CN101695814B - 一种飞机大部件精确入位的方法及其装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞机大部件精确入位的方法及其装置。该装置安装于定位器与飞机大部件连接过渡部位，定位器是一种可以实现三个相互垂直方向运动、定位精度高、工作可靠的模块化单元，通过一定配置，可构成对飞机大部件的有效支撑和姿态调整。飞机大部件精确入位装置具有定位器托板，定位器托板底部设有传感器固定支架，传感器固定支架安装有4个直线位移传感器，定位器托板上部设有压板，压板顶部设有发射器支架，发射器支架上安装有多个激光发射器，定位器托板内部安装有球托，球托与定位器托板上的内孔过盈装配连接，定位器托板外侧装有多个气缸，气缸的活塞杆和锁紧方销相连。本发明操作简单、入位精度高、安全性好、入位算法可靠。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞机大部件精确入位装置及其方法。
背景技术
传统飞机装配采用大量型架和夹具进行夹紧和定位，以模拟量形式传递零部件的形状和尺寸，已成为我国飞机制造过程中最薄弱的环节。目前国外蓬勃发展的飞机数字化装配技术是基于数字化标准工装技术、数字化模拟仿真技术、激光跟踪测量技术、数字化定位技术、协同控制技术等多种先进技术的综合。在数字化环境下，传统的人工对接平台已被用计算机控制的数字化定位器、激光跟踪定位系统组成的柔性对接平台所取代。
在飞机数字化装配过程中，固接于机身、机翼等大部件上的工艺球头和定位器顶部的球托构成球铰副，工艺球头可以在球托中自由转动，从而满足大部件的空间位姿调整要求。如何保证机身、机翼等大部件初始入位时工艺球头和球托充分接触，保证后续调姿、对接装配中不产生附加的装配应力是一个技术难题。
就工艺球头的入位来说，一种可以选择的方法是针对每个飞机大部件，人工预先测量球头的中心位置，然后，定位器控制系统自动跟踪这一空间位置，从而解决球头进入球托的入位问题。很明显，只有能够保证飞机大部件入位前的支撑状态稳定，这种方法才有效，但缺点是对跟踪仪的布局要求高，对人工操作也有较高要求，自动化程度一般。
相反，本发明提出的飞机大部件精确入位装置能够有效地解决球头的自动入位问题，而人工介入的操作只需要用初始入位手轮将定位器手摇到球头能够进入球托的初始位置，容易操作和控制。这样实现球头自动入位，能够确保定位器对飞机大部件构成有效支撑且不带来侧向应力，使调姿工作精度高、安全性好，在飞机数字化装配中具有广泛的应用前景。
发明内容
本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种飞机大部件精确入位装置及其方法。
飞机大部件精确入位装置包括传感器固定支架、直线位移传感器、球托、压板、发射器支架、激光发射器、定位器、锁紧方销、气缸、活塞杆、快换接头、速度控制阀、定位器托板，定位器上固定有定位器托板，定位器托板上安装有传感器固定支架，传感器固定支架上安装有4个直线位移传感器，其安装方向与定位器的X、Y运动方向重合，定位器托板上部设有压板，压板顶部装有发射器支架，发射器支架上安装有多个激光发射器，定位器托板内部安装有球托，球托与定位器托板上的内孔过盈装配连接，定位器托板外侧装有多个气缸，气缸的活塞杆和锁紧方销相连，气缸上设有快换接头、速度控制阀。
所述的定位器上设有初始入位手轮，所述的初始入位手轮型号为EUCHNER086180。所述的直线位移传感器型号为MINOR KTR-10。所述的直线位移传感器采用的I/O模块型号为Slice I/O 6006。所述的激光发射器和直线位移传感器共用24V直流电源。所述的定位器托板外侧安装有多个气缸，压缩空气推动活塞杆沿缸体轴线方向运动，驱动锁紧方销对工艺球头执行压紧或松开操作。
飞机大部件精确入位的方法包括如下步骤：
1)手持工艺球头7放入定位器球托3中，读取直线位移传感器2的位移值，重复3-5次，取直线位移传感器的平均值，并记为工艺球头相对于球托准确入位的标定值；
2)测量工艺球头的直径和直线位移传感器间距；
3)将标定值、工艺球头直径和直线位移传感器间距作为初始条件输入计算机；
4)在激光发射器6光柱引导下，用初始入位手轮沿X、Y方向操控定位器9使得飞机大部件上的工艺球头7落入由激光发射器6发射光柱构成的圆形包络内，然后沿Z向驱动定位器9上升完成工艺球头7相对于球托3的初步定位；
5)初始入位手轮操控定位器9沿Z向继续上升直至工艺球头无干涉触碰到至少1个直线位移传感器；
6)定位器9控制系统按照程序移动定位器至触碰到3或4个直线位移传感器；
