CN112824228A - 一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法 - Google Patents

一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法 Download PDF

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Abstract

本发明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***、第二***、第三***以及第四***；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***或所述第四***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。

Description

一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法
技术领域
本发明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。
背景技术
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***1具有重力方向、航向方向及展向方向的三个方向约束，***2具有重力方向、展向方向的两个方向约束，***3和***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***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***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。
发明内容
本发明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，本发明采用以下技术方案：
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***、第二***、第三***以及第四***；
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***或所述第四***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***为可变约束***，所述第四***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***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***具有重力方向、展向方向的两个方向约束，所述第三***具有重力方向的一个方向约束，所述第四***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***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***具有重力方向、展向方向的两个方向约束，所述第三***具有重力方向的一个方向约束，所述第四***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***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***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。
本发明的有益效果：
本发明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***、第二***、第三***以及第四***，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是本发明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是本发明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是本发明一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法中第四***的示意图。
图中：
1-第一***；2-第二***；3-第三***；
4-第四***；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发明的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部。
在本发明的描述中，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发明中的具体含义。
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，本发明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***1、第二***2、第三***3以及第四***4；其中，在本实施例中，第三***3或第四***4为可变约束***，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***4为可变约束***。
具体地，第四***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***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构43进行定位，从而调节第四***4施加在飞机部件5上约束，可选地，第二导轨机构42上沿第二方向设置气缸约束机构45，通过气缸约束机构45夹紧第二导轨机构42的轨道，使得第三导轨机构43无法沿第一方向在第二导轨机构42上滑动，从而实现第三导轨机构43的限位，使得第四***4对飞机部件5提供航向方向的约束。
S2、按照3-2-1-1的方式分配定位约束；可选地，步骤S2中的3-2-1-1的方式为：第一***1具有重力方向、航向方向及展向方向的三个方向约束，第二***2具有重力方向、展向方向的两个方向约束，第三***3具有重力方向的一个方向约束，第四***4具有重力方向的一个方向约束。具体地，气缸约束机构45释放第二导轨机构42的轨道，使得第三导轨机构43能够沿第一方向在第二导轨机构42上自由滑动，使得第四***4对飞机部件5只提供重力方向的约束。
S3、飞机部件5进行调姿；
S4、在第三***3或第四***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；可选地，步骤S4中的3-2-2-1的方式为：第一***1具有重力方向、航向方向及展向方向的三个方向约束，第二***2具有重力方向、展向方向的两个方向约束，第三***3具有重力方向的一个方向约束，第四***4具有重力方向和航向方向的两个方向约束。具体地，气缸约束机构45夹紧第二导轨机构42的轨道，使得第三导轨机构43无法沿第一方向在第二导轨机构42上自由滑动，使得第四***4对飞机部件5提供重力方向的约束和航向方向的约束。
S5、飞机部件5进行对接。
进一步地，第四***4还包括第一驱动机构和第二驱动机构，第一驱动机构设置在第一导轨机构41上，用于驱动第二导轨机构42运动，第二驱动机构设置在第三导轨机构43上，用于驱动第四导轨机构44运动。通过第一驱动机构和第二驱动机构调节第四***4上的支撑柱46相对飞机部件5的位置。
该方法在调姿过程中采用四点式的定位方式部署第一***1、第二***2、第三***3以及第四***4，然后按照3-2-1-1的方式分配定位约束，对飞机部件5进行调姿；再按照3-2-2-1的方式调节定位约束，增加一个航向约束，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5能够沿航向整体同步运动，从而使得飞机部件5对接时保证通过3-2-1-1的方式调节好的姿态的持续性。使得飞机部件5调姿结束后，飞机部件5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5对接时部件姿态的持续性；与3-3-3-3的方式相比，定位结构得到了简化，运动求解算法也较为简单，进一步提高了飞机装配的自动化水平。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为了清楚说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (7)

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***(1)、第二***(2)、第三***(3)以及第四***(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***(3)或所述第四***(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***(4)为可变约束***，所述第四***(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***(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***(2)具有重力方向、展向方向的两个方向约束，所述第三***(3)具有重力方向的一个方向约束，所述第四***(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***(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***(2)具有重力方向、展向方向的两个方向约束，所述第三***(3)具有重力方向的一个方向约束，所述第四***(4)具有重力方向和航向方向的两个方向约束。
5.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，所述第四***(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)，所述第二导轨机构(42)设置在所述第一导轨机构(41)上，且能够沿第一方向滑动，所述第三导轨机构(43)设置在所述第二导轨机构(42)上，且能够沿所述第一方向滑动，所述第四导轨机构(44)设置在所述第三导轨机构(43)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。
6.根据权利要求5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，所述第二导轨机构(42)上沿所述第二方向设置气缸约束机构(45)，所述气缸约束机构(45)被配置为通过夹紧所述第二导轨机构(42)的导轨，使得所述第三导轨机构(43)不能够第一方向运动。
7.根据权利要求5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***(4)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(41)上，用于驱动所述第二导轨机构(42)运动，所述第二驱动机构设置在所述第三导轨机构(43)上，用于驱动所述第四导轨机构(44)运动。
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