基于數(shù)字孿生的機身對接精度優(yōu)化控制方法

趙永勝，趙志勇，李迎，張濤

(1.北京工業(yè)大學(xué) 先進(jìn)制造與智能技術(shù)研究所，北京 100020；2.北京工業(yè)大學(xué) 先進(jìn)制造技術(shù)北京市重點實驗室，北京 100020；3.北京工業(yè)大學(xué) 機械工業(yè)重型機床數(shù)字化設(shè)計與測試技術(shù)重點實驗室，北京 100020)

機身的對接裝配是飛機總裝的重要環(huán)節(jié)，裝配質(zhì)量對飛機的壽命和可靠性有很大影響[1].傳統(tǒng)的飛機對接裝配缺乏現(xiàn)場實測數(shù)據(jù)支持，裝配精度低，裝配質(zhì)量一致性差[2].為提高機身對接精度，對接自動化是對接裝配發(fā)展的必然趨勢，是提升制造質(zhì)量重要途徑[3].近年來，國內(nèi)外學(xué)者在自動對接方面展開大量研究，主要圍繞對接偏差傳遞[4]、累積和優(yōu)化[5-6]等方面.國內(nèi)目前存在的主要問題是對接工藝主要針對理想模型，很少考慮實際驅(qū)動誤差，難以根據(jù)裝配現(xiàn)場進(jìn)行裝配優(yōu)化[7-8].

數(shù)字孿生技術(shù)的虛實結(jié)合和雙向數(shù)據(jù)流通特點，促進(jìn)飛機對接裝配模式的轉(zhuǎn)型[9]，實現(xiàn)了物理空間到數(shù)字空間的同步映射，實時監(jiān)控對接的過程，以及數(shù)字空間對物理空間的實時控制.姜珊等[10]以翼身對接平臺為對象，定義了有限狀態(tài)機的轉(zhuǎn)移機制，通過對數(shù)據(jù)進(jìn)行采集和處理，實現(xiàn)調(diào)姿對接機構(gòu)在數(shù)字空間的參數(shù)化幾何建模，建立基于有限狀態(tài)機的數(shù)字孿生幾何模型.張玉良等[11]分析在軌航天器的結(jié)構(gòu)組成，詳細(xì)介紹面向航天器在軌裝配的數(shù)字孿生技術(shù)內(nèi)涵，提出通過數(shù)據(jù)組成實現(xiàn)數(shù)字孿生體構(gòu)建，以此表達(dá)在軌航天器的狀態(tài).張入元等[12]提出一種基于數(shù)字孿生的在線監(jiān)控方案，介紹在線監(jiān)控系統(tǒng)的實施流程，研究基于數(shù)字孿生的總裝建模和全方位數(shù)據(jù)采集，根據(jù)實時數(shù)據(jù)更新數(shù)字孿生模型，并實現(xiàn)模型可視化以及裝對接的在線監(jiān)控.張瀚丹等[13]設(shè)計基于數(shù)字孿生的雕刻機交互平臺，詳細(xì)介紹了各數(shù)字孿生鏡像模型的構(gòu)建，利用各種軟件實現(xiàn)工作的虛擬調(diào)試仿真和動態(tài)實時監(jiān)控，實驗結(jié)果分析表明，系統(tǒng)具有較高的實時性和準(zhǔn)確性.孫學(xué)民等[14]針對汽車發(fā)動機缸體單元裝配，研究數(shù)字孿生的產(chǎn)品全要素建模方法，提出基于知識圖譜的工藝優(yōu)化方法和裝配質(zhì)量的控制策略，搭建數(shù)字孿生裝配系統(tǒng)平臺并進(jìn)行驗證.

