一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法及系统

摘要

本发明公开了一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法和系统。所述测量装备包括定位装置、测量装置和上位机；所述定位装置包括定位工装；所述测量装置包括环轨道、测量头、测量头驱动装置和环轨道驱动装置。通过在所述定位工装上设置所述环轨道和所述测量头，使得所述测量头驱动装置可以驱动所述测量头沿所述环轨道运动，所述环轨道驱动装置可以驱动所述环轨道在所述定位工装上进行平移运动。因此，可以通过测量头和环轨道的运动实现被测飞机部件整个对接区域轮廓数据的测量，有效避免只针对局部特征点进行测量、测量数据不全面导致的测量精度低的缺陷，从而实现被测飞机部件对接间隙和阶差的高精度测量。

权利要求

1.一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备，其特征在于，所述测量装备包括定位装置、测量装置和上位机；所述定位装置包括定位工装；所述测量装置包括环轨道、测量头、测量头驱动装置和环轨道驱动装置；

被测飞机部件安装在所述定位装置上；

所述环轨道安装在所述定位工装上，所述测量头安装在所述环轨道上；所述环轨道用于保证所述测量头与所述被测飞机部件之间存在预设间距；

所述测量头驱动装置安装在所述环轨道上，所述测量头驱动装置与所述测量头连接，用于驱动所述测量头沿所述环轨道运动；

所述环轨道驱动装置安装在所述定位工装上，所述环轨道驱动装置与所述环轨道连接，用于驱动所述环轨道在所述定位工装上进行平移运动；

所述测量头与所述上位机连接；所述测量头用于测量所述被测飞机部件的对接区域的轮廓数据；所述上位机用于根据所述对接区域的轮廓数据计算所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差；

所述测量装置还包括标定块和激光跟踪装置；

所述标定块安装在所述定位工装底部；所述激光跟踪装置安装在所述环轨道顶部；所述标定块和所述激光跟踪装置用于标定所述环轨道和所述测量头的位置；

所述标定块为梯形块结构，通过三点测量进行测量头的标定；所述标定块的数量为多个；多个所述标定块等间隔安装在所述定位工装底部。

2.根据权利要求1所述的飞机部件对接间隙和阶差的测量装备，其特征在于，所述测量头为线结构光视觉传感器。

3.根据权利要求2所述的飞机部件对接间隙和阶差的测量装备，其特征在于，所述定位装置还包括调姿工装；所述调姿工装位于所述定位工装一侧；所述调姿工装底部安装有滚轮；所述调姿工装用于根据所述对接间隙和阶差对所述被测飞机部件进行对接调姿和修边。

4.一种飞机部件对接间隙和阶差的测量方法，其特征在于，所述测量方法应用于权利要求1-3任意一项所述的飞机部件对接间隙和阶差的测量装备；所述测量方法包括：获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据；

根据所述对接区域的轮廓数据生成所述对接区域的测量模型；

获取所述对接区域的理论模型；

根据所述对接区域的测量模型和所述对接区域的理论模型获得所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差。

5.根据权利要求4所述的飞机部件对接间隙和阶差的测量方法，其特征在于，所述获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据，具体包括：获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据；所述被测飞机部件的对接区域的轮廓数据为所述测量头测量得到的多个点云数据；每个所述点云数据为一个测量点在测量坐标系下的坐标值。

6.根据权利要求5所述的飞机部件对接间隙和阶差的测量方法，其特征在于，所述根据所述对接区域的轮廓数据生成所述对接区域的测量模型具体包括：将各个测量点在所述测量坐标系下的坐标值转换为工件坐标系下的坐标值，获得多个工件坐标系下的点云数据；

采用最小二乘法拟合所述多个工件坐标系下的点云数据，生成所述对接区域的测量模型。

7.根据权利要求6所述的飞机部件对接间隙和阶差的测量方法，其特征在于，所述根据所述对接区域的测量模型和所述对接区域的理论模型获得所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差，具体包括：将所述对接区域的理论模型离散化，生成与所述工件坐标系下的点云数据相同数量级的离散点云数据；每个所述离散点云数据为一个离散点的坐标值；

