CN112298600B - 一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法及装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提出了一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法及装置，方法通过1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器四个定位器的两个运动轴，共八个运动轴联动实现飞机大部件的调姿，保证了飞机大部件不受外部应力，保证产品的装配质量。

Description

一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法及装置
技术领域
本发明属于航空飞机大部件调姿技术领域，具体地说，涉及一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法及装置。
背景技术
随着科技的不断进步与发展，飞机的升级换代及制造水平的提高，对飞机装配技术提出了高质量、高效率、低成本并能适应多品种产品的生产要求，对飞机自动化装配技术的需求越来越强烈，而各种新的装配工艺技术与计算机技术的飞跃发展使得民用飞机数字化、自动化装配的实现具备了必要的技术基础。先进国家的航空企业已经开发并应用了飞机数字化、自动化装配技术于多种民用飞机的研制生产中，取得了显著成效，但是数字化调姿过程中多轴的协同运动以保证飞机大部件不受外部应力，保证产品的装配质量，是一个需要不断完善与简化的问题。
发明内容
本发明针对现有技术的上述问题，提出了一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法及装置，方法通过1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器四个定位器的两个运动轴，共八个运动轴联动实现飞机大部件的调姿，保证了飞机大部件不受外部应力，保证产品的装配质量。
本发明具体实现内容如下：
本发明提出了一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法，基于飞机大部件多轴全主动调姿装置，所述方法通过1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器四个定位器的两个运动轴，共八个运动轴联动实现飞机大部件的调姿。
为了更好地实现本发明，进一步地，在进行飞机大部件绕X轴旋转时，控制1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器四个定位器分别进行Z运动轴和Y运动轴方向的八个运动轴联动运动，四个数控定位器的X运动轴保持不动。
为了更好地实现本发明，进一步地，设1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器四个定位器在Z运动轴和Y运动轴上的运动量分别为：S1Z、S1Y、S2Z、S2Y、S3Z、S3Y、S4Z、S4Y，具体满足以下运动关系：
S1Y＝S2Y；
Figure GDA0003494314150000011
Figure GDA0003494314150000021
Figure GDA0003494314150000022
其中：A为飞机大部件的重心在X平面上的投影，F为4号数控定位器的球头的球心，G为飞机大部件的重心，I为F旋转后的4号数控定位器的球头的球心。
为了更好地实现本发明，进一步地，在进行飞机大部件绕Y轴旋转时，控制1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器四个定位器分别进行X运动轴和Z运动轴方向的运动，四个数控定位器的X运动轴保持不动。
为了更好地实现本发明，进一步地，设1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器四个定位器在X运动轴和Z运动轴上的运动量分别为：S1X、S1Z、S2X、S2Z、S3X、S3Z、S4X、S4Z，具体满足以下运动关系：
S3X＝S1X；
Figure GDA0003494314150000023
Figure GDA0003494314150000024
Figure GDA0003494314150000025
其中：A为飞机大部件的重心在X平面上的投影，F为2号数控定位器的球头的球心，G为飞机大部件的重心，I为F旋转后的2号数控定位器的球头的球心。
为了更好地实现本发明，进一步地，在进行飞机大部件绕Z轴旋转时，控制1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器四个定位器分别进行X运动轴和Y运动轴方向的运动，四个数控定位器的X运动轴保持不动。
