CN112340053B - 一种大部件多轴全主动运动调姿方法及装置 - Google Patents

一种大部件多轴全主动运动调姿方法及装置 Download PDF

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CN112340053B CN202010987293.2A CN202010987293A CN112340053B CN 112340053 B CN112340053 B CN 112340053B CN 202010987293 A CN202010987293 A CN 202010987293A CN 112340053 B CN112340053 B CN 112340053B
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Abstract

本发明提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法及装置，在进行X、Y、Z方向角度调整时，分别将过产品重心与坐标轴平行的直线作为旋转轴线，给个方向的角度独立调整，在进行各角度变换时保证8轴同步运动。调整过程中各定位器之间的相对位置保持不变，避免对大部件产生应力损坏调姿部件。

Description

一种大部件多轴全主动运动调姿方法及装置
技术领域
本发明属于航空大部件(17)调姿技术领域，具体地说，涉及一种大部件多轴全主动运动调姿方法及装置。
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，提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法及装置，在进行X、Y轴方向角度调整时，保证4轴联动；在进行Z轴方向角度调姿时，保证六轴联动。调整过程中各定位器之间的相对位置保持不变，避免对大部件产生应力损坏调姿部件。
本发明具体实现内容如下：
本发明提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件调姿对合装置，在进行X、Y轴方向角度调整时，保证4轴联动；在进行Z轴方向角度调姿时，保证六轴联动，具体为：
在对飞机的大部件进行绕X轴方向旋转时，控制1号数控定位器和2号数控定位器在Z运动轴方向运动并带动3号数控定位器和4号数控定位器在Y运动轴方向运动，1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器的剩余运动轴保持不动；
在对飞机的大部件进行绕Y轴方向旋转时，控制1号数控定位器和3号数控定位器在Z运动轴方向运动并带动2号数控定位器和4号数控定位器在X运动轴方向运动，1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器的剩余运动轴保持不动；
在对飞机的大部件进行绕Z轴方向旋转时，将1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器中任意一个数控定位器固定，然后将另外三个数控定位器通过X/Y运动轴的运动绕固定的数控定位器转动。
本发明还提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件调姿对合装置，
在对飞机的大部件进行绕X轴方向旋转时，控制1号数控定位器和2号数控定位器在Z运动轴方向运动并带动3号数控定位器和4号数控定位器在Y运动轴方向运动，1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器的剩余运动轴保持不动。
为了更好地实现本发明，进一步地：
1号数控定位器和2号数控定位器Z轴方向运动距离HX,
3号数控定位器和4号数控定位器Y轴方向运动距离SX,
所述距离SX与距离HX满足关系：
Figure BDA0002689676190000021
其中LX为所述2号数控定位器和所述4号数控定位器之间的球头的距离。
本发明还提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件调姿对合装置，在对飞机的大部件进行绕Y轴方向旋转时，控制1号数控定位器和3号数控定位器在Z运动轴方向运动并带动2号数控定位器和4号数控定位器在X运动轴方向运动，1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器的剩余运动轴保持不动。
为了更好地实现本发明，进一步地：
1号数控定位器和3号数控定位器Z轴方向运动距离HY,
2号数控定位器和4号数控定位器X轴方向运动距离SY,
其中HY与SY满足关系：
Figure BDA0002689676190000022
其中LY为所述3号数控定位器和所述4号数控定位器之间的球头距离。
本发明还提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件调姿对合装置，在对飞机的大部件进行绕Z轴方向旋转时，将1号数控定位器、2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器中任意一个数控定位器固定，然后将另外三个数控定位器通过X/Y运动轴的运动绕固定的数控定位器转动。
为了更好地实现本发明，进一步地：设固定1号数控定位器，则2号数控定位器、3号数控定位器、4号数控定位器在X运动轴和Y运动轴上的的位移分别为：S2X、S2Y、S3X、S3Y、S4X、S4Y；
所述S2X和S2Y满足：
Figure BDA0002689676190000031
所述S3Y和S2Y满足：
Figure BDA0002689676190000032
所述S3X和S2Y满足：
Figure BDA0002689676190000033
所述S4Y和S2Y满足：
Figure BDA0002689676190000034
所述S4X、S4Y满足：
Figure BDA0002689676190000035
其中：L12为所述1号数控定位器和所述2号数控定位器之间的球头距离；
L13为所述1号数控定位器和所述3号数控定位器之间的球头距离；
L14为所述1号数控定位器和所述4号数控定位器之间的球头距离。
