CN117494534B - 一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法 - Google Patents

一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法 Download PDF

Info

Publication number
CN117494534B
CN117494534B CN202410004773.0A CN202410004773A CN117494534B CN 117494534 B CN117494534 B CN 117494534B CN 202410004773 A CN202410004773 A CN 202410004773A CN 117494534 B CN117494534 B CN 117494534B
Authority
CN
China
Prior art keywords
point cloud
skin
cloud data
data set
displacement
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202410004773.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN117494534A (zh
Inventor
汪俊
荆文科
曾航彬
李子宽
张嘉麟
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202410004773.0A priority Critical patent/CN117494534B/zh
Publication of CN117494534A publication Critical patent/CN117494534A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN117494534B publication Critical patent/CN117494534B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06T—IMAGE DATA PROCESSING OR GENERATION, IN GENERAL
    • G06T17/00—Three dimensional [3D] modelling, e.g. data description of 3D objects
    • G06T17/20—Finite element generation, e.g. wire-frame surface description, tesselation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06T—IMAGE DATA PROCESSING OR GENERATION, IN GENERAL
    • G06T5/00—Image enhancement or restoration
    • G06T5/20—Image enhancement or restoration using local operators
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/04—Constraint-based CAD
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06T—IMAGE DATA PROCESSING OR GENERATION, IN GENERAL
    • G06T2207/00—Indexing scheme for image analysis or image enhancement
    • G06T2207/10—Image acquisition modality
    • G06T2207/10028—Range image; Depth image; 3D point clouds
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Graphics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Processing Or Creating Images (AREA)

Abstract

本发明涉及一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，包括获取待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C；分别对点云数据集S和点云数据集C进行去噪处理；对去噪后的点云数据集S和C进行均匀下采样得到点云数据集S1和C1，并将点云数据集S1转化为蒙皮数模A；对蒙皮数模A施加装配约束进行有限元仿真分析，得到装配状态下形变后的蒙皮数模，并获取形变后的蒙皮点云数据集S2；将点云数据集C1向S2做投影，得到待修配蒙皮的修配轨迹，实现修配后的蒙皮与机身待装配缺口之间的匹配。本发明解决了传统蒙皮类零件装配方法精度不高、装配效率低导致工人工作困难且工作量增大的问题，极大地提高了生产效率并节省了人力。

