CN102905976B - 用于将托架组装在飞行器结构中的装置和方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于将零部件组装在结构上的定位装置。具体地，本发明涉及一种用于将固定托架组装在飞行器结构上的定位装置。激光投影仪直接附接到飞行器的刚性结构上，因此，投影仪相对于该结构的位置是稳定的，即使在所述结构轻微变形的情况下亦是如此。投影仪的位置通过固定的标杆以准确的方式而确定，所述固定的标杆也附接到主要结构。本发明还涉及一种用于实施所述装置的方法。

Description

用于将托架组装在飞行器结构中的装置和方法

技术领域

本发明涉及一种用于在结构上组装零部件的定位装置。更具体地，本发明涉及一种设计用于将固定托架组装至飞行器结构上的定位装置。

背景技术

飞行器结构的固定托架用于对所述结构中的系统进行定位以及支承。这些系统是用于电缆的路径或输送各种流体的管道，诸如用作行李架或设备的托架之类的客舱安装元件。

这些托架通常通过铆钉或结构连结件紧固至机身的结构。在商用飞行器，例如宽机体飞机的情况下，这些托架的数量、种类和定位根据由经营所述飞行器的航空公司所选择的装配件选项对于不同的所述飞行器而不相同。因此，所述托架必须根据要求而定位和紧固到所述结构上。所需的定位精度以1毫米为单位。

从现有技术中已知的是：使用激光投影仪来将所述托架的轮廓以所述托架的计划位置而投影到结构上，并且用这种方式便利了负责将所述托架紧固到飞行器结构的团队的工作。但是，这些装置使用起来复杂而且通常不能使得达到所要求的精度等级。主要的困难在于获得投影仪在飞行器结构内的已知并且稳定的定位。实际上，这种投影仪使用来自数字模型的信息以对投影所需校正值进行计算，使得所投影的轮廓与要被定位的对象的轮廓相同，其中，来自数字模型的信息包括托架的几何形状定义以及托架在结构内的位置和定向。这些校正因素特别考虑到了从投影透镜的焦点到投影表面的准确距离，以及光轴与所述表面的法向之间的角度。为此，这些参数必须是完全已知并且能够被确定。

另外，由于飞行器的结构在这个组装阶段布满了结构元件，例如框架、桁条或支架，因此存在有投影仪的下述最佳位置：这些最佳位置提供了通向最大可见体积的通路，即，投影仪的这些显著位置允许最大数量的轮廓被投影到结构上，而不需要通过构成所述结构的元件来遮蔽光束。

根据现有技术，投影仪通常在结构之外放置在三脚架上，其中投影仪相对于这种结构的位置不能够精确地获知。此外，该位置是不稳定的。因此，不能达到所需的精确性。

发明内容

为解决现有技术的这些缺点，本发明提出了一种用于对固定托架进行定位以将该固定托架组装在飞行器结构中的定位装置，该定位装置包括：

激光投影仪，该激光投影仪能将要安装在飞行器结构上的固定托架的轮廓投影在飞行器结构的元件上，该激光投影仪投影在每个接受固定托架的飞行器结构的元件上的轮廓对应于该固定托架在飞行器结构的元件上的接触表面的理论轮廓；

支承件，该支承件紧固到飞行器结构，使得该支承件是能够移除的，该支承件以限定的位置和方向将所述投影仪紧固至飞行器结构；

一组标杆，该一组标杆在投影仪的可见空间内紧固到飞行器结构，使得相对于所述结构对投影仪进行定位。

因此，由于投影仪被直接紧固到刚性结构，投影仪相对于刚性结构的位置是稳定的，即使所述结构经历轻微的变形亦是如此。投影仪的位置通过利用同样紧固到飞行器结构的标杆而精确确定。

该装置可以根据下文所述的各种有利的实施方式来实现，这些有利的实施方式可以被单独的或组合地进行考虑。

有利地，一组标杆包括定位在中央孔或“基准点”中的6个标杆，其中，该中央孔或“基准点”是在构成飞行器结构的元件中预先钻制的。这些中央孔的位置对于所有相同类型的结构而言是相同的。以这种方式，安装被简化并且定位的可变性被减小。使用6个标杆允许在投影仪的空间中完成位置和方向的完整定位。因此，如果要关闭激光束，定期和偶尔地在这些参考标杆上执行重新校准步骤是可能的。

投影仪有利地紧固到具有支承件的结构上。所述支承件有利地通过钳型夹紧装置连接到结构，使得所述支承件是可移除的。为避免在紧固支承件时损坏结构，这些夹紧装置被转矩螺钉控制，其中，这些转矩螺钉的紧固转矩被调节以确保投影仪支承件是不动的而不需要在紧固点处对结构元件进行标记。