将所述被测飞机部件的对接区域的多个所述测量点与所述理论模型中对应位置的多个所述离散点进行匹配，获得测量点与离散点的匹配点对；

获取所述匹配点对中的所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值；

获取所述匹配点对中的所述离散点的坐标值；

计算所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值与所述离散点的坐标值长度方向的偏差值，得到所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙；

计算所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值与所述离散点的坐标值高度方向的偏差值，得到所述被测飞机部件的对接区域的阶差。

8.一种飞机部件对接间隙和阶差的测量系统，其特征在于，所述测量系统应用于权利要求1-3任意一项所述的飞机部件对接间隙和阶差的测量装备；所述测量系统包括：轮廓数据获取模块，用于获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据；

测量模型生成模块，用于根据所述对接区域的轮廓数据生成所述对接区域的测量模型；

理论模型获取模块，用于获取所述对接区域的理论模型；

对接间隙和阶差获取模块，用于根据所述对接区域的测量模型和所述对接区域的理论模型获得所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差。

说明书

一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法及系统

技术领域

[0001] 本发明涉及航空器智能装配技术领域，特别是涉及一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法及系统。

背景技术

[0002] 飞机外形面是由众多部件拼接而成，拼接处的几何精度直接影响着飞机气动连续性和电磁连续性，是影响飞机机动性、隐身性和寿命的重要指标。目前，飞机装配已由手工装配转变为数控自动装配，并向着智能化装配迈进。对于飞机部件装配过程，对接区域间隙和阶差值的自动测量是数控装备调姿和修边的基础，也是飞机装配向智能化转变的关键。

[0003] 传统的小型飞机部件装配，对接区域偏差测量采用人工手动测量，存在测量繁琐、调整过程反复、效率低、精度差等问题，无法满足现代大型飞机装配的发展需求。在数字化装配中波音公司采用激光跟踪仪或激光雷达测量飞机大部件空间姿态，然后对飞机大部件进行位姿调整，实现飞机大部件对接装配工作；国内开发的大型飞机对接测量大部分采用激光跟踪仪测量部件定位点的坐标，与理论值映射并调整姿态，完成对接。然而，上述方法在对大型飞机部件对接间隙和阶差进行测量时，存在只针对局部特征点进行测量、测量数据不全面的缺陷，因此无法达到大型飞机部件对接过程中要求的精度。

发明内容

[0004] 本发明的目的是提供一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法及系统，通过测量被测飞机部件整个对接区域轮廓的点云数据，实现被测飞机部件对接间隙和阶差的高精度测量。

[0005] 为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

[0006] 一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备，所述测量装备包括定位装置、测量装置和上位机；所述定位装置包括定位工装；所述测量装置包括环轨道、测量头、测量头驱动装置和环轨道驱动装置；

[0007] 被测飞机部件安装在所述定位装置上；

[0008] 所述环轨道安装在所述定位工装上，所述测量头安装在所述环轨道上；所述环轨道用于保证所述测量头与所述被测飞机部件之间存在预设间距；

[0009] 所述测量头驱动装置安装在所述环轨道上，所述测量头驱动装置与所述测量头连接，用于驱动所述测量头沿所述环轨道运动；

[0010] 所述环轨道驱动装置安装在所述定位工装上，所述环轨道驱动装置与所述环轨道连接，用于驱动所述环轨道在所述定位工装上进行平移运动；

[0011] 所述测量头与所述上位机连接；所述测量头用于测量所述被测飞机部件的对接区域的轮廓数据；所述上位机用于根据所述对接区域的轮廓数据计算所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差。

[0012] 可选的，所述测量头为线结构光视觉传感器。

[0013] 可选的，所述测量装置还包括标定块和激光跟踪装置；

[0014] 所述标定块安装在所述定位工装底部；所述激光跟踪装置安装在所述环轨道顶部；所述标定块和所述激光跟踪装置用于确定所述环轨道和所述测量头的位置。

[0015] 可选的，所述标定块为梯形块结构；所述标定块的数量为多个；多个所述标定块等间隔安装在所述定位工装底部。

[0016] 可选的，所述定位装置还包括调姿工装；所述调姿工装位于所述定位工装一侧；所述调姿工装底部安装有滚轮；所述调姿工装用于根据所述对接间隙和阶差对所述被测飞机部件进行对接调姿和修边。

