CN106392950A - 一种飞机装配型架定位器用连接结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机装配型架定位器用连接结构，属于机械自动化技术领域。所述的连接结构为L型连接件，所述的L型连接件具有相互垂直的两个平面，分别与工装骨架和定位器的支臂座之间平面接触连接，连接方式为螺钉连接；定位器的支臂与支臂座之间为圆柱副，调整好位置后销钉紧固连接。L型连接件相对于工装骨架有沿Y轴方向移动和绕Z轴方向旋转的两个自由度；支臂座相对于L型连接件有沿Z轴方向移动和绕Y轴方向旋转的两个自由度；支臂相对于支臂座有沿X轴方向移动和绕X轴方向旋转的两个自由度。本发明具有定位可靠、操作简便、应用范围广的优点。

Description

一种飞机装配型架定位器用连接结构

技术领域

本发明属于机械自动化技术领域，具体涉及一种飞机装配型架定位器用连接结构。

背景技术

飞机装配过程中所使用的具有定位要求的装备，统称为装配工艺装备，简称装配工装，其主要任务在于保证飞机产品的互换协调与几何参数，并提高劳动生产率及降低成本。其中，飞机装配型架是飞机装配中的专用工艺装备，是装配工装的重要组成部分，具有与飞机构造密切相关的特点，是保证飞机装配质量的可靠措施。装配型架结构设计是否合理正确，不但对装配型架本身制造工作量大小、周期长短、成本高低和装配条件有直接影响，而且也决定着各工件的对接、配合尺寸是否一致，对飞机装配的互换协调性、制造质量和进度有很大的影响，影响着整个飞机的制造周期。

飞机装配型架主要由骨架和定位器两部分组成。图1和图2为一种无人机装配型架的整体和局部结构图。其中骨架是型架的基体，主要用于定位器、夹紧器的固定和支撑，同时确保这些元件空间位置的准确性和稳定性。定位器是飞机装配型架中广泛采用的定位元件，主要用于支撑、定位和夹紧工件，保证所定位的工件处于正确、可靠的位置，以及各部件的互换和对接接头的协调等。现有技术中在装配型架上使用了多种类型的定位器，如外形定位器、接头定位器以及工艺孔定位器等。随着我国飞机制造业水平的大幅提升，整体结构件大量应用于飞机设计制造中，接头定位器因其定位准确、节省空间、方便美观等优点，在设计和生产中越来越多地被采用，已成为装配型架中主要的定位元件。

在装配型架设计过程中，由于设计水平和风格等的差异，接头定位器的结构形式多样。从接头定位器的定位和互换性功能方面考虑，结构通常都可以划分为支撑部件和工作部件两大部分，图3所示即为一种典型的传统定位器，其主要由工作件、支臂和支臂座组成，支臂座与工装骨架直接相连。现定义X轴方向沿支臂轴线方向；Y轴方向与X轴垂直，并平行于支臂座与工装骨架的贴合面；Z轴垂直于支臂座与工装骨架的贴合面。该种定位器在X轴方向的平移和转动自由度主要靠调整支臂实现，在沿X轴、Y轴方向的平移和绕Z轴转动的自由度的调整主要靠支臂座在工装骨架上的滑动实现，而绕Y轴的翻转和沿Z轴的移动只能靠打磨支臂座底面或者在支臂座与骨架之间加垫片来实现。这种调整方式对工人的操作能力要求较高，也非常费时。

发明内容

本发明提供一种飞机装配型架定位器用连接结构。所述的连接结构为L型连接件，所述的L型连接件具有相互垂直的两个平面，分别与工装骨架和定位器的支臂座之间平面接触连接，连接方式为螺钉连接；定位器的支臂与支臂座之间为圆柱副，调整好位置后销钉紧固连接。

所述的L型连接件的两个平面上分别开有四个长圆孔；每个平面上的长圆孔的长度方向垂直于所述L型连接件两个互相垂直的面的交线；所述的长圆孔的长度为l，宽度和半径均为r₁，如果螺钉的半径为r₂，则有r₁>r₂，L型连接件相对于工装骨架沿Y轴平移的位置调整空间为：l+2(r₁-r₂)；所述Y轴垂直于L型连接件与支臂座的贴合面。

当所述的长圆孔的长度l＝0时，此时的长圆孔变为半径为r₁的圆孔结构，L型连接件相对于工装骨架沿Y轴平移的位置调整空间为：2(r₁-r₂)。

L型连接件相对于工装骨架有沿Y轴方向移动和绕Z轴方向旋转的两个自由度；支臂座相对于L型连接件有沿Z轴方向移动和绕Y轴方向旋转的两个自由度；支臂相对于支臂座有沿X轴方向移动和绕X轴方向旋转的两个自由度；所述的Y轴垂直L型连接件与支臂座的贴合面，所述X轴沿着支臂长轴方向，所述的Z轴垂直L型连接件与工装骨架的贴合面。