傳統(tǒng)的對接精度仿真通過建立虛擬模型，采用合適的算法進(jìn)行仿真，預(yù)測對接精度.飛機的對接裝配仿真還需要根據(jù)現(xiàn)場實際測量數(shù)據(jù)重建模型，優(yōu)化對接工藝，減小因為實際對接現(xiàn)場外界因素造成的對接裝配誤差.黃郁雯等[15]針對船體分段結(jié)構(gòu)裝配問題，研究分段裝配體系，并對船體裝配工藝進(jìn)行規(guī)劃，開發(fā)數(shù)字空間和物理空間的信息交互平臺，在一定程度上可以解決船體裝配過程中的外界干擾因素.易揚等[16]針對復(fù)雜產(chǎn)品在裝配精度預(yù)測過程中缺乏裝配現(xiàn)場實測數(shù)據(jù)指導(dǎo)的問題，提出基于數(shù)字孿生的精準(zhǔn)建模方法，在此基礎(chǔ)上，結(jié)合現(xiàn)場實測數(shù)據(jù)和多維度誤差源對裝配過程進(jìn)行精度預(yù)測，并搭建數(shù)字孿生裝配平臺，驗證了方法的可行性.李新等[17]以井下變電所巡檢機器人為研究對象，設(shè)計基于虛幻引擎4（unreal engine 4，UE4）的數(shù)字孿生系統(tǒng)，該系統(tǒng)可以實時接收巡檢過程中的檢測數(shù)據(jù)，三維顯示井下變電所巡檢環(huán)境，實現(xiàn)整個巡檢過程的智能化.郭飛燕等[18]對裝配工藝優(yōu)化反饋的各項關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行研究，考慮真實物理拓?fù)潢P(guān)系構(gòu)建數(shù)字孿生模型，基于面向裝配設(shè)計的思想，對裝配工藝進(jìn)行規(guī)劃，根據(jù)實際測量數(shù)據(jù)更新裝配偏差，并結(jié)合裝配過程中的形變信息實現(xiàn)裝配公差的優(yōu)化，在仿真軟件中進(jìn)行柔性裝配仿真，驗證此技術(shù)的可能性.

目前對接裝配過程的監(jiān)控和優(yōu)化的研究還處于探索階段，通過數(shù)字孿生技術(shù)，結(jié)合現(xiàn)場實測數(shù)據(jù)，對裝配過程進(jìn)行監(jiān)控和工藝優(yōu)化的全流程落地應(yīng)用研究較少.本研究提出基于數(shù)字孿生的飛機對接精度優(yōu)化方法，搭建了基于數(shù)字孿生的飛機對接系統(tǒng)平臺，該數(shù)字孿生系統(tǒng)平臺具有虛擬模型重建、實時對接狀態(tài)監(jiān)控、對接工藝優(yōu)化和精準(zhǔn)實時控制的功能.

1 基于數(shù)字孿生的機身對接系統(tǒng)框架

面向數(shù)字孿生技術(shù)在飛機機身對接中的應(yīng)用，開展基于實時數(shù)據(jù)采集的數(shù)字孿生模型精準(zhǔn)重建，融合實測數(shù)據(jù)和評價指標(biāo)的工藝優(yōu)化方法，建成數(shù)據(jù)采集擬合平臺.基于UE4的可視化監(jiān)控平臺和對接控制平臺的系統(tǒng)集成，搭建機身數(shù)字孿生對接交互系統(tǒng)，驗證基于數(shù)字孿生的對接精度優(yōu)化方法.

基于數(shù)字孿生的機身對接系統(tǒng)總體框架如圖1所示，基于數(shù)字孿生五維模型[19]，搭建機身數(shù)字孿生對接控制系統(tǒng).基于數(shù)字孿生的機身對接系統(tǒng)主要分為3個部分，包括物理層、數(shù)據(jù)層和孿生層.物理空間包括對接物理實體、激光跟蹤儀和位移傳感器等測量系統(tǒng)和數(shù)控定位器對接控制系統(tǒng)，物理空間具備位姿偏差信息測量采集功能和對接控制指令的執(zhí)行功能.

