一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法技术

本发明专利技术涉及飞机制造技术领域，尤其涉及一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，其包括如下步骤：S1、采用四点式的定位方式部署第一定位器、第二定位器、第三定位器以及第四定位器；S2、按照3‑2‑1‑1的方式分配定位约束；S3、飞机部件进行调姿；S4、在所述第三定位器或所述第四定位器任一个上增加航向约束，按照3‑2‑2‑1的方式调节定位约束；S5、所述飞机部件进行对接。本发明专利技术能够解决现有技术中3‑2‑1‑1定位方式和3‑3‑3‑3定位方式带来的问题，保证飞机能够沿航向整体同步运动，从而飞机部段对接时保证姿态的持续性；同时降低调姿解耦算法设计难度。

【技术实现步骤摘要】
一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法
本专利技术涉及飞机制造
，尤其涉及一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法。
技术介绍
飞机部段自动对接的装配质量是保障飞机高质低应力装配的根本。在飞机部件装配过程中，需要在调姿过程中使部件尽量产生较小的内应力、保障部件装配过程中的调姿解耦时间，同时又可保证飞机部件调姿后的整体对接运动精度，因此一种有效、可满足不同装配过程要求的调姿对接定位方法对于现场飞机的高质装配至关重要。目前，飞机部段自动对接装配的定位方式主要分为两类。一类是传统的、经典的3-2-1-1定位方式，即定位器1具有重力方向、航向方向及展向方向的三个方向约束，定位器2具有重力方向、展向方向的两个方向约束，定位器3和定位器4均具有重力方向的一个方向约束。该定位方式可实现飞机部段无内应力自动调姿，结构简单，调姿解耦算法简易，但其存在一个缺点就是由于航向只有一个约束，飞机部件完成调姿后，不能沿航向整体同步运动，从而飞机部段对接时无法保证姿态的持续性。另一类是全约束的、过冗余的3-3-3-3定位方式，即四个定位器均为全约束，通过数控解算的方式进行部件的调姿和对接。该方法可使定位器满足不同装配状态下的定位要求，但为保证飞机调姿时不受挤压或撕扯等内应力，其结构复杂，调姿解耦算法不易设计，成本高，代价大。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，能够解决现有技术中3-2-1-1定位方式和3-3-3-3定位方式带来的问题，保证飞机能够沿航向整体同步运动，从而飞机部段对接时保证姿态的持续性；同时降低调姿解耦算法设计难度。为达此目的，本专利技术采用以下技术方案：一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，包括如下步骤：S1、采用四点式的定位方式部署第一定位器、第二定位器、第三定位器以及第四定位器；S2、按照3-2-1-1的方式分配定位约束；S3、飞机部件进行调姿；S4、在所述第三定位器或所述第四定位器任一个上增加航向约束，按照3-2-2-1的方式调节定位约束；S5、所述飞机部件进行对接。可选地，所述第四定位器为可变约束定位器，所述第四定位器能够对所述飞机部件提供重力方向和航向方向的两个方向约束。可选地，所述步骤S2中的3-2-1-1的方式为：所述第一定位器具有重力方向、航向方向及展向方向的三个方向约束，所述第二定位器具有重力方向、展向方向的两个方向约束，所述第三定位器具有重力方向的一个方向约束，所述第四定位器具有重力方向的一个方向约束。可选地，所述步骤S4中的3-2-2-1的方式为：所述第一定位器具有重力方向、航向方向及展向方向的三个方向约束，所述第二定位器具有重力方向、展向方向的两个方向约束，所述第三定位器具有重力方向的一个方向约束，所述第四定位器具有重力方向和航向方向的两个方向约束。可选地，所述第四定位器包括第一导轨机构、第二导轨机构、第三导轨机构和第四导轨机构，所述第二导轨机构设置在所述第一导轨机构上，且能够沿第一方向滑动，所述第三导轨机构设置在所述第二导轨机构上，且能够沿所述第一方向滑动，所述第四导轨机构设置在所述第三导轨机构上，且能够沿与所述第一方向垂直的第二方向滑动，所述第一方向为航向方向，所述第二方向为展向方向。可选地，所述第二导轨机构上沿所述第二方向设置气缸约束机构，所述气缸约束机构被配置为通过夹紧所述第二导轨机构的导轨，使得所述第三导轨机构不能够第一方向运动。可选地，所述第四定位器还包括第一驱动机构和第二驱动机构，所述第一驱动机构设置在所述第一导轨机构上，用于驱动所述第二导轨机构运动，所述第二驱动机构设置在所述第三导轨机构上，用于驱动所述第四导轨机构运动。本专利技术的有益效果：本专利技术所提供的可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，该方法在调姿过程中采用四点式的定位方式部署第一定位器、第二定位器、第三定位器以及第四定位器，然后按照3-2-1-1的方式分配定位约束，对飞机部件进行调姿；再按照3-2-2-1的方式调节定位约束，将3-2-1-1的方式中只有一个航向约束改为两个航向约束，使得飞机部件能够沿航向整体同步运动，从而飞机部段对接时保证姿态的持续性。使得飞机部件调姿结束后，飞机部件整体在航向的对接继承了传统的3-2-1-1无内应力定位方式，同时实现了飞机部件对接时部件姿态的持续性；且结构简化，运动求解算法简单，且可靠性高；进一步提高了飞机装配的自动化水平。附图说明图1是本专利技术一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法的流程图；图2是本专利技术一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法中对飞机部件定位的示意图；图3是本专利技术一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法中第四定位器的示意图。图中：1-第一定位器；2-第二定位器；3-第三定位器；4-第四定位器；41-第一导轨机构；42-第二导轨机构；43-第三导轨机构；44-第四导轨机构；45-气缸约束机构；46-支撑柱；5-飞机部件。具体实施方式下面结合附图和实施方式进一步说明本专利技术的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本专利技术，而非对本专利技术的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本专利技术相关的部分而非全部。在本专利技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。为了能够解决现有技术中3-2-1-1定位方式和3-3-3-3定位方式带来的问题，保证飞机能够沿航向整体同步运动，从而飞机部段对接时保证姿态的持续性；同时降低调姿解耦算法设计难度，如图1-图3所示，本专利技术提供一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，包括如下步骤：S1、采用四点式的定位方式部署第一定位器1、第二定位器2、第三定位器3以及第四定位器4；其中，在本实施例中，第三定位器3或第四定位器4为可变约束定位器，能够对飞机部件5提供重力方向和航向方向的两个方向约束。在本实施例中，第四定位器4为可变约束定位器。具体地，第四定位器4包括第一导轨机构41、第二导轨机构42、第三导轨机构43和第四导轨机构44，第二导轨机构42设置在第一导轨机构41上，且能够沿第一方向滑动，第三导轨机构43设置在第二导轨机构42上，且能够沿第一方向滑动，第四导轨机构44设置在第三导轨机构43上，且能够沿与第一方向垂直的第二方向滑动。在本实施例中，第一方向为飞机部件5的航向方向，第二方向为飞机部件5的展向方向。进一步地，第三导轨机构43自由浮动设置在第二导轨机构42上，即第三导轨机构43可以沿第二导轨机构42自由滑动，从而使得第四定位器4对飞机部件5不具有航向方向的约束，为了便于对第三导轨机本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，其特征在于，包括如下步骤：/nS1、采用四点式的定位方式部署第一定位器(1)、第二定位器(2)、第三定位器(3)以及第四定位器(4)；/nS2、按照3-2-1-1的方式分配定位约束；/nS3、飞机部件(5)进行调姿；/nS4、在所述第三定位器(3)或所述第四定位器(4)任一个上增加航向约束，按照3-2-2-1的方式调节定位约束；/nS5、所述飞机部件(5)进行对接。/n

