用于翼身对接的定位装置制造方法及图纸

一种用于翼身对接的定位装置，其特征在于，所述定位装置包括三个用于对飞机部件进行调姿的定位器，其中，第一定位器置于机翼承载压力最大的支撑点，并且在X、Y、Z方向上能够自由地平移运动；第二定位器置于机翼X方向最远点处，并且在Y、Z方向能够自由地平移运动，在X方向为从动移动；第三定位器，其根据所述飞机部件的重心位置确定，其位置需要使得所述飞机部件连接部位满足强度要求，并使每个定位器的受力均匀，所述第三定位器能够在Z向上自由地平移运动，在X、Y向上为从动移动。本发明专利技术的定位系统无需多轴联动，从而简化了系统复杂性的同时保证了安全可靠性，降低了成本以及对制造安装、测量和地基的成本。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞机重装领域，特别地，本专利技术涉及用于飞机安装的定位系统和定位 方法。
技术介绍
飞机翼身段对接装配是一个既复杂又费时的装配过程，质量好坏直接影响到飞机 的飞行安全。传统的装配工艺采用了大量的固定工装和脚手架，装配周期长，工人劳动强度 大，装配质量低且不稳定。近十余年来，以波音777、787，A340, A380为代表的新型大型飞机集中反映了飞机 先进装配技术的体现和发展趋势，其特征之一便是大量采用了数字化自动对接系统。上述数字化自动对接系统主要由自动定位器、测量系统、控制系统和调姿集成软 件系统组成。在自动对接过程中，首先通过测量系统，进行大部件位置的准确测量，进行装 配轨迹规划后将数据传递给定位器，通过伺服电机带动自动定位器进行X、Y、Z3个方向的 自由移动以及绕X、Y、Z3个方向的旋转，从而实现飞机大部件的精确定位，并完成对接。随着计算机控制技术，伺服驱动技术，数字化测量技术的发展，不断有新型的调姿 平台出现。支撑点增多，支撑点的自由度增加，自由度冗余增多。这使得调姿过程必须依靠 特定的调平算法经过多自由度多次联动才能实现。目前，用于飞机机翼位姿调整的定位器多为三坐标支撑机构。对于每个定位器的 每个自由度都采用伺服电机驱动，采用一系列的调平算法，同时驱动多个电机联动。理论 上，支撑点增加有效减少了机翼变形的影响，多点联动有效减小了装配应力。但是，这样的 定位方式也有诸多弊端。首先，这样的定位方式会使得定位系统结构复杂。其次需要的电机 较多，对控制系统性能要求较高，对各轴运动的测量和同步性要求也较高，这些都增加了定 位系统的成本。此外，受控自由度越多，需要运动解耦的过程就越多，这不仅增加了调平算 法的复杂性，也增加了因算法不稳定或是硬件故障导致的过约束从而毁坏系统的问题。最 后，现有的定位方式对制造安装、测量和地基要求都非常高。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提出一种定位系统，其在定位过程中无需复杂的联动过程，从 而降低飞机部件调姿过程中对测量系统的依赖，保证了定位系统的安全可靠性。为实现上述目的，本专利技术提供一种用于翼身对接的定位装置，其特征在于，所述定 位装置包括三个用于对飞机部件进行调姿的定位器，其中第一定位器置于机翼承载压力最大的支撑点，并且在X、Y、Z方向上能够自由地平 移运动；第二定位器置于机翼X方向最远点处，并且在Y、Z方向能够自由地平移运动，在X 方向为从动移动；第三定位器，其根据所述飞机部件的重心位置确定，其位置需要使得所述飞机部件连接部位满足强度要求，并使每个定位器的受力均勻，所述第三定位器能够在Z向上自 由地平移运动，在X、Y向上为从动移动。