本发明的优点在于：

(1)定位可靠：该连接结构与定位器其他零件之间的连接方式为面与面的贴合，经过螺钉紧固后可实现定位器的可靠定位；

(2)操作简便：避免了传统定位器须打磨、加垫片等复杂操作，对工人操作水平要求低，可有效提高生产效率；

(3)应用范围广：当飞机机身零部件已放置到某一确定位置，具备该新型连接结构的定位器可以通过调整适应零部件的当前位置，然后紧固保证定位，故该连接结构可应用于机械手自动化装配的场合。

附图说明

图1是现有技术中的无人机装配型架的整体结构示意图。

图2是图1中所述的无人机装配型架的局部结构示意图。

图3是现有技术中典型的传统定位器结构示意图。

图4是采用本发明的新型定位器结构示意图。

图5是L型连接件与工装骨架的连接方式示意图。

图6是螺钉在长圆孔中的移动范围示意图。

图7是定位器旋转空间分析原理图。

图8是图7的局部放大图。

图9是采用本发明所述新型连接结构的定位器各零件坐标系示意图。

图中：

1.定位器；2.工装骨架；3.支臂；4.支臂座；

5.L型连接件；501.长圆孔；6.螺钉。

具体实施方式

下面将结合附图和实例对本发明作进一步的详细说明。

本发明提供一种飞机装配型架定位器用连接结构，所述连接结构为L型连接件，所述的L型连接件的两个面相互垂直，并分别连接定位器的支臂座与工装骨架，如图4所示。工装骨架与L型连接件、L型连接件与支臂座之间皆为平面贴合，定位完成后靠螺钉紧固。支臂与支臂座之间为圆柱副，调整完成后靠销钉紧固。所述L型连接件的两个互相垂直的面上分别设置有四个长圆形螺钉间隙孔，如图5所示，所述的长圆形螺钉间隙孔的长轴垂直于所述L型连接件两个互相垂直的面的交线。这样在所述L型连接件分别与所述的支臂座和工装骨架用螺钉连接时，螺钉与长圆形螺钉间隙孔之间的间隙可保证定位器末端有一定的调整空间。所述的调整空间是指定位器沿Y轴和Z轴的位移空间和旋转空间。

使用方法：先将L型连接件上的八个螺钉轻轻拧紧，保证L型连接件与工装骨架及支臂座接触面贴合并可进行一定的滑动。根据定位要求对定位器进行六个自由度的调整，满足要求后将八个螺钉拧紧，同时在支臂和支臂座上安装销钉，保证定位的可靠性。

采用本发明所述连接结构的定位器具有的自由度如图4所示。现定义X轴方向沿支臂轴线方向；Y轴垂直于支臂座与L型连接件的贴合面；Z轴垂直于L型连接件与工装骨架的贴合面。L型连接件相对于工装骨架有沿Y轴方向移动和绕Z轴方向旋转的两个自由度；支臂座相对于L型连接件有沿Z轴方向移动和绕Y轴方向旋转的两个自由度；支臂相对于支臂座有沿X轴方向移动和绕X轴方向旋转的两个自由度。根据以上分析，定位器末端的位置可以实现六个自由度的调整。

受骨架制造、安装等误差的影响，定位器末端的位姿也会产生较大误差，其中主要是位置误差，也有一定的姿态误差。因此定位器末端需要有足够的调整空间。L型连接件上的长圆形螺钉间隙孔设计如图5所示，保证了定位器末端有足够的沿Y、Z方向移动的调整空间；所述长圆形螺钉间隙孔为长圆孔，所述长圆孔的直径比螺钉直径稍大，可保证定位器末端有一定的绕Y、Z转动的调整空间。长圆孔的长度、宽度和直径可根据实际需要的调整空间进行设计。长圆孔长度越大，定位器沿Y、Z轴移动地调整空间越大；长圆孔直径越大，定位器绕Y、Z轴转动的调整空间越大。

首先分析L型连接件相对于工装骨架沿Y轴平移的位置调整空间以及绕Z轴旋转的姿态调整空间。

易知L型连接件相对于骨架沿Y轴平移的位置调整空间为：l+2(r₁-r₂)，其中r₁、l分别为长圆孔的半径和长度，r₂为螺钉半径，r₁>r₂，如图6所示。

特殊情况，当所述的长圆孔的长度l＝0时，此时的长圆孔变为半径为r₁的圆孔结构，L型连接件相对于工装骨架沿Y轴平移的位置调整空间为：2(r₁-r₂)。

下面以一对长圆孔和螺钉为研究对象分析L型连接件绕Z轴旋转的姿态调整空间。以四个长圆孔分布圆圆心O₁和四个螺钉分布圆圆心O₂为坐标原点分别建立长圆孔平面坐标系O₁X₁Y₁和螺钉平面坐标系O₂X₂Y₂，X1轴和X2轴沿长圆孔的宽度方向，Y1轴和Y2轴沿长圆孔的长度方向，如图7所示。现分析螺钉坐标系原点O₂在长圆孔坐标系中坐标为(Δx,Δy)时螺钉坐标系可实现的绕O₂旋转的角度范围。