孿生數(shù)據(jù)服務(wù)層是孿生層模型映射和控制系統(tǒng)構(gòu)建的關(guān)鍵，數(shù)據(jù)服務(wù)層全方面地包含物理空間的設(shè)計制造數(shù)據(jù)、測量感知數(shù)據(jù)、虛擬空間數(shù)據(jù)處理分析數(shù)據(jù)和參數(shù)優(yōu)化數(shù)據(jù)等，同時是實現(xiàn)物理空間和數(shù)字空間數(shù)據(jù)傳輸和交互連接的基礎(chǔ).通過構(gòu)建數(shù)字空間和物理空間之間的連接，保證高精度測量設(shè)備和數(shù)字化對接控制技術(shù)之間的數(shù)據(jù)信息雙向傳輸，實現(xiàn)機身的對接閉環(huán)反饋.

數(shù)字空間孿生層包括物理實體幾何數(shù)據(jù)、約束數(shù)據(jù)的全要素建模、包含精度評價算法、參數(shù)優(yōu)化算法以及冗余控制算法等對接控制系統(tǒng).在此基礎(chǔ)上，實現(xiàn)模型重建和三維可視化，并為物理空間的實際對接現(xiàn)場提供控制指令，保證對接持續(xù)進(jìn)行.

2 基于實時采集的孿生模型重建

測量網(wǎng)絡(luò)的構(gòu)建是孿生模型重建的基礎(chǔ)，也是促進(jìn)飛機對接工藝優(yōu)化的關(guān)鍵.根據(jù)激光跟蹤儀站位設(shè)計要求優(yōu)化測量站位布局，即在能夠滿足測量需求的前提下，盡量采取最少的站位數(shù)量，減小激光跟蹤儀的轉(zhuǎn)站誤差，提高測量精度[20].

基于對接接觸面之間的同軸度、平行度等精度要求，篩選用于構(gòu)建機身數(shù)字孿生模型的關(guān)鍵特征點[21]，安裝在靶球基準(zhǔn)座.如圖2所示，激光跟蹤儀反射鏡選用1.5 inch標(biāo)準(zhǔn)球，配合安裝在飛機機身上的靶球基準(zhǔn)座進(jìn)行測量.通過3個站位下的激光跟蹤儀分別對機身多個測量基準(zhǔn)點進(jìn)行冗余測量，完成各基準(zhǔn)點測量后，根據(jù)多站位冗余數(shù)據(jù)優(yōu)化解算基準(zhǔn)點空間坐標(biāo)，完成激光跟蹤儀坐標(biāo)系的統(tǒng)一，構(gòu)建測量網(wǎng)絡(luò).通過激光跟蹤儀測量網(wǎng)絡(luò)的構(gòu)建，激光跟蹤儀轉(zhuǎn)站誤差可得到有效控制.

圖2 多站位冗余測量網(wǎng)絡(luò)Fig.2 Multi station redundant measurement network

為了使數(shù)字孿生模型能表示對接現(xiàn)場的真實物理狀態(tài)，數(shù)據(jù)信息需要包括工裝設(shè)計制造數(shù)據(jù)和尺寸公差數(shù)據(jù)、裝配完成后零部件真實約束配合數(shù)據(jù)，以及對接過程中測量設(shè)備和傳感器測量采集的真實數(shù)據(jù)等.首先根據(jù)初始設(shè)計制造數(shù)據(jù)建立數(shù)字孿生仿真平臺三維模型，并根據(jù)物理實體真實約束，配合數(shù)據(jù)對數(shù)字孿生模型進(jìn)行裝配約束，保證和物理實體裝配約束一致，實現(xiàn)相同的協(xié)同控制運動，為實現(xiàn)物理空間實時數(shù)據(jù)與數(shù)字空間模型融合奠定基礎(chǔ).

在物理現(xiàn)場對接過程中，對現(xiàn)場的實際數(shù)據(jù)進(jìn)行采集和處理，通過數(shù)據(jù)處理算法對采集到的數(shù)據(jù)信息進(jìn)行降噪處理，去除無效數(shù)據(jù)，并實時修正機身關(guān)鍵特征點參數(shù)，為精準(zhǔn)重構(gòu)數(shù)字孿生模型提供信息基礎(chǔ).