[0017] 本发明还公开了一种飞机部件对接间隙和阶差的测量方法，所述测量方法应用于所述飞机部件对接间隙和阶差的测量装备，所述测量方法包括：

[0018] 获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据；

[0019] 根据所述对接区域的轮廓数据生成所述对接区域的测量模型；

[0020] 获取所述对接区域的理论模型；

[0021] 根据所述对接区域的测量模型和所述对接区域的理论模型获得所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差。

[0022] 可选的，所述获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据，具体包括：

[0023] 获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据；所述被测飞机部件的对接区域的轮廓数据为所述测量头测量得到的多个点云数据；每个所述点云数据为一个测量点在测量坐标系下的坐标值。

[0024] 可选的，所述根据所述对接区域的轮廓数据生成所述对接区域的测量模型具体包括：

[0025] 将各个测量点在所述测量坐标系下的坐标值转换为工件坐标系下的坐标值，获得多个工件坐标系下的点云数据；

[0026] 采用最小二乘法拟合所述多个工件坐标系下的点云数据，生成所述对接区域的测量模型。

[0027] 可选的，所述根据所述对接区域的测量模型和所述对接区域的理论模型获得所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差，具体包括：

[0028] 将所述对接区域的理论模型离散化，生成与所述工件坐标系下的点云数据相同数量级的离散点云数据；每个所述离散点云数据为一个离散点的坐标值；

[0029] 将所述被测飞机部件的对接区域的多个所述测量点与所述理论模型中对应位置的多个所述离散点进行匹配，获得测量点与离散点的匹配点对；

[0030] 获取所述匹配点对中的所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值；

[0031] 获取所述匹配点对中的所述离散点的坐标值；

[0032] 计算所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值与所述离散点的坐标值长度方向的偏差值，得到所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙；

[0033] 计算所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值与所述离散点的坐标值高度方向的偏差值，得到所述被测飞机部件的对接区域的阶差。

[0034] 本发明还公开了一种飞机部件对接间隙和阶差的测量系统，所述测量系统包括：

[0035] 轮廓数据获取模块，用于获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据；

[0036] 测量模型生成模块，用于根据所述对接区域的轮廓数据生成所述对接区域的测量模型；

[0037] 理论模型获取模块，用于获取所述对接区域的理论模型；

[0038] 对接间隙和阶差获取模块，用于根据所述对接区域的测量模型和所述对接区域的理论模型获得所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差。

[0039] 根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

[0040] 本发明提供一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法和系统。所述测量装备包括定位装置、测量装置和上位机；所述定位装置包括定位工装；所述测量装置包括环轨道、测量头、测量头驱动装置和环轨道驱动装置。通过在所述定位工装上设置所述环轨道和所述测量头，使得所述测量头驱动装置可以驱动所述测量头沿所述环轨道运动，所述环轨道驱动装置可以驱动所述环轨道在所述定位工装上进行平移运动。因此，可以通过测量头和环轨道的运动实现被测飞机部件整个对接区域轮廓数据的测量，有效避免只针对局部特征点进行测量、测量数据不全面导致的测量精度低的缺陷，从而实现被测飞机部件对接间隙和阶差的高精度测量，可以为飞机部件对接调姿和修边提供准确的数据支持，实现大型飞机部件的精准装配。

[0041] 此外，本发明采用的所述测量头为线结构光视觉传感器，线结构光视觉传感器是一种非接触式、稳定且超高速测量传感器，本发明将其用于进行大型飞机部件的对接测量，可以提高飞机部件对接间隙和阶差测量、以及飞机部件装配的质量、效率，降低成本。同时，本发明还采用所述标定块和所述激光跟踪装置对所述测量头和所述环轨道的位置进行标定，进一步提高了被测飞机部件对接间隙和阶差测量的精度。

附图说明

[0042] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

[0043] 图1为本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备的结构示意图；

[0044] 图2为本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量方法的方法流程图；

[0045] 图3为本发明实施例提供的测量坐标系与工装坐标系的示意图；

[0046] 图4为本发明实施例提供的激光跟踪仪坐标系的示意图；

[0047] 图5为本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量系统的结构示意图。

具体实施方式

[0048] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0049] 本发明的目的是提供一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法及系统，通过测量被测飞机部件整个对接区域轮廓的点云数据，实现被测飞机部件对接间隙和阶差的高精度测量。

