CN110238649B - 一种用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，该系统包括底座，升降机构、翻转机构、角向微调机构、夹持机构、上料装配机构和检测机构；升降机构带动翻转机构竖直上下运动，上料装配机构上具有上料工位和装配工位，上料工位和装配工位共同沿X向水平移动，装配工位能够沿Y向水平移动和绕C轴旋转，待装配的零件分别置于上料工位和装配工位上；翻转机构带动夹持机构绕B轴旋转，角向微调机构安装在夹持机构和翻转机构之间实现对夹持机构绕A轴转动量微调；检测机构完成零件间的平面间隙和角度偏摆量测量，通过上料装配机构、翻转机构及角向微调机构完成偏差量调整。本发明可有效降低现场工人操作难度，保证安全的同时提高其生产率。

Description

一种用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统

技术领域

本发明涉及一种可重配置人机协同装配系统，具体涉及一种适用于以航空发动机、船用燃气轮机等筒状部件为主的发动机本体组件的人机协同装配系统，属于试验设备领域。

背景技术

发动机本体组件由转子、静子系统和多个圆筒形的涡轮机匣以及燃烧室组成，在实际装配中需要保证多个涡轮机匣和燃烧室的同轴安装，且转子叶片外径与涡轮机匣的进出口间隙要均匀。目前对上述零件的装配主要依靠工人手动完成，由于涡轮机匣和燃烧室体积和重量较大，使得装配过程的搬运和翻转十分困难；此外，装配过程中的同轴度等指标的检测通常用间接测量，导致装配精度要进行多次装调来保证，造成装配周期长，成本高、效率低的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，能够实现对两个以上的涡轮机匣和燃烧室进行精确装配并完成相应的装配精度测量。

一种用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，该系统包括底座，升降机构、翻转机构、角向微调机构、夹持机构、上料装配机构和检测机构，外围设备为待装配的涡轮机匣和燃烧室机匣；

所述升降机构、上料装配机构和检测机构固定安装在底座上，升降机构带动翻转机构沿垂直于水平面的Z向上下运动，上料装配机构上具有上料工位和装配工位，上料工位和装配工位共同沿X向水平移动，装配工位能够沿Y向水平移动和绕C轴旋转，待装配的涡轮机匣和燃烧室机匣分别置于上料工位和装配工位上；所述翻转机构带动夹持机构绕平行于Y向的B轴实现旋转运动，所述角向微调机构安装在夹持机构和翻转机构之间实现对夹持机构绕平行于X向的A轴转动量微量调节；所述检测机构完成涡轮机匣和燃烧室间的平面间隙和角度偏摆量测量，通过上料装配机构、翻转机构及角向微调机构完成偏差量调整。

进一步地，所述升降机构包括立柱和Z向位移台；所述立柱与底座固定连接；所述Z向位移台通过电机驱动丝杠螺母副产生直线移动，Z向位移台上的移动部分与翻转机构的安装外壳固定连接。

进一步地，所述翻转机构由安装外壳、伺服电机、减速器以及旋转平台组成，伺服电机通过减速器驱动安装在安装外壳内的旋转平台产生绕B轴的旋转运动，继而带动与旋转平台相连的角向微调机构、夹持机构实现规定动作。

进一步地，所述夹持机构包括夹持机构底板、三根梯形丝杠、两对滑座、夹爪支座及夹爪；所述夹持机构底板上布置三根梯形丝杠，三根梯形丝杠分别为位于同一导轨副上的两根短行程梯形丝杠和一根长行程双向梯形丝杠，一对滑座位于一根长行程双向梯形丝杠上，另一对滑座分别位于两根短行程梯形丝杠上，夹爪支座与滑座相连，夹爪安装在夹爪支座上。

进一步地，所述角向微调机构包括电机座、角向微调机构驱动电机、波纹管联轴器、短轴丝杠、丝杠螺母和铰支座；

所述夹持机构底板通过两根安装轴和铰支座活动安装在角向微调机构安装板的正面，两根安装轴为平行且上下布置，上方的安装轴的背面安装电机座和角向微调机构驱动电机，角向微调机构驱动电机通过波纹管联轴器带动短轴丝杠旋转，继而使短轴丝杠上的丝杠螺母沿轴向位移，夹持机构底板跟随上下两根安装轴的铰支座发生一定角度的翻转以满足轴向距离的改变。