基于數(shù)字孿生的模型動態(tài)精準(zhǔn)重構(gòu)流程如圖3所示，基于有限狀態(tài)機理論[22-23]，將對接平臺數(shù)字孿生模型建模過程劃分為6個狀態(tài)，包括3個平移和3個旋轉(zhuǎn)狀態(tài).通過激光跟蹤儀測量設(shè)備進(jìn)行實時數(shù)據(jù)采集，計算機身位姿變化量，得到機身的狀態(tài)轉(zhuǎn)移指令；通過位移傳感器感知定位器驅(qū)動軸實際變化量，得到調(diào)姿工裝的狀態(tài)轉(zhuǎn)移指令.結(jié)合工裝各部件之間的裝配約束數(shù)據(jù)，快速重構(gòu)機身和調(diào)姿工裝各定位器零部件模型，構(gòu)建能反映當(dāng)前裝配過程的幾何模型，完成裝配現(xiàn)場向數(shù)字空間的映射，實現(xiàn)數(shù)字孿生模型的參數(shù)化幾何建模.在對接裝配工藝執(zhí)行過程中，可實現(xiàn)在線數(shù)據(jù)檢測，同步數(shù)字孿生模型，監(jiān)控對接裝配過程，感知運行狀態(tài)，計算對接裝配精度.

3 基于數(shù)字孿生的精度優(yōu)化控制方法

開展面向?qū)蝇F(xiàn)場實時測量和主動預(yù)測調(diào)整的方法研究，基于數(shù)字孿生的飛機對接精度優(yōu)化方法整體流程如圖4所示.根據(jù)對接過程中的實測數(shù)據(jù)進(jìn)行精度預(yù)測，主動優(yōu)化工藝參數(shù)，彌補傳統(tǒng)對接方法被動調(diào)整的不足，提高機身對接裝配精度[24]和裝配效率.

圖4 基于數(shù)字孿生的飛機對接精度優(yōu)化流程Fig.4 Aircraft docking accuracy optimization process based on digital twin

基于數(shù)字孿生虛實融合技術(shù)，首先在數(shù)字空間構(gòu)建機身對接裝配平臺幾何模型和約束模型，根據(jù)初始測量數(shù)據(jù)初步進(jìn)行對接裝配工藝規(guī)劃.在物理空間對接過程中，通過激光跟蹤儀實時測量機身特征點坐標(biāo)，并將其作為模型動態(tài)構(gòu)建的數(shù)據(jù)來源.利用數(shù)據(jù)處理軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)處理和擬合解算，將處理之后的數(shù)據(jù)上傳到數(shù)字空間，更新重建數(shù)字孿生幾何設(shè)計模型，并且通過數(shù)字孿生體動態(tài)描述機身對接過程的實際路徑情況，實現(xiàn)數(shù)字孿生的從實到虛.

通過現(xiàn)場實時測量數(shù)據(jù)，重建數(shù)字孿生模型，根據(jù)精度評價指標(biāo)預(yù)測機身的對接精度，進(jìn)行工藝優(yōu)化，對工藝參數(shù)進(jìn)行二次設(shè)計.將優(yōu)化后的工藝參數(shù)下發(fā)至對接控制系統(tǒng)，依據(jù)優(yōu)化后的對接工藝指令控制機身完成調(diào)姿對接，直至滿足精度要求，實現(xiàn)數(shù)字孿生的以虛控實，從而實現(xiàn)閉環(huán)控制.

基于數(shù)字孿生的對接控制系統(tǒng)坐標(biāo)系如圖5所示，首先在激光跟蹤儀上建立測量坐標(biāo)系，并且通過構(gòu)建測量網(wǎng)絡(luò)完成激光跟蹤儀轉(zhuǎn)站，實現(xiàn)坐標(biāo)系的統(tǒng)一，以 此作為全局坐標(biāo)系{O}.以 機 身對接接觸面圓心為原點，軸線矢量方向為y軸，通過原點垂直于對稱面方向為x軸，建立固定坐標(biāo)系 {F} 和對接坐標(biāo)系{D}，機身橫截面圓心分別為F1、F2、D1、D2.通過激光跟蹤儀測量擬合機身位 姿，得到固定坐標(biāo)系 {F} 在全局坐標(biāo)系{O}中的位姿為FB=[XB,YB,ZB,αB,βB,γB]T，對接坐標(biāo)系{D}在全局坐標(biāo)系{O}中 的位姿為DM=[XM,YM,ZM,αM,βM,γM]T.將固定機身位姿FB在 軸線方向保留20.0 mm余量得到機身理想位姿D0，計算得到位置偏差p和姿態(tài)偏差a.