[0050] 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。

[0051] 图1为本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备的结构示意图。参见图1，本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备包括定位装置、测量装置和上位机。所述定位装置包括定位工装101。所述测量装置包括环轨道102、测量头103、测量头驱动装置104和环轨道驱动装置105。

[0052] 被测飞机部件106安装在所述定位装置上。

[0053] 所述环轨道102安装在所述定位工装101上，所述测量头103安装在所述环轨道102上。所述环轨道102用于保证所述测量头103与所述被测飞机部件106之间存在预设间距。

[0054] 所述测量头驱动装置104安装在所述环轨道102上，所述测量头驱动装置104与所述测量头103连接，用于驱动所述测量头103沿所述环轨道102运动。

[0055] 所述环轨道驱动装置105安装在所述定位工装101上，所述环轨道驱动装置105与所述环轨道102连接，用于驱动所述环轨道102在所述定位工装101上进行平移运动。

[0056] 所述测量头103与所述上位机107连接。所述测量头103用于测量所述被测飞机部件106的对接区域的轮廓数据。所述上位机107用于根据所述对接区域的轮廓数据计算所述被测飞机部件106的对接区域的对接间隙和阶差。

[0057] 所述上位机107还分别与所述测量头驱动装置104和所述环轨道驱动装置105连接，用于控制所述测量头驱动装置104和所述环轨道驱动装置105的运行。

[0058] 大型被测飞机部件106对接后，所述测量头驱动装置104带动所述测量头103沿着所述环轨道102作等间距间隔运动，运动距离通过驱动电机内部编码器粗略控制，运动到位后通过编码器信号触动激光跟踪装置109记录测量头103的位置，同时上位机107内的数据采集单元记录对接区域轮廓数据。因大型飞机部件对接区域面积大，所以需要多次扫描，即沿环轨道进行的一次扫描完成后，所述环轨道驱动装置105驱动环轨道102移动等间距距离，然后所述测量头驱动装置104驱动测量头103进行下一次的扫描。直到被测飞机部件106的对接区域全部扫描完成。

[0059] 测量头103一次所测量的数据并非整个轮廓的数据，需要对所测量的数据进行清洗，并采用叠加原理，对所测量的数据进行拼接，获取整个测量轮廓的数据。

[0060] 其中，所述测量头103为线结构光视觉传感器。线结构光视觉传感器是一种非接触式、稳定且超高速测量传感器，本发明将其用于进行大型飞机部件的对接测量，可以提高飞机部件对接间隙和阶差测量的精度和效率，从而提高飞机部件装配的质量和效率，降低成本。

[0061] 所述测量装置还包括标定块108和激光跟踪装置109。所述激光跟踪装置109为激光跟踪仪。所述标定块108安装在所述定位工装101的底部。所述标定块108为梯形块结构，可通过三点测量进行测量头103的标定，三点为图1中梯形块结构的所述标定块103上的1、2、3三点。测量头103的位置与测量数据的精度有关。所述标定块108的数量为多个。标定块
108的个数根据测量头103的测量范围和对接区域面积的大小确定，一般越多越精确。标定块108之间保持等间距，多个所述标定块108等间隔安装在所述定位工装101的底部。

[0062] 标定块108用于确定测量头103与工装(本发明中定位工装和调姿工装统称工装)的对应关系，以及指导环轨道驱动装置105驱动环轨道102的移动距离。所述环轨道驱动装置105驱动环轨道102移动的距离，必须在测量头103的可测范围内，两次测量的数据可出现部分重叠现象。因两个标定块108之间的相对距离确定，所以环轨道102的移动距离可通过插值法确定。根据对接区域面积的大小，设定标定块108的个数，如标定块A、标定块B、标定块C等，并用激光跟踪装置109对其进行扫描，确定其标定块108之间等间距安装。所述激光跟踪装置109安装在所述环轨道102的顶部。所述标定块108和所述激光跟踪装置109用于标定所述环轨道102和所述测量头103的位置，使所述环轨道102和所述测量头103可以进行等间隔运动。

[0063] 通过所述标定块108和所述激光跟踪装置109对所述测量头103和所述环轨道102的位置进行标定，可以进一步提高被测飞机部件整个对接区域轮廓数据测量的准确度，从而进一步提高被测飞机部件对接间隙和阶差测量的精度。