图7中半径为r₁的圆表示长圆孔两端的圆弧所在的圆，半径为r₂的圆表示螺钉，虚线和双点划线所示为两个螺钉绕O₂旋转到两个极限位置时的情形。

连接图8中A、B、C三点构成三角形ABC。其中A点为初始螺钉中心点(即图8中半径为r2的圆的圆心)，B点为长圆孔中一端圆弧的圆心点(即图8中半径为r1的圆的圆心)，C点为旋转后螺钉中心点(图8中虚线圆的圆心)。图8中三角形ABC的边a代表螺钉坐标系原点相对于长圆孔坐标系的偏移量，长度即为边b代表螺钉和长圆孔的半径差，即为Δr＝r₁-r₂；边c为螺钉从图中r₂实线位置旋转到图中虚线位置的偏移量，因旋转角度很小，其方向可近似看作沿竖直方向，如图8所示。

根据余弦定理可得方程：

b²＝Δx²+(Δy+c)²

由于c＞0，解得：

则螺钉坐标系绕O₂的旋转角度θ₁为：

其中R为螺钉分布圆半径。

同理可求得图8中

则L型连接件相对于工装骨架平移到(Δx,Δy)位置时绕Z轴旋转的最大角度θ_z为:

同理可求得支臂座相对于L型连接件平移至(Δx,Δz)位置时绕Y轴旋转的最大角度θ_y为：

易知支臂座相对于L型连接件沿X轴平移的调整空间为l+2(r₁-r₂)；而支臂的调整空间为沿X轴平移L(L为支臂在支臂座中可移动长度)，沿X轴可旋转360°。

综上可得定位器调整空间如下表1：

表1定位器调整空间

现给定定位器末端的任意位姿，分析能否通过定位器在各自由度的调整实现这一位姿。

在工装骨架、L型连接件、支臂座、支臂上分别建立直角坐标系O₀X₀Y₀Z₀、O₁X₁Y₁Z₁、O₂X₂Y₂Z₂和O₃X₃Y₃Z₃，其中，面O₀X₀Y₀和面O₁X₁Y₁都位于L型连接件与骨架的贴合面；Y₂轴垂直于L型连接件与支臂底座的贴合面；X₂轴与X₃轴皆与支臂轴线重合。

已知O₃X₃Y₃Z₃相对于O₀X₀Y₀Z₀的RPY角A、B、C和位置坐标X、Y、Z，即可写出两个坐标系的相对位姿矩阵：

设定位器各零件的调整量为Δx、Δy、Δz、Δα、Δβ、Δγ，它们分别为沿X、Y、Z轴的三个移动量和三个转动量，其中L型连接件的两个调整量为Δy、Δγ，支臂座的两个调整量为Δz、Δβ，支臂调整量为Δx、Δα。

则定位器各坐标系的位姿变换矩阵如下：

则O₃X₃Y₃Z₃相对于O₀X₀Y₀Z₀的位姿变换矩阵为：

由矩阵(1)和矩阵(2)相等可得方程组：

解得：

跟据以上分析，当给定定位器末端的一组位姿参数A、B、C、X、Y、Z，即可求得定位器在各个自由度上的调整量Δx、Δy、Δz、Δα、Δβ、Δγ。这就证明了通过定位器的六自由度调整实现其末端调整空间内任意位姿的可行性。

Claims (4)

1.一种飞机装配型架定位器用连接结构，其特征在于：所述的连接结构为L型连接件，所述的L型连接件具有相互垂直的两个平面，分别与工装骨架和定位器的支臂座之间平面接触连接，连接方式为螺钉连接；定位器的支臂与支臂座之间为圆柱副，调整好位置后销钉紧固连接。

2.根据权利要求1所述的一种飞机装配型架定位器用连接结构，其特征在于：所述的L型连接件的两个平面上分别开有四个长圆孔；每个平面上的长圆孔的长度方向垂直于所述L型连接件两个互相垂直的面的交线；所述的长圆孔的长度为l，宽度和半径均为r₁，如果螺钉的半径为r₂，则有r₁>r₂，L型连接件相对于工装骨架沿Y轴平移的位置调整空间为：l+2(r₁-r₂)；所述Y轴垂直于L型连接件与支臂座的贴合面。

3.根据权利要求2所述的一种飞机装配型架定位器用连接结构，其特征在于：当所述的长圆孔的长度l＝0时，此时的长圆孔变为半径为r₁的圆孔结构，L型连接件相对于工装骨架沿Y轴平移的位置调整空间为：2(r₁-r₂)。

4.根据权利要求1所述的一种飞机装配型架定位器用连接结构，其特征在于：L型连接件相对于工装骨架有沿Y轴方向移动和绕Z轴方向旋转的两个自由度；支臂座相对于L型连接件有沿Z轴方向移动和绕Y轴方向旋转的两个自由度；支臂相对于支臂座有沿X轴方向移动和绕X轴方向旋转的两个自由度；所述的Y轴垂直L型连接件与支臂座的贴合面，所述X轴沿着支臂长轴方向，所述的Z轴垂直L型连接件与工装骨架的贴合面。