一种采用数字化测量的飞机内部复杂结构边界反引方法与流程

本发明属于航空制造工程/飞机装配领域，涉及一种采用数字化测量的飞机内部复杂结构边界反引方法，用于飞机内部复杂结构边界反引至蒙皮表面，保证制孔连接准确度。

背景技术：

随着飞机性能的不断提升，零件结构与连接形式越来越复杂，其中蒙皮表面与结构采用标准件连接(主要铆接和螺栓连接为主)，标准件中心与零件边界距离对飞机连接强度影响较大，而标准件连接孔大都需现场配制，所以如何保证孔位精度对飞机整体寿命至关重要。

飞机重量越大，飞行成本越高，为满足减重需求，在满足功能和强度的条件下，零件设计以最小重量为优化原则，导致零件边界形状复杂。为减小累积误差的影响，标准件连接孔通常现场配制，而对于一些封闭空间，特别是与蒙皮连接处，连接孔只能由外向内制。由于蒙皮遮挡内部零件，现场确定零件边界困难，采用普通画线方法将连接边界反引至蒙皮表面误差较大，很难保证标准件边距要求，造成装配超差率偏高，严重制约着飞机的生产进度和成本。

技术实现要素：

针对现有技术存在的问题，为改变飞机内部复杂结构制孔工艺性差的问题，本发明借助三维数字化测量技术，提供一种采用数字化测量的飞机内部复杂结构边界反引方法，对飞机内部复杂结构边界进行在线测量，结合产品数模提取边界处法矢方向，通过补偿计算，将飞机内部复杂结构边界反引至蒙皮表面，为确定标准件孔位提供了依据，有效提高了制孔连接精度，保证了飞机装配质量和效率。

为了达到上述目的，本发明的技术方案为：

一种采用数字化测量的飞机内部复杂结构边界反引方法，为计算、测量、反引边界方便，本发明均以飞机设计坐标系为基准，包括以下步骤：

第一步，建立飞机坐标系

固定待装配飞机零件和数字化测量系统，并保证相对位置关系不变。以飞机零件上固有的定位孔、特征面为基准，通过数字化测量系统采集数据，并采用最佳拟合算法，建立飞机坐标系。

第二步，测量零件结构边界

采用数字化测量系统的测头测量与待反引边界相邻的零件表面。

当待反引边界相邻的零件表面的面积相近，均较大时，通过测量相邻的两个表面的面积，测量过程中对测头半径进行补偿，采用最佳拟合算法确定两个表面的数学模型；对两个表面进行相交计算，得出飞机内部复杂结构边界的空间曲线。

当待反引边界相邻的零件表面的面积差距较大时，特别是薄壁零件；首先，通过测量面积大的零件表面面积，采用最佳拟合算法确定表面的数学模型；然后在面积小的零件表面采集点，在曲率变化不大的位置，采点密度取小值，在曲率变化大的位置，增加采点密度。采点完成后，将各点向大表面进行投影，对投影点进行空间曲线拟合，考虑测头半径的影响，将所得曲线沿法向进行偏移，得出飞机内部复杂结构边界的空间曲线。测量过程中对测头半径进行补偿。

第三步，计算边界反引值

结合飞机零件三维数模，并提取出边界处的矢量方向，矢量方向垂直于相邻两个零件的接触面；根据蒙皮的厚度，通过投影算法，将飞机内部复杂结构边界外推至蒙皮外表面，得到蒙皮外表面处飞机内部复杂结构边界的空间曲线。

第四步，修合、安装蒙皮

按设计要求，将待装配蒙皮修配至最终状态，并安装在相应位置，夹紧蒙皮与内部结构件，保证相对位置不变。

第五步，反引边界

根据飞机内部复杂结构边界的曲率变化，将飞机内部复杂结构反引后边界进行离散化处理；在曲率变化大的区域，增加离散点密度，曲率变化小区域减少离散点数量，离散点密度保证拟合线与飞机内部复杂结构反引后边界误差不超过0.2mm为准。按确定的离散点坐标，通过数字化测量系统的测头，采用针状测头，测头半径不大于0.2mm，将离散点在蒙皮表面绘出，并用直线连接各点，即为反引后的实际边界曲线，后续制孔以此为基准进行。反引边界精度能够达到0.5mm。

