CN102313516B - 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 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种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,包括激光跟踪测量仪、随动式定位器、定位工艺接头和测量支臂，其中，定位工艺接头位于随动式定位器的上方，用于连接飞机部件与定位器，环形测量支臂通过两侧夹紧螺栓固定在随动定位器上部侧壁上，用于实施测量定位器顶端球心空间坐标。使用激光跟踪测量仪对全局坐标系下随动式定位器顶端球心与环形支臂测量孔中的靶球球心之间相对空间坐标关系进行标定；其次在飞机部件调姿过程中，使用激光跟踪测量仪对安装在环形支臂测量孔中的靶球球心进行测量，获得随动式定位器顶端球心全局空间坐标。本发明结构简单、精度高，对定位器初始位姿没有要求。

Description

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

技术领域

本发明涉及一种随动式定位器的顶端球心坐标的测量工具，该定位器用于在飞机部件对接装配过程中，调整飞机部件位置姿态，本发明还公开了一种利用这种测量工具对随动式定位器的顶端球心坐标进行测量的方法。

技术背景

传统的飞机大部件对接装配(机身前中后段对接、机翼机身对接等)，采用手动式定位器支撑飞机部件和光学辅助定位的方法，实现部件的位姿调整。这种方式由于完全依赖于人工经验和手动操作，劳动强度大，调姿效率低，调姿精度难以保证。为克服传统飞机部件调姿方法不足，结合高精度测量设备(激光跟踪测量仪、室内GPS或激光雷达)，采用定位器自动联动数字化驱动与控制技术，实现飞机部件位姿精确自动调整以成为现代飞机制造业发展趋势。近十余年来，波音777、787，空客的A340、A380已逐步采用飞机大部件自动化定位器联动驱动与控制系统代替手动对接。

目前，依据自由度驱动的差别，自动定位器分为两类：主动式和随动式。主动式是指在XYZ三个方向都有伺服电机驱动，类似于三坐标数控机床。随动式是指在XYZ三个方向仅仅有一个或两个方向上伺服电机驱动，剩余的两个或一个方向上不受约束，处于自由滑动状态。随动式和主动式自动定位器依照一定关系配合布置，支撑起飞机部件，能够有效保证在获得精确位姿调整的前提下飞机结构处于最小应力状体，保证装配的精度和安全。

飞机制造厂用于飞机部件对接装配的定位器大多采用手摇随动式定位器，可通过技术改造加装伺服电机实现对定位器的自动控制，或者依据自动定位的要求重新设计和制造新的随动式自动定位器，不论是哪一种，在定位器顶端球心空间位置坐标测量上都存在一定客观问题：

1.传统标定方式是通过现场测量基座位置，然后结合设计模型中定位器顶端球心和基座的位相对位置关系，获取当前定位器顶端球心坐标。这种方法简单易行，但存在着由于定位器结构复杂，传动环节众多，各组成环节的制造安装误差都将传递到顶端球心的问题，因此实际相对位置关系与理论差异交大，无法实现球心位置的准确标定。另外这种方法只适合首次位置测量，在调节过程中，由于随动定位器某几个自由度上处于滑动状态，无法获得其具体平移数值，从而无法实现定位器顶端球心空间位置坐标的实时测量。

2.可以在定位器的三个运动坐标轴上加装光栅尺，以获取随动式定位器当前准确的空间位置。这种方式并不适合于现有手动定位器改造。现有的手动式定位器由于最初设计原因，内部空间狭窄，在安装完伺服电机等设备后，已经没有多余空间安装光栅尺及其相应配件，特别是Z方向上，几乎无法准确定位和安装。从而也无法有效获得定位器顶端球心空间位置坐标。

3.对于新设计制造的随动式定位器，通过光栅尺可以准确获得定位器顶端球心在定位器自身坐标系下的位置。要获得其在全局坐标系下的空间位置，还需要通过对定位器基座位置(即定位器自身坐标系)与全局坐标系的反复调整标定来获得，过程复杂；且由于现在工作条件，由于地基问题，定位器基座位置会发生一定变化，这种误差又会经过放大传递至定位器顶端球心，导致其测量定位产生较大误差。

发明内容

本发明解决的技术问题是提供一种随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具，利用了飞机部件对接装配过程中，工艺接头与定位器顶端球窝尺寸精度高，两者安装配合间隙小，误差传递环节少的特点，使用工艺接头支撑柱球心坐标测量代替定位器顶端球心测量，为此，本发明还提供一种利用该测量工具对随动式定位器顶端球心空间坐标进行测量的方法。