Description

一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法
技术领域
本发明涉及飞机蒙皮修配技术领域，尤其涉及一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法。
背景技术
飞机蒙皮类零件是飞机结构的重要组成部分，对飞机的性能、安全性和外观都有重要影响，需要具备结构强度和耐久性，以确保飞机的安全运行和长期使用。这类零件尺寸大、刚度小，从零件加工到装配经历多个环节的累积误差，从而导致最终装配产生干涉或间隙，影响飞机的装配精度。近年来随着数字化测量技术的快速发展以及现代飞机对于制造装配精度要求大幅提升，飞机的制造装配逐渐向数字化、自动化、柔性化、智能化方向发展，数字化测量技术已经成为促进飞机智能化装配快速发展的关键因素和重要力量。
针对蒙皮类零件装配精度低的问题，国内各大航空制造企业采取的解决方案是在蒙皮类零件制造阶段留有加工余量，在装配过程中根据实际装配需求对蒙皮类零件进行切边处理，从而保证蒙皮类零件的装配对缝间隙满足设计要求。目前，大型蒙皮类零件的修边处理都是通过工人将壁板零件固定在专用夹具上进行手工切割，导致该类零件装配精度不高且装配效率低，同时对于工人技术要求较高，工人工作量增大等。其次，在装配状态下获取壁板零件的实际修边线非常困难。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提供了一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，解决了传统蒙皮类零件装配方法精度不高、装配效率较低导致工人工作困难且工作量增大的问题，该方法将去噪下采样后的蒙皮结构体的节点位移以及非节点位移的结合，得到装配状态下形变后的蒙皮数模，从而提高了整体修配精度；最后将点云数据集C1向S2做投影，得到精确的待修配蒙皮的修配边界，不需要基于经验反复修配，大大加快了蒙皮的整体修配速度。
为解决上述技术问题，本发明提供了如下技术方案：一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，包括以下步骤：
S1、获取待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C；
S2、分别对待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C进行去噪处理；
S3、对去噪后的点云数据集S和C进行均匀下采样得到点云数据集S1和C1，并将点云数据集S1转化为蒙皮数模A；
S4、对蒙皮数模A施加装配约束进行有限元仿真分析，得到装配状态下形变后的蒙皮数模，并获取形变后的蒙皮点云数据集S2；
S5、将点云数据集C1向S2做投影，得到待修配蒙皮的修配轨迹，实现修配后的蒙皮与机身待装配缺口之间的完美匹配。
进一步地，在步骤S1中，通过三维激光扫描仪对所述待修配蒙皮和所述机身待装配的缺口进行扫描，采集获取待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C。
进一步地，在步骤S2中，对获取的所述点云数据集S和C，采用统计滤波去噪算法，基于统计的原理，通过对点云中每个点的邻域进行统计分析，给定均值和方差，判断点是否为噪声或异常点，最终剔除方差之外的明显分布稀疏的离群点。
进一步地，在步骤S3中，具体过程包括以下步骤：
S31、根据待修配蒙皮点云数据集S的密度、形状和特征，对步骤2去噪后的待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C划分为规则的网格；
S32、在每个网格中选择一个代表点，将所选的点组合成均匀下采样后的点云数据集S1和C1；
S33、将点云数据集S1进行点云重建转换为表面网格，通过设置光滑度、分辨率参数控制生成的模型特性，并进行后处理用以去除不需要的几何细节、优化模型拓扑或填补模型的空洞，最终导出为STL格式的蒙皮数模A。
进一步地，在步骤S4中，具体过程包括以下步骤：
S41、将由不同类型飞机蒙皮结构体的蒙皮数模A分割成多个小元素并将它离散成网格，同时标明承受外部力或负载的点以及支撑点，接着设定一些边界条件，为每个小元素定义弹性属性；
S42、考虑自身的重力对上述元素的影响，并根据有限元分析的方法来建立***的平衡方程得到形式的方程，其中/>为单元刚度方程，/>为单元载荷向量，该方程描述了每个元素内部的受力和应力分布情况，将整个求解区域分割成小而简单的部分，这些部分被称为单元或子区域，通过求解该方程，获得单元全部节点位移组成的位移向量/>；
S43、然后通过有限数量的节点将所述单元连接起来，以便在节点之间传递负载或力，通过构建结构体的总体平衡方程来描述在所有节点上的负载分布；
