CN115520802B - 一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，包括：激光测量单元、顶撑单元、集成控制单元，顶撑单元均包括：移动平台和支撑顶升套筒结，移动平台包括：基础框架、支撑装置、驱动轮总成、倾角传感器；驱动轮总成根据集成控制单元接收到的飞机球窝球心位置，驱动球头移动至飞机球窝球心位置的正下端；集成控制单元用于根据测量的所述辅助测量点建立设备装配坐标系；支撑顶升套筒结受控于集成控制单元，用于驱动支撑顶升套筒结的球头入位飞机球窝球心；支撑装置根据集成控制单元接收到的基础框架水平信息，驱动各顶撑单元的基础框架同时与水平面平行；其目的是采用自动化和全向移动技术，提高工人装配效率，降低工人劳动强度。

Description

一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统
技术领域
本发明属于飞机装配技术领域，尤其涉及一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统。
背景技术
20世纪90年代以来，以波音公司、空客公司等为代表的飞机制造商均采用数字化、自动化和全向移动技术技术，对F35、A400M等飞机整机进行数字化、自动化整体进行数字化、自动化水平调整，辅助总装装配工作。
传统飞机整机水平姿态调整，采用3套带滚轮的液压千斤顶或者手摇式千斤顶，人工分别推动千斤顶道飞机机身或机翼下方，人工手摇千斤顶缓慢上升，使球头支撑飞机机身或机翼相应的球窝，3个工人同时手摇千斤顶缓慢上升顶起飞机，2个工人通过铅垂线表示测量飞机水平高差，指导手摇千斤顶工人升降高度调整飞机水平姿态，直至满足飞机总装装配姿态要求；飞机总装装配工作完成后，人工手摇3台千斤顶下降，起落架着地后，人工推动千斤顶远离飞机，再由飞机牵引车拉到其他站位进行工作。
而由人工手推千斤顶到飞机下方，移动不准确，定位不准，不能精确移动到飞机球窝正下方；采用千斤顶人工手摇等方式，工人工作劳动强度大；采用人工观察水平测量装置，不能有效指导飞机水平姿态调整。
发明内容
本发明主要针对以上问题，提出了一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其目的是采用自动化和全向移动技术，提高工人装配效率，降低工人劳动强度。
为实现上述目的，本发明提供了一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，包括：
激光测量单元，所述激光测量单元至少包括：激光跟踪仪、辅助测量点、视觉测量装置；
若干顶撑单元，所述若干顶撑单元均包括：移动平台和支撑顶升套筒结，其中，所述移动平台包括：基础框架、用于调节所述基础框架水平状态的支撑装置、用于驱动所述基础框架移动的驱动轮总成、以及用于测量所述基础框架水平状态数据的倾角传感器；所述支撑装置和所述驱动轮总成安装在所述基础框架的底部，所述倾角传感器设于所述基础框架的中间区域；且所述辅助测量点安装在所述基础框架上，所述激光跟踪仪用于对安装在所述基础框架上的所述辅助测量点进行测量；其中，所述支撑顶升套筒结包括与飞机球窝配合的球头，所述视觉测量装置安装在所述支撑顶升套筒结上，用于测量飞机球窝球心位置信息；
以及，集成控制单元，所述驱动轮总成根据所述集成控制单元接收到的所述飞机球窝球心位置信息，驱动所述球头移动至所述飞机球窝球心位置的正下端；所述集成控制单元用于根据测量的所述辅助测量点建立设备装配坐标系；所述支撑顶升套筒结受控于所述集成控制单元，用于驱动所述支撑顶升套筒结的球头入位所述飞机球窝球心；所述支撑装置根据所述集成控制单元接收到的所述基础框架水平状态信息，驱动各所述顶撑单元的所述基础框架同时与水平面平行。
进一步地，所述若干顶撑单元包括连接在所述支撑顶升套筒结外壁的数条导套支腿和连接所述数条导套支腿的自适应移动组件；其中，所述自适应移动组件包括：固定在所述基础框架内的安装板、设置在所述安装板上的导轨、复位装置，其中，所述导套支腿安装在所述导轨上，与所述导轨滑动设置；所述导轨上设有导轨钳制器，所述导轨钳制器用于对所述导轨进行钳制操作；所述复位装置用于驱动所述导套支腿在所述导轨上平移至初始位置。