如设1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器四个定位器在X运动轴和Y运动轴上的运动量分别为：S1X、S1Y、S2X、S2Y、S3X、S3Y、S4X、S4Y，具体满足以下运动关系：
Figure GDA0003494314150000031
Figure GDA0003494314150000032
Figure GDA0003494314150000033
Figure GDA0003494314150000034
Figure GDA0003494314150000035
Figure GDA0003494314150000036
Figure GDA0003494314150000037
Figure GDA0003494314150000038
其中：G为飞机大部件的重心，AG＝HY为重心G与四个数控定位器组成平面的Z向距离；L1、L2、L3、L4分别为1号数控定位器球心、2号数控定位器球心、3号数控定位器球心、4号数控定位器球心分别与重心G的距离在XY平面上的投影距离；
LAB为2号数控定位器球心4号数控定位器球心距离；
LBC为1号数控定位器球心3号数控定位器球心距离；
LCD为1号数控定位器球心3号数控定位器球心距离；
LAD为1号数控定位器球心2号数控定位器球心距离。
本发明还提出了一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿装置，用于对飞机大部件进行调姿对合，所述装置包括整体骨架、以及安装在整体骨架上的下部定位调整组件、上部定位调整组件、定位检验组件；
所述整体骨架为框架面板结构，所述下部定位调整组件设置在框架面板结构上，所述上部定位调整组件包括两两分布在框架面板结构两侧的上部定位调整架体，及分别设置在上部定位调整架体上用于调姿的上部调整数控定位器；所述上部调整数控定位器都能进行XYZ三轴方向的运动；
所述定位校验组件包括用于对下部定位调整组件进行定位校验检测的24框定位检验组件，及用于对上部定位调整组件进行定位校验检测的1框定位校验组件；
所述上部调整数控定位器包括位于整体骨架左侧前段的1号数控定位器、位于整体骨架左侧后段的3号数控定位器、位于整体骨架右侧前段的2号数控定位器、位于整体骨架右侧后段的4号数控定位器；
所述1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器上都设置有球头及用于安装球头的球窝。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述下部定位调整组件还包括23框定位调整组件、9框定位调整组件、1框定位调整组件；所述23框定位调整组件、9框定位调整组件、1框定位调整组件安装在整体骨架上，且为可上下升降调整的结构。
为了更好地实现本发明，进一步地，还包括滑动导轨，所述滑动导轨安装在整体骨架上，且所述24框定位检验组件通过滑动导轨实现与整体骨架的滑动连接。
本发明与现有技术相比具有以下优点及有益效果：
保证了飞机大部件不受外部应力，保证了产品的装配质量。
附图说明
图1为数控定位器的安装示意图；
图2为绕X轴方向的角度调整示意图；
图3为绕Y轴方向的角度调整示意图；
图4为绕Z轴方向的角度调整示意图；
图5为本发明装置示意图；
图6为上部定位调整组件的示意图；
图7为下部定位调整组件的示意图。
其中：1、整体骨架，2、24框定位校验组件，3、下部定位调整组件，4、上部定位调整组件，5、1框定位调整组件，6、上部调整数控定位器，7、滑动导轨，8、23框定位调整组件，9、9框定位调整组件，10、1框定位调整组件，11、1号数控定位器，12、2号数控定位器，13、3号数控定位器，14、4号数控定位器，15、球窝，16、球头，17、飞机大部件。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例1：
本发明提出了一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法，如图1所示，基于飞机大部件多轴全主动调姿装置，所述方法通过1号数控定位器11、2号数控定位器12、3号数控定位器13、4号数控定位器14四个定位器的两个运动轴，共八个运动轴联动实现飞机大部件17的调姿。
实施例2：
本实施例在上述实施例1的基础上，如图2所示，为了更好地实现本发明，进一步地，在进行飞机大部件17绕X轴旋转时，控制1号数控定位器11、2号数控定位器12、3号数控定位器13、4号数控定位器14四个定位器分别进行Z运动轴和Y运动轴方向的八个运动轴联动运动，四个数控定位器的X运动轴保持不动。
为了更好地实现本发明，进一步地，设1号数控定位器11、2号数控定位器12、3号数控定位器13、4号数控定位器14四个定位器在Z运动轴和Y运动轴上的运动量分别为：S1Z、S1Y、S2Z、S2Y、S3Z、S3Y、S4Z、S4Y，具体满足以下运动关系：
S1Y＝S2Y；
Figure GDA0003494314150000051