进一步地，所述上料装配机构还包括X向长行程位移台，Y向短行程位移台和C轴旋转单元；其中X向长行程位移台与底座固定，用于夹持过程中完成上料工位与装配工位的切换并调整X向偏差，同时为Y向短行程位移台、上料工位、装配工位及C轴旋转单元提供承载平台；Y向短行程位移台固定在X向长行程位移台中的X向位移板上，用于调整涡轮机匣和燃烧室轴线与夹持机构轴线的Y向偏差，并承载C轴旋转单元和装配工位，装配工位与C轴旋转单元相连；C轴旋转单元用于旋转涡轮机匣和燃烧室用以检测机构的数据采样，达到装配系统检测指标精度要求；上料工位为内部中空的筒状结构件，上料工位与X向位移板相连，上料工位通过其上表面外侧呈120°环形分布的三个销钉孔实现对涡轮机匣和燃烧室的周向定位；装配工位由零件工装和连接盘构成，零件工装用以承接涡轮机匣和燃烧室，并在保证强度足够的情况下通过开孔实现减重，而连接盘和定位盘用以连接C轴旋转单元和零件工装，其外侧呈120°环形分布三个装配力监测单元实时监控涡轮机匣和燃烧室表面接触力并反馈至控制系统指导装配动作。

进一步地，所述装配力监测单元包括上压盘、弹簧、止转钉、单轴力传感器、定位盘、下压盘、连接盘和传感器固定座；

所述连接盘分为上下两层，上层连接盘上加工安装孔用于安装上压盘、下压盘和传感器固定座，下层连接盘上加工安装孔用于安装单轴力传感器；所述上压盘通过传感器固定座安装在上层连接盘的安装孔上方，下压盘位于安装孔的下方，止转钉安装在下层连接盘上并限制下压盘的周向转动；上压盘和下压盘通过螺钉连接在一起，上压盘和下压盘之间安装弹簧，调节螺钉与下压盘的旋合长度可实现弹簧预紧力大小的调节；所述单轴力传感器安装在下层连接盘的安装孔内，下层连接盘通过定位盘与C轴旋转单元连接，单轴力传感器的上端与下压盘接触，单轴力传感器的下端与定位盘之间留有间隙，用于保证单轴力传感器不受到损坏。

进一步地，所述检测机构通过激光位移传感器和相机镜头组件完成待装配的涡轮机匣和燃烧室之间的平面间隙及角度偏摆量测量；装配完成后，激光位移传感器通过打点采样并利用算法完成同轴度检测及间隙检测。

有益效果：

1、本发明能够利用电机驱动实现上料和装配的自动化操作，同时在定位完成后利用检测机构完成同轴度和间隙检测，具有使用方便、操作简单、结构紧凑、高精度、高强度及高寿命等特点，可有效降低现场工人操作难度，保证安全的同时提高其生产率。

2、本发明角向微调机构中利用波纹管联轴器具有微量角度补偿的特点，通过“伺服电机-波纹管联轴器-丝杠-螺母-轴承-铰支座”四连杆式作用机构来实现对涡轮机匣及夹持机构的角度微调，满足了在同一机构和一次装夹中完成所有偏差调整的要求。涡轮机匣和燃烧室在装配过程中，由于各零件以及整机翻转过程存在诸如载荷作用变形、表面制造误差、旋转电机定位误差等多方面因素导致出现上下零件轴线发生相对偏移的现象，故而该角向微调机构具有机构简单，操作方便，结构紧凑，负载能力强并且使用寿命长的特点，容易实现翻转动作的微调。

3、本发明的夹持机构采用了三根梯形丝杠，三根梯形丝杠分别为位于同一导轨副上的两根短行程梯形丝杠和一根长行程双向梯形丝杠的布置方案，避免了在使用多对夹爪同时进给夹持涡轮机匣和燃烧室时，由于夹爪制造误差，涡轮机匣和燃烧室表面形状误差等因素造成的零件轴线与夹爪夹持理论轴线不重合的情况，这时如果双向丝杠上的夹爪夹紧机匣零件，然而另外一对夹爪出现距离涡轮机匣和燃烧室表面距离不一的情况，这时就需要单独驱动的短行程丝杠传动系统对两个夹爪单独驱动调整实现夹紧功能。