为了解决上述技术问题，本发明随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具，包括激光跟踪测量仪、随动式定位器、定位工艺接头和测量支臂，其中，定位工艺接头位于随动式定位器的上方，测量支臂环绕在随动式定位器上；所述定位工艺接头包括支撑板、垂直于支撑板底面对角线交点的支撑柱和位于支撑板底面对角线上且到支撑柱距离相等的四个定位孔；所述四个定位孔上分别设有靶球；所述支撑柱位于随动式定位器顶端的球窝内；所述测量支臂为环形，包括大环支臂和小环支臂，其中，大环支臂设有臂杆，该臂杆的顶端上设有测量孔，该测量孔上设有可拆卸的靶球。

进一步地，本发明随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具中，臂杆为长方体，其顶端的测量孔的个数为5个；

进一步地，本发明随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具中，测量孔上的靶球的数量为1；

进一步地，本发明随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具中，大环支臂与小环支臂的拱环两侧分别通过夹紧螺母紧固，将所述测量支臂固定在随动式定位器上。

本发明利用随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具进行测量的方法，包括以下步骤：

步骤一、将飞机部件通过定位工艺接头安置在随动式定位器上，在定位工艺接头的四个定位孔上安装靶球I，然后使用激光跟踪测量仪测量靶球I，获得全局坐标系OXYZ下的四个球心空间坐标a₁、a₂、a₃、a₄；

步骤二、利用步骤一中所述的四个球心空间坐标a₁、a₂、a₃、a₄，结合工艺接头支撑柱球头的球心与这四点的相对位置，计算工艺接头支撑柱球头的球心在全局坐标系下的坐标，即为定位器顶端球心空间坐标a_q，具体为：

步骤A、定位工艺接头的四个定位孔上的四个靶球I球心空间坐标a₁、a₂、a₃、a₄形成一个空间矩形，以支撑柱为Z₁轴方向，设定长边为X₁轴，短边为Y₁轴，以矩形中心O₁为原点，依照右手规则建立定位工艺接头坐标系O₁X₁Y₁Z₁，获得Z₁轴单位矢量方向Z₁；

步骤B、获得支撑柱球头的球心与矩形中心O₁的空间距离l；

步骤C、根据Z₁轴单位矢量方向Z₁、空间距离l和矩形中心O₁，利用公式(3)，获得工艺接头支撑柱球头的球心在全局坐标系下的坐标a_q；

a_q＝O₁+l·Z₁     (3)

步骤三、在测量支臂的顶端的五个测量孔中选择一个测量孔，安装靶球II，而后使用激光跟踪测量仪测量该靶球，获得该球全局坐标系OXYZ下的球心空间坐标a_o；

步骤四、利用公式(1)获得测量支臂上靶球II的球心空间坐标a_o和定位器顶端球心空间坐标a_q的相对坐标关系Δa_o：

Δa_o＝a_q-a_o     (1)；

步骤五、在飞机部件调姿过程中，随着随动式定位器移动进行飞机部件调姿，使用激光跟踪测量仪对测量支臂上靶球II进行测量，获得新的全局坐标系下该靶球的球心空间坐标a_or；

步骤六、根据步骤四中获得的测量支臂上靶球II的球心空间坐标a_o和随动式定位器顶端球心空间坐标a_q的相对坐标关系Δa_o，利用公式(2)获得随动式定位器顶端球心新的空间坐标a_qr；

a_qr＝a_or+Δa_o   (2)。

本发明与现有技术相比，具有以下进步地显著性优点：(1)结构简单、成本低，容易制造和安装；(2)精度高，消除定位器制造及传动环节误差的影响，提高了测量精度；(3)通用性强，对定位器初始位姿没有要求，定位器处于状态下都可进行测量；(4)有效降低了对定位器的制造安装精度和地基的要求。

附图说明

图1为本发明中定位工艺接头的结构示意图。

图2为本发明中定位工艺接头中四个定位孔上靶球的坐标示意图。

图3为本发明中测量夹臂的结构示意图。

图4为本发明中测量支臂、定位工艺接头和随动式定位器的组合示意图。

图5为图4中支撑柱与随动式定位球连接处的放大剖面图。

图6为本发明随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具的使用状态图。

附图标号说明：1定位工艺接头、2测量支臂、3随动式定位器、4飞机部件、5激光跟踪测量仪、1a支撑板、1b定位孔、1c支撑柱、1d靶球I、2a小环支臂、2b大环支臂、2c测量孔、2d夹紧螺母、2e臂杆、2f靶球II。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的描述；

