本發(fā)明屬于大型航空部件智能裝配，涉及一種力位協(xié)同的大型航空部件對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)方法。

背景技術(shù)：

1、在航空制造領(lǐng)域中，大型航空部件的裝配是整個(gè)生產(chǎn)流程中的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，占整個(gè)生產(chǎn)流程工作量的50％以上。作為裝配中最復(fù)雜、最費(fèi)時(shí)的環(huán)節(jié)，部件調(diào)姿對(duì)接過(guò)程對(duì)保障裝配質(zhì)量起著至關(guān)重要的作用。近年來(lái)，隨著航空工業(yè)的不斷進(jìn)步，基于數(shù)字化調(diào)姿對(duì)接和測(cè)量系統(tǒng)的自動(dòng)化裝配技術(shù)已被廣泛應(yīng)用于大型航空部件的調(diào)姿對(duì)接過(guò)程中，顯著提高了大型航空部件的制造效率。目前，在部件對(duì)接過(guò)程中，僅通過(guò)理論測(cè)量點(diǎn)坐標(biāo)和實(shí)際測(cè)量點(diǎn)坐標(biāo)來(lái)解算定位器驅(qū)動(dòng)軸的運(yùn)動(dòng)量，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)定位器進(jìn)行調(diào)姿對(duì)接。在調(diào)姿對(duì)接過(guò)程結(jié)束后，通過(guò)判斷激光跟蹤儀的幾何測(cè)量數(shù)據(jù)是否滿足容差要求來(lái)反映對(duì)接質(zhì)量。當(dāng)多次調(diào)姿對(duì)接后仍無(wú)法達(dá)到目標(biāo)姿態(tài)時(shí)，僅依靠人工經(jīng)驗(yàn)驅(qū)動(dòng)定位器向某方向運(yùn)動(dòng)，進(jìn)行反復(fù)試湊和修調(diào)。該裝配過(guò)程中僅依賴于幾何測(cè)量數(shù)據(jù)，難以實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)且準(zhǔn)確地對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)，進(jìn)而無(wú)法對(duì)裝配過(guò)程中的潛在質(zhì)量問(wèn)題進(jìn)行預(yù)警。因此，如何設(shè)計(jì)合理的預(yù)測(cè)方法，實(shí)現(xiàn)對(duì)實(shí)際對(duì)接過(guò)程中部件對(duì)接質(zhì)量的快速預(yù)測(cè)，成為目前主要的難題和研究方向。

2、鄭愈紅等人的專利《一種基于機(jī)器人力位混合控制的飛機(jī)部件裝配系統(tǒng)及方法》，專利號(hào)為202011176106.9中公開(kāi)了一種新型裝配技術(shù)，通過(guò)整合柔性抓手、關(guān)節(jié)機(jī)器人、agv小車、產(chǎn)品夾具、六維力傳感器和控制器，構(gòu)建了一個(gè)飛機(jī)部件裝配系統(tǒng)，在工件的抓取、運(yùn)輸?shù)綄?duì)接和返回工位的過(guò)程中利用力位混合控制算法實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)并調(diào)整飛機(jī)部件與機(jī)器人之間的接觸力，確保柔順裝配。

3、該方法僅在接觸力異常和/或機(jī)器人位姿異常時(shí)才會(huì)停止工件裝配并報(bào)警，未能實(shí)現(xiàn)飛機(jī)部件裝配過(guò)程中力位關(guān)系的實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)，無(wú)法提前預(yù)警裝配力超差的情況，難以即時(shí)響應(yīng)潛在的裝配質(zhì)量問(wèn)題，從而無(wú)法有效降低飛機(jī)部件因裝配而損壞的風(fēng)險(xiǎn)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明要解決的技術(shù)難題是慮及幾何量和力學(xué)量之間的非線性相關(guān)的特點(diǎn)，克服傳統(tǒng)技術(shù)無(wú)法預(yù)測(cè)部件對(duì)接質(zhì)量的缺陷，發(fā)明一種力位協(xié)同的大型航空部件對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)方法。該方法首先搭建對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)硬件系統(tǒng)，采集對(duì)接過(guò)程中的力位數(shù)據(jù)并進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，選擇合適的算法及參數(shù)建立對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型，利用多組調(diào)姿對(duì)接過(guò)程的力位數(shù)據(jù)對(duì)模型進(jìn)行訓(xùn)練，最終應(yīng)用模型對(duì)部件對(duì)接質(zhì)量進(jìn)行預(yù)測(cè)。該方法避免了調(diào)姿內(nèi)力無(wú)法確定和對(duì)接力位物理模型難以構(gòu)建的問(wèn)題，有效運(yùn)用了數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的方式，解決了在物理模型機(jī)理分析中誤差因素多樣致使分析困難的問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了對(duì)調(diào)姿對(duì)接過(guò)程中部件對(duì)接質(zhì)量的精準(zhǔn)預(yù)測(cè)。此外，該方法可滿足所有調(diào)姿對(duì)接系統(tǒng)的實(shí)時(shí)對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)需求。