本发明的有益效果为：通过应用本发明，解决了由于结构复杂、开敞性差等因素造成的飞机内部复杂结构制孔工艺性差的难题，借助三维数字化测量技术对飞机内部复杂结构边界进行反引，反引边界精度可到0.5mm，为确定标准件孔位提供了依据，有效提高了制孔连接精度和效率。

附图说明

图1为飞机内部复杂结构边界反引流程图；

图2为飞机内部复杂结构边界在线测量示意图；

图3为飞机内部复杂结构边界反引方法示意图；

图中：1数字化测量系统，2飞机内部复杂结构件，3坐标系参考标识点，4飞机蒙皮，5飞机内部复杂结构边界，6飞机内部复杂结构反引边界。

具体实施方式

本发明提出了一种采用数字化测量的飞机内部复杂结构边界反引方法，用于飞机内部复杂结构边界反引至蒙皮表面，保证制孔连接准确度。

以飞机设计坐标系为基准，将待装配飞机内部复杂结构件2和数字化测量系统1固定，并保证相对位置关系不变。以飞机零件上固有的定位孔、特征面等为基准，通过数字化测量系统采集坐标系参考标识点3数据，并采用最佳拟合算法，建立飞机坐标系。

利用数字化测量系统1的测头，测量与待反引边界相邻的零件表面，然后通过计算得到飞机内部复杂结构边界5的空间曲线。按零件边界处厚度尺寸可采用两种方法：

1)壁厚较大零件，待反引边界相邻的零件表面面积均较大，通过测量相邻的两个表面，零件表面曲率变化大区域增加测量点密度，零件表面曲率变化小区域可适当减少测量点密度，采用最佳拟合算法确定两个表面的数学模型(通常采用多项式拟合，曲面曲率变形小的宜采用低次曲线，曲率变化大的采用高次曲线)，按测头半径数值对两曲面进行补偿，消除测头半径的影响，然后对两表面进行相交计算，进而得出飞机内部复杂结构边界的空间曲线5。

2)薄壁零件，待反引边界相邻的零件表面面积差距较大，通过测量面积大的表面，采用最佳拟合算法确定表面的数学模型，并对测头半径进行补偿，消除测头半径的影响。然后在小表面上采集点，曲率变化不大位置，采点密度取小值，曲率变化较大时，增加采点密度。采点完成后，将小曲面上各点向大表面进行投影，对投影点进行空间曲线拟合，考虑到测头半径的影响，将所得曲线沿法向进行偏移，进而得出飞机内部复杂结构边界的空间曲线5。

结合飞机零件三维数模，确定两零件的接触面，并提取出边界处的矢量方向(垂直于两零件的接触面)，并量取蒙皮的厚度值，通过投影算法，按蒙皮厚度将飞机内部复杂结构边界5外推至飞机蒙皮4外表面，得到蒙皮外表面处飞机内部复杂结构边界的空间曲线6。

按设计要求，将待装配飞机蒙皮4修配至最终状态，并安装在相应位置，夹紧蒙皮4与飞机内部复杂结构件2，保证相对位置不变。

根据飞机内部复杂结构边界5的曲率变化，将飞机内部复杂结构反引边界6进行离散化处理，在曲率变化大区域，增加离散点密度，曲率变化小区域减少离散点数量，并通过直线进行连接，离散点密度保证拟合线与飞机内部复杂结构反引边界6误差不超过0.2mm为准。按确定的离散点坐标，通过数字化测量系统1的针状测头(测头半径不大于0.2mm)，将离散点在飞机蒙皮4表面绘出，并用直线连接各点，即为反引后的实际边界曲线，后续制孔以此为基准进行。