7)根据直线位移传感器位移值及其间距，用几何方法计算工艺球头7的球心坐标；
8)将定位器下降至工艺球头与直线位移传感器的滚珠测头相脱离；
9)根据工艺球头的球心坐标及定位器的当前位置，驱动定位器使得球托和工艺球头的球心沿X、Y方向对中；
10)驱动定位器沿Z轴向上升至安全高度，即工艺球头和球托留有一安全距离，该距离可避免工艺球头和球托发生干涉；
11)在安全高度处，计算球托和工艺球头的球心偏差；
12)检测球托和工艺球头的球心偏差是否在设定的误差限内，若不满足则重复步骤7)至步骤12)；
13)驱动定位器沿Z向上升至完全入位。
所述的定位器9控制系统按照程序移动定位器至触碰到3或4个直线位移传感器步骤：
1)工艺球头触碰到1个直线位移传感器后，定位器控制系统驱动定位器沿X或Y方向移动，使得球托趋近工艺球头直至工艺球头触碰到2个以上直线位移传感器；
2)若工艺球头触碰到2个直线位移传感器，定位器沿与X或Y成45度角方向移动，使球托趋近工艺球头直至工艺球头触碰到3或4个直线位移传感器；
所述的根据直线位移传感器位移值及其间距，用几何方法计算工艺球头7的球心坐标步骤：
1)以球托的球心为原点，定位器的3个运动方向分别作为X轴、Y轴和Z轴建立直角坐标系；
2)根据直线位移传感器位移值及其间距得到直线位移传感器滚珠测头与工艺球头接触点的空间坐标；
3)选取任意3个直线位移传感器和工艺球头的接触点构成一个三角形ABC，并根据其空间坐标得到三角形的外心D；
4)过三角形的外心D作出其指向工艺球头球心O的法向量，并用两点间距离公式求得AD；
5)A、D、O构成一个直角三角形ADO，其中AO为工艺球头的半径，进而求得三角形ABC外心D和工艺球头球心O沿法向量的距离DO；
6)将三角形的外心D沿法向量正方向移动距离DO既可得到工艺球头的球心坐标X，Y，Z。
所述的在安全高度处，计算球托和工艺球头的球心偏差步骤：
1)由权利要求9可知球托的球心坐标为0，0，0，工艺球头的球心坐标为X，Y，Z，则球托和工艺球头的球心偏差为X、Y和Z。
本发明的优点：1)使用手轮按键和旋钮，选择所要驱动的定位器和相关运动参数，通过脉冲发生器产生的脉冲信号驱动定位器运动，操作人员可从LCD显示屏上直接读取定位器的运动状态和直线位移传感器读数；2)一旦定位器上多个激光发射器的光线束将飞机大部件上固连的工艺球头包络在一个有限的范围内，即完成工艺球头相对于定位器的初始定位；3)驱动定位器沿Z向上升，通过定位器控制系统获取4个直线位移传感器中与球头发生接触的传感器的相关读数，并按照相应直线位移传感器与球头的接触情形，如：1点接触，2点接触，3点接触或4点接触，调用球心偏置方向计算程序，推算出定位器向球头的接近方向，然后，定位器下降一定的安全距离，按照上一步获取的方向，使定位器在XY平面上移动一个预先设定或由程序自动计算出的位移值，定位器再次接近球头，重复上述过程，直到工艺球头完全落入球托之内，即4个传感器能够同步获取读数为止；4)选用的直线位移传感器具有自复位功能，能够跟踪检测工艺球头的位置；5)基于接触点个数推算球心位置的方法简单、稳定、可靠。只要初始位置保证球头和定位器托板之间不发生干涉，即使工艺球头从不同方位逼近球托，最终都能实现精确入位；6)选用几何方法计算工艺球头球心，相对于直接求解球面方程的方式更为简便，进一步提高了入位效率；7)在已知工艺球头半径的情况下，选用工艺球头和直线位移传感器接触点中的任意3点计算出若干组工艺球头球心坐标后，取其算术平均值作为最终结果，均化了入位的误差；8)通过预留安全高度，充分保证了入位的安全性；9)由手轮操作完成初始入位，到移交控制权给自动控制系统，直至最终完成入位，整个过程一般不到3分钟，入位效率高；10)工艺球头入位后与球托构成球铰副，工艺球头相对于球托可以自由转动，满足了飞机大部件位姿调整的需要；11)一旦完成飞机大部件姿态的调整，即可通过气缸驱动锁紧方销压紧工艺球头，确保后续的装配工作稳定、安全。
附图说明
附图是飞机大部件精确入位装置结构示意图；
图中，传感器固定支架1、直线位移传感器2、球托3、压板4、发射器支架5、激光发射器6、工艺球头7、工艺接头8、定位器9、锁紧方销10、气缸11、活塞杆12、快换接头13、速度控制阀14、定位器托板15。
具体实施方式