Figure GDA0003494314150000061
Figure GDA0003494314150000062
其中：A为飞机大部件17的重心在X平面上的投影，F为4号数控定位器14的球头的球心，G为飞机大部件17的重心，I为F旋转后的4号数控定位器14的球头的球心。
工作原理：如图2所示，在进行角度调整时，旋转轴分别为过产品重心与坐标轴平行的轴。当围绕重心G作X向旋转时，图2所示为X向的投影视图，2号数控定位器12和4号数控定位器14的球心与产品重心形成初始位置为ΔBFG，当绕X向旋转一定角度后位置为如图ΔIDG，根据刚体关系，有∠FGI＝BGD，其中
G为调姿产品重心；
BAF为定位器面在X向的投影；
AG＝HX为重心与定位器平面的Z向距离；
BG＝DG＝L2为2号数控定位器球心与产品重心的距离；
FG＝IG＝L4为4号数控定位器球心与产品重心的距离；
S2Y、S2Z、S4Y、S4Z分别为2号数控定位器球心和4号数控定位器球心在
Y、Z向的移动距离；
设定定位器2在Y向运动距离为BC＝S2Y为给定运动量，则有：
Figure GDA0003494314150000063
Figure GDA0003494314150000064
Figure GDA0003494314150000065
即：
Figure GDA0003494314150000071
Figure GDA0003494314150000072
Figure GDA0003494314150000073
Figure GDA0003494314150000074
Figure GDA0003494314150000075
Figure GDA0003494314150000076
Figure GDA0003494314150000077
Figure GDA0003494314150000078
Figure GDA0003494314150000079
即S2Y与S2Z、S4Y、S4Z运动进给量满足如下关系式：
Figure GDA00034943141500000710
1号数控定位器11和2号数控定位器12运动相同，3号数控定位器13和4号数控定位器14运动相同，则有：
S1Y＝S2Y；
Figure GDA0003494314150000081
本实施例的其他部分与上述实施例1相同，故不再赘述。
实施例3：
本实施例在上述实施例1-2任一项的基础上，如图3所示，为了更好地实现本发明，进一步地，在进行飞机大部件17绕Y轴旋转时，控制1号数控定位器11、2号数控定位器12、3号数控定位器13、4号数控定位器14四个定位器分别进行X运动轴和Z运动轴方向的运动，四个数控定位器的X运动轴保持不动。
为了更好地实现本发明，进一步地，设1号数控定位器11、2号数控定位器12、3号数控定位器13、4号数控定位器14四个定位器在X运动轴和Z运动轴上的运动量分别为：S1X、S1Z、S2X、S2Z、S3X、S3Z、S4X、S4Z，具体满足以下运动关系：
S3X＝S1X；
Figure GDA0003494314150000082
Figure GDA0003494314150000083
Figure GDA0003494314150000084
其中：A为飞机大部件17的重心在X平面上的投影，F为2号数控定位器12的球头的球心，G为飞机大部件17的重心，I为F旋转后的2号数控定位器12的球头的球心。
工作原理：
如图3所示为，当围绕重心作Y向旋转时，1号数控定位器和2号数控定位器球心与产品重心形成初始位置为ΔBFG，当绕Y向旋转一定角度后位置为如图ΔIDG，根据刚体关系，有∠FGI＝∠BGD
其中：
G为调姿产品重心；
BAF为定位器面在X向的投影；
AG＝HY为重心与定位器平面的Z向距离；
BG＝DG＝L1为1号数控定位器球心与产品重心的距离；
FG＝IG＝L2为2号数控定位器球心与产品重心的距离；
S1X、S1Z、S2X、S2Z分别为1号数控定位器球心和2号数控定位器球心在
X、Z向的移动距离；
设定1号数控定位器在X向运动距离为BC＝S1X为给定运动量，则有：
Figure GDA0003494314150000091
Figure GDA0003494314150000092
Figure GDA0003494314150000093
即：
Figure GDA0003494314150000101
Figure GDA0003494314150000102
Figure GDA0003494314150000103
Figure GDA0003494314150000104
Figure GDA0003494314150000105
Figure GDA0003494314150000106
Figure GDA0003494314150000107
Figure GDA0003494314150000108
Figure GDA0003494314150000109
Figure GDA00034943141500001010
