（航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，成都 610091）

隨著我國(guó)先進(jìn)設(shè)計(jì)制造技術(shù)的發(fā)展，飛機(jī)裝配數(shù)字化進(jìn)程迅速邁進(jìn)。模擬量及二維圖紙模式的傳統(tǒng)檢測(cè)手段嚴(yán)重制約著飛機(jī)制造業(yè)的發(fā)展，無法適應(yīng)飛機(jī)設(shè)計(jì)及生產(chǎn)的先進(jìn)性要求[1]。三維數(shù)字化測(cè)量技術(shù)已經(jīng)開始進(jìn)入當(dāng)前飛機(jī)制造領(lǐng)域，并成為一種趨勢(shì)，在檢測(cè)、裝配、校準(zhǔn)等領(lǐng)域發(fā)揮作用。尤其是對(duì)于一些型面復(fù)雜、制造工藝要求高、生產(chǎn)進(jìn)度要求快的飛機(jī)機(jī)型，三維數(shù)字化測(cè)量技術(shù)是其先進(jìn)性制造水平的重要保障，是飛機(jī)檢測(cè)及輔助裝配的發(fā)展方向和主體模式[1]。

數(shù)字化裝配檢測(cè)是指使用三維數(shù)字化測(cè)量設(shè)備對(duì)安裝部件進(jìn)行測(cè)量并獲得裝配尺寸信息的過程，可以用于檢測(cè)飛機(jī)裝配定位點(diǎn)、結(jié)構(gòu)變形量及裝配零件尺寸。飛機(jī)裝配定位點(diǎn)、結(jié)構(gòu)變形量及裝配零件尺寸檢測(cè)數(shù)據(jù)為保證飛機(jī)裝配質(zhì)量提供了關(guān)鍵數(shù)據(jù)支撐。

為提高新型飛機(jī)裝配檢測(cè)精度，降低裝配檢測(cè)時(shí)間，提出了采用激光雷達(dá)測(cè)量系統(tǒng)對(duì)產(chǎn)生裝配問題的部件及其相配合的零件進(jìn)行三維數(shù)字化檢測(cè)。這種檢測(cè)手段可以從根本上解決傳統(tǒng)測(cè)量方式無法檢測(cè)形面復(fù)雜、裝配工藝要求高的裝配問題，從而提高飛機(jī)裝配質(zhì)量。

1 激光雷達(dá)測(cè)量系統(tǒng)組成及測(cè)量原理

1.1 激光雷達(dá)測(cè)量系統(tǒng)組成

激光雷達(dá)系統(tǒng)硬件由掃描頭、基座、控制柜、電源線、電腦、UPS不間斷電源、打印機(jī)等組成（圖 1）[2]。

1.2 激光雷達(dá)測(cè)量原理

圖2所示為Metris 激光雷達(dá)擁有球形測(cè)量系統(tǒng)，利用高精度反射鏡和紅外激光光束測(cè)量3個(gè)物理量：方位角、俯仰角、距離。方位角和俯仰角是通過兩個(gè)編碼器實(shí)現(xiàn)測(cè)量；距離是利用調(diào)頻相干激光雷達(dá)技術(shù)測(cè)量，最后球形坐標(biāo)系和笛卡爾坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換得出被測(cè)點(diǎn)的X、Y、Z坐標(biāo)見公式（1）[2]。

圖1 激光雷達(dá)硬件系統(tǒng)Fig.1 Laser radar hardware system

圖2 激光雷達(dá)測(cè)量原理Fig.2 Measurement principle of laser radar

式中，R為測(cè)量距離，θAZ為測(cè)量偏轉(zhuǎn)角，θEI為測(cè)量俯仰角。

2 激光雷達(dá)測(cè)量裝配檢測(cè)流程

激光雷達(dá)可對(duì)空間點(diǎn)進(jìn)行測(cè)量，空間點(diǎn)的測(cè)量可用于獲取飛機(jī)裝配部件的外型尺寸數(shù)據(jù)，依靠預(yù)設(shè)的測(cè)量規(guī)劃，還可得到空間點(diǎn)的序列數(shù)據(jù)——點(diǎn)云數(shù)據(jù)。通過對(duì)測(cè)量點(diǎn)云數(shù)據(jù)的處理獲得被測(cè)物相應(yīng)尺寸，從而確定裝配問題。

在進(jìn)行測(cè)量時(shí)，如被測(cè)物所需數(shù)據(jù)可在同一位置獲得，則將雷達(dá)放置于此處，對(duì)被測(cè)物所需數(shù)據(jù)進(jìn)行測(cè)量，測(cè)量完成后即可對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行相應(yīng)處理以得到被測(cè)物體所需尺寸和相對(duì)位置。若測(cè)量物體在同一位置無法獲取到所有信息時(shí)，需要用儀器測(cè)量位置的移動(dòng)來實(shí)現(xiàn)，即需要對(duì)儀器進(jìn)行轉(zhuǎn)站（轉(zhuǎn)站即儀器通過測(cè)量公共目標(biāo)的位置解算求出各站儀器到統(tǒng)一的測(cè)量坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換參數(shù)，從而將儀器從自身坐標(biāo)系下轉(zhuǎn)換為統(tǒng)一的測(cè)量坐標(biāo)系下，實(shí)現(xiàn)測(cè)量數(shù)據(jù)的統(tǒng)一性[1]）。測(cè)量流程如圖3所示。

3 激光雷達(dá)測(cè)量在裝配檢測(cè)中的應(yīng)用

傳統(tǒng)檢測(cè)方法一般采用三坐標(biāo)測(cè)量機(jī)獲取零件關(guān)鍵位置的三維空間坐標(biāo)，而對(duì)于飛機(jī)裝配的零件，很多定位成品尺寸大且定位尺寸特征不能直接測(cè)量獲得，所以不能利用傳統(tǒng)檢測(cè)方法進(jìn)行檢測(cè)，導(dǎo)致此裝配問題長(zhǎng)期無法解決。為提高飛機(jī)裝配質(zhì)量，采用激光雷達(dá)對(duì)此裝配進(jìn)行檢測(cè)，并獲得測(cè)量數(shù)據(jù)，從而從根本上解決這一裝配問題。

3.1 測(cè)量方案確定

對(duì)于固定在飛機(jī)艙位內(nèi)的高精度定位成品，引起其裝配問題的原因如圖4所示?？芍b配問題主要有兩個(gè)原因，一是裝配部件尺寸偏離，即裝配部件外形尺寸誤差超出設(shè)計(jì)公差范圍；二是裝配定位點(diǎn)偏離，包括兩個(gè)方面，一是多個(gè)定位點(diǎn)尺寸偏離，即多個(gè)定位點(diǎn)的相對(duì)位置不滿足設(shè)計(jì)要求；二是多個(gè)定位點(diǎn)整體尺寸偏離，即裝配點(diǎn)整體中心偏離理論設(shè)計(jì)的中心。為確定裝配問題，首先需要對(duì)裝配部件的安裝點(diǎn)位置及尺寸進(jìn)行測(cè)量，確定其是否滿足裝配需求。完成部件測(cè)量后再對(duì)機(jī)上裝配定位點(diǎn)之間的相對(duì)位置進(jìn)行測(cè)量，通過對(duì)兩者定位尺寸測(cè)量分析，從而確定引起此裝配問題的根本原因。

某機(jī)型高精度部件的裝配，是通過鉚接固定在左右定位壁板的3個(gè)安裝支座上進(jìn)行裝配定位，如圖5所示，為解決無法裝配問題，首先使用激光雷達(dá)對(duì)安裝部件安裝孔進(jìn)行測(cè)量，其次對(duì)艙內(nèi)定位框及定位壁板上的固定支座安裝孔進(jìn)行測(cè)量，從而確定引起裝配問題的原因并給出具體解決方案。

圖3 激光雷達(dá)測(cè)量流程Fig.3 Measurement process based on laser radar

圖4 裝配問題分析模型Fig.4 Analysis model of assembly problem

3.2 測(cè)量數(shù)據(jù)及分析

（1）安裝部件的測(cè)量。

使用激光雷達(dá)對(duì)安裝部件的3個(gè)安裝孔及3個(gè)安裝定位孔的端面進(jìn)行測(cè)量，分別得到3個(gè)安裝孔的外形及安裝定位孔端面，如圖6所示。

（2）安裝部件的數(shù)據(jù)處理。

通過激光雷達(dá)自帶軟件SA進(jìn)行數(shù)據(jù)處理（即采用逆向工程的方法對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行處理從而獲取所需信息），獲得部件安裝孔軸線及裝配端面，并求出安裝孔軸線與裝配面的交點(diǎn)如圖7所示。

安裝孔軸線為，

式中，a，b，c為軸線的法向量，（x0，y0，z0）為軸線上任意一點(diǎn)，（x，y，z，）為軸線與平面的交點(diǎn)。

裝配面為：

式中 ,A，B，C為平面的法向量，（x，y，z，）為軸線與平面的交點(diǎn)[3]。

由式（2）可得：

圖5 部件安裝固定示意圖Fig.5 Schematic diagram of component mounting and fixing

圖6 部件安裝孔測(cè)量點(diǎn)云圖Fig 6 Point clouds of component mounting hole

通過式（6）即可獲得軸線與端面交點(diǎn)的x值，同理由式（2）、（3）可求得軸線與端面交點(diǎn)的y，z值。

3.3 安裝部件的數(shù)據(jù)分析

將測(cè)量處理出的3個(gè)安裝孔軸線與端面的交點(diǎn)的三維數(shù)據(jù)，通過采用與設(shè)計(jì)理論數(shù)據(jù)對(duì)比式全約束法實(shí)現(xiàn)測(cè)量坐標(biāo)系與設(shè)計(jì)理論坐標(biāo)系對(duì)齊，使得實(shí)際測(cè)量數(shù)據(jù)與設(shè)計(jì)理論基準(zhǔn)數(shù)據(jù)的空間位置具有可比性，可以得到各測(cè)量數(shù)據(jù)與理論數(shù)據(jù)的三維偏差[4]。

對(duì)比式全約束法：測(cè)量部件基準(zhǔn)點(diǎn)i在當(dāng)前儀器測(cè)量坐標(biāo)系o-xyz下，測(cè)得坐標(biāo)值為（xi，yi，zi）(i=A,B,C),經(jīng)與理論數(shù)據(jù)對(duì)比后，基準(zhǔn)點(diǎn)i在設(shè)計(jì)理論基準(zhǔn)坐標(biāo)系O-XYZ下的坐標(biāo)為（Xi，Yi，Zi）；由測(cè)量坐標(biāo)系到部件理論坐標(biāo)系的變換方程為：

式中，R為當(dāng)前測(cè)量坐標(biāo)系o-xyz到部件理論坐標(biāo)系O-XYZ的旋轉(zhuǎn)變換矩陣，T為變換的平移矩陣[5]。得到測(cè)量數(shù)據(jù)與理論數(shù)據(jù)偏差如圖8所示。

由圖8可知部件測(cè)量數(shù)據(jù)與設(shè)計(jì)理論數(shù)據(jù)之間的偏差最大為0.0559mm，滿足設(shè)計(jì)裝配誤差要求，因此引起無法裝配的原因與裝配部件無關(guān)。故需對(duì)安裝支座進(jìn)行檢測(cè)及分析，檢測(cè)方法及分析方法與部件檢測(cè)相同，通過對(duì)支座數(shù)據(jù)分析得到安裝支座的三點(diǎn)偏差最大為1.5739mm，這導(dǎo)致了該裝配無法進(jìn)行，而導(dǎo)致安裝支座的三點(diǎn)偏差的根本原因經(jīng)過對(duì)左右定位壁板固定尺寸進(jìn)行相同方法的檢測(cè)后發(fā)現(xiàn)，左右定位壁板固定尺寸存在約2mm誤差，這個(gè)偏差導(dǎo)致了安裝支座時(shí)一定會(huì)出現(xiàn)安裝點(diǎn)的誤差。所以左右兩側(cè)支座之間的距離過大問題是其裝配問題的根本所在。故在后續(xù)的生產(chǎn)裝配過程中，對(duì)左右定位壁板的裝配進(jìn)行控制，避免引起后續(xù)部件裝配問題。

圖7 部件安裝孔數(shù)據(jù)處理Fig.7 Data process of component mounting hole

圖8 部件安裝孔數(shù)據(jù)分析Fig.8 Data analysis of component mounting hole

4 結(jié)論

基于激光雷達(dá)的數(shù)字化裝配檢測(cè)新技術(shù)不僅實(shí)現(xiàn)了大型復(fù)雜、高精度配合部件的裝配檢測(cè)，而且避免了傳統(tǒng)檢測(cè)方法無法進(jìn)行檢測(cè)的尷尬局面。通過應(yīng)用驗(yàn)證，基于激光雷達(dá)的數(shù)字化裝配檢測(cè)新技術(shù)可以測(cè)量出裝配部件基準(zhǔn)面、定位點(diǎn)、定位銷孔等幾何信息，對(duì)其進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得出基準(zhǔn)面、軸、點(diǎn)之間的空間位置關(guān)系以及和理論數(shù)據(jù)之間的偏差，從而找出裝配問題的根源，在后續(xù)的生產(chǎn)制造中加以控制，不斷完善，保證飛機(jī)裝配的生產(chǎn)周期，提高生產(chǎn)效率，對(duì)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)數(shù)字化自動(dòng)裝配具有重要意義。

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