进一步地，各所述自适应移动组件间组成120°夹角。
进一步地，所述若干顶撑单元为一台顶撑飞机机头的机头千斤顶和两台顶撑飞机机翼的机身千斤顶，其中：所述机头千斤顶的支撑顶升套筒结至少包括一级套筒和驱动组件，所述一级套筒包括导套、螺纹套筒、第一丝杠、第一导向键，所述导套和螺纹套筒组成滑动副；所述螺纹套筒和第一丝杠组成螺纹副，所述驱动组件的输出端与所述第一丝杠连接，用于驱动所述第一丝杠旋转。
进一步地，所述机身千斤顶的支撑顶升套筒结至少包括二级套筒和驱动组件，所述二级套筒包括：外层导套、内层导套、外螺纹套筒、内螺纹套筒、第二丝杠、第二导向键，所述外层导套和所述内层导套组成滑动副；所述内层导套和所述外螺纹套筒组成滑动副；所述外螺纹套筒和所述内螺纹套筒组成螺纹副；所述内螺纹套筒和第二丝杠组成螺纹副；所述驱动组件的输出端与所述第二丝杠连接，用于驱动所述第二丝杠旋转。
进一步地，所述驱动组件包括第二伺服电机、第二减速机、同步带，所述第二伺服电机的输出端与所述第二减速机连接，所述同步带一端连接所述第二减速机的旋转轴，所述驱动组件的数量为多组，其中，部分所述驱动组件的同步带另一端连接所述第一丝杠，部分所述驱动组件的同步带另一端连接所述第二丝杠。
进一步地，所述驱动组件还包括1个拉线编码器，所述拉线编码器的固定端分别安装在所述导套和所述外层导套上，移动端分别安装在螺纹套筒和外螺纹套筒上。
进一步地，所述激光测量单元包括数个力传感器，数个所述力传感器分别安装在所述螺纹套筒顶端和外螺纹套筒顶端，数个所述力传感器用于测量所述顶撑单元顶升过程中所述球头所受荷载。
进一步地，所述激光测量单元还包括设置在厂房地基上的若干地标点、设置在飞机机翼上的水平测量点、以及检测所述若干地标点和所述水平测量点的检测部件；所述集成控制单元用于根据所述检测部件测量的所述若干地标点建立飞机装配坐标系，所述集成控制单元用于根据所述检测部件测量的所述水平测量点，确定所述飞机的姿态信息。
进一步地，所述基础框架四周设置安全防撞触边。
本发明的上述技术方案具有如下优点：通过顶撑单元上方设计的视觉测量装置，使支撑顶升套筒结的球头能够对准飞机的球窝；数台顶撑单元内部设计倾角传感器测量自身水平，通过顶撑单元的支撑装置实现数台顶撑单元同时处于与大地平行的水平姿态，提高后续装配精度，通过激光跟踪仪对安装在基础框架上的辅助测量点进行测量，可以建立设备装配坐标系，确保各部件的组装精度。
附图说明
图1为实施例披露的一种飞机整机水平姿态调整结构示意图。
图2为实施例披露的一种机头千斤顶或机身千斤顶的组成结构示意图。
图3为实施例披露的一种移动平台的下端面组成结构示意图。
图4为实施例披露的一种移动平台的上端面组成结构示意图。
图5为实施例披露的一种激光跟踪仪测量原理结构示意图。
图6为实施例披露的一种驱动轮总成的结构示意图。
图7为实施例披露的一种支撑顶升套筒结的结构示意图。
图8为实施例披露的一种一级套筒的顶升结构示意图。
图9为实施例披露的一种二级套筒的顶升原理结构示意图。
图10为实施例披露的一种自适应移动组件的立体结构示意图。
图11为实施例披露的一种驱动组件的部分组成结构示意图。
图12为实施例披露的一种球头精准入位球窝的组成结构示意图。
图中：
1、飞机；
2、机头千斤顶；20、移动平台；21、支撑顶升套筒结；20-1、支撑装置；20-2、基础框架；20-3、驱动轮总成；20-4、防撞触边；20-5、球头；20-3-1、正交全向轮；20-3-2、第一减速机；20-3-3、第一伺服电机；
21-1、一级套筒；21-1-1、导套；21-1-2、螺纹套筒；21-1-3、第一丝杠；21-1-4、第一导向键；
21-2、自适应移动组件；21-2-1、导轨；21-2-2、复位装置；21-2-3、导轨钳制器；21-2-4、安装板；
21-3、驱动组件；21-3-1、第二伺服电机；21-3-2、第二减速机；21-3-3、同步带；21-3-4、拉线编码器；
3、机身千斤顶；31-1、二级套筒；31-1-1、外层导套；31-1-2、内层导套；31-1-3、外螺纹套筒；31-1-4、内螺纹套筒；31-1-5、第二丝杠；31-1-6、第二导向键；