[0064] 大型飞机部件对接一般需要两个工装(定位工装和调姿工装)进行操作，因此所述定位装置包括所述定位工装和调姿工装。所述定位工装起固定作用，用于安装测量装置。所述调姿工装起对接作用，可移动。即，所述定位装置还包括调姿工装110。所述调姿工装110位于所述定位工装101的一侧。所述调姿工装110的底部安装有滚轮111，使所述调姿工装110可以移动。所述调姿工装110用于根据所述对接间隙和阶差对所述被测飞机部件106进行对接调姿和修边。

[0065] 可见，本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备，通过在所述定位工装101上设置所述环轨道102和所述测量头103，使得所述测量头驱动装置104可以驱动所述测量头103沿所述环轨道102运动，所述环轨道驱动装置105可以驱动所述环轨道102在所述定位工装101上进行平移运动。因此，可以通过测量头103和环轨道102的运动实现被测飞机部件106整个对接区域轮廓数据的测量，有效避免只针对局部特征点进行测量、测量数据不全面导致的测量精度低的缺陷，从而实现被测飞机部件对接间隙和阶差的高精度测量，可以为飞机部件对接调姿和修边提供准确的数据支持，实现大型飞机部件的精准装配。

[0066] 本发明还提供了一种飞机部件对接间隙和阶差的测量方法，所述测量方法应用于所述飞机部件对接间隙和阶差的测量装备。图2为本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量方法的方法流程图。参见图2，所述测量方法包括：

[0067] 步骤201：获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据。

[0068] 所述被测飞机部件的对接区域的轮廓数据为所述测量头测量得到的多个点云数据；每个所述点云数据为一个测量点在测量坐标系下的坐标值。

[0069] 步骤202：根据所述对接区域的轮廓数据生成所述对接区域的测量模型。

[0070] 所述步骤202具体包括：

[0071] 将各个测量点在所述测量坐标系下的坐标值转换为工件坐标系下的坐标值，获得多个工件坐标系下的点云数据。

[0072] 要实现所述测量坐标系和所述工件坐标系之间的转换，首先要建立工件坐标系、工装坐标系、激光跟踪仪坐标系和测量头坐标系之间的对应关系，具体为：

[0073] 第一步，建立工件坐标系X2Y2Z2和工装坐标系X1Y1Z1之间的对应关系。

[0074] 所述工装坐标系X1Y1Z1为在被测飞机部件对接工装(包括定位工装和调姿工装)上设置的坐标系，所述工件坐标系X2Y2Z2为在被测飞机部件上设置的坐标系。

[0075] 在对接工装上建立所述工装坐标系X1Y1Z1的基准点O1(x1,y1,z1)，并用激光跟踪装置109校正该基准点O1(x1,y1,z1)的位置，确保位置精确。在被测飞机部件上建立所述工件坐标系X2Y2Z2的基准点O2(x2,y2,z2)。所述工件坐标系X2Y2Z2的基准点O2(x2,y2,z2)相对于所述工装坐标系X1Y1Z1的基准点O1(x1,y1,z1)的坐标偏移量为

[0076] 理论工装(定位装置)与工件(被测飞机部件)保持贴合，不考虑工件的变形，则其坐标系的对应关系为：

[0077]

[0078] 其中，Δx2表示所述工件坐标系X2Y2Z2相对于所述工装坐标系X1Y1Z1在X方向上的坐标偏移量；Δy2表示所述工件坐标系X2Y2Z2相对于所述工装坐标系X1Y1Z1在Y方向上的坐标偏移量；Δz2表示所述工件坐标系X2Y2Z2相对于所述工装坐标系X1Y1Z1在Z方向上的坐标偏移量。

[0079] 第二步，将所述测量装置固定于所述定位工装101上，用所述激光跟踪装置109对所述测量头103进行标定，建立测量坐标系X3Y3Z3与工装坐标系X1Y1Z1之间的对应关系。图3为本发明实施例提供的测量坐标系与工装坐标系的示意图。选用布尔沙-沃尔夫模型作为测量坐标系X3Y3Z3与工装坐标系X1Y1Z1之间的转换模型。