如图1、图2所示，定位工艺接头1为矩形，包括支撑板1a、垂直于支撑板1a底面对角线交点的支撑柱1c和位于支撑板1a底面对角线上且到支撑柱1a距离相等的四个定位孔1b，该四个定位孔1b上会分别装有靶球I 1d。

如图3所示，测量支臂2为环形，包括大环支臂2b和小环支臂2a，其中，大环支臂2b设有臂杆2e，该臂杆2e为长方体，其顶端设有测量孔2c，该测量孔2c的个数为5个，该测量孔上设有可拆卸的靶球II 2f，靶球II数量为1，大环支臂2b与小环支臂2a的拱环两侧分别对称设有夹紧螺母2d。

如图4、图5、图6所示，支撑柱1c位于随动式定位器3顶端的球窝内，测量支臂2的大环支臂2b与小环支臂2a的拱环两侧分别通过夹紧螺母紧固2d，将测量支臂2固定在随动式定位器3上。

本发明利用随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具进行测量的方法，包括以下步骤：

步骤一、将飞机部件通过定位工艺接头1安置在随动式定位器3上，在定位工艺接头1的四个定位孔1b上安装靶球I 1d，然后使用激光跟踪测量仪5测量该靶球，获得全局坐标系OXYZ下的四个靶球I 1d的球心空间坐标a₁、a₂、a₃、a₄；

步骤二、利用步骤一中所述的四个球心空间坐标，计算工艺接头支撑柱1c球头的球心在全局坐标系下的坐标，即为随动式定位器3顶端球心空间坐标a_q，具体为：

步骤A、定位工艺接头1的四个定位孔1b上的四个靶球I 1d球心坐标形成一个空间矩形，以支撑柱1c为Z₁轴方向，设定长边为X₁轴，短边为Y₁轴，以矩形中心O₁为原点，依照右手规则建立工艺接头坐标系O₁X₁Y₁Z₁，获得Z₁轴单位矢量方向Z₁；

a)定位工艺接头坐标系O₁X₁Y₁Z₁的X₁轴和Y₁轴的全局矢量方向为：

$X_1=\frac{a_3-a_2}{\left|\right|a_3-a_2\left|\right|},$ $Y_1=\frac{a_1-a_2}{\left|\right|a_1-a_2\left|\right|}$

其中：a₁＝[x₁，y₁，z₁]^T，a₂＝[x₂，y₂，z₂]^T，        (4)

a₃＝[x₃，y₃，z₃]^T，a₄＝[x₄，y₄，z₄]^T

b)定位工艺接头坐标系O₁X₁Y₁Z₁的Z₁全局矢量方向为：

$Z_1=\frac{a_2\×a_3}{\left|\right|a_2\×a_3\left|\right|}---\left(5\right)$

c)靶球球心坐标构成的空间矩形O₁的坐标为：

$O_1=\frac{a_1+a_2+a_3+a_4}{4}---\left(6\right)$

步骤B、获得工艺接头支撑柱球头的球心与矩形中心的空间距离l；

步骤C、结合Z₁轴单位矢量方向Z₁、空间距离l和矩形中心O₁，利用公式(3)，获得工艺接头支撑柱球头的球心在全局坐标系下的坐标a_q；

a_q＝O₁+l·Z₁         (3)

步骤三、在测量支臂的顶端的五个测量孔中选择一个测量孔，安装靶球II，而后使用激光跟踪测量仪测量该靶球，获得该球全局坐标系OXYZ下的球心空间坐标a_o；

步骤四、利用公式(1)获得测量支臂上靶球的球心空间坐标a_o和定位器顶端球心空间坐标a_q的相对坐标关系Δa_o：

Δa_o＝a_q-a_o         (1)

步骤五、在飞机部件调姿过程中，随着随动式定位器移动进行飞机部件调姿，使用激光跟踪测量仪对测量支臂上靶球II进行测量，获得新的全局坐标系下该靶球的球心空间坐标a_or；

步骤六、根据步骤四中获得的测量支臂上靶球II的球心空间坐标a_o和随动式定位器顶端球心空间坐标a_q的相对坐标关系Δa_o，利用公式(2)获得随动式定位器顶端球心新的空间坐标a_qr；

a_qr＝a_or+Δa_o      (2)。

Claims (6)