附图说明

图1为本发明的人机协同装配系统整机结构示意图；

图2为本发明的人机协同装配系统角向微调机构结构示意图；

图3为本发明的人机协同装配系统夹持机构结构示意图；

图4为本发明的夹持机构、角向微调机构与翻转机构的安装关系示意图；

图5为本发明的人机协同装配系统中激光位移传感器检测单元及视觉对位单元结构示意图；

图6为本发明的人机协同装配系统装配工位结构示意图；

图7为本发明的人机协同装配系统装配力监测单元剖视图；

图8为装配对象(涡轮机匣与燃烧室机匣)的位置关系示意图。

其中：1.铸铁底座、2.立柱、3.Z向位移台、4.翻转机构、5.检测机构X向位移台、6.检测机构Z向位移台、7.检测机构Y向位移台、8.X向位移台、9.上料工位、10.Y向位移台、11.装配工位、12.电机座、13.角向微调机构驱动电机、14.波纹管联轴器、15.轴承A、16.轴承B、17.短轴丝杠、18.丝杠螺母、19.轴承C、20.短安装轴、21.铰支座、22.轴承D、23.长安装轴、24.夹持机构底板、25.力矩电机、26.短行程丝杠传动单元、27.滑座、28.夹爪支座、29.辅助夹爪、30.轻载夹爪、31.长行程双向梯形丝杠传动单元、32.重载夹爪、33.支撑板、34.B轴旋转单元、35.支架、36.激光位移传感器检测单元、37.视觉对位单元、38.上压盘、39.弹簧、40.止转钉、41.单轴力传感器、42.定位盘、43.连接盘、44.下压盘、45.传感器固定座、46.C轴旋转单元、47.装配力监测单元、48.角向微调机构、49.零件工装。

具体实施方式

下面结合附图8中的两个待装配的筒形零件(轴向长度较长的是涡轮机匣，轴向长度较短的是燃烧室)对本发明进行详细描述：

如图1所示，本发明提供了一种用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，该系统整机以铸铁底座1为支撑，承载立柱2、检测机构Y向位移台7、X向位移台8，各机构通过螺钉固定于铸铁材料的底座上，翻转机构4等机构依次通过螺钉相连最终附于立柱2的正表面，检测机构Y向位移台7作为检测机构支撑件，与检测机构X向位移台5、检测机构Z向位移台7构成三自由度位移台，为激光位移传感器检测单元36及视觉对位单元37提供运动支持，X向位移台8为上料工位9、Y向位移台10、装配工位11提供运动支撑，上料工位9及Y向位移台10通过螺钉固连于X向位移台8的位移板上，以C轴旋转单元46及装配力监测单元47为主的装配工位11通过螺钉固连于Y向位移台10上。

此时，燃烧室已经放置于装配工位11中的机匣工装49中，涡轮机匣由工人手抱或天车悬吊放置于上料工位9上，通过上料工位上表面的三个销钉孔直接实现对涡轮机匣的周向定位。X向位移台8通过电机驱动使上料工位9切换至夹持位置即夹持机构正下方，Z向位移台3在电机作用下带动夹持机构下移至理论接触位置偏下五毫米左右的位置。由于涡轮机匣质量不大，故而采用轻载夹爪30完成夹取动作。轻载夹爪30采用V型块结构，接触表面贴有聚四氟乙烯片来保证柔性接触。如附图3所示，轻载夹爪30通过螺钉固定于夹爪支座28上，夹爪支座28通过四个边角的螺钉固定于滑座27上，滑座27与长行程双向梯形丝杠传动单元31相连。在力矩电机25的作用下，轻载夹爪30沿长行程双向梯形丝杠传动单元31同时向涡轮机匣轴线靠拢，此时力矩电机25接收到控制系统的指令驱动轻载夹爪30与涡轮机匣环面相接触，继而完成待装配零件涡轮机匣的夹紧动作。