如附图所示飞机大部件精确入位装置包括传感器固定支架1、直线位移传感器2、球托3、压板4、发射器支架5、激光发射器6、定位器9、锁紧方销10、气缸11、活塞杆12、快换接头13、速度控制阀14、定位器托板15，定位器9上固定有定位器托板15，定位器托板15上安装有传感器固定支架1，传感器固定支架1上安装有4个直线位移传感器2，其安装方向与定位器9的X、Y运动方向重合，定位器托板15上部设有压板4，压板4顶部装有发射器支架5，发射器支架5上安装有多个激光发射器6，定位器托板15内部安装有球托3，球托3与定位器托板15上的内孔过盈装配连接，定位器托板15外侧装有多个气缸11，气缸的活塞杆12和锁紧方销10相连，气缸11上设有快换接头13、速度控制阀14。
所述的定位器9上设有初始入位手轮，所述的初始入位手轮型号为EUCHNER 086180。所述的直线位移传感器2型号为MINOR KTR-10。所述的直线位移传感器2采用的I/O模块型号为Slice I/O 6006。所述的激光发射器6和直线位移传感器2共用24V直流电源。所述的定位器托板15外侧安装有多个气缸11，压缩空气推动活塞杆12沿缸体轴线方向运动，驱动锁紧方销10对工艺球头7执行压紧或松开操作。
飞机大部件精确入位的方法包括如下步骤：
1)手持工艺球头7放入定位器球托3中，读取直线位移传感器2的位移值，重复3-5次，取直线位移传感器的平均值，并记为工艺球头相对于球托准确入位的标定值；
2)测量工艺球头的直径和直线位移传感器间距；
3)将标定值、工艺球头直径和直线位移传感器间距作为初始条件输入计算机；
4)在激光发射器6光柱引导下，用初始入位手轮沿X、Y方向操控定位器9使得飞机大部件上的工艺球头7落入由激光发射器6发射光柱构成的圆形包络内，然后沿Z向驱动定位器9上升完成工艺球头7相对于球托3的初步定位；
5)初始入位手轮操控定位器9沿Z向继续上升直至工艺球头无干涉触碰到至少1个直线位移传感器；
6)定位器9控制系统按照程序移动定位器至触碰到3或4个直线位移传感器；
7)根据直线位移传感器位移值及其间距，用几何方法计算工艺球头7的球心坐标；
8)将定位器下降至工艺球头与直线位移传感器的滚珠测头相脱离；
9)根据工艺球头的球心坐标及定位器的当前位置，驱动定位器使得球托和工艺球头的球心沿X、Y方向对中；
10)驱动定位器沿Z轴向上升至安全高度，即工艺球头和球托留有一安全距离，该距离可避免工艺球头和球托发生干涉；
11)在安全高度处，计算球托和工艺球头的球心偏差；
12)检测球托和工艺球头的球心偏差是否在设定的误差限内，若不满足则重复步骤7)至步骤12)；
13)驱动定位器沿Z向上升至完全入位。
所述的定位器9控制系统按照程序移动定位器至触碰到3或4个直线位移传感器步骤：
1)工艺球头触碰到1个直线位移传感器后，定位器控制系统驱动定位器沿X或Y方向移动，使得球托趋近工艺球头直至工艺球头触碰到2个以上直线位移传感器；
2)若工艺球头触碰到2个直线位移传感器，定位器沿与X或Y成45度角方向移动，使球托趋近工艺球头直至工艺球头触碰到3或4个直线位移传感器；
所述的根据直线位移传感器位移值及其间距，用几何方法计算工艺球头7的球心坐标步骤：
1)以球托的球心为原点，定位器的3个运动方向分别作为X轴、Y轴和Z轴建立直角坐标系；
2)根据直线位移传感器位移值及其间距得到直线位移传感器滚珠测头与工艺球头接触点的空间坐标；
3)选取任意3个直线位移传感器和工艺球头的接触点构成一个三角形ABC，并根据其空间坐标得到三角形的外心D；
4)过三角形的外心D作出其指向工艺球头球心O的法向量，并用两点间距离公式求得AD；
5)A、D、O构成一个直角三角形ADO，其中AO为工艺球头的半径，进而求得三角形ABC外心D和工艺球头球心O沿法向量的距离DO；
6)将三角形的外心D沿法向量正方向移动距离DO既可得到工艺球头的球心坐标X，Y，Z。
所述的在安全高度处，计算球托和工艺球头的球心偏差步骤：
1)由权利要求9可知球托的球心坐标为0，0，0，工艺球头的球心坐标为X，Y，Z，则球托和工艺球头的球心偏差为X、Y和Z。
定位器托板15安装在定位器9顶部，传感器固定支架1端部和定位器托板15底部固连。传感器固定支架1中安装有4个直线位移传感器2，并沿球托3周向均匀分布，其安装位置可沿Z向上下调节。球托3安装在定位器托板15凸台上，其侧壁和定位器托板15内孔过盈配合。压板4和定位器托板15上表面进行刚性连接，压板4上表面安装有发射器支架5，发射器支架5上沿周向均布着若干个激光发射器6。工艺球头7通过螺栓和工艺接头8一端固连，工艺接头8另外一端固结于飞机大部件上。工艺球头7和球托3构成球铰运动副，飞机大部件相对于定位器9可以自由转动。定位器托板15外侧安装有多个气缸11，压缩空气推动活塞杆12沿缸体轴线方向运动，进而驱动锁紧方销11对工艺球头8执行压紧或松开操作。