此外，本专利技术还提供一种用于翼身对接的定位系统，其包括一个定位装置，该定位 装置包括三个用于对飞机部件进行调姿的定位器，其中第一定位器置于机翼承载压力最大的支撑点，并且在X、Y、Z方向上能够自由地平 移运动；第二定位器置于机翼X方向最远点处，并且在Y、Z方向能够自由地平移运动，在X 方向为从动移动；第三定位器根据所述飞机部件的重心位置定位，其位置需要使得所述飞机部件具 有足够的结构强度，并使每个定位器的受力均勻，所述第三定位器能够在Z向上自由地平 移运动，在X、Y向上为从动移动。特别地，所述第一定位器、第二定位器和第三定位器的平移运动由电机驱动，所述 电机与所述定位器中的电机驱动轴连接。所述电机通过滚珠丝杠与所述定位器连接，所述 电机为伺服电机。本专利技术的定位系统还包括若干测量点，所述测量点设置机翼刚性较强的结构件上传感器，其用于检测定位器的轴向位置相对于定位器原点位置的实际位移量以及 实时检测各定位器在轴向上的受力情况；测量装置，其用于检测各个测量点的位置，并可根据机翼的数据模型计算出机翼 的位姿信息，并将检测和/或计算到的信息输出；中央控制装置，其用于接收传感器和测量装置所检测和/或计算到的信息，并将 该信息显示出来，并且其能产生并发送定位装置操作指令；控制驱动系统，其与所述电机连接并且能够并能将所接收的定位装置操作指令转 化为电机的驱动信号，以此通过电机实现对多个定位器的轴向位置和移动速度的控制。特别地，所述系统还包括手持式移动终端，该移动终端能够向所述控制驱动系统 发送操作指令。特别地，所述手持式移动终端还包括触摸式显示屏，通过所述触摸式显示 屏，所述定位装置的操作指令被输入到所述移动终端中。优选地，所述触摸式显示屏还能显 示各个所述定位器的位置信息和受力信息。特别地，所述测量点设置在飞机机翼前后端面和肋上。特别地，所述传感器包括光栅尺和力传感器。特别地，所述中央控制装置包括触模式显示屏，通过所述触摸式显示屏，所述定位 装置的操作指令被输入到所述中央控制装置中。特别地，所述控制驱动系统能够选定单个定位器进行进给操作。更特别地，所述控 制驱动系统能够使所述选定的定位器以一定的速度进行进给。特别地，所述中央控制装置还包括储存器，用于储存所述测量点的理论位置和机翼的理论数据模型。定位器轨迹规划模块，其能调取所述储存器中的测量点理论位置，并根据所接收 到的传感器和测量装置的检测信息，自动规划所述定位器的轨迹，以使所述测量点移动到 其理论位置处。使用本专利技术的定位系统的来进行翼身对接装配的步骤如下1)由测量装置检测机翼上测量点的位置信息，通过比较其理论点位置，计算机翼 的位姿信息，并计算出理论位姿与实际位姿的偏差；2)根据步骤1)中计算出的理论位姿与实际位姿的偏差，由轨迹规划模块生成各 定位器的运动轨迹，并由控制驱动系统驱动电机运动，调整其到理论位姿平行的状态。3)重复步骤1)的操作，如偏差在容差范围内，则停止，否则重复步骤2)的操作，直 到满足容差要求；4)调整各测量点Y向满足容差要求，将机翼平移至比理论位置稍低，并向机身方 向进给并靠近机身，保证各测量点X向满足容差要求，然后将3个定位器沿Z向同步抬升， 直至各测量点Z向坐标满足容差要求。5)在对接面上形成多个与机翼和机身的螺栓对应的螺栓孔；6)将所述定位器在X向上向远离机身方向运动预定距离，完成去孔边毛刺的工 作；7)将所述定位器在向上向靠近机身方向运动预定距离，完成机翼的重新插入。由于在本专利技术的定位系统中，只有第一定位器是可以在CTZ三个方向上移动的， 而其它两个定位器只是进行从动式操作，所以本专利技术的定位系统在没有多轴联动的情况下 实现了机翼全自由度无冗余地进行空间位姿调整，从而简化了系统复杂性的同时保证了安 全可靠性，降低了成本以及对制造安装、测量和地基的成本。附图说明图1是本专利技术所述定位器的示意图；图2是本专利技术所述定位器的平面布置示意图。