[0080] 设X1Y1Z1为工装坐标系，基准点O1(x1,y1,z1)为所述工装坐标系X1Y1Z1的原点；X3Y3Z3为测量坐标系，基准点O3(x3,y3,z3)为所述测量坐标系X3Y3Z3的原点；测量坐标系与工装坐标系原点不重合、存在偏转角度。所述测量坐标系X3Y3Z3的原点O3(x3,y3,z3)在工装坐标系X1Y1Z1中的坐标值为 测量坐标系X3Y3Z3相对于工装坐标系X1Y1Z1的欧拉角为[εXεYεZ]，测量坐标系与工装坐标系之间的缩放尺度因子为k，共七个参数，记为[Δx3Δy3Δz3εXεYεZ  k]。设PJ为一公共关联点，PJ在测量坐标系下的坐标值为在工装坐标系下的坐标值为 根据布尔沙-沃尔夫七参数转
换模型有：

[0081]

[0082] 其中，

[0083]

[0084]

[0085] 第三步，用激光跟踪装置109确定标定块108在工装坐标系下的位置B(xB,yB,zB)，根据B点在激光跟踪仪坐标系下的坐标和B点在工装坐标系下的坐标可计算出激光跟踪仪的坐标。图4为本发明实施例提供的激光跟踪仪坐标系的示意图。参见图4，B点在激光跟踪仪坐标系下的坐标关系为：

[0086]

[0087] 其中，d表示B点与激光跟踪仪坐标系原点之间的距离，α表示B点与激光跟踪仪坐标系XOZ面的夹角，β表示B点在激光跟踪仪坐标系XOY面上的投影与XOZ面的夹角。

[0088] 设标定块A固定在工装上，通过激光跟踪仪确定其在工装坐标系下的坐标值标定块A在激光跟踪仪坐标系下的坐标值为 即可确定工装坐标系与激光跟踪仪坐标系之间的对应关系。然后通过激光跟踪仪确定测量头在激光跟踪仪下坐标系下的坐标值，建立测量头与工装坐标系之间的对应关系。从而可以实现激光跟踪仪、工装、标定块之间的坐标转化关系。

[0089] 第四步，根据工件坐标系X2Y2Z2和工装坐标系X1Y1Z1之间的对应关系、测量坐标系X3Y3Z3与工装坐标系X1Y1Z1之间的对应关系，可以得到测量坐标系X3Y3Z3与工件坐标系X2Y2Z2之间的对应关系：

[0090]

[0091] 其中， 为公共关联点PJ在工件坐标系下的坐标值，为所述测量坐标系的原点O3(x3,y3,z3)在工装坐标系中的坐标值；k为测量坐标系与工装坐标系之间的缩放尺度因子； 为PJ在测量坐标系下的坐标值； 为所述工件坐标系的基准点O2(x2,y2,z2)相对于所述工装坐标系的基准点O1(x1,y1,z1)的坐标偏移量，

[0092] 根据所述测量坐标系X3Y3Z3与工件坐标系X2Y2Z2之间的对应关系，即可将各个测量点在所述测量坐标系下的坐标值转换为在所述工件坐标系下的坐标值，获得多个工件坐标系下的点云数据。每个所述点云数据为一个测量点的坐标值。第i(i＝1，2，3，…)个所述测量点的坐标值包括长度方向(即X轴方向)的坐标值Li和高度方向(即Y轴方向)的坐标值Hi。采用最小二乘法拟合所述多个工件坐标系下的点云数据，生成所述对接区域的测量模型。

[0093] 步骤203：获取所述对接区域的理论模型。

[0094] 获取所述对接区域的理论模型，所述理论模型为飞机设计部门提供的被测飞机部件对接区域的CAD模型。通过将所述测量模型与被测飞机部件对接区域的理论模型进行对比分析，将测量点云数据与飞机部件的理论模型的点云数据进行匹配，获取长度方向的偏差值即为间隙值，高度方向的偏差值即为阶差值，即可求解出大型飞机部件对接区域实际的间隙和阶差，进而可以通过上位机看到大型飞机部件对接间隙和阶差的数据。

[0095] 步骤204：根据所述对接区域的测量模型和所述对接区域的理论模型获得所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差。