即S2Y与S2Z、S4Y、S4z运动进给量满足如下关系式：
Figure GDA00034943141500001011
1号数控定位器11和3号数控定位器13运动相同，2号数控定位器12和4号数控定位器14运动相同，则有：
S3X＝S1X；
Figure GDA0003494314150000111
Figure GDA0003494314150000112
Figure GDA0003494314150000113
本实施例的其他部分与上述实施例1-2任一项相同，故不再赘述。
实施例4：
本实施例在上述实施例1-3任一项的基础上，如图4所示，为了更好地实现本发明，进一步地，在进行飞机大部件17绕Z轴旋转时，控制1号数控定位器11、2号数控定位器12、3号数控定位器13、4号数控定位器14四个定位器分别进行X运动轴和Y运动轴方向的运动，四个数控定位器的X运动轴保持不动。
如设1号数控定位器11、2号数控定位器12、3号数控定位器13、4号数控定位器14四个定位器在X运动轴和Y运动轴上的运动量分别为：S1X、S1Y、S2X、S2Y、S3X、S3Y、S4X、S4Y，具体满足以下运动关系：
Figure GDA0003494314150000114
Figure GDA0003494314150000115
Figure GDA0003494314150000116
Figure GDA0003494314150000117
Figure GDA0003494314150000118
Figure GDA0003494314150000119
Figure GDA00034943141500001110
Figure GDA00034943141500001111
其中：G为飞机大部件17的重心，AG＝HY为重心G与四个数控定位器组成平面的Z向距离；L1、L2、L3、L4分别为1号数控定位器11球心、2号数控定位器12球心、3号数控定位器13球心、4号数控定位器14球心分别与重心G的距离在XY平面上的投影距离；
LAB为2号数控定位器12球心4号数控定位器14球心距离；
LBC为1号数控定位器11球心3号数控定位器13球心距离；
LCD为1号数控定位器11球心3号数控定位器13球心距离；
LAD为1号数控定位器11球心2号数控定位器12球心距离。
工作原理：
如图4所示，当围绕重心作Z向旋转时，四个数控定位器球心形成等腰梯形ABCD，当绕Z轴旋转角度θ后位置达到等腰梯形abcd位置，
其中：
G为调姿产品重心；
AG＝HY为重心与定位器平面的Z向距离；
L1、L2、L3、L4分别为1号数控定位器11球心、2号数控定位器12球心、3号数控定位器13球心、4号数控定位器14球心与产品重心G距离在XY平面的投影距离；
LAB为2号数控定位器12球心，4号数控定位器14球心距离；
LBC为1号数控定位器11球心，3号数控定位器13球心距离；
LCD为1号数控定位器11球心，3号数控定位器13球心距离；
LAD为1号数控定位器11球心，2号数控定位器球12心距离；
各定位器的旋转角∠AGa＝∠BGb＝∠CGc＝∠DGd＝θ；
S1X、S1Y、S2X、S2Y、S3X、S3Y、S4X、S4Y分别为1号数控定位器球心、2号数控定位器球心、3号数控定位器球心、4号数控定位器球心在X、Y方向的移动量：
S1X＝DJ；
S1Y＝dJ；
S2X＝aK；
S2Y＝AK；
S3X＝cI；
S3Y＝CI；
S4X＝BH；
S4Y＝bH；
分析1号数控定位移动位置：
Figure GDA0003494314150000131
Figure GDA0003494314150000132
Figure GDA0003494314150000133
Figure GDA0003494314150000134
Figure GDA0003494314150000135
Figure GDA0003494314150000136
Figure GDA0003494314150000137
分析2号数控定位移动位置：
Figure GDA0003494314150000141
Figure GDA0003494314150000142
Figure GDA0003494314150000143
Figure GDA0003494314150000144
Figure GDA0003494314150000145
Figure GDA0003494314150000146
分析3号数控定位移动位置：
Figure GDA0003494314150000147
Figure GDA0003494314150000148
Figure GDA0003494314150000149
Figure GDA00034943141500001410
Figure GDA00034943141500001411
Figure GDA00034943141500001412
分析4号数控定位移动位置：
Figure GDA00034943141500001413
Figure GDA00034943141500001414