圖5 對接控制平臺坐標(biāo)系Fig.5 Docking control platform coordinate system

采用5次多項式f(t)對對接工藝進(jìn)行初步規(guī)劃，以此驗證基于數(shù)字孿生的工藝優(yōu)化方法.初始軌跡方程為

邊界條件為

聯(lián)立求解得

式中：m為未知數(shù)矩陣，t為時間，T為對接時間常數(shù)（由計算得到），DM為初始實際位姿，D0為理想目標(biāo)位姿.

為了驗證精度優(yōu)化控制方法，初步將調(diào)姿軌跡按照時間劃分為5段，之后分步進(jìn)行調(diào)姿.根據(jù)分步調(diào)姿工藝結(jié)果，分別計算相應(yīng)調(diào)姿過程中的位姿偏差，最終將各段軌跡通過冗余驅(qū)動算法計算出各個定位器的驅(qū)動量，驅(qū)動定位器實現(xiàn)機身對接[25].

例如位置調(diào)整，假設(shè)機身先完成位置調(diào)整，再完成姿態(tài)調(diào)整，則機身通過位置調(diào)整后實際位姿DM應(yīng)和位置調(diào)整完成后的理論位姿Dw=[X1,Y1,Z1,α,β,γ]T重合，得到定位器變換規(guī)律為

式中：Pi=[xi,yi,zi] 和為位置調(diào)整前后定位器坐標(biāo).

在位置調(diào)整中，當(dāng)4個定位器勻速運動時不存在調(diào)姿工裝變形情況，故定位器采用勻速運動即可，令（i=1,2,3,4）即可得到4個定位器的各軸驅(qū)動量.

定位器運動向量矩陣為

在完成一步對接過程后，機身到達(dá)D1′（D1′為完成第1段軌跡內(nèi)的位置調(diào)整和姿態(tài)調(diào)整后的機身實際位姿）.因為機身薄壁大部件在對接過程中的變形和定位器控制誤差等，使得機身對接裝配仿真不符合現(xiàn)場實際情況，與理論位置D1比較，存在一定偏差.

基于數(shù)字孿生的工藝優(yōu)化方法在對接過程中實現(xiàn)工藝主動優(yōu)化，通過數(shù)字孿生平臺預(yù)測對接精度并根據(jù)同軸度精度評價指標(biāo)，對裝配質(zhì)量進(jìn)行評估.當(dāng)不滿足精度要求時，重新根據(jù)位姿偏差規(guī)劃對接工藝，完成工藝參數(shù)的二次設(shè)計，并將工藝指令下發(fā)到物理現(xiàn)場對對接過程進(jìn)行精確控制.采用直線法評價兩機身的同軸度，即通過截面圓心(F1,F2,F3,F4)構(gòu)造一條空間直線，同軸度用該直線的直線度表示：

式中：φ 為同軸度，φ為直線度.

根據(jù)同軸度評價指標(biāo) Δ φ驗證是否滿足精度要求，即 Δ φ≥φ時，重新擬合得到新的實際位姿DM，計算相應(yīng)的位姿偏差，進(jìn)行工藝規(guī)劃.之后將新的工藝參數(shù)下發(fā)到控制系統(tǒng)中，生成新的控制指令控制定位器實現(xiàn)機身對接，由此形成閉環(huán)控制，保證精度要求在誤差范圍內(nèi).