S44、将所有节点的方程联合在一起，以获得对复杂工程问题的数值近似解，该近似解为待求节点位移；
S45、通过实时测量应变值并进行相应计算，获得结构体各个节点的实时位移信息，对于非节点位移，通过节点位移和形函数插值方法来估算，最终得到整体蒙皮结构体的位移，即装配状态下形变后的蒙皮数模，从而获取形变后的蒙皮点云数据集S2。
进一步地，在步骤S4中，所述有限元的算法具体过程包括：
单元内任一应变测点的位移可以由沿坐标轴方向的分位移表示为：
；
其中，表示应变测点的坐标；/>分别为沿x 轴、y 轴、z 轴方向的位移分量；/>为单元形函数；/>为单元全部节点位移组成的位移向量；
将应变场用单元全部节点位移组成的位移向量/>和单元形函数/>表示为：
；
其中，结构体应变场的应变值可以由/>个独立的应变分量来描述，每个应变分量表示一个方向的应变，即/>，/>为求导算子，表示对单
元形函数求导；/>为应变位移矩阵；
通过理论应变值与实测应变值/>构建总的误差函数/>，其中，使用最小二乘法求解总的误差函数/>的极值，总的误差函数/>的表达式为：
；
其中，为结构体设置的应变测点数量；假设结构体离散为/>个单元，每个单元设置/>个应变测点，则总的误差函数/>可以看作所有单元误差函数/>之和：
；
；
对于每个单元，认定最能反映出结构的变形情况的模型是当取值最小时，由前述可知，单元误差函数/>是关于单元全部节点位移组成的位移向量/>的函数，根据最小二乘法的求解原理，当/>取得最小值时，此时有：
；
求解得到形式的方程，其中/>为单元刚度矩阵；/>为单元载荷向量；
通过适当的坐标变换，将每个单元的刚度矩阵和载荷向量/>组合在一起，并添加边界条件，通过建立结构体的总体平衡方程，来描述整个结构体在受力和变形方面的行为，得到结构体的总体平衡方程为：
；
式中，矩阵代表结构体的总体刚度，载荷向量/>则代表结构体的总体载荷；通过计算/>，可以得到待求节点位移/>。
进一步地，在步骤S5中，具体过程包括以下步骤：
S51、通过比较形变后的蒙皮点云数据集S2与下采样得到的机身待装配缺口的点云数据集C1，提取两点云数据集S2和C1的特征，通过比较特征之间的相似性找到两点云数据集S2和C1的初步对应关系，根据特征匹配的结果，估计两点云数据集之间的初步对应关系，通过迭代优化最小化点云数据集之间的误差，从而将待修配蒙皮与机身待装配的缺口精确匹配；
S52、采用基于测地距离不变约束的曲面非刚性映射方法，将点云数据集C1向点云数据集S2做投影映射，得到待修配蒙皮的修配轨迹，以精确计算边缘加工余量，从而确保修配后的蒙皮与机身待装配缺口之间的完美匹配。
借由上述技术方案，本发明提供了一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，至少具备以下有益效果：
与传统的飞机蒙皮修配方法相比，本发明通过对获取的待修配蒙皮点云数据S和机身待装配的缺口点云数据C进行去噪处理, 通过剔除方差之外的明显分布稀疏的离群点，如传感器误差、环境干扰或扫描设备本身的误差，从而避免降低点云的质量和准确性，以提高数据的质量和可用性，为后续点云下采样和数模重建提供高精度数据支撑；然后通过对点云数据集S和C进行均匀下采样得到数据集S1和C1，并将点云数据集S1转化为蒙皮数模A，这样可以减少计算的复杂性、减少存储需求并提高数据处理效率；接着对蒙皮数模A施加装配约束进行有限元仿真分析，将不同类型飞机蒙皮结构体的蒙皮数模A分割成多个单元，并将整体误差精确到单元误差，从而为后期蒙皮的整体修配提供更加准确可靠的装配数据，然后通过有限数量的节点将所述单元连接起来，并通过构建结构体的总体平衡方程来描述在所有节点上的负载分布，通过节点位移以及非节点位移结合，得到装配状态下形变后的蒙皮数模，从而提高了整体修配精度；最后将点云数据集C1向S2做投影，得到精确的待修配蒙皮的修配边界，不需要基于经验反复修配，大大加快了蒙皮的整体修配速度。本发明解决了传统蒙皮类零件装配方法精度不高、装配效率较低导致工人工作困难且工作量增大的问题，极大地提高了生产效率并节省了人力。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本发明一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法的流程图；
图2为本发明的蒙皮有限元分析算法的实现流程；
图3为本发明的蒙皮修配轨迹提取流程图。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图 和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。借此对本申请如何应用技术手段来解决技术问题并达成技术功效的实现过程能充分理解并据以实施。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