【技术特征摘要】
1.一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、采用四点式的定位方式部署第一定位器(1)、第二定位器(2)、第三定位器(3)以及第四定位器(4)；
S2、按照3-2-1-1的方式分配定位约束；
S3、飞机部件(5)进行调姿；
S4、在所述第三定位器(3)或所述第四定位器(4)任一个上增加航向约束，按照3-2-2-1的方式调节定位约束；
S5、所述飞机部件(5)进行对接。


2.根据权利要求1所述的一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，其特征在于，所述第四定位器(4)为可变约束定位器，所述第四定位器(4)能够对所述飞机部件(5)提供重力方向和航向方向的两个方向约束。


3.根据权利要求2所述的一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，其特征在于，所述步骤S2中的3-2-1-1的方式为：所述第一定位器(1)具有重力方向、航向方向及展向方向的三个方向约束，所述第二定位器(2)具有重力方向、展向方向的两个方向约束，所述第三定位器(3)具有重力方向的一个方向约束，所述第四定位器(4)具有重力方向的一个方向约束。


4.根据权利要求2所述的一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法，其特征在于，所述步骤S4中的3-2-2-1的方式为：所述第一定位器(1)具有重力方向、航向方向及展向方向的三个方向约束，所述第二定位器(2)具有重力方向、展向方...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘思仁，汪西，邢宏文，王平，方伟，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司，上海飞机制造有限公司，
类型：发明
国别省市：上海;31