2、本發(fā)明的技術(shù)方案：

3、一種力位協(xié)同的大型航空部件對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)方法，通過(guò)采集部件不同姿態(tài)、不同對(duì)接過(guò)程的力傳感器數(shù)據(jù)和幾何量數(shù)據(jù)，構(gòu)建力位協(xié)同對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型，選擇合適的算法和相應(yīng)參數(shù)，將數(shù)據(jù)處理后的力位數(shù)據(jù)作為模型的輸入，將對(duì)接質(zhì)量是否合格作為輸出，進(jìn)行力位協(xié)同對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型的訓(xùn)練。在實(shí)際對(duì)接過(guò)程中，通過(guò)調(diào)姿系統(tǒng)工控機(jī)下發(fā)指令給可編程邏輯控制器控制定位器帶動(dòng)部件進(jìn)行調(diào)姿對(duì)接運(yùn)動(dòng)，使用數(shù)據(jù)采集工控機(jī)實(shí)時(shí)采集測(cè)量力位數(shù)據(jù)，基于模型判斷支撐機(jī)翼部件的水平測(cè)量點(diǎn)是否超過(guò)容差范圍，從而實(shí)現(xiàn)部件對(duì)接質(zhì)量的精準(zhǔn)預(yù)測(cè)。具體步驟如下：

4、步驟1：搭建對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)硬件系統(tǒng)與對(duì)接過(guò)程力位數(shù)據(jù)采集

5、實(shí)驗(yàn)開(kāi)始前，首先將每個(gè)力傳感器3安裝并固定在定位器2的支撐部位，以確保在定位器2運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，力傳感器3精準(zhǔn)測(cè)量支撐機(jī)翼部件所受的力；然后將力傳感器3連接到信號(hào)放大器5，并將信號(hào)放大器5轉(zhuǎn)換后的力學(xué)信號(hào)接入可編程邏輯控制器6；同時(shí)，將定位器伺服電機(jī)的位置信號(hào)接入可編程邏輯控制器6，并將可編程邏輯控制器6與調(diào)姿系統(tǒng)工控機(jī)7連接，建立調(diào)姿系統(tǒng)工控機(jī)7與數(shù)據(jù)采集工控機(jī)8之間的通訊；最終，通過(guò)數(shù)據(jù)采集工控機(jī)8對(duì)力位數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)采集與處理；同時(shí)，布設(shè)激光跟蹤儀1，以確保能測(cè)量支撐機(jī)翼部件上的水平測(cè)量點(diǎn)4，通過(guò)測(cè)量地面ers點(diǎn)建立全局坐標(biāo)系；

6、實(shí)驗(yàn)開(kāi)始時(shí)，啟動(dòng)可編程邏輯控制器6、調(diào)姿系統(tǒng)工控機(jī)7和數(shù)據(jù)采集工控機(jī)8；使用激光跟蹤儀1測(cè)量支撐機(jī)翼部件上水平測(cè)量點(diǎn)4的幾何位置數(shù)據(jù)，并通過(guò)svd分解將其轉(zhuǎn)化為機(jī)翼部件當(dāng)前的六維姿態(tài)數(shù)據(jù)；然后通過(guò)插值法計(jì)算從當(dāng)前姿態(tài)到理論數(shù)模中支撐機(jī)翼部件目標(biāo)姿態(tài)之間的過(guò)渡路徑，生成相應(yīng)的支撐機(jī)翼部件姿態(tài)轉(zhuǎn)換路徑數(shù)據(jù)；此姿態(tài)轉(zhuǎn)換路徑數(shù)據(jù)描述了如何通過(guò)定位器2逐步調(diào)整支撐機(jī)翼部件姿態(tài)，將支撐機(jī)翼部件當(dāng)前的六維姿態(tài)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為理論數(shù)模中的目標(biāo)姿態(tài)；通過(guò)調(diào)姿系統(tǒng)工控機(jī)7向可編程邏輯控制器6下發(fā)指令，控制定位器2帶動(dòng)支撐機(jī)翼部件進(jìn)行調(diào)姿對(duì)接運(yùn)動(dòng)；在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，數(shù)據(jù)采集工控機(jī)8實(shí)時(shí)采集力傳感器3的三維力數(shù)據(jù)和定位器2的位置數(shù)據(jù)；重復(fù)以上調(diào)姿對(duì)接過(guò)程m次，得到共m組測(cè)量數(shù)據(jù)，完成多組調(diào)姿對(duì)接過(guò)程的力位數(shù)據(jù)的采集；

7、步驟2：建立支撐機(jī)翼部件對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型

8、數(shù)據(jù)采集工控機(jī)8內(nèi)存儲(chǔ)多組調(diào)姿對(duì)接過(guò)程中采集的三維力數(shù)據(jù)和位置數(shù)據(jù)，通過(guò)構(gòu)建對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型，將力傳感器3采集的三維力數(shù)據(jù)和定位器2的位置數(shù)據(jù)作為模型的輸入，以支撐機(jī)翼部件的水平測(cè)量點(diǎn)是否超出容差范圍作為質(zhì)量評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)，若超出容差范圍則視為裝配質(zhì)量不合格，并將對(duì)接質(zhì)量判斷結(jié)果作為模型輸出；最終，通過(guò)數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)方法建立輸入x和輸出y之間的非線性映射關(guān)系：