有利地，该投影仪具有到计算机的计算机连结部，该计算机包括要被投影的托架的几何形状定义和飞行器结构的几何形状定义。用这种方式，在投影仪和计算机之间建立了对话，以便根据投影仪在飞行器结构的空间内的准确位置来计算出准确的投影校正值。

本发明还涉及一种用于将固定托架组装在飞行器结构中的方法，该方法有利地利用了以上描述的装置，并且该方法包括以下步骤：

a.将根据上述的实施方式中的任一个的装置紧固到飞行器结构；

b.借助于标杆确定投影仪在结构的空间内的准确位置；

c.将要安装的托架的轮廓以托架的最终位置投影到构成结构的元件上；

d.将托架在托架由此限定的位置处组装在结构上。

该方法使得能够将托架紧固在确切位置处，同时显著地减小用于对这些托架进行定位所需的测量时间。

有利地，在步骤“a”中将标杆在所述结构元件中的预先钻制的孔中紧固到所述元件。用这种方式，减小了投影仪的校准时间。

有利地，当通过铆钉型紧固件来组装托架时，步骤“c”的投影包括在紧固有托架的结构元件中对待制造的钻孔进行定位。

还有利地的是，投影能够包括其它信息项目，例如用于托架或与所述托架的安装有关的基本操作条件的识别编码。这些信息项目是为负责安装的操作者的安装技巧和报警元件。这些项目允许安装方法可靠地进行并且提高其生产效率。

有利地，在投影步骤之前，对托架的和飞行器结构的几何形状定义的计算机处理基于来自数字模型的数据而实现，该处理包括以下步骤：

基于数字模型获得托架的和托架在结构中的投影区域的几何形状定义；

从托架的几何形状定义中移除与安装托架无关的任何信息；

清理托架的用于投影的几何形状定义文件，使得仅保留允许对所述托架进行紧固的孔的位置，和托架的与所述托架紧固其上的结构元件相接触的形状。

该处理使得能够减少要由装置进行处理的数据量，并且因此同时对要被安装的托架的更多位置进行投影。

附图说明

现在将以在图1至图5中示出的优选非限制性实施方式为背景对本发明进行更确切的描述，在附图中：

图1是飞行器结构在其没有蒙皮的情况下的分解立体图，其中，安装了根据本发明的特定实施方式的装置；

图2是根据本发明的装置的特定实施方式在飞行器结构中的安装的立体详图；

图3示出了投影仪支承件的特定实施方式的立体图；

图4以立体图示出了将标杆安装在结构元件中预先钻的孔中的的安装原理；以及

图5示出了与托架有关的、用于实现将托架的轮廓在结构的元件上投影的几何形状数据的计算机处理的原理。

具体实施方式

图1：为了对固定托架在飞行器结构1，例如在鼻锥体中的紧固位置进行定位，本发明提出采用激光投影仪2，所述激光投影仪2能够将要安装在飞行器结构上的托架的轮廓投影在所述结构的元件上。激光投影仪通过支承件3紧固到飞行器结构，支承件3优选地以可移除的方式紧固到结构的刚性元件，例如框架10，11或结构的其他合适的刚性元件上。

图2：根据优选的实施方式，投影仪支承件3由支承平台30构成，支承平台30以可定向的方式紧固到两个平行的轨道31，32；这些轨道借助于通过夹紧而连接到结构元件12，13的钳型夹紧装置34悬挂到主要结构上。

图3：根据该相同的实施方式，投影仪支承件还包括两个皮带35，35’，所述两个皮带使得投影仪支承件在结构上的安装是牢固的。支承件使得能够通过滑动轨道31，32沿X平移来调整投影仪的位置以及通过紧固固定螺钉37来限制该位置。在将支承件安装到结构上和将夹紧装置34，34’，34”和34”’紧固到结构元件上期间获得了沿Y平移和绕Z旋转的位置调整。这些夹紧装置包括由足够软的、在结构部分紧固时不留痕迹的材料制成的两个垫片341，342。作为非限制性的例子，垫片可由商标名为的可以商业方式获得的聚甲醛制成。垫片341中的一个连接到螺钉340，螺钉340能够在起作用时将两个垫片341，342一起靠近并且用这种方式来获得所需的紧固。有利地，该螺钉是转矩螺钉，该转矩螺钉的最大紧固转矩可通过构造在其控制机构中的摩擦装置进行调节。这种转矩螺钉可通过商标名为以商业方式获得。平台30通过可以被限制旋转的枢轴36具有相对于轨道的Y轴线方向枢轴连接。