4、激光测量单元：4-1、激光跟踪仪；4-2、地标点；4-3、飞机水平测量点；4-4、倾角传感器；4-5、辅助测量点；4-6、力传感器；4-7、视觉测量装置；
5、操作台；6、网线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
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“安装”、“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；可以是直接相连，也可以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。
一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，采用数字化、自动化化和全向移动技术，对某型飞机水平姿态进行数字化、自动化调整。保证飞机整机水平姿态，辅助飞机总装装配工作。主要由飞机1和数字化调姿系统组成。其中数字化调姿系统主要由若干顶撑单元、激光测量单元4、以及集成控制单元组成。
如图1所示，在本实施例中，若干顶撑单元为一台顶撑飞机1机头的机头千斤顶2、和两台顶撑飞机1机身的机身千斤顶3。
激光测量单元4由两台激光跟踪仪4-1、若干地标点4-2、安装在飞机外壁作为靶标的飞机水平测量点4-3、若干辅助测量点4-5、若干力传感器4-6、视觉测量装置4-7以及测量软件组成。
集成控制单元由操作台5、网线6、运动控制系统和集成控制软件组成。
下面将以为机头千斤顶2、机身千斤顶3例来描述本公开的技术方案。
根据本公开的示例，由图1-图12所示机头千斤顶2、机身千斤顶3的立体图可知，该机头千斤顶2、机身千斤顶3结构大致相同，主要由移动平台20、支撑顶升套筒结21和其他附件组成。
其中，移动平台20作为自动推送部件，在集成控制单元的作用下，自动将支撑顶升套筒结21移送至目标点。具体的，该移动平台20包括：基础框架20-2、用于调节基础框架20-2水平状态的支撑装置20-1、用于驱动基础框架20-2移动的驱动轮总成20-3、以及用于测量基础框架20-2水平状态数据的倾角传感器4-4。
如图2-图6所示，基础框架20-2采用三角形框架结构，用以提高移动和支撑的稳定性，由钢板焊接而成，是其他功能部件、电气元件、及辅助部件的安装基础，留有各部件的安装口，整个框架在完成部件组装后统一安装外部蒙皮或统一做工业造型，确保整个平台的外形美观、整洁。
支撑装置20-1的数量为九组，在每台顶撑单元的基础框架20-2的三角部位分别设置，三组支撑装置20-1用于承重单台顶撑单元和飞机1的重量，采用全电驱动，通过倾角传感器4-4测量反馈数据，调节三组支撑装置20-1保证单台台顶撑单元与大地水平，倾角传感器4-4配制在基础框架20-2的底部中间区域。
如图4、图5所示，若干辅助测量点4-5安装在基础框架20-2上，通过激光跟踪仪4-1对至少3个以上辅助测量点4-5测量，获得机头千斤顶2、机身千斤顶3的实际姿态。
请继续参照图4，基础框架20-2四周设置安全防撞触边20-4，当车辆行走过程中碰到障碍物时即停止运动。
如图6所示，驱动轮总成20-3以同样的方式安装在基础框架20-2的三角部位，由3套正交全向轮20-3-1、高精度第一减速机20-3-2（可承载车轮径向力）、高精度第一伺服电机20-3-3组成，构成麦克纳姆轮结构。驱动轮总成20-3是全向移动平台精确全向移动行走的执行设备。
其中，如图7-图9所示，支撑顶升套筒结21主要由多级套筒、自适应移动组件21-2、驱动组件21-3组成。因顶升支撑高度原因，机头千斤顶2的多级套筒为一级套筒21-1；机身千斤顶3的多级套筒为二级套筒31-1。各级套筒及丝杠螺纹均采用梯形丝杠进行自锁。
具体的，如图8所示，机头千斤顶2的一级套筒21-1主要由导套21-1-1、螺纹套筒21-1-2、第一丝杠21-1-3、第一导向键21-1-4组成。导套21-1-1和螺纹套筒21-1-2组成滑动副；螺纹套筒21-1-2和第一丝杠21-1-3组成螺纹副。第一丝杠21-1-3旋转螺纹套筒21-1-2和第一丝杠21-1-3组成的螺纹副实现螺纹套筒21-1-2的上升与下降，导套21-1-1保证整个螺纹套筒21-1-2升降过程的刚度；通过安装在螺纹套筒21-1-2上的第一导向键21-1-4和导套21-1-1上键槽，限制螺纹套筒21-1-2旋转；螺纹套筒21-1-2的最低与最高极限位置处均安装有死挡块及非接触式限位开关，确保机械结构的安全可靠。