飞机大部件初次入位前，用千分尺和游标卡尺测出其各个工艺球头直径和直线位移传感器测杆间距，并将一个标准工艺球头垂直放入定位器球托中，记录直线位移传感器读数作为标定值，将上述实际检测得到的工艺球头尺寸一起作为初始条件输入到球头偏置方向计算程序中。在激光发射器光柱引导下，手轮操控定位器使其对应的工艺球头进入定位器托板内。驱动定位器沿Z向继续上升至工艺球头触碰到至少1个直线位移传感器，此时手轮将控制权移交给控制系统。控制系统按照程序驱动定位器使工艺球头触碰到3个或4个直线位移传感器。根据直线位移传感器读数及间距，求出工艺球头和直线位移传感器的接触点在球托局部坐标系下的空间坐标。在已知工艺球头半径的情况下，利用球面上已知点拟合出工艺球头的球面方程，进而推算出工艺球头和球托的球心偏差值。控制系统驱动定位器进行位置补偿，在预留的安全高度处两者的球心偏差满足设定的误差限后继续上升至完全入位。飞机大部件的其他工艺球头依次采用类似的方式入位，然后通过若干个定位器联动完成飞机大部件位姿调整，驱动气缸锁紧工艺球头以便进行后续的对合、加工、人工连接等工作。当上述装配工作完成后，驱动气缸松开工艺球头，飞机大部件撤离，直线位移传感器复位进入下一次工作准备状态。
Claims (10)
1.一种飞机大部件精确入位装置，其特征在于包括传感器固定支架(1)、直线位移传感器(2)、球托(3)、压板(4)、发射器支架(5)、激光发射器(6)、定位器(9)、锁紧方销(10)、气缸(11)、活塞杆(12)、快换接头(13)、速度控制阀(14)、定位器托板(15)、定位器控制系统，定位器(9)上固定有定位器托板(15)，定位器托板(15)上安装有传感器固定支架(1)，传感器固定支架(1)上安装有4个直线位移传感器(2)，其安装方向与定位器(9)的X、Y运动方向重合，定位器托板(15)上部设有压板(4)，压板(4)顶部装有发射器支架(5)，发射器支架(5)上安装有多个激光发射器(6)，定位器托板(15)内部安装有球托(3)，球托(3)与定位器托板(15)上的内孔过盈装配连接，定位器托板(15)外侧装有多个气缸(11)，气缸的活塞杆(12)和锁紧方销(10)相连，气缸(11)上设有快换接头(13)、速度控制阀(14)，所述的定位器(9)上设有初始入位手轮，初始入位手轮将定位器(9)手摇到飞机大部件上的工艺球头(7)能够进入球托(3)的初始位置，之后利用定位器控制系统按照程序操作和控制定位器，实现所述工艺球头(7)自动入位。
2.根据权利要求1所述的一种飞机大部件精确入位装置，其特征在于，所述的初始入位手轮型号为EUCHNER 086180。
3.根据权利要求1所述的一种飞机大部件精确入位装置，其特征在于，所述的直线位移传感器(2)型号为MINOR KTR-10。
4.根据权利要求1所述的一种飞机大部件精确入位装置，其特征在于，所述的直线位移传感器(2)采用的I/O模块型号为Slice I/O 6006。
5.根据权利要求1所述的一种飞机大部件精确入位装置，其特征在于，所述的激光发射器(6)和直线位移传感器(2)共用24V直流电源。
6.根据权利要求1所述的一种飞机大部件精确入位装置，其特征在于，所述的定位器托板(15)外侧安装有多个气缸(11)，压缩空气推动活塞杆(12)沿缸体轴线方向运动，驱动锁紧方销(10)对工艺球头(7)执行压紧或松开操作。
7.一种使用如权利要求1所述装置的飞机大部件精确入位的方法，其特征在于包括如下步骤：
1)手持工艺球头(7)放入所述球托(3)中，读取直线位移传感器(2)的位移值，重复3-5次，取直线位移传感器的平均值，并记为工艺球头相对于球托准确入位的标定值；
2)测量工艺球头的直径和直线位移传感器间距；
3)将标定值、工艺球头直径和直线位移传感器间距作为初始条件输入计算机；
4)在激光发射器(6)光柱引导下，用初始入位手轮沿X、Y方向操控定位器(9)使得工艺球头(7)落入由激光发射器(6)发射光柱构成的圆形包络内，然后沿Z向驱动定位器(9)上升完成工艺球头(7)相对于球托(3)的初步定位；
5)初始入位手轮操控定位器(9)沿Z向继续上升直至工艺球头无干涉触碰到至少1个直线位移传感器；
6)定位器(9)控制系统按照程序移动定位器至触碰到3或4个直线位移传感器；
7)根据直线位移传感器位移值及其间距，用几何方法计算工艺球头(7)的球心坐标；
8)将定位器下降至工艺球头与直线位移传感器的滚珠测头相脱离；
9)根据工艺球头的球心坐标及定位器的当前位置，驱动定位器使得球托和工艺球头的球心沿X、Y方向对中；
10)驱动定位器沿Z轴向上升至安全高度，即工艺球头和球托留有一安全距离，该距离可避免工艺球头和球托发生干涉；
