技术领域
本申请涉及飞机装配技术领域，尤其涉及一种飞机部件制孔法矢修正方法、装置、设备及介质。
背景技术
飞机部件在装配过程中受零件制造误差和装配误差影响，产品实际形貌与理论模型存在偏差，导致产品待加工孔位置与理论位置不重合，因此需在自动制孔前实施孔位修正，现有的修正方法只考虑了对孔位的修正，而考虑到飞机部件表面多为曲面，因此其法矢方向会随孔位偏移而发生改变，导致制孔时法矢存在偏差，若不进行法矢修正直接制孔会影响自动制孔精度，因此有必要在飞机部件自动制孔前对待加工孔实施法矢修正。
发明内容
本申请的主要目的在于提供一种飞机部件制孔法矢修正方法、装置、设备及介质，旨在解决现有飞机部件孔位修正方法修正精度低，影响最终制孔精度的技术问题。
为实现上述目的，本申请提供一种飞机部件制孔法矢修正方法，包括以下步骤：
获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标；
根据所述实际制孔位置坐标，以进行孔位修正；
对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同所述外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型；
根据所述理论模型，获得法矢偏角；其中，所述法矢偏角为孔位修正前理论制孔法矢与修正后实际制孔法矢的偏角；
根据所述法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正。
可选地，所述对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同所述外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型，包括：
对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行分类，以分别获得类平面、类柱面和类球面；其中，所述类平面为飞机部件中双向曲率均低于预设值的平坦表面，所述类柱面为飞机部件中具有单向曲率特征的柱形表面，所述类球面为飞机部件中具有双曲面的球形表面；
分别对所述类平面、所述类柱面和所述类球面进行抽象化处理，以分别获得类平面模型、类柱面模型和类球面模型。
可选地，所述根据所述理论模型，获得法矢偏角，包括：
根据待加工表面的外形特征匹配对应的理论模型；其中，所述理论模型包括类平面模型、类柱面模型和类球面模型；
若匹配为类平面模型，则法矢偏角为：
θ=0
若匹配为类柱面模型，则法矢偏角为：
若匹配为类球面模型，则法矢偏角为：
式中，θ表示法矢偏角，L表示孔位由P点至P’点的偏移距离，其中，P点为孔位修正前的理论加工孔位，P’为孔位修正后的实际加工孔位；α表示PP’向量与XOY平面形成的夹角，其中，XOY平面为在所述理论模型中构建的坐标系平面；r表示所述类柱面模型中的圆柱体半径；R表示所述类球面模型中的球体半径。
可选地，所述根据所述法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正，包括：
根据所述法矢偏角，以获得待加工孔位对应的法矢修正量；其中，所述法矢修正量为所述法矢偏角的负值；
根据所述法矢修正量，对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正。
可选地，所述根据所述法矢修正量，对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正，包括：
根据所述法矢修正量，获得机床末端执行器摆头调整角度或机器人关节调整角度，以对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正。
可选地，所述获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标，包括：
获取飞机部件的基准孔位置信息；
根据所述基准孔位置信息，并通过插补法获得待加工孔位的实际制孔位置坐标。
可选地，所述根据所述实际制孔位置坐标，以进行孔位修正，包括：
根据所述实际制孔位置坐标，获得机床末端执行器位置调整量或机器人关节位姿调整量，以进行孔位修正。
为实现上述目的，本申请还提供一种飞机部件制孔法矢修正装置，包括：
制孔坐标获取模块，用于获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标；
孔位修正模块，用于根据所述实际制孔位置坐标，以进行孔位修正；
模型构建模块，用于对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同所述外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型；
偏角计算模块，用于根据所述理论模型，获得法矢偏角；其中，所述法矢偏角为孔位修正前理论制孔法矢与修正后实际制孔法矢的偏角；
法矢修正模块，用于根据所述法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正。
为实现上述目的，本申请还提供一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
为实现上述目的，本申请还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
本申请所能实现的有益效果如下：
本申请在孔位修正的基础上，建立起了飞机部件上待加工表面不同外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型，根据理论模型，可有效计算得到不同外形特征对应的孔位修正前理论制孔法矢与修正后实际制孔法矢的偏角，即法矢偏角，从而可根据法矢偏角有效指导待加工孔位的法矢修正，丰富了飞机部件自动制孔理论研究，可在飞机部件自动制孔前实施法矢修正，有效提升自动制孔精度，保证了最终制孔精度，且缩短了自动制孔周期。