[0096] 将所述对接区域的CAD理论模型离散化，生成与所述工件坐标系下的点云数据相同数量级的离散点云数据；每个所述离散点云数据为一个离散点的坐标值。第i(i＝1，2，3，…)个所述离散点的坐标值包括长度方向的坐标值li和高度方向的坐标值hi。然后基于曲面曲率刚体变换不变性，将测量的点云数据与CAD理论模型进行映射比对配准，获取长度方向的偏差值即为间隙值，高度方向的偏差值即为阶差值。具体为：

[0097] 将所述被测飞机部件的对接区域的多个所述测量点与所述理论模型中对应位置的多个所述离散点进行匹配，获得测量点与离散点的匹配点对。即第i个所述离散点与第i个所述测量点为一对匹配点对。

[0098] 获取所述匹配点对中的所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值(Li,Hi)；

[0099] 获取所述匹配点对中的所述离散点的坐标值(li,hi)；

[0100] 计算所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值与所述离散点的坐标值长度方向的偏差值，得到所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙；所述对接间隙的计算公式为：

[0101] Δli＝Li-li   (8)

[0102] 其中，Δli为第i个测量点在工件坐标系下的坐标值与第i个离散点的坐标值在长度方向的偏差值，即为所述被测飞机部件的对接区域的第i个点的对接间隙；Li为第i个所述测量点长度方向的坐标值；li为第i个所述离散点长度方向的坐标值。

[0103] 计算所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值与所述离散点的坐标值高度方向的偏差值，得到所述被测飞机部件的对接区域的阶差。所述阶差的计算公式为：

[0104] Δhi＝Hi-hi   (9)

[0105] 其中，Δhi为第i个测量点在工件坐标系下的坐标值与第i个离散点的坐标值在高度方向的偏差值，即为所述被测飞机部件的对接区域的第i个点的阶差；Hi为第i个所述测量点高度方向的坐标值；hi为第i个所述离散点高度方向的坐标值。

[0106] 至此，可以求出所述被测飞机部件的对接区域的所有点的对接间隙和阶差，从而可以通过上位机107看到被测飞机部件106的整个对接区域的对接间隙和阶差数据，进而可以根据对接区域各个点的对接间隙和阶差，对被测飞机部件106进行对接调姿和修边，实现大型飞机部件的精准装配。

[0107] 飞机部件对接过程近似为刚体空间位姿变换，调姿控制点的误差可通过实际测量值向理论值映射求得，即：

[0108] E＝(R·D+T)-M   (10)

[0109] 其中，E为误差矩阵，R为旋转变换矩阵，D为测量头测得的实测数据，T为平移变换矩阵，M为理论值。矩阵E、R、D、T、M中的值均为工装坐标系下的值。

[0110] 其中，

[0111]

[0112] 式中 分别表示第n(n＝1,2，...)个调姿控制点x、y、z方向的误差，n为调姿控制点数目。

[0113]

[0114] 式中，εx、εx、εx为部件姿态变换欧拉角。

[0115]

[0116] 式中 分别表示第n个调姿控制点的实测数据的x、y、z轴的坐标值。

[0117] T＝[Tx Ty Tz]T   (14)

[0118] Tx、Ty、Tz分别表示x、y、z三个方向上的平移变换矩阵。

[0119]

[0120] 式中 分别表示第n个调姿控制点的理论值的x、y、z轴的坐标值。

[0121] 因各个坐标值方向上精度要求是对称的，即为±S，则精度要求矩阵为：

[0122]

[0123] 式中 分别表示第n个调姿控制点x、y、z方向上的精度。

[0124] 采用最小二乘目标函数：

[0125] 构建约束模型：

[0126]

[0127]

[0128] 其中，f表示残差和函数，X表示符合调姿控制点误差的旋转矩阵和平移矩阵，n表示调姿控制点数目， 分别表示第i个调姿控制点x、y、z方向的权值，表示第i个调姿控制点x、y、z方向的误差。cix、ciy、ciz分别表示x、y、z方向的约束函数。

[0129] 求得X后，即获得旋转矩阵R和平移矩阵T，从而根据旋转矩阵R和平移矩阵T获得调姿控制点的最佳拟合位置矩阵F：

[0130] F＝R·D+T   (20)

[0131] 最佳拟合位置矩阵F中的位置即为部件对接目标位姿下的调姿控制点位置，该位置满足调姿控制点的精度要求。因此能够提供大型飞机部件对接的调姿和修边位置，从而实现大型飞机部件的精准装配。