11)在安全高度处，计算球托和工艺球头的球心偏差；
12)检测球托和工艺球头的球心偏差是否在设定的误差限内，若不满足则重复步骤7)至步骤12)；
13)驱动定位器沿Z向上升至完全入位。
8.根据权利要求7所述的一种飞机大部件精确入位的方法，其特征在于所述的定位器(9)控制系统按照程序移动定位器至触碰到3或4个直线位移传感器步骤：
1)工艺球头触碰到1个直线位移传感器后，定位器控制系统驱动定位器沿X或Y方向移动，使得球托趋近工艺球头直至工艺球头触碰到2个以上直线位移传感器；
2)若工艺球头触碰到2个直线位移传感器，定位器沿与X或Y成45度角方向移动，使球托趋近工艺球头直至工艺球头触碰到3或4个直线位移传感器；
9.根据权利要求7所述的一种飞机大部件精确入位的方法，其特征在于所述的根据直线位移传感器位移值及其间距，用几何方法计算工艺球头(7)的球心坐标步骤：
1)以球托的球心为原点，定位器的3个运动方向分别作为X轴、Y轴和Z轴建立直角坐标系；
2)根据直线位移传感器位移值及其间距得到直线位移传感器滚珠测头与工艺球头接触点的空间坐标；
3)选取任意3个直线位移传感器和工艺球头的接触点构成一个三角形ABC，并根据其空间坐标得到三角形的外心D；
4)过三角形的外心D作出其指向工艺球头球心O的法向量，并用两点间距离公式求得AD；
5)A、D、O构成一个直角三角形ADO，其中AO为工艺球头的半径，进而求得三角形ABC外心D和工艺球头球心O沿法向量的距离DO；
6)将三角形的外心D沿法向量正方向移动距离DO，即得到工艺球头的球心坐标X，Y，Z。
10.根据权利要求9所述的一种飞机大部件精确入位的方法，其特征在于所述的在安全高度处，计算球托和工艺球头的球心偏差步骤：
1)球托的球心坐标为0，0，0，工艺球头的球心坐标为X，Y，Z，则球托和工艺球头的球心偏差为X、Y和Z。
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| CN102284956B (zh) * | 2011-05-04 | 2013-11-20 | 南京航空航天大学 | 一种自动钻铆机器人的法向找正方法 |
| CN102313516B (zh) * | 2011-08-05 | 2013-08-21 | 南京航空航天大学 | 随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具及其测量方法 |
| CN102582847B (zh) * | 2012-03-22 | 2014-12-24 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 基于三维力传感器的定位器球绞联接机构 |
| CN102794728B (zh) * | 2012-08-22 | 2014-07-02 | 浙江大学 | 一种球头自适应入位锁紧装置及其方法 |
| CN103008971B (zh) * | 2012-12-19 | 2015-01-07 | 贵州永红航空机械有限责任公司 | 涡轮冷却器微间隙旋转件的装配方法 |
| CN103063333B (zh) * | 2012-12-19 | 2014-11-05 | 北京航空航天大学 | 一种飞机框类零件装配应力检测与控制方法 |
| CN103279140B (zh) * | 2013-05-29 | 2016-02-10 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 异面部件接头交点孔精加工的位姿调整系统的调整方法 |
| CN106314820B (zh) * | 2015-06-29 | 2021-05-07 | 中国商用飞机有限责任公司 | 插销式防逃逸工艺接头及其应用方法 |
| CN106314821B (zh) * | 2015-06-29 | 2020-04-14 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于传递飞机大部件支撑位置的方法和装置 |
| CN105539876B (zh) * | 2015-12-14 | 2018-12-18 | 浙江日发航空数字装备有限责任公司 | 飞机装配用调姿球头装置 |
| CN105865493A (zh) * | 2016-06-16 | 2016-08-17 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 一种用于惯导组件校准的夹具及校准方法 |