附图说明
为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。
图1为本申请的实施例涉及的硬件运行环境的计算机设备结构示意图；
图2为本申请的实施例中一种飞机部件制孔法矢修正方法的流程示意图；
图3为本申请的实施例中对飞机部件进行自动制孔法矢修正的逻辑流程示意图；
图4为本申请的实施例中构建的类平面模型原理示意图；
图5为本申请的实施例中构建的类柱面模型原理示意图；
图6为本申请的实施例中构建的类球面模型原理示意图。
本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
需要说明的是，本申请实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
另外，若本申请实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案、或B方案、或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本申请要求的保护范围之内。
实施例1
参照图1，图1为本实施例方案涉及的硬件运行环境的计算机设备结构示意图，如图1所示，该计算机设备可以包括：处理器1001，例如中央处理器（Central ProcessingUnit，CPU），通信总线1002、用户接口1003，网络接口1004，存储器1005。其中，通信总线1002用于实现这些组件之间的连接通信。用户接口1003可以包括显示屏（Display）、输入单元比如键盘（Keyboard），可选用户接口1003还可以包括标准的有线接口、无线接口。网络接口1004可选的可以包括标准的有线接口、无线接口（如无线保真（WIreless-FIdelity，WI-FI）接口）。存储器1005可以是高速的随机存取存储器（Random Access Memory，RAM）存储器，也可以是稳定的非易失性存储器（Non-Volatile Memory，NVM），例如磁盘存储器。存储器1005可选的还可以是独立于前述处理器1001的存储装置。
本领域技术人员可以理解，图1中示出的结构并不构成对计算机设备的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。
如图1所示，作为一种存储介质的存储器1005中可以包括操作***、数据存储模块、网络通信模块、用户接口模块以及电子程序。
在图1所示的计算机设备中，网络接口1004主要用于与网络服务器进行数据通信；用户接口1003主要用于与用户进行数据交互；本实施例计算机设备中的处理器1001、存储器1005可以设置在计算机设备中，所述计算机设备通过处理器1001调用存储器1005中存储的飞机部件制孔法矢修正装置，并执行本实施例提供的飞机部件制孔法矢修正方法。
参照图2-图6，基于前述硬件环境，本实施例还提供一种飞机部件制孔法矢修正方法，包括以下步骤：
步骤S100：获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标；
步骤S200：根据所述实际制孔位置坐标，以进行孔位修正；
步骤S300：对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同所述外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型；
步骤S400：根据所述理论模型，获得法矢偏角；其中，所述法矢偏角为孔位修正前理论制孔法矢与修正后实际制孔法矢的偏角；
步骤S500：根据所述法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正。
在本实施例中，在孔位修正的基础上，建立起了飞机部件上待加工表面不同外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型，根据理论模型，可有效计算得到不同外形特征对应的孔位修正前理论制孔法矢与修正后实际制孔法矢的偏角，即法矢偏角，从而可根据法矢偏角有效指导待加工孔位的法矢修正，丰富了飞机部件自动制孔理论研究，可在飞机部件自动制孔前实施法矢修正，有效提升自动制孔精度，保证了最终制孔精度，且缩短了自动制孔周期。
需要说明的是，基于本实施例的方法，可有效指导数字化制孔***，对不进行法矢调整的数字化制孔***，法矢修正后制孔垂直度精度更高，而对制孔前需进行法矢调整的数字化制孔***，法矢修正后法矢检测***检测得到的初始偏角更小，需要进行的法矢找正孔数减少，自动制孔效率有效提升。
作为一种可选的实施方式，所述步骤S300：对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同所述外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型，包括：
步骤S310：对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行分类，以分别获得类平面、类柱面和类球面；其中，所述类平面为飞机部件中双向曲率均低于预设值的平坦表面，所述类柱面为飞机部件中具有单向曲率特征的柱形表面，所述类球面为飞机部件中具有双曲面的球形表面；
步骤S320：分别对所述类平面、所述类柱面和所述类球面进行抽象化处理，以分别获得类平面模型、类柱面模型和类球面模型。