图4：为在飞行器结构中寻找投影仪的准确位置，标杆40-45被紧固到所述结构，优选地紧固在框架101，102中的预先钻制的孔中。投影仪在飞行器结构空间内的位置因此能够通过对投影仪和这些标杆中的每一个之间的距离进行测量而完全获知。该位置和方向信息与来自飞行器的数字模型和来自托架的限定的几何信息被共同利用来对下述方面进行计算：托架在投影仪的参考空间内的准确位置以及要应用到投影的光学校正值，使得投影在每个接受托架的结构元件上的轮廓适当地对应于所述托架在此结构元件上的接触表面的理论轮廓。

图5：要安装在结构中的托架5的接触表面是基于飞行器结构的数字模型和所述托架的CAD定义来确定的。在投影之前，代表了托架的CAD实体被减小至二维实体51，该二维实体51定向在空间中且对应于所述托架在所考虑到的结构元件上的接触表面，以及任何钻孔的位置510，511。该减小的几何形状定义被投影仪和它的软件使用以对轮廓51进行投影。

上面的描述清楚地表示：通过本发明的各种特征及其优点，本发明实现了由其自身设定的目的。特别是，这使得能够在飞行器结构中对许多固定托架进行简单且精确的定位，以用于托架与该结构的组装。

Claims (9)

1.一种用于对固定托架进行定位以使其组装到飞行器结构(1)的定位装置，所述定位装置包括：

激光投影仪(2)，所述激光投影仪能将要安装在所述飞行器结构(1)上的所述固定托架的轮廓投影在所述飞行器结构(1)的元件上；

一组标杆(40，41，42，43，44，45)，所述一组标杆在所述激光投影仪的可见空间内紧固到所述飞行器结构(1)，使得所述激光投影仪相对于所述飞行器结构定位；

其特征在于，所述激光投影仪投影在每个接受所述固定托架的所述飞行器结构的元件上的轮廓对应于所述固定托架在所述飞行器结构的元件上的接触表面的理论轮廓，以及

所述定位装置包括支承件(3)，所述支承件(3)紧固到所述飞行器结构(1)，使得所述支承件(3)是能够移除的，所述支承件(3)以限定的位置和方向将所述激光投影仪紧固到所述飞行器结构(1)。

2.根据权利要求1所述的定位装置，其特征在于，所述一组标杆(40，41，42，43，44，45)包括定位于在构成所述飞行器结构(1)的元件(101，102)中的预先钻制的中央孔中的6个标杆。

3.根据权利要求2所述的定位装置，其特征在于，所述支承件(3)通过转矩螺钉(340)紧固到所述飞行器结构(1)。

4.根据权利要求1所述的定位装置，其特征在于，所述装置包括计算机，所述计算机具有至所述激光投影仪(2)的计算机连接部，所述计算机包括要被投影的所述固定托架(5)的和所述飞行器结构的几何形状定义。

5.一种用于将固定托架(5)组装到飞行器结构(1)的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

a.将根据前述权利要求中的任一项所述的定位装置(2，3，40，41，42，43，44，45)紧固到所述飞行器结构(1)；

b.借助于所述标杆(40，41，42，43，44，45)确定所述激光投影仪在所述飞行器结构的空间内的准确位置；

c.将要安装的所述固定托架的轮廓以所述固定托架的最终位置投影到构成所述飞行器结构的元件上；

d.将所述固定托架(5)在由此限定的所述固定托架(5)的位置处组装在所述飞行器结构(1)上。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在步骤“a”中，将所述标杆(40，41，42，43，44，45)在预先钻制于所述飞行器结构(1)的元件(101，102)中的孔中紧固到所述元件。

7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在步骤“c”中，所述轮廓的所述投影包括要在所述飞行器结构中实现的用铆钉型紧固件来紧固所述固定托架(5)所需的钻孔的定位。

8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在步骤“c”中，所述投影包括投影用于所述固定托架的参照的识别编码。

9.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述方法还包括在所述步骤“c”之前的如下步骤：

基于数字模型获得所述固定托架的和所述固定托架在所述飞行器结构中的投影区域的几何形状定义；

从所述固定托架的所述几何形状定义中移除与安装所述固定托架无关的任何信息；

清理所述固定托架的用于所述投影的几何形状定义文件，使得仅保留允许对所述固定托架进行紧固的孔的位置(510，511)、以及所述固定托架的与所述固定托架所紧固至的所述飞行器结构的元件相接触的轮廓。