[0132] 可见，采用本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量方法，通过被测飞机部件整个对接区域轮廓的测量数据，计算出所述被测飞机部件的对接区域的所有点的对接间隙和阶差，从而可以通过上位机107看到被测飞机部件106的整个对接区域的对接间隙和阶差数据，有效避免只针对局部特征点进行测量、测量数据不全面导致的测量精度低的缺陷，进而可以根据对接区域各个点的对接间隙和阶差，对被测飞机部件106进行对接调姿和修边，实现大型飞机部件的精准装配。

[0133] 本发明还提供了一种飞机部件对接间隙和阶差的测量系统。图5为本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量系统的结构示意图。参见图5，所述测量系统包括：

[0134] 轮廓数据获取模501，用于获取被测飞机部件的对接区域的轮廓数据；所述被测飞机部件的对接区域的轮廓数据为所述测量头测量得到的多个点云数据；每个所述点云数据为一个测量点在测量坐标系下的坐标值。

[0135] 测量模型生成模块502，用于根据所述对接区域的轮廓数据生成所述对接区域的测量模型；

[0136] 理论模型获取模块503，用于获取所述对接区域的理论模型；

[0137] 对接间隙和阶差获取模块504，用于根据所述对接区域的测量模型和所述对接区域的理论模型获得所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙和阶差。

[0138] 其中，所述测量模型生成模块502具体包括：

[0139] 点云数据获取单元，用于将各个测量点在所述测量坐标系下的坐标值转换为工件坐标系下的坐标值，获得多个工件坐标系下的点云数据；

[0140] 测量模型生成单元，用于采用最小二乘法拟合所述多个工件坐标系下的点云数据，生成所述对接区域的测量模型。

[0141] 所述对接间隙和阶差获取模块504具体包括：

[0142] 离散点云数据生成单元，用于将所述对接区域的理论模型离散化，生成与所述工件坐标系下的点云数据相同数量级的离散点云数据；每个所述离散点云数据为一个离散点的坐标值；

[0143] 匹配点对获取单元，用于将所述被测飞机部件的对接区域的多个所述测量点与所述理论模型中对应位置的多个所述离散点进行匹配，获得测量点与离散点的匹配点对；

[0144] 测量点坐标获取单元，用于获取所述匹配点对中的所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值；

[0145] 离散点坐标获取单元，用于获取所述匹配点对中的所述离散点的坐标值；

[0146] 对接间隙计算单元，用于计算所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值与所述离散点的坐标值长度方向的偏差值，得到所述被测飞机部件的对接区域的对接间隙；

[0147] 阶差计算单元，用于计算所述测量点在所述工件坐标系下的坐标值与所述离散点的坐标值高度方向的偏差值，得到所述被测飞机部件的对接区域的阶差。

[0148] 采用本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量系统，能够通过被测飞机部件整个对接区域轮廓的测量数据，计算出所述被测飞机部件的对接区域的所有点的对接间隙和阶差，有效避免只针对局部特征点进行测量、测量数据不全面导致的测量精度低的缺陷，进而可以根据对接区域各个点的对接间隙和阶差，对被测飞机部件106进行对接调姿和修边，实现大型飞机部件的精准装配。

[0149] 综上所述，本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法及系统，至少具有以下优点：

[0150] 1、本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法及系统，采用的装置和传感器的精度均在精度指标要求的范围内，可消除测量前期偏差，提高测量数据的准确度，实现大尺寸空间内对接区域间隙和阶差的高精度测量。

[0151] 2、本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法及系统，对环形导轨的移动精度和刚度要求低，能够适用于不同机型的飞机部件的对接区域测量，具有良好的通用性，可以降低整体测量成本。

[0152] 3、本发明提供的一种飞机部件对接间隙和阶差的测量装备、方法及系统，其测量头采用线激光传感器，大大提高飞机部件对接间隙和阶差的测量精度及效率；将传感器采集的对接区域轮廓数据进行处理，用于部件对接姿态调整和对接区域修边，与传统相方法相比，测量效率高，结果可用性好；根据处理后得到的整个对接区域轮廓的间隙和阶差值，可确定大型飞机部件对接调姿或修边的位置F，从而可以实现飞机部件的精准装配。

[0153] 本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

[0154] 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。