CN102001451B - 基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接***及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接***及方法。***包括：移动托架、调姿平台、数控***、数控***组导轨、上位机、球铰连接和激光跟踪仪。调姿、对接步骤为：1)将移动托架固定到调姿平台并用数控***支撑；2)机身段入位；3)建立现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系；4)测量并计算机身段A的当前姿态；5)数控***运动路径规划；6)机身段A姿态调整；7)测量对接孔坐标并计算机身段B的目标位姿；8)计算机身段B的当前位姿；9)机身段B姿态调整；10)机身段对接；11)***复位；12)撤离移动托架。本发明的优点在于：实现飞机部件的数字化调姿和对接；应用适应性强。

Description

基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接***及方法

技术领域

本发明涉及一种基于四个数控***、调姿对接和移动托架的飞机部件调姿、对接***及方法。

背景技术

在飞机制造中，要完成飞机最后的整机装配，首先要实现机身段的位姿调整，而后才能进行对接工作。机身段是特殊的操作对象，具有体积大、质量大等特点，同时其调姿定位精度要求高，装配完成后机身段应力变形要小。目前我国具有独立自主知识产权的飞机调姿对接***才刚刚步入应用阶段，市场上流行的基于机器人技术的装配***多数适用于体积小、质量不大的生产线场合，不能满足象飞机机身段这样的大部件准确对接装配需求。

本发明提出的一种基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接***，主要用于飞机大部件的调姿和对接，实现飞机的自动化定位和装配，显著地提高飞机装配质量和效率。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接***及方法。

基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接***，包括移动托架、调姿平台、多个数控***、数控***组导轨、上位机、球铰连接和激光跟踪仪；可移动托架包括U形框、顶脚螺栓和锥台螺杆，锥台螺杆为中空，内设顶脚螺栓，与调姿平台上的螺栓孔连接固定，U形托槽上设有固定机身段的宽绑带及收带器；数控***包括Y向升降柱、Z向滑台、X向滑台、滑块导轨、数控***机座、绝对光栅尺和伺服电机，两个调姿数控***共用一个数控***机座和电气柜，电气柜放置在两个数控***机座之间，Y向升降柱、Z向滑台和X向滑台分别与滑块导轨构成移动运动副，其中，X向滑台上的电机安装固定在***机座上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Z向滑台的电机安装在X向滑台上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Y向升降柱的驱动电机通过蜗轮蜗杆减速器减速，高精度滚珠丝杆传动，蜗轮蜗杆通过扭力板和球铰连杆连接在Z向滑台上；球铰连接包括定位球头和球托，球托周向分为四份，当定位球进入球托后，通过调整X、Z向位置，使定位球与球托处于同一中心线，Y向能上升直至定位球头与球托接触。

基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，的步骤如下：

1)将移动托架推至调姿平台指定的位置并固定，调姿平台由四个三坐标数控***通过球铰连接进行支撑；

2)数控***及调姿平台运动至设定位置，将机身段吊入并固定在移动托架上；

3)使用激光跟踪仪，建立飞机部件调姿、对接***的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系；

4)测量机身段A上的若干个水平测量点及机身对接面测量点，计算机身段A的当前姿态；

5)根据机身段A目标姿态和当前姿态确定调姿路径，生成各数控***在三坐标方向的协调运动轨迹规划；

6)调姿对接控制***按照所得轨迹，伺服驱动各***完成姿态调整；

7)使用激光跟踪仪测量机身段A对接面上的若干个对接孔的坐标位置，以此作为机身段B调姿并实现与机身段A进行对接的依据，按步骤4)计算方法计算机身段B的目标位姿；

8)测量机身段B对接面上与步骤7)中选定孔配合对应的对接孔的坐标位置，并按步骤4)计算方法计算机身段B的当前位姿；

9)重复步骤5)和步骤6)，调整机身段B到目标姿态；

10)数控***协调驱动机身段B到达设定位置，完成机身段A和机身段B的对接工作；

11)将数控***、调姿平台和移动托架同步下降至安全位置，复位；

12)沿航向撤离移动托架。

所述的使用激光跟踪仪建立飞机部件调姿、对接***的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系步骤为：