涡轮机匣夹紧后，Z向位移台3在电机作用下带动夹持机构及涡轮机匣上升至安全高度，X向位移台8通过电机驱动使装配工位11切换至夹持位置即夹持机构正下方。Z向位移台3在电机作用下带动夹持机构及涡轮机匣下降至端面平行度检测位置，如附图5所示，激光位移传感器检测单元36在检测机构三自由度位移台作用下伸入两个机匣的中间位置，在B轴旋转单元34的作用下在两个机匣表面打点采样，拟合端面间的角度偏差，继而反馈至控制系统。控制系统接收到反馈经计算后将偏差量反馈至翻转机构4和角向微调机构48调整A、B两个角度的偏差。如附图4所示，翻转机构4的调整原理是伺服电机通过减速器作用驱动角向微调机构48以及夹持机构底板24旋转完成涡轮机匣的B向角度调整。

如附图2所示，角向微调机构48包括电机座12、角向微调机构驱动电机13、波纹管联轴器14、轴承A 15、轴承B 16、短轴丝杠17、丝杠螺母18、轴承C 19、短轴20、铰支座21、轴承D 22和长轴23；当燃烧室机匣和涡轮机匣轴线不重合存在A向角度的偏差时，需要使用角向微调机构48实现对涡轮机匣的角度调整，以保证它的轴线与已落在装配位上的燃烧室轴线重合。

角向微调机构48驱动电机13启动通过波纹管联轴器14带动短轴丝杠17旋转，继而使丝杠螺母18沿轴向位移。以丝杠螺母18沿远离角向微调机构驱动电机13方向轴向移动为例说明角向微调机构48的工作原理。

丝杠螺母18轴向移动带动短轴20沿轴向移动，短轴20与连接在夹持机构底板24的两套轴承C19配合，当短轴丝杠17上的零部件均沿轴向移动时，夹持机构底板24不得不跟随两套轴承C19发生一定角度的翻转以满足轴向距离的改变，同时铰支座21也随着夹持机构底板24的翻转沿长轴23轴线旋转一定的角度。以左视图方向观察角向微调机构时，当短轴20随着夹持机构底板24向右下方移动时，短轴丝杠17不得不存在向下摆动的倾向，而波纹管联轴器14具有2°角度偏差的结构特点保证了与其同轴约束的短轴丝杠17可以向下摆动，故并不存在死点位置，此装置可实现角向的微调。

调整完A、B向角度偏差后，视觉对位单元37打开上下光源，CCD相机采集燃烧室机匣和涡轮机匣的图像，同时计算机进行图像边缘识别，从而计算平面XOY间隙量，通过控制系统向X向位移台8、Y向位移台10发出指令驱动电机运动，从而完成燃烧室相对位姿调整。

此时，A、B、X、Y偏差均通过激光位移传感器检测单元36和视觉对位单元37计算出来并消除，视觉对位单元37运动至燃烧室周向某一螺纹孔位置，通过实时采集上下机匣图像并识别螺钉孔位置使其对齐以便现场操作工人完成拧螺钉操作。偏差量通过驱动装配工位11中的C轴旋转单元46带动已经装配完成的零件旋转来调整。

Z向位移台3在电机作用下带动夹持机构及涡轮机匣下降准备使涡轮机匣和燃烧室的表面接触，此时装配工位11中的装配力监测单元47准备实时采集三个单轴力传感器的实时数据并进行监控以防止其超出阈值。

如附图6所示，装配工位11由零件工装49和连接盘43构成，零件工装用以承接机匣，并在保证强度足够的情况下通过开孔实现减重，而连接盘和定位盘用以连接C轴旋转单元和零件工装，其外侧呈120°环形分布三个装配力监测单元实时监控装配接触力并反馈至控制系统指导装配动作。