| CN106826171B (zh) * | 2017-03-09 | 2022-09-23 | 上海奇灏特自动化工程有限公司 | 插销式防逃逸球头入位装置及其使用方法 |
| CN107263351B (zh) * | 2017-05-09 | 2019-01-29 | 浙江大学 | 一种定位器机械式球头锁紧装置 |
| CN109050964B (zh) * | 2018-07-13 | 2020-11-24 | 上海拓璞数控科技股份有限公司 | 球头对接自适应入位方法与装置 |
| CN112198837B (zh) * | 2020-08-31 | 2021-12-28 | 南京航空航天大学 | 一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法 |
| CN112361956B (zh) * | 2020-09-30 | 2022-04-08 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种多定位器空间距离实时保护方法 |
| CN113664530B (zh) * | 2021-09-06 | 2022-09-13 | 上海航天精密机械研究所 | 一种助推尾段型架尾翼对接接头的定位装置及装配方法 |
| CN118239003B (zh) * | 2024-05-29 | 2024-09-10 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 无固定测量场的部件调姿对合方法、储存介质、控制系统 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1213998A (zh) * | 1996-03-22 | 1999-04-14 | 波音公司 | 确定性机翼装配 |
| EP0957335A2 (en) * | 1998-05-11 | 1999-11-17 | Northrop Grumman Corporation (a Delaware Corporation) | System and method for assembling an aircraft |
| CN101028870A (zh) * | 2007-04-12 | 2007-09-05 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 数字化装配有空间复合角度定位器工装的方法 |
| CN101357687A (zh) * | 2008-09-26 | 2009-02-04 | 浙江大学 | 一种基于工业机器人的多任务飞机辅助装配系统 |
-
2009
- 2009-10-15 CN CN2009101527961A patent/CN101695814B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1213998A (zh) * | 1996-03-22 | 1999-04-14 | 波音公司 | 确定性机翼装配 |
| EP0957335A2 (en) * | 1998-05-11 | 1999-11-17 | Northrop Grumman Corporation (a Delaware Corporation) | System and method for assembling an aircraft |
| CN101028870A (zh) * | 2007-04-12 | 2007-09-05 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 数字化装配有空间复合角度定位器工装的方法 |
| CN101357687A (zh) * | 2008-09-26 | 2009-02-04 | 浙江大学 | 一种基于工业机器人的多任务飞机辅助装配系统 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 郭志敏等.基于POGO柱三点支撑的飞机大部件调姿方法.《航空学报》.2009,第30卷(第7期), * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN101695814A (zh) | 2010-04-21 |
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