1)取飞机部件调姿、对接***的装配坐标系的XOZ平面与水平面平行，用电子水平仪确定出水平面，垂直水平面向上的为Y轴方向；

2)在航向上选择两个点，并投影到XOZ平面上，两个投影点确定的航向方向取为X轴方向；

3)根据装配工艺要求在X轴上选择一个原点O；

4)由右手法则确定装配坐标系的Z轴方向；

5)建立固结在机身段上的局部坐标系O′X′Y′Z′。

所述的测量机身段A上的若干个水平测量点及在对接面上若干个连接点，计算机身段A的当前姿态步骤为：

1)机身段位姿用矢量U＝(x，y，z，α，β，γ)表示，其中(x，y，z)表示机身段的坐标系原点在参考坐标系下的坐标值，(α，β，γ)分别表示俯仰角、侧翻角和偏航角；

2)记机身段测量点理论坐标为q，实际坐标为r，则姿态计算问题是理论坐标值到测量的实际坐标值的一个刚性转换r＝T(q)，该刚性变换可表达为一个旋转变化R和一个平移变换p的组合来表示r＝T(q)＝Rq+p；

3)测量存在误差，r＝T(q)＝Rq+p变换后的结果不能完全等于理论坐标值，则有误差矩阵ξ＝r-(Rq+p)，然后以使

最小为条件求解刚性转换T。

所述的根据机身段A生成各数控***在三坐标方向的协调运动轨迹规划步骤为：

1)记录机身段初始位姿矢量U₀和目标位姿矢量

t_f为调姿时间；

2)采用光滑连续的多项式为位姿轨迹曲线：U(t)＝k₀+k₁t+k₂t²+k₃t³+k₄t⁴+k₅t⁵，k₀、k₁、k₂、k₃、k₄和k₅是与机身段位姿变化量ΔU＝U(t_f)-U(0)相关的系数；

3)为保证调姿过程运动平稳，给出以下边界约束条件：

位姿约束：初始位姿U(0)＝U₀，末端位姿 $U\left(t_f\right)=U_{t_f},$

速度约束：初始速度

末端速度 $\stackrel{\·}{U}\left(t_f\right)=0,$

加速度约束：初始加速度

末端加速度 $\stackrel{\·\·}{U}\left(t_f\right)=0;$

4)联立步骤3)中的6个约束方程，采用多项式拟合方法求得位姿轨迹曲线U(t)＝k₀+k₁t+k₂t²+k₃t³+k₄t⁴+k₅t⁵的系数：k₀、k₁、k₂、k₃、k₄和k₅。

本发明的优点在于：

1)实现飞机部件的数字化定位、调姿和对接；

2)可通过选用不同移动托架来支持不同的飞机部件，应用适应性强；

3)有效提高飞机装配准确度和装配效率。

附图说明

图1是飞机部件调姿、对接***示意图；

图2是机身段对接面测量孔位置示意图；

图3是数控***组示意图；

图4是移动支撑托架示意图；

图5是由定位球头和球托组成的球铰连接示意图；

图6是调姿对接控制***程序流程图。

图中：机身段B1、机身段A2、移动托架3、调姿平台4、数控***5、数控***组导轨6、激光跟踪仪7、上位机8、机身段对接面测量点9、Y向升降柱10、Z向滑台11、X向滑台12、滑块导轨13、数控***机座14、U形框15、顶脚螺栓16、锥台螺杆17、定位球头18、球托19。