Figure GDA00034943141500001415
Figure GDA00034943141500001416
Figure GDA00034943141500001417
Figure GDA00034943141500001418
Figure GDA00034943141500001419
本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一项相同，故不再赘述。
实施例5：
本实施例还提出了一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿装置，如图5、图6、图7所示，用于对飞机大部件17进行调姿对合，所述装置包括整体骨架1、以及安装在整体骨架1上的下部定位调整组件3、上部定位调整组件4、定位检验组件；
所述整体骨架1为框架面板结构，所述下部定位调整组件3设置在框架面板结构上，所述上部定位调整组件4包括两两分布在框架面板结构两侧的上部定位调整架体，及分别设置在上部定位调整架体上用于调姿的上部调整数控定位器6；所述上部调整数控定位器6都能进行XYZ三轴方向的运动；
所述定位校验组件包括用于对下部定位调整组件3进行定位校验检测的24框定位检验组件2，及用于对上部定位调整组件4进行定位校验检测的1框定位校验组件5；
所述上部调整数控定位器6包括位于整体骨架1左侧前段的1号数控定位器11、位于整体骨架1左侧后段的3号数控定位器13、位于整体骨架1右侧前段的2号数控定位器12、位于整体骨架1右侧后段的4号数控定位器14；
所述1号数控定位器11、2号数控定位器12、3号数控定位器13、4号数控定位器14上都设置有球头16及用于安装球头16的球窝15。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述下部定位调整组件3还包括23框定位调整组件8、9框定位调整组件9、1框定位调整组件10；所述23框定位调整组件8、9框定位调整组件9、1框定位调整组件10安装在整体骨架1上，且为可上下升降调整的结构。
为了更好地实现本发明，进一步地，还包括滑动导轨7，所述滑动导轨7安装在整体骨架1上，且所述24框定位检验组件2通过滑动导轨7实现与整体骨架1的滑动连接。
工作原理：在进行上下部对合过程中首先通过所述下部定位调整组件3实现下部的精确调姿与定位，然后通过所述上部定位调整组件4实现上部与下部的精确自动化对合。
所述整体骨架1采用方钢焊接形成上下部对合整体刚性体，保证了大部件对合系统的基准统一，避免了地基改造。
所述整体骨架1通过系列调平地脚螺钉与厂方地面实现连接并保证水平。
所述整体骨架1保证了定位器的之间的整体性。
如图5、图6、图7所示，所述上部定位调整组件4包含上部调整数控定位器6，实现上部自动化调整与下部对合。
上部数控定位器共计4组，分别可以实现X/Y/Z方向的直线运动。
如图6所示，所述下部定位调整组件3包括23框调整组件8、9框调整组件9、1框调整组件10，采用纯机械姿态调整，实现下部姿态调整。
所述24框定位检验组件2通过所述滑动导轨7滑动。
所述23框调整组件8、9框调整组件9、1框调整组件10实现下部的支撑与调整。
所述23框调整组件8、9框调整组件9、1框调整组件10通过螺旋结构实现位置调整。
所述1框定位检验组件5既实现框的定位，又完成1框姿态的检验。
所述24框定位检验组件2既实现框的定位，又完成24框姿态的检验。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法，基于飞机大部件多轴全主动调姿装置，其特征在于，通过1号数控定位器（11）、2号数控定位器（12）、3号数控定位器（13）、4号数控定位器（14）四个定位器的两个运动轴，共八个运动轴联动实现飞机大部件（17）的调姿；
在进行飞机大部件（17）绕X轴旋转时，控制1号数控定位器（11）、2号数控定位器（12）、3号数控定位器（13）、4号数控定位器（14）四个定位器分别进行Z运动轴和Y运动轴方向的八个运动轴联动运动，四个数控定位器的X运动轴保持不动；
设1号数控定位器（11）、2号数控定位器（12）、3号数控定位器（13）、4号数控定位器（14）四个定位器在Z运动轴和Y运动轴上的运动量分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure DEST_PATH_IMAGE012
、
Figure DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，具体满足以下运动关系：
Figure DEST_PATH_IMAGE018
；
Figure DEST_PATH_IMAGE020
；
Figure DEST_PATH_IMAGE022
；
Figure DEST_PATH_IMAGE024
；