请参照图1~图3，示出了本实施例的一种具体实施方式，本实施例通过对获取的蒙皮数模A施加装配约束进行有限元仿真分析通过构建结构体的总体平衡方程来描述在所有节点上的负载分布，通过节点位移以及非节点位移结合，得到装配状态下形变后的蒙皮数模，从而提高了整体修配精度，最后将点云数据集C1向S2做投影，得到精确的待修配蒙皮的修配边界，不需要基于经验反复修配，大大加快了蒙皮的整体修配速度，极大地提高了生产效率并节省了人力。
请参照图1，本实施例提出了一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，该方法包括以下步骤：
S1、获取待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C；
作为步骤S1的优选实施方式，通过三维激光扫描仪对所述待修配蒙皮和所述机身待装配的缺口进行扫描，采集获取待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C；针对特定的实施场景，制定合理的测量方案，对测量对象、测量设备、环境等因素进行综合考虑能够避免测量过程中因人为因素产生错误。
S2、分别对待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C进行去噪处理；
作为步骤S2的优选实施方式，对获取的所述点云数据集S和C，采用统计滤波去噪算法，基于统计的原理，通过对点云中每个点的邻域进行统计分析，给定均值和方差，判断点是否为噪声或异常点，最终剔除方差之外的明显分布稀疏的离群点。
在本实施例中，本发明通过对获取的待修配蒙皮点云数据S和机身待装配的缺口点云数据C进行去噪处理, 通过剔除方差之外的明显分布稀疏的离群点，如传感器误差、环境干扰或扫描设备本身的误差，从而避免降低点云的质量和准确性，以提高数据的质量和可用性，为后续点云下采样和数模重建提供高精度数据支撑。
S3、对去噪后的点云数据集S和C进行均匀下采样得到点云数据集S1和C1，并将点云数据集S1转化为蒙皮数模A；
作为步骤S3的优选实施方式，具体过程包括以下步骤：
S31、根据待修配蒙皮点云数据集S的密度、形状和特征，对步骤2去噪后的待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C划分为规则的网格；
S32、在每个网格中选择一个代表点，将所选的点组合成均匀下采样后的点云数据集S1和C1，有助于在可视化和分析过程中获得更平衡的数据表示，方便后续更加方便地进行重建操作；
S33、将点云数据集S1进行点云重建转换为表面网格，通过设置光滑度、分辨率参数控制生成的模型特性，并进行后处理用以去除不需要的几何细节、优化模型拓扑或填补模型的空洞，最终导出为STL格式的蒙皮数模A，在有限元软件中进行分析。
在本实施例中，本发明通过对点云数据集S和C进行均匀下采样得到数据集S1和C1，并将点云数据集S1转化为蒙皮数模A，这样可以减少计算的复杂性、减少存储需求并提高数据处理效率。
S4、对蒙皮数模A施加装配约束进行有限元仿真分析，通过叠加重力和固定约束的影响，使CAD模型在模拟装配状态下发生变形，得到装配状态下形变后的蒙皮数模，并获取形变后的蒙皮点云数据集S2；
作为步骤S4的优选实施方式，具体过程包括以下步骤：
S41、将由不同类型飞机蒙皮结构体的复杂的蒙皮数模A分割成多个小元素并将它离散成网格，同时标明承受外部力或负载的点以及支撑点，接着为了模拟现实情况下的约束，设定一些边界条件，为每个小元素定义弹性属性，用来描述它们对外部应力的响应方式；
S42、考虑自身的重力对上述元素的影响，并根据有限元分析的方法来建立***的平衡方程得到形式的方程，其中/>为单元刚度方程，/>为单元载荷向量，该方程描述了每个元素内部的受力和应力分布情况，将整个求解区域分割成小而简单的部分，这些部分被称为单元或子区域，通过求解该方程，获得单元全部节点位移组成的位移向量/>，通过分析模拟结果，可以得到蒙皮模型在给定条件下的形变和应力分布情况；
S43、然后通过有限数量的节点将所述单元连接起来，以便在节点之间传递负载或力，通过构建结构体的总体平衡方程来描述在所有节点上的负载分布；
S44、将所有节点的方程联合在一起，以获得对复杂工程问题的数值近似解，该近似解为待求节点位移；
S45、通过实时测量应变值并进行相应计算，获得结构体各个节点的实时位移信息，对于非节点位移，通过节点位移和形函数插值方法来估算，最终得到整体蒙皮结构体的位移，即装配状态下形变后的蒙皮数模，从而获取形变后的蒙皮点云数据集S2。
作为步骤S4的优选实施方式，所述有限元的算法具体过程包括：