具体实施方式

如图1-5所示，基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接***，包括移动托架3、调姿平台4、多个数控***5、数控***组导轨6、上位机8、球铰连接和激光跟踪仪7；移动托架3包括U形框15、顶脚螺栓16和锥台螺杆17，锥台螺杆17为中空，内设顶脚螺栓16，与调姿平台4上的螺栓孔连接固定，U形托槽15上设有固定机身段的宽绑带及收带器；数控***5包括Y向升降柱10、Z向滑台11、X向滑台12、滑块导轨13、数控***机座14、绝对光栅尺和伺服电机，两个调姿数控***共用一个数控***机座14和电气柜，电气柜放置在两个数控***机座之间，Y向升降柱10、Z向滑台11和X向滑台12分别与滑块导轨13构成移动运动副，其中，X向滑台12上的电机安装固定在***机座14上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Z向滑台11的电机安装在X向滑台12上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Y向升降柱10的驱动电机通过蜗轮蜗杆减速器减速，高精度滚珠丝杆传动，蜗轮蜗杆通过扭力板和球铰连杆连接在Z向滑台11上；球铰连接包括定位球头18和球托19，球托19周向分为四份，当定位球18进入球托后，通过调整X、Z向位置，使定位球18与球托19处于同一中心线，Y向能上升直至定位球头18与球托19接触。

如图6所示，调姿对接控制***程序其执行过程如下：

1)根据调姿路径数据，生成驱动器控制指令；

2)通过输入输出模块下发控制指令给各数控***5驱动器，驱动各伺服电机执行姿态调整运动；

3)姿态调整运动顺序如下：沿X方向执行平移运动，沿Z方向执行平移运动，沿Y方向执行平移运动，绕X轴执行旋转运动，绕Z轴执行旋转运动，绕Y轴执行旋转运动；

4)执行姿态调整运动过程中，实时采集光栅反馈信息，确认各数控***5三坐标轴的位姿；

5)当各数控***5运动到指定位置时，程序终止。

基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，的步骤如下：

1)将移动托架3推至调姿平台4指定的位置并固定，调姿平台由四个三坐标数控***通过球铰连接进行支撑：

将机身段可移动托架3推至调姿平台4指定位置，将移动托架3上的4个顶脚螺栓16下旋，使顶脚下部的锥台放入调姿平台4上预留的锥型孔中，并进一步将顶脚螺栓16上的拉杆***销孔完成固定，调姿平台4由四个数控***5通过球铰连接进行支撑；

2)数控***5及调姿平台4运动至设定位置，将机身段吊入并固定在移动托架3上，取下吊挂，撤离吊车，使用宽条带将机身段绑定在移动托架3上；

3)使用激光跟踪仪7，建立飞机部件调姿、对接***的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系；

4)测量机身段A2上的若干个水平测量点及在机身对接面测量点9，计算机身段A2的当前姿态；

5)根据机身段A2目标姿态和当前姿态确定调姿路径，生成各数控***5在三坐标方向的协调运动轨迹规划；

6)调姿对接控制***按照所得轨迹，伺服驱动各***完成姿态调整；

7)使用激光跟踪仪7测量机身段A2对接面测量点9的坐标位置，以此作为机身段B1调姿并实现与机身段A2进行对接的依据，按步骤4)计算方法计算机身段B1的目标位姿；

8)测量机身段B1对接面上与步骤7)中选定孔配合对应的对接孔的坐标位置，并按步骤4)计算方法计算机身段B1的当前位姿；

9)重复步骤5和步骤6，调整机身段B1到目标姿态；

10)数控***5协调驱动机身段B1到达设定位置，完成机身段A2和机身段B1的对接工作；

11)调姿对接控制***驱动***5、调姿平台4和移动托架3同步下降到安全距离，沿对接过程的逆方向退回到安全位置；

12)沿航向撤离移动托架3：

将移动托架3上的4个顶脚螺栓16上旋使托架的轮子接触地面，将顶脚螺栓16上的拉杆从销孔中拔出，沿航向方向撤出移动托架3。

所述的使用激光跟踪仪7建立飞机部件调姿、对接***的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系步骤为：

1)取飞机部件调姿、对接***的装配坐标系的XOZ平面与水平面平行，用电子水平仪确定出水平面，垂直水平面向上的为Y轴方向；

2)在航向上选择两个点，并投影到XOZ平面上，两个投影点确定的航向方向取为X轴方向；

3)根据装配工艺要求在X轴上选择一个原点O；

4)由右手法则确定装配坐标系的Z轴方向；

5)建立固结在机身段上的局部坐标系O′X′Y′Z′。

所述的测量机身段A2上的若干个水平测量点及在对接面上若干个连接点9，计算机身段A2的当前姿态步骤为：

1)机身段位姿用矢量U＝(x，y，z，α，β，γ)表示，其中(x，y，z)表示机身段的坐标系原点在参考坐标系下的坐标值，(α，β，γ)分别表示俯仰角、侧翻角和偏航角；