本发明还提出了一种大部件调姿对合装置，用于对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部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为本发明数控定位器的定位示意图；
图2为本发明绕X、Y轴方向调整角度示意图；
图3为本发明绕Z轴方向调整角度示意图；
图4为本发明装置示意图；
图5为上部定位调整组件的示意图；
图6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：
本发明提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法，如图1所示，基于大部件17调姿对合装置，在进行X、Y轴方向角度调整时，保证4轴联动；在进行Z轴方向角度调姿时，保证六轴联动，具体为：
在对飞机的大部件17进行绕X轴方向旋转时，控制1号数控定位器11和2号数控定位器12在Z运动轴方向运动并带动3号数控定位器13和4号数控定位器14在Y运动轴方向运动，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的剩余运动轴保持不动；
在对飞机的大部件17进行绕Y轴方向旋转时，控制1号数控定位器11和3号数控定位器13在Z运动轴方向运动并带动2号数控定位器12和4号数控定位器14在X运动轴方向运动，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的剩余运动轴保持不动；
在对飞机的大部件17进行绕Z轴方向旋转时，将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中任意一个数控定位器固定，然后将另外三个数控定位器通过X/Y运动轴的运动绕固定的数控定位器转动。
工作原理：
实施例2：
本实施例在上述实施例1的基础上，如图2所示，本发明还提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件17调姿对合装置，
在对飞机的大部件17进行绕X轴方向旋转时，控制1号数控定位器11和2号数控定位器12在Z运动轴方向运动并带动3号数控定位器13和4号数控定位器14在Y运动轴方向运动，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的剩余运动轴保持不动。
为了更好地实现本发明，进一步地：
1号数控定位器11和2号数控定位器12Z轴方向运动距离HX,
3号数控定位器13和4号数控定位器14Y轴方向运动距离SX,
所述距离SX与距离HX满足关系：
Figure BDA0002689676190000051
其中LX为所述2号数控定位器12和所述4号数控定位器14之间的球头16的距离。
工作原理：如图2所示，在进行绕X向旋转时，1号数控定位器11和2号数控定位器12Z向运动带动3号数控定位器13和4号数控定位器14Y向运动，定位器其余运动轴保持不动，保证4轴联动。
俯仰摆角θ与上升前部定位器Z向上升高度H和前后部定位器距离满足如下关系：
Figure BDA0002689676190000061
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，本发明还提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件17调姿对合装置，在对飞机的大部件17进行绕Y轴方向旋转时，控制1号数控定位器11和3号数控定位器13在Z运动轴方向运动并带动2号数控定位器12和4号数控定位器14在X运动轴方向运动，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的剩余运动轴保持不动。
为了更好地实现本发明，进一步地：
1号数控定位器11和3号数控定位器13Z轴方向运动距离HY,
2号数控定位器12和4号数控定位器14X轴方向运动距离SY,
其中HY与SY满足关系：
Figure BDA0002689676190000062
其中LY为所述3号数控定位器13和所述4号数控定位器14之间的球头距离。
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，本发明还提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件17调姿对合装置，在对飞机的大部件17进行绕Z轴方向旋转时，将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中任意一个数控定位器固定，然后将另外三个数控定位器通过X/Y运动轴的运动绕固定的数控定位器转动。
为了更好地实现本发明，进一步地：设固定1号数控定位器11，则2号数控定位器12、3号数控定位器13、4号数控定位器14在X运动轴和Y运动轴上的的位移分别为：S2X、S2Y、S3X、S3Y、S4X、S4Y；
所述S2X和S2Y满足：
Figure BDA0002689676190000063
所述S3Y和S2Y满足：
Figure BDA0002689676190000064
所述S3X和S2Y满足：
Figure BDA0002689676190000071
所述S4Y和S2Y满足：
Figure BDA0002689676190000072
所述S4X、S4Y满足：
Figure BDA0002689676190000073
其中：L12为所述1号数控定位器11和所述2号数控定位器12之间的球头16距离；
L13为所述1号数控定位器11和所述3号数控定位器13之间的球头16距离；
L14为所述1号数控定位器11和所述4号数控定位器14之间的球头16距离。
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大部件多轴全主动运动调姿对合装置，如图4、图5、图6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包括两两分部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4、图5、图6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5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 (7)