采用一种逼近的方法，即分片插值，来处理飞机蒙皮的几何特征，该方法基于将飞机蒙皮视为不同类型的结构组合，如板、杆、梁和壳，然后，将这个复杂的结构体分成许多离散的单元，这些单元可以是一维、二维或三维的；
单元内任一应变测点的位移可以由沿坐标轴方向的分位移表示为：
；
其中，表示应变测点的坐标；/>分别为沿x 轴、y 轴、z 轴方向的位移分量；/>为单元形函数；/>为单元全部节点位移组成的位移向量；
考虑飞机蒙皮的几何形状和受到力的影响，需要建立一个受力模型来描述结构体在变形状态下应变和位移之间的关系，这个模型可以基于不同理论，如Kirchhoff薄板理论或Mindlin厚板理论；
为了描述结构体的应变场，使用一组独立的应变分量，每个分量代表一个方向的应变。这些应变分量可以用来表示结构在不同方向上的变形情况，将应变场用单元全部节点位移组成的位移向量/>和单元形函数/>表示为：
；
其中，结构体应变场的应变值可以由/>个独立的应变分量来描述，每个应变分量表示一个方向的应变，即/>，/>为求导算子，表示对单
元形函数求导；/>为应变位移矩阵；
通过理论应变值与实测应变值/>构建总的误差函数/>，其中，使用最小二乘法求解总的误差函数/>的极值，总的误差函数/>的表达式为：
；
其中，为结构体设置的应变测点数量；假设结构体离散为/>个单元，每个单元设置/>个应变测点，则总的误差函数/>可以看作所有单元误差函数/>之和：
；
；
对于每个单元，认定最能反映出结构的变形情况的模型是当取值最小时，由前述可知，单元误差函数/>是关于单元全部节点位移组成的位移向量/>的函数，根据最小二乘法的求解原理，当/>取得最小值时，此时有：
；
求解得到形式的方程，其中/>为单元刚度矩阵；/>为单元载荷向量；
通过适当的坐标变换，将每个单元的刚度矩阵和载荷向量/>组合在一起，并添加边界条件，以确保模型的真实性，通过建立结构体的总体平衡方程，来描述整个结构体在受力和变形方面的行为，得到结构体的总体平衡方程为：
；
式中，矩阵代表结构体的总体刚度，该矩阵仅与单元形函数和应变测点坐标相关；载荷向量/>则代表结构体的总体载荷，它仅与应变测点的应变值相关；通过计算，可以得到待求节点位移/>。如图2所示为本发明的蒙皮有限元分析算法的实现流程；这一过程实际上是将结构表面的应变值反推出节点位移/>，通过实时测量应变值并进行相应计算，能够获得结构体各个节点的实时位移信息，对于非节点位移，可以通过节点位移和形函数插值方法来估算。
在本实施例中，本发明通过对蒙皮数模A施加装配约束进行有限元仿真分析，将不同类型飞机蒙皮结构体的蒙皮数模A分割成多个单元，并将整体误差精确到单元误差，从而为后期蒙皮的整体修配提供更加准确可靠的装配数据，然后通过有限数量的节点将所述单元连接起来，并通过构建结构体的总体平衡方程来描述在所有节点上的负载分布，通过节点位移以及非节点位移结合，得到装配状态下形变后的蒙皮数模，从而提高了整体修配精度。
S5、将点云数据集C1向S2做投影，得到待修配蒙皮的修配轨迹，实现修配后的蒙皮与机身待装配缺口之间的完美匹配。
作为步骤S5的优选实施方式，具体过程包括以下步骤：
S51、通过比较形变后的蒙皮点云数据集S2与下采样得到的机身待装配缺口的点云数据集C1，提取两点云数据集S2和C1的特征，通过比较特征之间的相似性找到两点云数据集S2和C1的初步对应关系，根据特征匹配的结果，估计两点云数据集之间的初步对应关系，通过迭代优化最小化点云数据集之间的误差，从而将待修配蒙皮与机身待装配的缺口精确匹配。
S52、采用基于测地距离不变约束的曲面非刚性映射方法，将点云数据集C1向点云数据集S2做投影映射，得到待修配蒙皮的修配轨迹，以精确计算边缘加工余量，通过考虑蒙皮结构体材料的弯曲和形变，确保精确的边缘加工余量计算，从而确保修配后的蒙皮与机身待装配缺口之间的完美匹配，如图3所示为本发明的蒙皮修配轨迹提取流程图。
在本实施例中，本发明通过将点云数据集C1向S2做投影，得到精确的待修配蒙皮的修配边界，不需要基于经验反复修配，大大加快了蒙皮的整体修配速度，极大地提高了生产效率并节省了人力。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包括于本申请的至少一个实施例或示例中。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
在流程图中表示或在此以其他方式描述的逻辑和/或步骤，例如，可以被认为是用于实现逻辑功能的可执行指令的定序列表，可以具体实现在任何计算机可读介质中，以供指令执行***、装置或设备(如基于计算机的***、包括处理器的***或其他可以从指令执行***、装置或设备取指令并执行指令的***)使用，或结合这些指令执行***、装置或设备而使用。
以上实施方式对本发明进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (6)