2)记机身段测量点理论坐标为q，实际坐标为r，则姿态计算问题是理论坐标值到测量的实际坐标值的一个刚性转换r＝T(q)，该刚性变换可表达为一个旋转变化R和一个平移变换p的组合来表示r＝T(q)＝Rq+p；

3)测量存在误差，r＝T(q)＝Rq+p变换后的结果不能完全等于理论坐标值，则有误差矩阵ξ＝r-(Rq+p)，然后以使

最小为条件求解刚性转换T。

所述的根据机身段A2生成各数控***5在三坐标方向的协调运动轨迹规划步骤为：

1)记录机身段初始位姿矢量U₀和目标位姿矢量

t_f为调姿时间；

2)采用光滑连续的多项式为位姿轨迹曲线：U(t)＝k₀+k₁t+k₂t²+k₃t³+k₄t⁴+k₅t⁵，k₀、k₁、k₂、k₃、k₄和k₅是与机身段位姿变化量ΔU＝U(t_f)-U(0)相关的系数；

3)为保证调姿过程运动平稳，给出以下边界约束条件：

位姿约束：初始位姿U(0)＝U₀，末端位姿 $U\left(t_f\right)=U_{t_f},$

速度约束：初始速度

末端速度 $\stackrel{\·}{U}\left(t_f\right)=0,$

加速度约束：初始加速度

末端加速度 $\stackrel{\·\·}{U}\left(t_f\right)=0;$

4)联立步骤3)中的6个约束方程，采用多项式拟合方法求得位姿轨迹曲线U(t)＝k₀+k₁t+k₂t²+k₃t³+k₄t⁴+k₅t⁵的系数：k₀、k₁、k₂、k₃、k₄和k₅。

Claims (5)

1.一种基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接***，其特征在于包括移动托架(3)、调姿平台(4)、四个三坐标数控***(5)、数控***组导轨(6)、上位机(8)、球铰连接和激光跟踪仪(7)；移动托架(3)包括U形框(15)、顶脚螺栓(16)和锥台螺杆(17)，锥台螺杆(17)为中空，内设顶脚螺栓(16)，与调姿平台(4)上的螺栓孔连接固定，U形框(15)上设有固定机身段的宽绑带及收带器；三坐标数控***(5)包括Y向升降柱(10)、Z向滑台(11)、X向滑台(12)、滑块导轨(13)、数控***机座(14)、绝对光栅尺和伺服电机，两个三坐标数控***共用一个数控***机座(14)和电气柜，电气柜放置在两个数控***机座之间，Y向升降柱(10)、Z向滑台(11)和X向滑台(12)分别与滑块导轨(13)构成移动运动副，其中，X向滑台(12)上的伺服电机安装固定在数控***机座(14)上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Z向滑台(11)的伺服电机安装在X向滑台(12)上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Y向升降柱(10)的伺服电机通过蜗轮蜗杆减速器减速，高精度滚珠丝杆传动，蜗轮蜗杆减速器通过扭力板和球铰连杆连接在Z向滑台(11)上；球铰连接包括定位球头(18)和球托(19)，球托(19)周向分为四份，当定位球头(18)进入球托后，通过调整X、Z向位置，使定位球头(18)与球托(19)处于同一中心线，Y向能上升直至定位球头(18)与球托(19)接触；调姿平台由四个三坐标数控***通过球铰连接进行支撑。

2.一种使用如权利要求1所述***的基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，其特征在于它的步骤如下：

1)将移动托架(3)推至调姿平台(4)指定的位置并固定，调姿平台由四个三坐标数控***(5)通过球铰连接进行支撑；

2)三坐标数控***(5)及调姿平台(4)运动至设定位置，将机身段吊入并固定在移动托架(3)上；

3)使用激光跟踪仪(7)，建立飞机部件调姿、对接***的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系；