其中：A为飞机大部件（17）的重心在X平面上的投影，F为4号数控定位器（14）的球头的球心，G为飞机大部件（17）的重心，I为F旋转后的4号数控定位器（14）的球头的球心；HX为绕X轴方向转动时，重心G在定位器组成的平面的Z向的距离；L2为2号数控定位器（12）球心与重心G的距离在XY平面上的投影距离；L4为4号数控定位器（14）球心与重心G的距离在XY平面上的投影距离。
2.如权利要求1所述的一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法，其特征在于，在进行飞机大部件（17）绕Y轴旋转时，控制1号数控定位器（11）、2号数控定位器（12）、3号数控定位器（13）、4号数控定位器（14）四个定位器分别进行X运动轴和Z运动轴方向的运动，四个数控定位器的X运动轴保持不动。
3.如权利要求2所述的一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法，其特征在于，设1号数控定位器（11）、2号数控定位器（12）、3号数控定位器（13）、4号数控定位器（14）四个定位器在X运动轴和Z运动轴上的运动量分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE026
、
Figure DEST_PATH_IMAGE028
、
Figure DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure DEST_PATH_IMAGE032
、
Figure DEST_PATH_IMAGE034
、
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、
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、
Figure DEST_PATH_IMAGE040
，具体满足以下运动关系：
Figure DEST_PATH_IMAGE042
；
Figure DEST_PATH_IMAGE044
；
Figure DEST_PATH_IMAGE046
；
Figure DEST_PATH_IMAGE048
；
其中：A为飞机大部件（17）的重心在X平面上的投影，F为2号数控定位器（12）的球头的球心，G为飞机大部件（17）的重心，I为F旋转后的2号数控定位器（12）的球头的球心；HX为绕X轴方向转动时，重心G在定位器组成的平面的Z向的距离；HY为绕Y轴方向转动时，重心G在定位器组成的平面的Z向的距离；L2为2号数控定位器（12）球心与重心G的距离在XY平面上的投影距离；L1为1号数控定位器（11）球心与重心G的距离在XY平面上的投影距离。
4.如权利要求1所述的一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法，其特征在于，在进行飞机大部件（17）绕Z轴旋转时，控制1号数控定位器（11）、2号数控定位器（12）、3号数控定位器（13）、4号数控定位器（14）四个定位器分别进行X运动轴和Y运动轴方向的运动，四个数控定位器的X运动轴保持不动。
5.如权利要求4所述的一种重心转动的飞机大部件多轴全主动调姿方法，其特征在于，设1号数控定位器（11）、2号数控定位器（12）、3号数控定位器（13）、4号数控定位器（14）四个定位器在X运动轴和Y运动轴上的运动量分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure DEST_PATH_IMAGE052
、
Figure DEST_PATH_IMAGE054
、
Figure DEST_PATH_IMAGE056
、
Figure DEST_PATH_IMAGE058
、
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、
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、
Figure DEST_PATH_IMAGE064
，具体满足以下运动关系：
Figure DEST_PATH_IMAGE065
；
其中：G为飞机大部件（17）的重心，AG=HY为重心G与四个数控定位器组成平面的Z向距离；L1、L2、L3、L4分别为1号数控定位器（11）球心、2号数控定位器（12）球心、3号数控定位器（13）球心、4号数控定位器（14）球心分别与重心G的距离在XY平面上的投影距离；
Figure DEST_PATH_IMAGE067
为各定位器的旋转角；
LAB为2号数控定位器（12）球心4号数控定位器（14）球心距离；
LBC为1号数控定位器（11）球心3号数控定位器（13）球心距离；
LCD为1号数控定位器（11）球心3号数控定位器（13）球心距离；
LAD为1号数控定位器（11）球心2号数控定位器（12）球心距离。
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