1.一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件(17)调姿对合装置，其特征在于，在进行X、Y轴方向角度调整时，保证4轴联动；在进行Z轴方向角度调姿时，保证六轴联动，具体为：
在对飞机的大部件(17)进行绕X轴方向旋转时，控制1号数控定位器(11)和2号数控定位器(12)在Z运动轴方向运动并带动3号数控定位器(13)和4号数控定位器(14)在Y运动轴方向运动，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)的剩余运动轴保持不动；
在对飞机的大部件(17)进行绕Y轴方向旋转时，控制1号数控定位器(11)和3号数控定位器(13)在Z运动轴方向运动并带动2号数控定位器(12)和4号数控定位器(14)在X运动轴方向运动，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)的剩余运动轴保持不动；
在对飞机的大部件(17)进行绕Z轴方向旋转时，将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)中任意一个数控定位器固定，然后将另外三个数控定位器通过X/Y运动轴的运动绕固定的数控定位器转动。
2.一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件(17)调姿对合装置，其特征在于，
在对飞机的大部件(17)进行绕X轴方向旋转时，控制1号数控定位器(11)和2号数控定位器(12)在Z运动轴方向运动并带动3号数控定位器(13)和4号数控定位器(14)在Y运动轴方向运动，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)的剩余运动轴保持不动。
3.如权利要求2所述的一种大部件多轴全主动运动调姿方法，其特征在于，
1号数控定位器(11)和2号数控定位器(12)Z轴方向运动距离HX,
3号数控定位器(13)和4号数控定位器(14)Y轴方向运动距离SX,
所述距离SX与距离HX满足关系：
Figure FDA0003488178710000011
其中LX为所述2号数控定位器(12)和所述4号数控定位器(14)之间的球头(16)的距离。
4.一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件(17)调姿对合装置，其特征在于，在对飞机的大部件(17)进行绕Y轴方向旋转时，控制1号数控定位器(11)和3号数控定位器(13)在Z运动轴方向运动并带动2号数控定位器(12)和4号数控定位器(14)在X运动轴方向运动，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)的剩余运动轴保持不动。
5.如权利要求4所述的一种大部件多轴全主动运动调姿方法，其特征在于，
1号数控定位器(11)和3号数控定位器(13)Z轴方向运动距离HY,
2号数控定位器(12)和4号数控定位器(14)X轴方向运动距离SY,
其中HY与SY满足关系：
Figure FDA0003488178710000021
其中LY为所述3号数控定位器(13)和所述4号数控定位器(14)之间的球头距离。
6.一种大部件多轴全主动运动调姿方法，基于大部件(17)调姿对合装置，其特征在于，在对飞机的大部件(17)进行绕Z轴方向旋转时，将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)中任意一个数控定位器固定，然后将另外三个数控定位器通过X/Y运动轴的运动绕固定的数控定位器转动。
7.如权利要求6所述的一种大部件多轴全主动运动调姿方法，其特征在于，设固定1号数控定位器(11)，则2号数控定位器(12)、3号数控定位器(13)、4号数控定位器(14)在X运动轴和Y运动轴上的位移分别为：S2X、S2Y、S3X、S3Y、S4X、S4Y；
所述S2X和S2Y满足：
Figure FDA0003488178710000022
所述S3Y和S2Y满足：
Figure FDA0003488178710000023
所述S3X和S2Y满足：
Figure FDA0003488178710000024
所述S4Y和S2Y满足：
Figure FDA0003488178710000025
所述S4X、S4Y满足：
Figure FDA0003488178710000026
其中：L12为所述1号数控定位器(11)和所述2号数控定位器(12)之间的球头(16)距离；
L13为所述1号数控定位器(11)和所述3号数控定位器(13)之间的球头(16)距离；
L14为所述1号数控定位器(11)和所述4号数控定位器(14)之间的球头(16)距离。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012088924A1 (zh) * 2010-12-30 2012-07-05 中国商用飞机有限责任公司 用于翼身对接的定位装置
CN205342888U (zh) * 2016-01-11 2016-06-29 深圳市劲拓自动化设备股份有限公司 一种调姿定位器
CN107512404A (zh) * 2017-07-04 2017-12-26 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机部件调姿系统空间运动精度检测系统及方法
CN107984203A (zh) * 2017-12-06 2018-05-04 上海交通大学 具有协同调姿、避碰和拧紧功能的自动化装配装备
CN108001708A (zh) * 2017-12-20 2018-05-08 西北工业大学 一种飞机机翼对接调姿可重构装置
CN109911241A (zh) * 2019-03-20 2019-06-21 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于七次多项式的多部段自动化调姿的调姿方法
WO2020024600A1 (zh) * 2018-07-30 2020-02-06 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种双并联杆钻铆设备的法矢调姿及其偏移补偿方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104647246B (zh) * 2015-02-11 2017-01-11 西北工业大学 双旋转坐标数控调姿平台
EP3511252B1 (en) * 2018-01-11 2020-12-16 Airbus Operations GmbH Production system for the automated assembly of vehicle components and method for controlling a production system
US11294363B2 (en) * 2018-04-17 2022-04-05 Processchamp, Llc System and method for positioning workpiece in a workstation using an automatic guided vehicle

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012088924A1 (zh) * 2010-12-30 2012-07-05 中国商用飞机有限责任公司 用于翼身对接的定位装置
CN205342888U (zh) * 2016-01-11 2016-06-29 深圳市劲拓自动化设备股份有限公司 一种调姿定位器
CN107512404A (zh) * 2017-07-04 2017-12-26 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机部件调姿系统空间运动精度检测系统及方法
CN107984203A (zh) * 2017-12-06 2018-05-04 上海交通大学 具有协同调姿、避碰和拧紧功能的自动化装配装备
CN108001708A (zh) * 2017-12-20 2018-05-08 西北工业大学 一种飞机机翼对接调姿可重构装置
WO2020024600A1 (zh) * 2018-07-30 2020-02-06 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种双并联杆钻铆设备的法矢调姿及其偏移补偿方法
CN109911241A (zh) * 2019-03-20 2019-06-21 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于七次多项式的多部段自动化调姿的调姿方法

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