在本实施例中，通过待加工表面的外形特征来进行分类，从而可获得类平面、类柱面和类球面，这三种表面类型基本囊括了飞机部件所有外形特征表面；例如，飞机机翼、鸭翼等双向曲率均很小的平坦表面可归类为类平面，其中，双向曲率指的是飞机部件两面的曲率；飞机机身、进气道等单向曲率特征明显的表面可归类为类柱面，其中，单向曲率指的是飞机部件具有制孔要求的一面的单面曲率；飞机雷达罩、边条等具有双曲面的表面则归类为类球面；然后分别对类平面、类柱面和类球面进行抽象化处理，从而分别得到类平面模型、类柱面模型和类球面模型，三种模型组合可以共同反应出飞机部件上待加工表面所有表面特征，具有良好的代表性，针对性强，具有较好的指导意义。
需要说明的是，抽象化处理指的是图像的抽象化处理，例如输入一张图像，生成一张简单易懂的图像，它可以作为其他风格（比如铅笔画，水彩画等）的预处理，也可以本身形成一种风格，图像的抽象化其实具体有两个方面，一个是结构的简化（比如点线面），一个是颜色的简化，通过图像的抽象化处理，最终可获得轮廓清晰特征明显的图像，从而便于根据特征明显的图像构建对应的模型。
基于上述实施例，最终构建的类平面模型如图4所示，类柱面模型如图5所示，类球面模型如图6所示，在模型中建立以O为中心的XYZ坐标系，在坐标系中，P点为孔位修正前的理论加工孔位，P’为孔位修正后的实际加工孔位，L代表孔位由P点至P’点的偏移距离，α代表PP’向量与XOY平面形成的夹角，r代表类柱面模型中的圆柱体半径，PO向量代表法矢修正前的理论制孔法矢方向，R代表所述类球面模型中的球体半径，P’O’向量代表法矢修正后的实际制孔法矢方向。
作为一种可选的实施方式，所述步骤S400：根据所述理论模型，获得法矢偏角，包括：
根据待加工表面的外形特征匹配对应的理论模型；其中，所述理论模型包括类平面模型、类柱面模型和类球面模型；
若匹配为类平面模型，则法矢偏角为：
θ=0
若匹配为类柱面模型，则法矢偏角为：
若匹配为类球面模型，则法矢偏角为：
式中，θ表示法矢偏角，L表示孔位由P点至P’点的偏移距离，其中，P点为孔位修正前的理论加工孔位，P’为孔位修正后的实际加工孔位；α表示PP’向量与XOY平面形成的夹角，其中，XOY平面为在所述理论模型中构建的坐标系平面；r表示所述类柱面模型中的圆柱体半径；R表示所述类球面模型中的球体半径。
在本实施例中，根据待加工表面的外形特征匹配对应的理论模型时，若匹配到类平面模型，由于无论孔位在该平面内如何变化，其法矢方向始终垂直于产品表面，则法矢偏角为θ=0，因此可无需进行法矢修正，可直接进入制孔程序；若匹配到类柱面模型或类球面模型，可根据模型中的几何关系，根据上述对应计算式可直接计算获得对应的法矢偏角θ，从而实现对飞机部件上不同外形特征表面的孔位进行法矢偏角的计算，为后续待加工孔位进行法矢修正提供了先决条件。
作为一种可选的实施方式，所述步骤S500：根据所述法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正，包括：
步骤S510：根据所述法矢偏角，以获得待加工孔位对应的法矢修正量；其中，所述法矢修正量为所述法矢偏角的负值；
步骤S520：根据所述法矢修正量，对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正。
在本实施例中，计算得到对应的法矢偏角后，从而可计算得到待加工孔位对应的法矢修正量，即法矢修正量β=-θ，将法矢修正量β输入机床的数字化制孔***中，即可对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正。
作为一种可选的实施方式，所述步骤S520：根据所述法矢修正量，对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正，包括：
根据所述法矢修正量，获得机床末端执行器摆头调整角度或机器人关节调整角度，以对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正。
作为一种可选的实施方式，所述步骤S100：获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标，包括：
步骤S110：获取飞机部件的基准孔位置信息；
步骤S120：根据所述基准孔位置信息，并通过插补法获得待加工孔位的实际制孔位置坐标。
在本实施例中，获取飞机部件的基准孔位置信息时，可通过制孔末端执行器相机采集基准孔位置信息，也可通过激光跟踪仪测量机身部件表面基准孔位置信息，然后通过插补法即可获得待加工孔位的实际制孔位置坐标。
需要说明的是，插补法可以在一定程度上减少偏差，常用的插补法是热卡插补、拟合插补和多重插补，其中，拟合插补要求变量间存在强的相关性；多重插补（MCMC法）是在高缺失率下的首选插补方法，优点是考虑了缺失值的不确定性；插补法是一种对数据预处理的方法，目的在于处理数据中的缺失值，其为现有技术，这里不再赘述。
作为一种可选的实施方式，所述步骤S200：根据所述实际制孔位置坐标，以进行孔位修正，包括：
根据所述实际制孔位置坐标，获得机床末端执行器位置调整量或机器人关节位姿调整量，以进行孔位修正。
实施例2
基于与前述实施例相同的发明思路，本实施例还提供一种飞机部件制孔法矢修正装置，包括：
制孔坐标获取模块，用于获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标；
孔位修正模块，用于根据所述实际制孔位置坐标，以进行孔位修正；
模型构建模块，用于对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同所述外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型；
偏角计算模块，用于根据所述理论模型，获得法矢偏角；其中，所述法矢偏角为孔位修正前理论制孔法矢与修正后实际制孔法矢的偏角；