1.随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具，包括激光跟踪测量仪（5）和随动式定位器（3），其特征在于：还包括定位工艺接头（1）和测量支臂（2），其中，定位工艺接头（1）位于随动式定位器（3）的上方，测量支臂（2）环绕在随动式定位器（3）上；

所述定位工艺接头（1）包括支撑板(1a)、垂直于支撑板(1a)底面的支撑柱（1c）和位于支撑板(1a)底面对角线上且到支撑柱（1c）距离相等的四个定位孔(1b)；支撑柱（1c）和支撑板(1a)底面的接触点与支撑板(1a)底面的对角线交点重合；所述四个定位孔(1b)上分别设有靶球Ⅰ(1d)；所述支撑柱（1c）位于随动式定位器（3）顶端的球窝内；所述测量支臂（2）为环形，包括大环支臂(2b)和小环支臂(2a)，其中，大环支臂(2b)设有臂杆(2e)，该臂杆(2e)的顶端上设有测量孔(2c)，该测量孔(2c)上设有可拆卸的靶球Ⅱ(2f)。

2.根据权利要求1所述的随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具，其特征在于：所述臂杆(2e)为长方体，其顶端的测量孔(2c)的个数为5个。

3.根据权利要求1或2所述的随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具，其特征在于：所述测量孔(2c)上的靶球Ⅱ(2f)的数量为1。

4.根据权利要求1所述的随动式定位器顶端球心空间坐标的测量工具，其特征在于：所述大环支臂(2b)与小环支臂(2a)的拱环两侧分别通过夹紧螺母(2d)紧固，将所述测量支臂(2)固定在随动式定位器（3）上。

5.一种利用权利要求1所述的工具测量随动式定位器顶端球心空间坐标的方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、将飞机部件（4）通过定位工艺接头（1）安置在随动式定位器（3）上，在定位工艺接头（1）的四个定位孔(1b)上分别安装靶球Ⅰ(1d)，然后使用激光跟踪测量仪（5）测量四个靶球Ⅰ(1d)，获得全局坐标系OXYZ下的四个靶球Ⅰ(1d)的球心空间坐标a₁、a₂、a₃、a₄；

步骤二、利用步骤一中所述的四个靶球Ⅰ(1d)球心空间坐标，计算定位工艺接头支撑柱（1c）球头的球心在全局坐标系下的坐标，即为随动式定位器（3）顶端球心空间坐标a_q；

步骤三、在测量支臂（2）的顶端的五个测量孔(2c)中选择一个测量孔，安装靶球Ⅱ(2f)，而后使用激光跟踪测量仪（5）测量该靶球，获得该靶球Ⅱ(2f)在全局坐标系OXYZ下的球心空间坐标a_o；

步骤四、利用公式（1）获得测量支臂（2）上靶球Ⅱ（2f)的球心空间坐标a_o和随动式定位器（3）顶端球心空间坐标a_q的相对坐标关系Δa_o：

Δa_o=a_q-a_o (1)；

步骤五、在飞机部件调姿过程中，对测量支臂（2）上靶球Ⅱ（2f）进行测量，获得新的全局坐标系下该靶球Ⅱ（2f）的球心空间坐标a_or；

步骤六、根据步骤四中获得的测量支臂（2）上靶球Ⅱ（2f）的球心空间坐标a_o和随动式定位器（3）顶端球心空间坐标a_q的相对坐标关系Δa_o，利用公式（2）获得随动式定位器（3）顶端球心新的空间坐标a_qr；

a_qr=a_or+Δa_o （2）。

6.根据权利要求5所述的测量随动式定位器顶端球心空间坐标的方法，其特征在于：所述步骤二中计算定位工艺接头（1）中支撑柱（1c）球头的球心在全局坐标系下的坐标a_q，具体为：

步骤A、定位工艺接头（1）的四个定位孔(1b)上的四个靶球Ⅰ(1d)球心空间坐标a₁、a₂、a₃、a₄形成一个空间矩形，以支撑柱（1c）为Z₁轴方向，设定长边为X₁轴，短边为Y₁轴，以矩形中心O₁为原点，依照右手规则建立定位工艺接头坐标系O₁X₁Y₁Z₁，获得Z₁轴单位矢量方向Z₁；

步骤B、获得支撑柱（1c）球头的球心与矩形中心O₁的空间距离l；

步骤C、根据Z₁轴单位矢量方向Z₁、空间距离l和矩形中心O₁，利用公式（3），获得工艺接头支撑柱（1c）球头的球心在全局坐标系下的坐标a_q；

a_q=O₁+l·Z₁ （3）。

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