4 實例驗證

4.1 機身筒段對接驗證平臺和系統(tǒng)集成

為了驗證基于數(shù)字孿生的對接精度優(yōu)化控制方法的可行性，以某民用飛機機身的典型結(jié)構(gòu)縮比模型為例設(shè)計了軟硬件系統(tǒng)，通過集成的數(shù)字孿生對接交互系統(tǒng)建立上位機和物理裝配實體的交互連接，從而優(yōu)化機身對接的精度，具體流程如下.

1）圍繞物理現(xiàn)場以及對接裝配實測數(shù)據(jù)的采集需求，對物理空間中的測量設(shè)備進(jìn)行規(guī)劃布局，構(gòu)建測量輔助網(wǎng)絡(luò).對裝配現(xiàn)場測量設(shè)備、數(shù)據(jù)處理軟件及仿真監(jiān)控平臺、控制系統(tǒng)等進(jìn)行集成，從而形成基于數(shù)字孿生的機身筒段對接交互系統(tǒng)，如圖6所示.

圖6 基于數(shù)字孿生的機身筒段對接交互系統(tǒng)Fig.6 Interactive system of fuselage barrel butt joint based on digital twin

2）通過數(shù)據(jù)采集處理平臺對物理空間機身筒段位姿、電機驅(qū)動量等信息進(jìn)行實時采集，將數(shù)據(jù)傳輸?shù)交赨E4的可視化監(jiān)控平臺，精準(zhǔn)重建數(shù)字孿生模型，以此監(jiān)控實體的運行狀態(tài).

3）在對接過程中，基于對接精度優(yōu)化策略，進(jìn)行對接精度仿真預(yù)測，根據(jù)評價指標(biāo)評價對接裝配工藝的可行性，符合精度要求后將工藝指令下發(fā)到運動控制系統(tǒng)平臺.

4）通過Visual studio搭建對接控制系統(tǒng)平臺，用來控制調(diào)姿對接過程的運行和停止，并且能夠?qū)崟r顯示電機的驅(qū)動量.經(jīng)過數(shù)據(jù)采集處理平臺和可視化監(jiān)控平臺，將得到的位姿調(diào)整量輸入到對 接控制系統(tǒng)平臺，完成機身對接裝配.

4.2 對接精度優(yōu)化控制方法驗證

某民用飛機機身的典型結(jié)構(gòu)機身筒段縮比模型對接裝配現(xiàn)場如圖7所示.實驗臺主要由機身筒段、固定筒段、位姿測量系統(tǒng)、對接控制系統(tǒng)組成.固定筒段安裝在調(diào)姿實驗臺支架上，移動筒段通過調(diào)姿工裝安裝在由4個定位器組成的并聯(lián)調(diào)姿機構(gòu)上，兩筒段之間的位姿誤差沒有超過定位器的有效行程.

圖7 機身筒段對接裝配現(xiàn)場Fig.7 Butt joint assembly site of fuselage barrel

利用Leica激光跟蹤儀構(gòu)建調(diào)姿測量網(wǎng)絡(luò)，通過多站位冗余測量網(wǎng)絡(luò)完成激光跟蹤儀轉(zhuǎn)站，固定筒段和機身筒段關(guān)鍵特征點在全局坐標(biāo)系下的坐標(biāo)由激光跟蹤儀配套軟件Spatial Analyzer采集，得到的坐標(biāo)數(shù)據(jù)分別如表1、2所示.根據(jù)表中數(shù)據(jù)，利用最小二乘位姿擬合方法對數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合求解，計算得到固定筒段的位姿參數(shù)FB=[-141.504，667.189，-284.130，-2.449°，90.471°，10.884°]，機身筒段位姿參數(shù)DM=[-261.706，642.920，-305.994，-1.977°，90.362°，10.381°].根據(jù)固定筒段的位姿參數(shù)在軸線方向保留20.0 mm余量得到機身筒段理想位姿D0=[-161.504，667.189，-284.130，-2.449°，90.471°，10.884°].