9、f:x→y?(1)

10、對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型的構(gòu)建過(guò)程如下：

11、首先采用網(wǎng)格搜索方法對(duì)對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，包括對(duì)偶性選擇、懲罰系數(shù)、殘差收斂條件和損失函數(shù)，通過(guò)搜索不同參數(shù)組合，確定最優(yōu)參數(shù)設(shè)置，提升對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型在不同對(duì)接過(guò)程中質(zhì)量預(yù)測(cè)的性能，優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)如下：

12、

13、其中，w為最優(yōu)超平面斜率，b為最優(yōu)超平面截距，c為懲罰系數(shù)，ξi為松弛變量，k為訓(xùn)練樣本的數(shù)量，xi為第i個(gè)訓(xùn)練樣本的特征向量，yi為第i個(gè)訓(xùn)練樣本的標(biāo)簽；為了更好地?cái)M合輸入數(shù)據(jù)與輸出數(shù)據(jù)之間的非線性映射關(guān)系，引入以下徑向基函數(shù)(rbf)核函數(shù)：

14、k(xi,xj)＝exp(-γ·||xi-xj||2)??(3)

15、其中，k(xi，xj)為核函數(shù)，γ是核參數(shù)；通過(guò)將原始輸入數(shù)據(jù)映射到高維空間，更有效地捕捉輸入與輸出數(shù)據(jù)之間的復(fù)雜非線性關(guān)系，顯著提升模型的擬合精度和預(yù)測(cè)性能。

16、同時(shí)，通過(guò)引入拉格朗日乘子，將原問(wèn)題轉(zhuǎn)化為其對(duì)應(yīng)的拉格朗日函數(shù)，并構(gòu)建了相應(yīng)的對(duì)偶函數(shù)：

17、

18、其中，αi、αj為拉格朗日乘子向量，通過(guò)求解對(duì)偶函數(shù)，解得原始問(wèn)題最優(yōu)解w*和b*如下：

19、

20、其中，α*為對(duì)偶問(wèn)題中α的最優(yōu)解；其中采用網(wǎng)格搜索對(duì)超參數(shù)c和γ進(jìn)行尋優(yōu)，以保證對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型的訓(xùn)練效果，最終調(diào)整后的模型和相應(yīng)的預(yù)測(cè)值如下：

21、

22、

23、其中，的值決定樣本x的預(yù)測(cè)類別，其中表示正類，表示負(fù)類；步驟3：訓(xùn)練對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型并基于實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)

24、首先，對(duì)于力位數(shù)據(jù)中存在空值的變量采用均值填充進(jìn)行處理，對(duì)每一維特征進(jìn)行最大值最小值歸一化處理，以完成特征預(yù)處理過(guò)程：

25、

26、將處理后的力位數(shù)據(jù)輸入優(yōu)化后的預(yù)測(cè)模型進(jìn)行訓(xùn)練，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)調(diào)姿對(duì)接質(zhì)量是否合格的預(yù)測(cè)，滿足復(fù)雜對(duì)接過(guò)程中質(zhì)量預(yù)測(cè)的要求，預(yù)測(cè)準(zhǔn)確率的評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)如下：

27、

28、其中，tp指模型預(yù)測(cè)正確的正類樣本數(shù)，tn指模型預(yù)測(cè)正確的負(fù)類樣本數(shù)，fp指模型誤將負(fù)類預(yù)測(cè)為正類的樣本數(shù)，fn指模型誤將正類預(yù)測(cè)為負(fù)類的樣本數(shù)。通過(guò)計(jì)算模型預(yù)測(cè)與實(shí)際觀測(cè)值一致的比例，來(lái)評(píng)估模型的準(zhǔn)確性。

29、本發(fā)明的有益效果：本方法相比于傳統(tǒng)的支撐機(jī)翼部件對(duì)接質(zhì)量檢測(cè)方法，通過(guò)數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)方式有效解決了理論分析中多種誤差因素影響的問(wèn)題。無(wú)需計(jì)算不同力值對(duì)應(yīng)部件水平調(diào)姿點(diǎn)幾何位置，只需獲取大量調(diào)姿對(duì)接過(guò)程數(shù)據(jù)，通過(guò)建立合適的對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)模型并進(jìn)行模型訓(xùn)練，即可實(shí)現(xiàn)對(duì)部件對(duì)接質(zhì)量的實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)。此方法適用于任意調(diào)姿對(duì)接系統(tǒng)的部件對(duì)接質(zhì)量預(yù)測(cè)，避免了調(diào)姿內(nèi)力的確定及對(duì)接力位物理模型的構(gòu)建等復(fù)雜問(wèn)題，進(jìn)一步增強(qiáng)了對(duì)調(diào)姿對(duì)接質(zhì)量不合格情況的實(shí)時(shí)預(yù)警功能，提高了大型航空部件的對(duì)接質(zhì)量。該方法具有一定的工程價(jià)值。