具体实施例方式如图1和2给出了定位装置1的分布形式，并且定位装置1中各定位器11，12，13 旁边的双向箭头表明了其可自由移动的方向，即有双向箭头的方向表示该定位器可在该方 向上自由移动，而无双箭头的方向表示该定位器在该方向只能随动移动。如图1和2所示，第一定位器11置于机翼2承载压力最大的支撑点，并且在X、Y、 Z方向上能够自由地平移运动。第二定位器12置于机翼2在X方向上的最远点处，并且在 Υ、Ζ方向能够自由地平移运动，在X方向为随动移动。第三定位器13根据所述飞机部件的 重心位置确定，其位置需要使得所述飞机部件连接部位满足强度要本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于翼身对接的定位装置，其特征在于，所述定位装置包括三个用于对飞机部件进行调姿的定位器，其中：　　第一定位器置于机翼承载压力最大的支撑点，并且在Ｘ、Ｙ、Ｚ方向上能够自由地平移运动；　　第二定位器置于机翼Ｘ方向最远点处，并且在Ｙ、Ｚ方向能够自由地平移运动，在Ｘ方向为从动移动；　　第三定位器根据所述飞机部件的重心位置确定，其位置需要使得所述飞机部件连接部位满足强度要求，并使每个定位器的受力均匀，所述第三定位器能够在Ｚ向上自由地平移运动，在Ｘ、Ｙ向上为从动移动。

【技术特征摘要】
1.一种用于翼身对接的定位装置，其特征在于，所述定位装置包括三个用于对飞机部 件进行调姿的定位器，其中第一定位器置于机翼承载压力最大的支撑点，并且在X、Y、Z方向上能够自由地平移运动；第二定位器置于机翼X方向最远点处，并且在Y、z方向能够自由地平移运动，在X方向 为从动移动；第三定位器根据所述飞机部件的重心位置确定，其位置需要使得所述飞机部件连接部 位满足强度要求，并使每个定位器的受力均勻，所述第三定位器能够在Z向上自由地平移 运动，在X、Y向上为从动移动。2.如权利要求1所述的定位装置，其特征在于，第一定位器、第二定位器和第三定位器 的平移运动由电机驱动，所述电机与所述定位器中的电机驱动轴连接。3.如权利要求2所述的定位装置，其特征在于，所述电机通过滚珠丝杠与所述定位器 连接。4.如权利要求2或3所述的定位装置，其特征在于，所述电机为伺服电机。5.一种用于翼身对接的定位系统，其特征在于，包括 如权利要求2-4中任一项所述的定位装置；若干测量点，所述测量点设置机翼刚性较强的结构件上；传感器，其用于检测定位器的轴向位置相对于定位器原点位置的实际位移量以及实时 检测各定位器在轴向上的受力情况；测量装置，其用于检测各个测量点的位置，并可根据机翼的数据模型计算出机翼的位 姿信息，并将检测和/或计算到的信息输出；中央控制装置，其用于接收传感器和测量装置所检测和/或计算到的信息，并将该信 息显示出来，并且其能产生并发送定位装置操作指令；控制驱动系统，其与所述电机连接并且能够并能将所接收的定位装置操作指令转化 为伺服电机的驱动信号，以此通过伺服电机实现对多个定位器的轴向位置和移动速度的控 制。6.如权利要求5所述的定位系统，其特征在于，所述系统还包括手持式移动终端，该移 动终端能够向所述控制驱动系统发送操作指令。7.如权利要求6所述的定位系统，其特征在于，所述手持式移动终端还包括触摸式显 示屏，通过所述触摸式显示屏，所述定位装置的操作指令被输入到所述移动终端中。8.如权利要求7所述的定位系统，其特征在于，所述触摸式显示屏能显示各个所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈磊，方伟，邢宏文，翁进良，王莉，
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：31