如附图7所示，连接盘43分为上下两层，上层连接盘上加工安装孔用于安装上压盘38、下压盘44和传感器固定座45，下层连接盘上加工安装孔用于安装单轴力传感器41；

上压盘38主要用来承受零件工装及已装配完成零件的重量，并向下传递压力；弹簧39用来传递压力，并在过压时保护单轴力传感器41，止转钉40防止调节弹簧39初始压缩量时下压盘44转动，单轴力传感器41用来采集装配过程中的压力值，定位盘42用来放置零件工装49并给单轴力传感器41保护装置提供空间，下压盘44主要将压力向下传递到单轴力传感器41，连接盘43将定位盘42与C轴旋转单元46连接在一起，传感器固定座45主要为单轴力传感器41提供基座，并可以通过在单轴力传感器41与传感器固定座45之间添加垫片等调节弹簧39的最终压缩量。上压盘38、弹簧39、下压盘44三者由螺钉连接在一起，且弹簧39处于常压状态，通过此处结构的高度差对弹簧39的总压缩量(即产生的弹力大小)进行限制，防止过压时装配力超过单轴力传感器41量程导致其损坏。弹簧39产生的弹力大小可以通过调整螺钉的旋入长度进行调节，螺钉的旋入长度越长，弹簧产生的弹力越大；反之则小。当上压盘38承受的压力小于弹簧39的弹力时，可以将弹簧39看成圆柱体，仅起到传递压力的作用，装配力的变化可以通过零件工装49、上压盘38、弹簧39、下压盘44传递给单轴力传感器41。当上压盘38承受的压力超过弹簧39弹力时，弹簧39被压缩发生相应的变形，并将压力传递到下方的单轴力传感器41。当弹簧39达到设计允许的最大压缩量的时候，结构的高度差(即单轴力传感器41上表面距离定位盘42台阶面的高度差)保证其不可以再被压缩，即上压盘38受到定位盘42台阶面的限制不可以再向下移动，所有的压力由定位盘42承受，沿下层的连接盘43传递到C轴旋转单元46上，从而起到了保护单轴力传感器41的作用。这种情况为单轴力传感器41受力的极端情况。当装配力超出阈值时，Z向位移台3停止下移并向上移动一定的安全高度重新开始装配。至此，涡轮机匣与燃烧室对位装配完成。

下面结合附图首先以整机夹持翻转并完成同轴度检测为例，对本发明进行详细描述：

当涡轮机匣和燃烧室自下而上装配完成后，需要经过一次翻转以完成后续的零部件安装。在力矩电机25的作用下，重载夹爪32沿长行程双向梯形丝杠传动单元31同时向机匣的轴线靠拢并夹紧，夹紧后辅助夹爪29在力矩电机25作用下沿短行程梯形丝杠传动单元26单独移动调整并夹紧零件。确定机匣整体夹紧后，Z向位移台3在电机作用下带动夹持机构及装配零件整体脱离零件工装49并上升至一定的安全高度。装配后的零件在翻转机构4的作用下完成180度翻转并在Z向位移台3作用下重新放置于零件工装49上并完成后续的零部件安装，放置过程中装配力监测单元47实时监控以防止涡轮机匣表面应力过大继而被破坏。至此翻转动作完成。

装配完成的航空发动机组件重新放置于零件工装49上，激光位移传感器检测单元36在三自由度位移台作用下靠近同轴度检测位置，分别在整机的三个不同高度进行测量。当激光位移传感器检测单元36运动至某一高度后，发动机整体在C轴旋转单元46的作用下绕自身轴线旋转以便激光位移传感器进行数据采样，进而利用采集出的数据拟合圆心继而计算同轴度。至此，同轴度检测完成。

利用本发明的人机协同装配系统可高效高质量的完成航空发动机机匣的装配并保证其对准精度，同时可完成装配后整体同轴度及部分间隙的检测，突破了许多人工无法完成的技术瓶颈。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，其特征在于，该系统包括底座，升降机构、翻转机构、角向微调机构、夹持机构、上料装配机构和检测机构，外围设备为待装配的涡轮机匣和燃烧室机匣；