1.一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、获取待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C；
S2、分别对待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C进行去噪处理；
S3、对去噪后的点云数据集S和C进行均匀下采样得到点云数据集S1和C1，并将点云数据集S1转化为蒙皮数模A；
S4、对蒙皮数模A施加装配约束进行有限元仿真分析，得到装配状态下形变后的蒙皮数模，并获取形变后的蒙皮点云数据集S2；其中，有限元的算法具体过程包括：
单元内任一应变测点的位移d(x)可以由沿坐标轴方向的分位移表示为：
d(x)＝(u(x),v(x),w(x))＝N(x)qe；
其中，x≡(x,y,z)表示应变测点的坐标；u、v、w分别为沿x轴、y轴、z轴方向的位移分量；N(x)为单元形函数；qe为单元全部节点位移组成的位移向量；
将应变场ε(x)用单元全部节点位移组成的位移向量qe和单元形函数N(x)表示为：
其中，结构体应变场的应变值ε可以由n个独立的应变分量来描述，每个应变分量表示一个方向的应变，即ε≡{ε1,ε2,ε3,...,εn}，为求导算子，表示对单元形函数N(x)求导；M为应变位移矩阵；
通过理论应变值ε与实测应变值ε'构建总的误差函数φ，其中ε'≡{ε1',ε2',ε3',...,εm'}，使用最小二乘法求解总的误差函数φ的极值，总的误差函数φ的表达式为：
其中，m为结构体设置的应变测点数量；假设结构体离散为N个单元，每个单元设置k个应变测点，则总的误差函数φ可以看作所有单元误差函数φj之和：
对于每个单元，认定最能反映出结构的变形情况的模型是当φj取值最小时，由前述可知，单元误差函数φj是关于单元全部节点位移组成的位移向量qe的函数，根据最小二乘法的求解原理，当φj取得最小值时，此时有：
求解得到Keqe＝Fe形式的方程，其中Ke为单元刚度矩阵；Fe为单元载荷向量；
通过适当的坐标变换，将每个单元的刚度矩阵Ke和载荷向量Fe组合在一起，并添加边界条件，通过建立结构体的总体平衡方程，来描述整个结构体在受力和变形方面的行为，得到结构体的总体平衡方程为：
Kq＝F；
式中，矩阵K代表结构体的总体刚度，载荷向量F则代表结构体的总体载荷；通过计算q＝K-1F，可以得到待求节点位移q；
S5、将点云数据集C1向S2做投影，得到待修配蒙皮的修配轨迹，实现修配后的蒙皮与机身待装配缺口之间的完美匹配。
2.根据权利要求1所述的一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，其特征在于：在步骤S1中，通过三维激光扫描仪对所述待修配蒙皮和所述机身待装配的缺口进行扫描，采集获取待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C。
3.根据权利要求1所述的一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，其特征在于：在步骤S2中，对获取的所述点云数据集S和C，采用统计滤波去噪算法，基于统计的原理，通过对点云中每个点的邻域进行统计分析，给定均值和方差，判断点是否为噪声或异常点，最终剔除方差之外的明显分布稀疏的离群点。
4.根据权利要求1所述的一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，其特征在于：在步骤S3中，具体过程包括以下步骤：
S31、根据待修配蒙皮点云数据集S的密度、形状和特征，对步骤2去噪后的待修配蒙皮点云数据集S和机身待装配的缺口点云数据集C划分为规则的网格；
S32、在每个网格中选择一个代表点，将所选的点组合成均匀下采样后的点云数据集S1和C1；
S33、将点云数据集S1进行点云重建转换为表面网格，通过设置光滑度、分辨率参数控制生成的模型特性，并进行后处理用以去除不需要的几何细节、优化模型拓扑或填补模型的空洞，最终导出为STL格式的蒙皮数模A。
5.根据权利要求1所述的一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，其特征在于：在步骤S4中，具体过程包括以下步骤：
S41、将由不同类型飞机蒙皮结构体的蒙皮数模A分割成多个小元素并将它离散成网格，同时标明承受外部力或负载的点以及支撑点，接着设定一些边界条件，为每个小元素定义弹性属性；
S42、考虑自身的重力对上述元素的影响，并根据有限元分析的方法来建立***的平衡方程得到Keqe＝Fe形式的方程，其中Ke为单元刚度方程，Fe为单元载荷向量，该方程描述了每个元素内部的受力和应力分布情况，将整个求解区域分割成小而简单的部分，这些部分被称为单元或子区域，通过求解该方程，获得单元全部节点位移组成的位移向量qe；
S43、然后通过有限数量的节点将所述单元连接起来，以便在节点之间传递负载或力，通过构建结构体的总体平衡方程来描述在所有节点上的负载分布；
S44、将所有节点的方程联合在一起，以获得对复杂工程问题的数值近似解，该近似解为待求节点位移q；
S45、通过实时测量应变值并进行相应计算，获得结构体各个节点的实时位移信息，对于非节点位移，通过节点位移q和形函数插值方法来估算，最终得到整体蒙皮结构体的位移，即装配状态下形变后的蒙皮数模，从而获取形变后的蒙皮点云数据集S2。
6.根据权利要求1所述的一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法，其特征在于：在步骤S5中，具体过程包括以下步骤：
S51、通过比较形变后的蒙皮点云数据集S2与下采样得到的机身待装配缺口的点云数据集C1，提取两点云数据集S2和C1的特征，通过比较特征之间的相似性找到两点云数据集S2和C1的初步对应关系，根据特征匹配的结果，估计两点云数据集之间的初步对应关系，通过迭代优化最小化点云数据集之间的误差，从而将待修配蒙皮与机身待装配的缺口精确匹配；
S52、采用基于测地距离不变约束的曲面非刚性映射方法，将点云数据集C1向点云数据集S2做投影映射，得到待修配蒙皮的修配轨迹，以精确计算边缘加工余量，从而确保修配后的蒙皮与机身待装配缺口之间的完美匹配。
CN202410004773.0A 2024-01-03 2024-01-03 一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法 Active CN117494534B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410004773.0A CN117494534B (zh) 2024-01-03 2024-01-03 一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410004773.0A CN117494534B (zh) 2024-01-03 2024-01-03 一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN117494534A CN117494534A (zh) 2024-02-02
CN117494534B true CN117494534B (zh) 2024-03-22