机身千斤顶3的二级套筒31-1主要由外层导套31-1-1、内层导套31-1-2、外螺纹套筒31-1-3、内螺纹套筒31-1-4、第二丝杠31-1-5、第二导向键31-1-6组成。外层导套31-1-1和内层导套31-1-2组成滑动副；内层导套31-1-2和外螺纹套筒31-1-3组成滑动副；外螺纹套筒31-1-3和内螺纹套筒31-1-4组成螺纹副；内螺纹套筒31-1-4和第二丝杠31-1-5组成螺纹副。
二级套筒31-1处于收回状态时，通过第二丝杠31-1-5旋转及第二丝杠31-1-5与内螺纹套筒31-1-4组成螺纹副，实现内螺纹套筒31-1-4与外螺纹套筒31-1-3的上升与下降。
当内螺纹套筒31-1-4上升至最高位置后，第二丝杠31-1-5继续旋转将带动内螺纹套筒31-1-4旋转，通过内螺纹套筒31-1-4与外螺纹套筒31-1-3筒组成的螺纹副，实现千斤顶外螺纹套筒31-1-3的顶升。
外层导套31-1-1和内层导套31-1-2能够保证整个套筒升降过程中的刚度。
通过安装在外螺纹套筒31-1-3、内螺纹套筒31-1-4上的第二导向键31-1-6和内层导套31-1-2、外层导套31-1-1上的键槽，限制外螺纹套筒31-1-3和内层导套31-1-4旋转。
外螺纹套筒31-1-3、内螺纹套筒31-1-4、内层导套31-1-2的最低与最高极限位置处均安装有死挡块及非接触式限位开关，确保机械结构的安全可靠。
其中，如图7、图8以及图11所示，驱动组件21-3采用第二伺服电机21-3-1、第二减速机21-3-2、同步带21-3-3的传动形式，第一丝杠21-1-3和第二丝杠31-1-5支撑采用重载推力轴承和角接触球轴承组合的形式，由第二伺服电机21-3-1提供动力，在降速后将动力传递给同步带21-3-3，由同步带21-3-3驱动第一丝杠21-1-3或者第二丝杠31-1-5旋转，进而实现顶撑。以安装在机头千斤顶2为例，拉线编码器21-3-4的固定端安装在导套21-1-1上，移动端安装在螺纹套筒21-1-2上，通过导轮转向，实现顶升高度的精确反馈。
如图12所示，在上述机头千斤顶2的螺纹套筒21-1-2上端和机身千斤顶3的外螺纹套筒31-1-3上端面，设置有与飞机1球窝配合的球头20-5，视觉测量装置4-7安装在力传感器4-6上，用于测量飞机球窝球心位置信息，力传感器4-6用于实时测量千斤顶顶升过程中顶端球头20-5所受载荷，确保飞机1顶升过程千斤顶不会对飞机造成损伤，视觉测量装置4-7测量飞机1球窝球心，辅助机头千斤顶2和机身千斤顶3精确全向移动到飞机球窝球心位置。
如图7、图10和图11，自适应移动组件21-2采用单元化设计，在多级套筒的每个导套支腿上均安装1套该组件，组件间成120°夹角。通过3组组件的平动，实现一级套筒21-1、二级套筒31-1在一个正六边形范围内的平动，减小数控千斤顶顶升和下降过程中对产品产生的侧向力。
具体的，自适应移动组件21-2主要由导轨21-2-1、复位装置21-2-2、导轨钳制器21-2-3、安装板21-2-4组成。安装板21-2-4固定在基础框架20-2内，导轨21-2-1、复位装置21-2-2设置在安装板21-2-4上的。其中，一级套筒21-1、二级套筒31-1的外壁设有三条导套支腿，该三条导套支腿分别安装在三组导轨21-2-1上，与导轨21-2-1滑动设置；导轨21-2-1上设有导轨钳制器21-2-3，导轨钳制器21-2-3用于对导轨21-2-1进行钳制操作；复位装置21-2-2用于驱动导套支腿在导轨21-2-1上平移至初始位置。
可以理解的是，数控千斤顶顶升和下降过程中，导轨钳制器21-2-3通气打开，数控千斤顶顶升到位后，导轨钳制器21-2-3锁紧，提高数控千斤顶顶升的稳定性。
完成飞机1装配任务，数控千斤顶收回后，通过复位装置21-2-2（可以为驱动气缸）将一级套筒21-1、二级套筒31-1移动至初始位置，通过开关确定是否复位。复位后，导轨钳制器21-2-3断开供气，锁紧导轨。