所述升降机构、上料装配机构和检测机构固定安装在底座上，升降机构带动翻转机构沿垂直于水平面的Z向上下运动，上料装配机构上具有上料工位和装配工位，上料工位和装配工位共同沿X向水平移动，装配工位能够沿Y向水平移动和绕C轴旋转，待装配的涡轮机匣和燃烧室机匣分别置于上料工位和装配工位上；所述翻转机构带动夹持机构绕平行于Y向的B轴实现旋转运动，所述角向微调机构安装在夹持机构和翻转机构之间实现对夹持机构绕平行于X向的A轴转动量微量调节；所述检测机构完成涡轮机匣和燃烧室间的平面间隙和角度偏摆量测量，通过上料装配机构、翻转机构及角向微调机构完成偏差量调整；所述上料装配机构还包括X向长行程位移台，Y向短行程位移台和C轴旋转单元；其中X向长行程位移台与底座固定，用于夹持过程中完成上料工位与装配工位的切换并调整X向偏差，同时为Y向短行程位移台、上料工位、装配工位及C轴旋转单元提供承载平台；Y向短行程位移台固定在X向长行程位移台中的X向位移板上，用于调整涡轮机匣和燃烧室轴线与夹持机构轴线的Y向偏差，并承载C轴旋转单元和装配工位，装配工位与C轴旋转单元相连；C轴旋转单元用于旋转涡轮机匣和燃烧室用以检测机构的数据采样，达到装配系统检测指标精度要求；上料工位为内部中空的筒状结构件，上料工位与X向位移板相连，上料工位通过其上表面外侧呈120°环形分布的三个销钉孔实现对涡轮机匣和燃烧室的周向定位；装配工位由零件工装和连接盘构成，零件工装用以承接涡轮机匣和燃烧室，并在保证强度足够的情况下通过开孔实现减重，而连接盘和定位盘用以连接C轴旋转单元和零件工装，其外侧呈120°环形分布三个装配力监测单元实时监控涡轮机匣和燃烧室表面接触力并反馈至控制系统指导装配动作；所述装配力监测单元包括上压盘、弹簧、止转钉、单轴力传感器、定位盘、下压盘、连接盘和传感器固定座；

所述连接盘分为上下两层，上层连接盘上加工安装孔用于安装上压盘、下压盘和传感器固定座，下层连接盘上加工安装孔用于安装单轴力传感器；所述上压盘通过传感器固定座安装在上层连接盘的安装孔上方，下压盘位于安装孔的下方，止转钉安装在下层连接盘上并限制下压盘的周向转动；上压盘和下压盘通过螺钉连接在一起，上压盘和下压盘之间安装弹簧，调节螺钉与下压盘的旋合长度可实现弹簧预紧力大小的调节；所述单轴力传感器安装在下层连接盘的安装孔内，下层连接盘通过定位盘与C轴旋转单元连接，单轴力传感器的上端与下压盘接触，单轴力传感器的下端与定位盘之间留有间隙，用于保证单轴力传感器不受到损坏。

2.如权利要求1所述的用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，其特征在于，所述升降机构包括立柱和Z向位移台；所述立柱与底座固定连接；所述Z向位移台通过电机驱动丝杠螺母副产生直线移动，Z向位移台上的移动部分与翻转机构的安装外壳固定连接。

3.如权利要求1所述的用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，其特征在于，所述翻转机构由安装外壳、伺服电机、减速器以及旋转平台组成，伺服电机通过减速器驱动安装在安装外壳内的旋转平台产生绕B轴的旋转运动，继而带动与旋转平台相连的角向微调机构、夹持机构实现规定动作。

4.如权利要求1所述的用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，其特征在于，所述夹持机构包括夹持机构底板、三根梯形丝杠、两对滑座、夹爪支座及夹爪；所述夹持机构底板上布置三根梯形丝杠，三根梯形丝杠分别为位于同一导轨副上的两根短行程梯形丝杠和一根长行程双向梯形丝杠，一对滑座位于一根长行程双向梯形丝杠上，另一对滑座分别位于两根短行程梯形丝杠上，夹爪支座与滑座相连，夹爪安装在夹爪支座上。

5.如权利要求4所述的用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，其特征在于，所述角向微调机构包括电机座、角向微调机构驱动电机、波纹管联轴器、短轴丝杠、丝杠螺母和铰支座；

所述夹持机构底板通过两根安装轴和铰支座活动安装在角向微调机构安装板的正面，两根安装轴为平行且上下布置，上方的安装轴的背面安装电机座和角向微调机构驱动电机，角向微调机构驱动电机通过波纹管联轴器带动短轴丝杠旋转，继而使短轴丝杠上的丝杠螺母沿轴向位移，夹持机构底板跟随上下两根安装轴的铰支座发生一定角度的翻转以满足轴向距离的改变。

6.如权利要求1所述的用于航空发动机的可重配置人机协同装配系统，其特征在于，所述检测机构通过激光位移传感器和相机镜头组件完成待装配的涡轮机匣和燃烧室之间的平面间隙及角度偏摆量测量；装配完成后，激光位移传感器通过打点采样并利用算法完成同轴度检测及间隙检测。

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