Family

ID=89674853

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202410004773.0A Active CN117494534B (zh) 2024-01-03 2024-01-03 一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117494534B (zh)

Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103488832A (zh) * 2013-09-23 2014-01-01 大连理工大学 一种复杂曲面零件破损区域的几何修复方法
CN103577630A (zh) * 2013-10-11 2014-02-12 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种基于切面模线的飞机零件逆向建模方法
WO2014159566A1 (en) * 2013-03-14 2014-10-02 Alain Poivet Building systems
CN105269049A (zh) * 2015-11-28 2016-01-27 沈阳飞机工业（集团）有限公司 一种飞机蒙皮无余量数控铣切方法
CN105700471A (zh) * 2016-03-04 2016-06-22 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞机蒙皮数控加工程序的二次修正方法
CN105868498A (zh) * 2016-04-20 2016-08-17 南京航空航天大学 基于扫描线点云的蒙皮边界特征重构方法
CN107687816A (zh) * 2017-08-22 2018-02-13 大连理工大学 一种基于点云局部特征提取装配间隙的测量方法
CN109242828A (zh) * 2018-08-13 2019-01-18 浙江大学 基于光栅投影多步相移法的3d打印制品三维缺陷检测方法
CN109596059A (zh) * 2019-01-07 2019-04-09 南京航空航天大学 一种基于平行线结构光的飞机蒙皮间隙与阶差测量方法
CN111137468A (zh) * 2019-12-20 2020-05-12 清华大学 多约束条件的飞机蒙皮调姿方法及***
CN111524129A (zh) * 2020-04-29 2020-08-11 南京航空航天大学 一种基于端面提取的飞机蒙皮对缝间隙计算方法
CN114626470A (zh) * 2022-03-18 2022-06-14 南京航空航天大学深圳研究院 基于多类型几何特征算子的飞机蒙皮关键特征检测方法
CN114627177A (zh) * 2022-03-25 2022-06-14 南京航空航天大学 一种基于图像分割的飞机蒙皮间隙与阶差测量方法
CN116204990A (zh) * 2023-04-28 2023-06-02 南京航空航天大学 一种三维实测数据驱动的飞机大型骨架精准协调修配方法
CN116385347A (zh) * 2023-01-05 2023-07-04 华中科技大学 一种基于变形分析的飞机蒙皮曲面图案视觉检测方法
CN117275633A (zh) * 2023-11-20 2023-12-22 北京航空航天大学 一种航空复合材料结构破坏过程分析方法及计算机设备