法矢修正模块，用于根据所述法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正。
本实施例的装置中各模块的相关解释和举例可参照前述实施例的方法，这里不再赘述。
实施例3
基于与前述实施例相同的发明思路，本实施例提供一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
实施例4
基于与前述实施例相同的发明思路，本实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
在一些实施例中，计算机可读存储介质可以是FRAM、ROM、PROM、EPROM、EEPROM、闪存、磁表面存储器、光盘、或CD-ROM等存储器；也可以是包括上述存储器之一或任意组合的各种设备。计算机可以是包括智能终端和服务器在内的各种计算设备。
以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。
Claims (10)
1.一种飞机部件制孔法矢修正方法，其特征在于，包括以下步骤：
获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标；
根据所述实际制孔位置坐标，以进行孔位修正；
对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同所述外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型；
根据所述理论模型，获得法矢偏角；其中，所述法矢偏角为孔位修正前理论制孔法矢与修正后实际制孔法矢的偏角；
根据所述法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正。
2.如权利要求1所述的一种飞机部件制孔法矢修正方法，其特征在于，所述对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同所述外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型，包括：
对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行分类，以分别获得类平面、类柱面和类球面；其中，所述类平面为飞机部件中双向曲率均低于预设值的平坦表面，所述类柱面为飞机部件中具有单向曲率特征的柱形表面，所述类球面为飞机部件中具有双曲面的球形表面；
分别对所述类平面、所述类柱面和所述类球面进行抽象化处理，以分别获得类平面模型、类柱面模型和类球面模型。
3.如权利要求2所述的一种飞机部件制孔法矢修正方法，其特征在于，所述根据所述理论模型，获得法矢偏角，包括：
根据待加工表面的外形特征匹配对应的理论模型；其中，所述理论模型包括类平面模型、类柱面模型和类球面模型；
若匹配为类平面模型，则法矢偏角为：
θ=0
若匹配为类柱面模型，则法矢偏角为：
若匹配为类球面模型，则法矢偏角为：
式中，θ表示法矢偏角，L表示孔位由P点至P’点的偏移距离，其中，P点为孔位修正前的理论加工孔位，P’为孔位修正后的实际加工孔位；α表示PP’向量与XOY平面形成的夹角，其中，XOY平面为在所述理论模型中构建的坐标系平面；r表示所述类柱面模型中的圆柱体半径；R表示所述类球面模型中的球体半径。
4.如权利要求1或3所述的一种飞机部件制孔法矢修正方法，其特征在于，所述根据所述法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正，包括：
根据所述法矢偏角，以获得待加工孔位对应的法矢修正量；其中，所述法矢修正量为所述法矢偏角的负值；
根据所述法矢修正量，对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正。
5.如权利要求4所述的一种飞机部件制孔法矢修正方法，其特征在于，所述根据所述法矢修正量，对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正，包括：
根据所述法矢修正量，获得机床末端执行器摆头调整角度或机器人关节调整角度，以对飞机部件的待加工孔位逐点进行法矢修正。
6.如权利要求1所述的一种飞机部件制孔法矢修正方法，其特征在于，所述获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标，包括：
获取飞机部件的基准孔位置信息；
根据所述基准孔位置信息，并通过插补法获得待加工孔位的实际制孔位置坐标。
7.如权利要求1所述的一种飞机部件制孔法矢修正方法，其特征在于，所述根据所述实际制孔位置坐标，以进行孔位修正，包括：
根据所述实际制孔位置坐标，获得机床末端执行器位置调整量或机器人关节位姿调整量，以进行孔位修正。
8.一种飞机部件制孔法矢修正装置，其特征在于，包括：
制孔坐标获取模块，用于获取飞机部件的待加工孔位的实际制孔位置坐标；
孔位修正模块，用于根据所述实际制孔位置坐标，以进行孔位修正；
模型构建模块，用于对孔位修正后的飞机部件待加工表面按待加工表面的外形特征进行识别并分类，以分别建立不同所述外形特征对应的孔位偏移引起法矢偏角的理论模型；
偏角计算模块，用于根据所述理论模型，获得法矢偏角；其中，所述法矢偏角为孔位修正前理论制孔法矢与修正后实际制孔法矢的偏角；
法矢修正模块，用于根据所述法矢偏角，对飞机部件的待加工孔位进行法矢修正。
9.一种计算机设备，其特征在于，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。
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