4)测量机身段A(2)上的若干个水平测量点及机身对接面测量点(9)，计算机身段A(2)的当前姿态；

5)根据机身段A(2)目标姿态和当前姿态确定调姿路径，生成各三坐标数控***(5)在三坐标方向的协调运动轨迹规划；

6)调姿对接***按照所得轨迹，伺服电机驱动各三坐标数控***完成姿态调整；

7)使用激光跟踪仪(7)测量机身段A(2)对接面上的若干个对接孔的坐标位置，以此作为机身段B(1)调姿并实现与机身段A(2)进行对接的依据，按步骤4)计算方法计算机身段B(1)的目标位姿；

8)测量机身段B(1)对接面上与步骤7)中选定孔配合对应的对接孔的坐标位置，并按步骤4)计算方法计算机身段B(1)的当前位姿；

9)重复步骤5)和步骤6)，调整机身段B(1)到目标姿态；

10)数控***协调驱动机身段B(1)到达设定位置，完成机身段A(2)和机身段B(1)的对接工作；

11)将三坐标数控***(5)、调姿平台(4)和移动托架(3)同步下降至安全位置，复位；

12)沿航向撤离移动托架(3)。

3.根据权利要求2所述的一种基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，其特征在于所述的使用激光跟踪仪(7)建立飞机部件调姿、对接***的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系步骤为：

1)取飞机部件调姿、对接***的现场装配坐标系的XOZ平面与水平面平行，用电子水平仪确定出水平面，垂直水平面向上的为Y轴方向；

2)在航向上选择两个点，并投影到现场装配坐标系的XOZ平面上，两个投影点确定的航向方向取为X轴方向；

3)根据装配工艺要求在X轴上选择一个原点O；

4)由右手法则确定装配坐标系的Z轴方向；

5)建立固结在机身段上的局部坐标系O′X′Y′Z′。

4.根据权利要求2所述的一种基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，其特征在于所述测量机身段A(2)上的若干个水平测量点及在机身对接面测量点(9)，计算机身段A(2)的当前姿态步骤为：

1)机身段位姿用矢量U＝(x，y，z，α，β，γ)表示，其中(x，y，z)表示机身段的坐标系原点在参考坐标系下的坐标值，(α，β，γ)分别表示俯仰角、侧翻角和偏航角；

2)记机身段测量点理论坐标为q，实际坐标为r，则姿态计算问题是理论坐标值到测量的实际坐标值的一个刚性转换r＝T(q)，该刚性变换可表达为一个旋转变化R和一个平移变换p的组合来表示r＝T(q)＝Rq+p；

3)测量存在误差，r＝T(q)＝Rq+p变换后的结果不能完全等于理论坐标值，则有误差矩阵ξ＝r-(Rq+p)，然后以使

最小为条件求解刚性转换T。

5.根据权利要求2所述的一种基于四个数控***、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，其特征在于所述根据机身段A(2)目标姿态和当前姿态确定调姿路径，生成各三坐标数控***(5)在三坐标方向的协调运动轨迹规划步骤为：

1)记录机身段初始位姿矢量U₀和目标位姿矢量t_f为调姿时间；

2)采用光滑连续的多项式为位姿轨迹曲线：U(t)＝k₀+k₁t+k₂t²+k₃t³+k₄t⁴+k₅t⁵，k₀、k₁、k₂、k₃、k₄和k₅是与机身段位姿变化量ΔU＝U(t_f)-U(0)相关的系数；

3)为保证调姿过程运动平稳，给出以下边界约束条件：

位姿约束：初始位姿U(0)＝U₀，末端位姿

速度约束：初始速度

末端速度

加速度约束：初始加速度

末端加速度

4)联立步骤3)中的6个约束方程，采用多项式拟合方法求得位姿轨迹曲线U(t)＝k₀+k₁t+k₂t²+k₃t³+k₄t⁴+k₅t⁵的系数：k₀、k₁、k₂、k₃、k₄和k₅。

Images