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014159566A1 (en) * 2013-03-14 2014-10-02 Alain Poivet Building systems
CN103488832A (zh) * 2013-09-23 2014-01-01 大连理工大学 一种复杂曲面零件破损区域的几何修复方法
CN103577630A (zh) * 2013-10-11 2014-02-12 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种基于切面模线的飞机零件逆向建模方法
CN105269049A (zh) * 2015-11-28 2016-01-27 沈阳飞机工业（集团）有限公司 一种飞机蒙皮无余量数控铣切方法
CN105700471A (zh) * 2016-03-04 2016-06-22 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞机蒙皮数控加工程序的二次修正方法
CN105868498A (zh) * 2016-04-20 2016-08-17 南京航空航天大学 基于扫描线点云的蒙皮边界特征重构方法
CN107687816A (zh) * 2017-08-22 2018-02-13 大连理工大学 一种基于点云局部特征提取装配间隙的测量方法
CN109242828A (zh) * 2018-08-13 2019-01-18 浙江大学 基于光栅投影多步相移法的3d打印制品三维缺陷检测方法
CN109596059A (zh) * 2019-01-07 2019-04-09 南京航空航天大学 一种基于平行线结构光的飞机蒙皮间隙与阶差测量方法
CN111137468A (zh) * 2019-12-20 2020-05-12 清华大学 多约束条件的飞机蒙皮调姿方法及***
CN111524129A (zh) * 2020-04-29 2020-08-11 南京航空航天大学 一种基于端面提取的飞机蒙皮对缝间隙计算方法
CN114626470A (zh) * 2022-03-18 2022-06-14 南京航空航天大学深圳研究院 基于多类型几何特征算子的飞机蒙皮关键特征检测方法
CN114627177A (zh) * 2022-03-25 2022-06-14 南京航空航天大学 一种基于图像分割的飞机蒙皮间隙与阶差测量方法
CN116385347A (zh) * 2023-01-05 2023-07-04 华中科技大学 一种基于变形分析的飞机蒙皮曲面图案视觉检测方法
CN116204990A (zh) * 2023-04-28 2023-06-02 南京航空航天大学 一种三维实测数据驱动的飞机大型骨架精准协调修配方法
CN117275633A (zh) * 2023-11-20 2023-12-22 北京航空航天大学 一种航空复合材料结构破坏过程分析方法及计算机设备

Also Published As

Publication number Publication date
CN117494534A (zh) 2024-02-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111145236B (zh) 一种基于数字孪生的产品拟实物装配模型生成方法及实现框架
CN107526898B (zh) 变刚度复合材料板壳结构建模分析与可靠度优化设计方法
CN109711048B (zh) 一种考虑气动和结构多类型设计变量的机翼设计方法
CN109918755B (zh) 一种基于点云数据的低刚度制件装配变形预测方法
EP3082055B1 (en) Rotorcraft component simulation using scan-based geometry
CN106021644B (zh) 确定混合维模型界面约束方程系数的方法
CN111144046B (zh) 一种基于薄壁零件外模线控制的装配间隙确定方法
CN111723440B (zh) 一种薄壁件加工精度预测混合建模方法
CN114722686B (zh) 一种基于有限元分析的大型设备吊耳设计及优化方法
Li et al. Section curve reconstruction and mean-camber curve extraction of a point-sampled blade surface
Wu et al. Adaptive location of repaired blade for multi-axis milling
CN114969976B (zh) 基于数字化实测数据的一体化结构虚拟装配方法
CN114444347A (zh) 基于有限元分析的大型曲面薄壁件镜像铣削变形预测方法
Zaitseva et al. High performance computing for aircraft assembly optimization
CN116204990A (zh) 一种三维实测数据驱动的飞机大型骨架精准协调修配方法
CN113496064B (zh) 一种数控机床直线度的补偿调整方法
CN117494534B (zh) 一种基于点云与有限元分析的飞机蒙皮修配方法
CN115408960A (zh) 一种参数化处理五孔探针数据的方法
CN114297877A (zh) 杆结构超材料结构多工况仿真自动化***及方法
Wu et al. Research on the IGA Based Multi-hole Wall Plate Structure’s Design Technology
CN116363336A (zh) 一种面向低损伤需求的环框组件虚拟装配与修配分析方法
CN112818479B (zh) 一种有限元子模型边界条件加载方法
CN114818126A (zh) 一种基于模态拟合的气动载荷分配方法
Gomes Alves et al. Automatic Processing and Cross Section Analysis of Topology Optimization Results
CN117111899A (zh) 基于PloughCAE的工业仿真软件及其在航空发动机开发中的应用

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant