CN111561874A - 飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量系统及方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量系统及方法，所述数字化测量系统的组成包括：激光跟踪仪、激光雷达、数据采集与处理系统，数据采集与处理系统与激光跟踪仪、激光雷达通讯连接，其中：激光跟踪仪用于飞机上关键点的三维坐标；激光雷达用于检测形状不规则的自由曲面；数据采集与处理系统负责存储飞机结构数据，进行设备测量坐标系与飞机理论坐标系的拟合，构建统一的测量网络；测量数据的采集和处理。本发明能够精确测量各部件的损伤变形，并能检测到肉眼无法发现的机翼、机身等大尺寸部件变形；测量工艺简单，测量速度快，测量周期较短，自动化程度高，避免了人为操作误差。

Description

飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量系统及方法

技术领域

本发明属于飞机检测与维修技术领域，尤其涉及一种飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量系统及方法。

背景技术

现代飞机结构由梁、肋、框、桁条和蒙皮等零件构成，多为薄壁类零件，这些零件具有大尺寸、结构复杂、形状精度要求高、装配协调关系复杂的特点。大尺度薄壁件在装配和飞机使用中易发生柔性形变，导致飞机实际结构关键点位置偏离设计范围。近年来，波音、空客等飞机厂商成功使用数字化测量系统及数字化柔性自动定位调整系统来保障飞机制造、装配的精度和效率。然而在飞机的整个服役寿命中，当飞机经历试飞、作战及训练等飞行过程，或发生紧急迫降等特殊情况时，其结构常会受到较大的载荷，造成隔框、梁、肋、桁条、蒙皮等结构永久变形。

机翼是飞机产生升力的主要结构部件，是由梁、桁条、蒙皮等件铆接而成的大跨度薄壁结构。在飞机生命周期内长期的飞行运行过程中，当穿越特殊的气象环境(如突风等)时，过大的气动载荷会引起机翼翼根处发生轻微的弯扭永久变形，此类变形量一般很小，难以使用传统应变检测方法检测(如应变片电测法)，但由于机翼尺寸较大(翼展长度一般在十几米到几十米之间)，此类翼根变形量引起翼尖的位移量往往不能忽视。如果机翼翼尖位移量超出飞机设计标准而没有被及时发现并采取相应措施，会影响飞机结构对称性，降低飞机气动性能，造成结构局部应力集中、影响飞机的使用性能，最终危及飞行安全。

飞机大尺寸部件(机身、平尾、垂尾、襟翼等)以及尺寸较大的操纵面(如飞机副翼、升降舵、方向舵等)的结构变形和损伤特点与飞机机翼相似。目前对此类结构变形检测的检查方法为目视检查：

1、无法量化变形情况，不能得出定性结论。使得维修决策随意性很大，降低了安全标准。

2、无法确定飞机结构的适航性。现有检查方法无法识别出大尺寸部件的微小变形，而这些变形往往影响了整机的对称性和气动性能，进一步影响到飞机的适航性；

3、无法确定飞机整机结构对设计参数的偏离度，现有损伤分级方法基于无损探伤等方式，只针对单个部件，不能判断整机结构是否偏离设计要求。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明的目的在于提供一种飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量系统及方法。

本发明所采用的技术方案为：

飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量系统，所述数字化测量系统的组成包括：激光跟踪仪、激光雷达、数据采集与处理系统，数据采集与处理系统与激光跟踪仪、激光雷达通讯连接，其中：

激光跟踪仪用于高精度、接触式测量飞机隔框、梁、桁条上关键点的三维坐标；

激光雷达用于非接触式测量，适用于检测形状不规则的自由曲面；可得到曲面结构皱褶、凹陷、弯曲等损伤情况，且能在短时间内获得大量高精度数据，因而在飞机蒙皮检测方面有着巨大的优势；

数据采集与处理系统：以SA(Spatial Analyzer)软件为平台，VS2008为开发工具，编程实现下述三个功能：

(1)存储飞机结构数据，作为飞机结构变形测量和损伤分级的标准；

(2)进行设备测量坐标系与飞机理论坐标系的拟合，构建统一的测量网络；

(3)测量数据的采集和处理。

所述激光跟踪仪和激光雷达根据测量需要设置为若干个，均与数据采集与处理系统通讯连接。

所述激光雷达具有自动测量功能，可编辑实现测量的自动化，不需要人员在现场一直操作，在保证测量精度和测量效率的前提下，尽可能采集最少的数据完成曲面特征的检测。

所述数字化测量系统还包括柔性工装，所述柔性工装的结构包括支撑单元和定位支撑体，其中支撑单元的高度可调节，用于支撑和固定定位支撑体；定位支撑体用于安装不同的托架接头或定位件，以满足对飞机不同部件的支撑、定位要求。

其中定位件是柔性工装的主要工作元件，用以保证部件在拆装过程中具有准确的位置，包括隔框接头定位件，外形定位件，前梁、前肋定位件，长桁、后梁定位件，副翼支架定位件等，限制装备变形，保证部件产品的互换性。

一种飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法，所述方法通过激光跟踪仪测量飞机隔框、梁、桁条上的关键点的三维坐标；通过激光雷达检测飞机蒙皮曲面数据；通过数据采集与处理系统将激光跟踪仪和激光雷达的测量数据采集，处理，进行设备测量坐标系与飞机理论坐标系的拟合，构建统一的测量网络，生成飞机结构损伤检测报告。

所述数据采集与处理系统存储飞机结构数据，作为飞机结构件变形测量和损伤分级的标准。

所述飞机结构数据包括：飞机结构三维数字化模型，由飞机设计厂家提供或通过飞机测绘建模获得，飞机结构修理手册规定的允许蒙皮凹坑尺寸、皱褶长度等标准，以及适用不同修理方式的损伤级别，飞机水平测量数据及公差，包括机翼、机身组件的水平测量数据，机翼关键点之间的几何关系，翼尖、机身关键点的距离。机翼、机身组件的水平测量数据反映飞机整体结构状况。机翼关键点之间的几何关系反映机翼安装角、上反角、后掠角等。翼尖、机身关键点的距离能够反映出机翼、机身的是否有弯曲和扭曲。

所述方法根据飞机结构尺寸、受力与形变特征、设备测量范围和精度等因素综合考虑，选取能够准确表征飞机结构变形的3个或3个以上测量点作为测量基准点；通过使用各激光跟踪仪和激光雷达设备对测量基准点进行测量，得到各测量设备坐标系下测量基准点的坐标值，结合飞机理论坐标系下的测量基准点的坐标值，通过坐标转换解算出各测量坐标系到飞机理论坐标系的转换参数，实现设备测量坐标系与飞机理论坐标系的转换。

所述数据采集与处理系统将采集到的实测数据与预存的飞机结构数据比较，得出实际的飞机结构的点或型面与理论上飞机结果相应的点或型面的距离误差，结合预先输入的损伤限制和级别判据，生成飞机结构损伤检测报告。

所述飞机结构损伤检测报告包含具体的超差数据和误差向量模型图、损伤级别三维图，以数据和图形的模式直观准确的显示变形超差的具体位置和数据点。生成的损伤级别三维模型图，以绿、黄、红三种颜色分级标识损伤程度，比如绿色表示凹坑较小在误差范围内、黄色表示凹坑过大需切割补强修理、红色表示蒙皮损伤严重需换件等。

实现步骤包括内容如下：

(1)根据测量要求和被测工件特征属性，调整好激光跟踪仪、激光雷达与待测部件之间的相对位置；

启动设备，完成激光跟踪仪和激光雷达的校正和标定等调试工作；

进行数据采集与处理系统调试，导入飞机理论数据模型和结构变形、损伤分级标准；

(2)根据待测部件尺寸、特征、设备测量范围和精度等因素综合考虑，选取3 个或3个以上公共基准点，安装好靶球，设置补偿参数等；分别用激光跟踪仪和激光雷达对基准点进行测量；

(3)使用数据采集与处理系统将各设备测量坐标系下基准点的测量坐标值与理论坐标值进行坐标转换，解算出从测量坐标系到设计坐标系的转换参数，实现设备测量坐标系与设计坐标系的统一；

(4)用激光跟踪仪测量梁、肋、框、桁条上的待测点，所述待测点为反映零件是否拉伸、弯曲、扭曲变形的结构关键点，如框、肋上的基准孔、定位孔等位置；

(5)用激光雷达扫描蒙皮和壁板；

(6)数据采集与处理系统根据导入的飞机理论数据模型和结构变形、损伤分级标准，进行测量数据采集与处理，根据理论点数据和实测点数据，计算得到实测点或型面与理论点或型面的距离误差，生成飞机结构损伤检测报告，分析判定飞机结构变形是否影响到飞机整体结构和飞行性能。

所述激光雷达自带软件SA的二次开发属性，根据待测部件的外形和轮廓等特征选定需重点扫描的区域，进行路径规划。本发明采用激光雷达可实现非接触式自动化测量，可提高对飞机曲面外形、轮廓、孔等的测量精度和测量效率，更适用于飞机大尺寸蒙皮/壁板。

所述方法通过将离散的特征理论数据点导入SA中，根据待测件外形特征设置相应的测量方式和测量参数，由激光雷达驱动红外激光指向各点，以该理论点为中心进行扫描，依此扫描各外形理论点，最终完成整个待测件扫描。

所述飞机结构数据包括：

a.飞机结构三维数字化模型，由飞机设计厂家提供或通过飞机测绘建模获得。

b.飞机结构修理手册规定的允许蒙皮凹坑尺寸、皱褶长度等标准，以及适用不同修理方式的损伤级别。

c.飞机水平测量数据及公差。机翼、机身组件的水平测量数据反映飞机整体结构状况。机翼关键点之间的几何关系反映机翼安装角、上反角、后掠角等。翼尖、机身关键点的距离能够反映出机翼、机身的是否有弯曲和扭曲。

所述方法通过在测量前布置柔性工装，对机身结构进行支撑，对机身结构关键点定位，保证测量完成后部件安装时飞机结构关键点的定位准确。

在进行损伤飞机数字化测量时，需拆下部分蒙皮或结构件，以使数字化检测设备能探测到内部结构，利用柔性工装对飞机关键结构型面进行支撑、定位，能确保部件拆装前后飞机大挠度结构件不移位变形，保持飞机的持续适航性和气动性能。根据机型特点和飞机损伤程度设计支撑单元、定位支撑体的构型及定位、数量，将标准化、系列化的单元结构集成模块化单元结构，形成工装的柔性化结构，可满足不同飞机的使用需求。

本发明技术方案检查方法属于飞机维修领域，有下列整机检测功能：①能够测量飞机整机范围内各结构件的变形，并给出损伤分级和维修建议；②可测得不同部件间的相对位置变化，得到整机范畴的三维结构变形情况。特别的是，本方法尤其擅长测量大尺寸组件的微小变形(肉眼无法发现的机翼、机身等大尺寸件的变形)；③进一步的，通过判断各部件、组件变形和相对位置变化对整机对称性、气动性能的影响，本方法自动得出定性结论：整机结构是否偏离飞机设计要求而影响飞机适航性。

与现有技术相比，本发明技术方案具有以下有益效果：

1、能够精确测量各部件的损伤变形，并能检测到肉眼无法发现的机翼、机身等大尺寸部件变形；

2、测量工艺简单，测量速度快，测量周期较短，自动化程度高，避免了人为操作误差，传统测量方式的综合误差约为5mm，本发明综合测量误差约为0.1mm。

3、可通过计算自动定性判断飞机结构的适航性，可通过计算自动定性判断飞机整机结构对设计参数的偏离度，可通过计算自动定性判断整机结构是否偏离飞机设计要求和气动性能标准，并对进一步的维修提供指导意见。

附图说明

图1为本发明测量系统示意图；

图2为本发明测量方法的数据处理流程图；

图3为本发明柔性工装的结构示意图。

具体实施方式

为了更好的了解本发明的技术方案，下面结合具体实施例、说明书附图对本发明作进一步说明。

实施例一：

如图1所示，为本发明测量系统在测量飞机部件时的示意图，本实施例所述的一种飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量系统，包括数据采集与处理系统7，与数据采集与处理系统7通讯连接的激光跟踪仪6和激光雷达3。

所述激光跟踪仪6和激光雷达3为多个，均通讯连接数据采集与处理系统7。

所述数字化测量系统还包括柔性工装5，如图3所示，所述柔性工装的结构包括支撑单元10和定位支撑体11，其中支撑单元10的高度可调节，用于支撑和固定定位支撑体11；定位支撑体11用于安装不同的托架接头或定位件，以满足对飞机不同部件的支撑、定位要求。

实施例2

如图2所示，为本发明飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法的数据处理流程图，具体包括以下实现步骤：

(1)布置柔性工装5，对机身结构进行支撑；拆下前起落架和其下安装座；然后，利用支撑工装5的定位支撑体11固定机身结构关键点(本例为隔框上起落架下安装座4的孔位)；再拆下下部蒙皮8(以便激光跟踪仪、激光雷达能够探测到内部结构)。

(2)测量前准备。根据测量要求和被测工件特征属性，调整好激光跟踪仪6、激光雷达3与待测部件之间的相对位置。启动设备，完成激光跟踪仪6和激光雷达3 的校正和标定等工作。在待测部件上选择基准点并安装好靶球，设置补偿参数等。进行数据采集与处理系统7调试，导入飞机理论数据模型和结构变形、损伤分级标准。

(3)选取公共基准点，根据待测结构尺寸、特征、设备测量范围和精度等因素综合考虑，选取3个或3个以上飞机基准点。

(4)分别用激光跟踪仪6和激光雷达3对基准点进行测量。数据采集与处理系统7将各设备测量坐标系下基准点的测量坐标值与理论坐标值进行坐标转换，解算出从测量坐标系到设计坐标系的转换参数，实现设备测量坐标系与设计坐标系的统一。

(5)用激光跟踪仪6测量梁、肋、框、桁条上的待测点，选取可反映零件是否拉伸、弯曲、扭曲变形的结构关键点为待测点，如框、肋上的基准孔、定位孔等位置。

(6)用激光雷达3扫描蒙皮和壁板，包括左侧蒙皮9，右侧蒙皮1和壁板2，利用激光雷达3自带软件SA的二次开发属性，根据待测件的外形和轮廓等特征选定需重点扫描的区域，进行路径规划。将离散的特征理论数据点导入SA中，根据待测件外形特征设置相应的测量方式和测量参数，激光雷达3驱动红外激光指向各点，以该理论点为中心进行扫描，依此扫描各外形理论点，最终完成整个待测件扫描。

(7)在数据采集与处理系统7的SA平台上，利用Visual Studio 2008为二次开发工具，进行测量数据采集与处理。根据理论点数据和实测点数据，得到实测点/ 型面与理论点/型面的距离误差，生成飞机结构损伤检测报告。

(8)完成测量后，以柔性工装5定位的位置为基准重新安装蒙皮9、前起落架等部件，保障飞机结构关键点定位准确。

(9)用激光跟踪仪6测量飞机关键点，包含机翼、机身、垂尾等大尺度组件上的关键点。

(10)数据采集与处理系统7生成飞机结构变形检测报告，判定飞机结构变形是否影响到飞机整体结构和飞行性能。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能。

Claims (10)

1.飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量系统，其特征是，所述数字化测量系统的组成包括：激光跟踪仪、激光雷达、数据采集与处理系统，数据采集与处理系统与激光跟踪仪、激光雷达通讯连接，其中：

激光跟踪仪用于飞机上关键点的三维坐标；

激光雷达用于检测形状不规则的自由曲面,得到曲面结构损伤情况；

数据采集与处理系统负责存储飞机结构数据，作为飞机结构变形测量和损伤分级的标准；进行设备测量坐标系与飞机理论坐标系的拟合，构建统一的测量网络；测量数据的采集和处理。

2.根据权利要求1所述的飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量系统，其特征在于，所述数字化测量系统还包括柔性工装，所述柔性工装的结构包括支撑单元和定位支撑体，其中支撑单元的高度可调节，用于支撑和固定定位支撑体；定位支撑体用于安装不同的托架接头或定位件。

3.飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法，其特征是，所述方法通过激光跟踪仪测量飞机上的关键点的三维坐标；通过激光雷达检测飞机蒙皮曲面数据；通过数据采集与处理系统将激光跟踪仪和激光雷达的测量数据采集，处理，进行设备测量坐标系与飞机理论坐标系的拟合，构建统一的测量网络，生成飞机结构损伤检测报告。

4.根据权利要求3所述的飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法，其特征是，所述数据采集与处理系统存储飞机结构数据，作为飞机结构件变形测量和损伤分级的标准；

所述飞机结构数据包括：飞机结构三维数字化模型，飞机结构修理手册规定的允许蒙皮凹坑尺寸、皱褶长度，以及适用不同修理方式的损伤级别，飞机水平测量数据及公差，包括机翼、机身组件的水平测量数据，机翼关键点之间的几何关系，翼尖、机身关键点的距离。

5.根据权利要求4所述的飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法，其特征是，所述方法根据飞机结构尺寸、受力与形变特征、设备测量范围和精度，选取表征飞机结构变形的3个或3个以上测量点作为测量基准点；通过使用各激光跟踪仪和激光雷达设备对测量基准点进行测量，得到各测量设备坐标系下测量基准点的坐标值，结合飞机理论坐标系下的测量基准点的坐标值，通过坐标转换解算出各测量坐标系到飞机理论坐标系的转换参数，实现设备测量坐标系与飞机理论坐标系的转换。

6.根据权利要求5所述的飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法，其特征是，所述数据采集与处理系统将采集到的实测数据与预存的飞机结构数据比较，得出实际的飞机结构的点或型面与理论上飞机结果相应的点或型面的距离误差，结合预先输入的损伤限制和级别判据，生成飞机结构损伤检测报告；

所述飞机结构损伤检测报告包含具体的超差数据和误差向量模型图、损伤级别三维图，以数据和图形的模式直观准确的显示变形超差的具体位置和数据点。

7.根据权利要求6所述的飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法，其特征是，所述方法实现步骤包括内容如下：

(1)根据测量要求和被测工件特征属性，调整好激光跟踪仪、激光雷达与待测部件之间的相对位置；

启动设备，完成激光跟踪仪和激光雷达的校正和标定工作；

进行数据采集与处理系统调试，导入飞机理论数据模型和结构变形、损伤分级标准；

(2)根据待测部件尺寸、特征、设备测量范围和精度综合考虑，在待测部件上选择选取3个或3个以上公共基准点并安装好靶球并设置补偿参数，分别用激光跟踪仪和激光雷达对所述公共基准点进行测量；

(3)使用数据采集与处理系统将各设备测量坐标系下基准点的测量坐标值与理论坐标值进行坐标转换，解算出从测量坐标系到设计坐标系的转换参数，实现设备测量坐标系与设计坐标系的统一；

(4)用激光跟踪仪测量待测点，所述待测点为反映零件是否拉伸、弯曲、扭曲变形的结构关键点；

(5)用激光雷达扫描蒙皮和壁板；

(6)数据采集与处理系统根据导入的飞机理论数据模型和结构变形、损伤分级标准，进行测量数据采集与处理，根据理论点数据和实测点数据，计算得到实测点或型面与理论点或型面的距离误差，生成飞机结构损伤检测报告，分析判定飞机结构变形是否影响到飞机整体结构和飞行性能。

8.根据权利要求7所述的飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法，其特征是，所述激光雷达自带软件SA的二次开发属性，根据待测部件的外形和轮廓选定需重点扫描的区域，进行路径规划。

9.根据权利要求8所述的飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法，其特征是，所述方法通过将离散的特征理论数据点导入SA中，根据待测件外形特征设置相应的测量方式和测量参数，由激光雷达驱动红外激光指向各点，以该理论点为中心进行扫描，依此扫描各外形理论点，最终完成整个待测件扫描。

10.根据权利要求9所述的飞机结构变形测量与损伤分级的数字化测量方法，其特征是，所述方法的实现还包括：通过在测量前布置柔性工装，对机身结构进行支撑，对机身结构关键点定位。

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