表1 對接前固定筒段坐標(biāo)Tab.1 Coordinates of fixed barrel section before docking

根據(jù)所提的基于數(shù)字孿生的對接精度優(yōu)化控制方法，在對接過程中，根據(jù)實測數(shù)據(jù)實時監(jiān)控對接過程，預(yù)測對接精度.超出精度評價指標(biāo)閾值 Δ φ=1.0 mm時，優(yōu)化對接工藝參數(shù)，并將優(yōu)化后的驅(qū)動量下發(fā)到由C#開發(fā)的運動控制系統(tǒng)平臺，即可按照編寫好的程序更新冗余驅(qū)動算法，控制定位器完成機身筒段對接.機身筒段完成對接后，兩筒段對接端面對正，并且兩端面銷孔基本對齊.再次測量機身筒段特征點，擬合機身筒段位姿數(shù)據(jù)，驗證對接精度是否滿足要求，對接后的機身筒段特征點坐標(biāo)值如表3所示.

表2 對接前機身筒段坐標(biāo)Tab.2 Coordinates of fuselage barrel section before docking

表3 對接后機身筒段坐標(biāo)Tab.3 Coordinates of fuselage barrel section after docking

通過所提方法完成對接后，根據(jù)各特征點的坐標(biāo)值計算得到本研究對接精度優(yōu)化機身筒段的位姿參數(shù)為DY=[-161.884，666.843，-284.257，-2.392°，90.458°，10.937°].點擊復(fù)位按鈕將機身筒段調(diào)整到初始位姿，通過工藝規(guī)劃和冗余驅(qū)動調(diào)姿算法進(jìn)行調(diào)姿，在對接過程中不再根據(jù)實時測量數(shù)據(jù)進(jìn)行反饋調(diào)整.對接完成后，測量擬合得到常規(guī)方法機身筒段的位姿參數(shù)為DN=[-162.069，668.316，-283.551，-2.546°，90.438°，10.965°].由此得到使用基于數(shù)字孿生的對接精度優(yōu)化控制方法后，對接端面中心位置位姿絕對偏差如圖8所示，其中，s為位置偏差，θ為姿態(tài)偏差.

圖8 機身筒段對接位姿偏差對比Fig.8 Comparison of posture deviation of fuselage barrel butt joint

對接位姿偏差對比顯示，使用本研究優(yōu)化方法前后的位姿偏差存在明顯變化.軸線Δx=0.380 mm，Δy=0.346 mm，Δz=0.127 mm，Δα =0.057°，Δ β=0.013°，Δγ=0.053°，滿足對接精度要求，在一定程度上表明了基于數(shù)字孿生的對接精度優(yōu)化控制系統(tǒng)的可行性.

5 結(jié)語

1）基于實時數(shù)據(jù)采集的數(shù)字孿生模型精準(zhǔn)重建是精度優(yōu)化控制的基礎(chǔ)，通過構(gòu)建測量網(wǎng)絡(luò)完成實時數(shù)據(jù)采集，基于有限狀態(tài)機理論實現(xiàn)物理現(xiàn)場和數(shù)字空間的數(shù)據(jù)融合，不斷更新對接現(xiàn)場的數(shù)字孿生模型.

2）通過精度預(yù)測和評價指標(biāo)優(yōu)化對接工藝參數(shù)，并將位姿參數(shù)傳遞到運動控制系統(tǒng)平臺，對機身下一步對接進(jìn)行更精確的控制.

3）以某民用飛機機身的典型結(jié)構(gòu)縮比模型為例，從面向?qū)蝇F(xiàn)場的數(shù)字孿生對接精度優(yōu)化控制系統(tǒng)驗證了本研究方法的可行性.實驗結(jié)果表明，所提方法可以提高機身筒段的對接精度.

4）利用數(shù)字孿生技術(shù)進(jìn)行實際現(xiàn)場對接過程的監(jiān)控預(yù)測，優(yōu)化對接工藝指令，對裝配過程進(jìn)行實時控制，從而提高對接精度，此項技術(shù)具有一定的通用性.雖然對數(shù)字孿生驅(qū)動對接精度優(yōu)化控制技術(shù)的落地應(yīng)用展開相關(guān)研究，只局限于各個模塊的集成，未來可以將所有模塊統(tǒng)一到可視化管控平臺中.