在上述实施例中，驱动轮总成20-3根据集成控制单元接收到的飞机球窝球心位置信息，驱动球头20-5移动至飞机球窝球心位置的正下端；集成控制单元用于根据测量的辅助测量点4-5建立设备装配坐标系，进行各部件的组装；通过测量厂房地基上的地标点4-2建立飞机装配坐标系；支撑顶升套筒结21受控于集成控制单元，用于驱动支撑顶升套筒结21的球头20-5入位飞机球窝球心；支撑装置20-1根据集成控制单元接收到的基础框架20-2水平状态信息，驱动各顶撑单元的基础框架20-2同时与水平面平行；还通过检测部件测量飞机1上的水平测量点4-3，采集、分析测量数据，确定飞机1的姿态，提供数据供集成控制单元计算分析分析调姿路径。
下面将结合具体示例来对本发明实施步骤进行详细说明。
1台机头千斤顶2和2台机身千斤顶3全向移动到飞机1正下方；通过千斤顶上方设计的视觉测量装置4-7，使球头20-5对准飞机1的球窝；3台数控千斤顶内部设计倾角传感器4-4测量自身水平，通过数控千斤顶的支撑装置20-1实现3台数控千斤顶同时与大地水平姿态平行。3台数控千斤顶通过外置网线6物理连接，实现数据互通和联动调姿。
机头千斤顶2导轨钳制器21-2-3通气打开，一级套筒21-1可以自适应移动，即在产生侧向力时，产生一个浮动的缓冲空间，避免刚性连接损伤零部件的使用寿命。
机头千斤顶2和自适应移动组件21-2运动，第一丝杠21-1-3旋转，螺纹套筒21-1-3和第一丝杠21-1-3组成的螺纹副实现螺纹套筒21-1-3的上升，机头千斤顶2上的球头20-5自适应入位飞机1球窝，支撑飞机重量。
机身千斤顶3和导轨钳制器21-2-3通气打开，支撑顶升套筒结21自适应移动。
机身千斤顶3和自适应移动组件21-2运动，通过第二丝杠31-1-5旋转及第二丝杠31-1-5与内螺纹套筒31-1-4组成螺纹副，实现内螺纹套筒31-1-4与外螺纹套筒31-1-3的上升，机身千斤顶3上的球头20-5自适应入位飞机1球窝，支撑飞机重量。
激光测量单元4测量厂房地基上的地标点4-2建立飞机装配坐标系，测量3台数控千斤顶上设计的辅助测量点4-5建立设备装配坐标系，测量飞机1上的水平测量点4-3，通过上述采集的数据，对所采集的数据分析，确定飞机的姿态，提供数据供集成控制系统计算分析分析调姿路径。
集成控制单元通过内置轨迹算法计算数控千斤顶位姿和运动路径；控制和操作机头千斤顶2和2台机身千斤顶3联动，实现飞机水平姿态调整。
机头千斤顶2和机身千斤顶3的导轨钳制器21-2-3断气锁紧，飞机1锁定当前位置。辅助飞机1总装装配工作。
飞机1总装装配工作完成后。机头千斤顶2和机身千斤顶3的导轨钳制器21-2-3通气打开，支撑顶升套筒结21自适应运动。机头千斤顶2和2台机身千斤顶3联动下降，飞机1起落架着地。
机头千斤顶2和2台机身千斤顶3继续联动下降，机头千斤顶2和2台机身千斤顶3的球头20-5与飞机1球窝脱离；
机头千斤顶2和2台机身千斤顶3降到最低位置后，通过复位装置21-2-2将支撑顶升套筒结21移动至初始位置，复位后，导轨钳制器21-2-3断气锁紧导轨。
机头千斤顶2和2台机身千斤顶3全向移动到指定安全位置。飞机1由牵引车拉到其他站位。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其特征在于，包括：
激光测量单元，所述激光测量单元至少包括：激光跟踪仪、辅助测量点、视觉测量装置；
若干顶撑单元，所述若干顶撑单元均包括：移动平台和支撑顶升套筒结，其中，所述移动平台包括：基础框架、用于调节所述基础框架水平状态的支撑装置、用于驱动所述基础框架移动的驱动轮总成、以及用于测量所述基础框架水平状态数据的倾角传感器；所述支撑装置和所述驱动轮总成安装在所述基础框架的底部，所述倾角传感器设于所述基础框架的中间区域；且所述辅助测量点安装在所述基础框架上，所述激光跟踪仪用于对安装在所述基础框架上的所述辅助测量点进行测量；其中，所述支撑顶升套筒结包括与飞机球窝配合的球头，所述视觉测量装置安装在所述支撑顶升套筒结上，用于测量飞机球窝球心位置信息；
以及，集成控制单元，所述驱动轮总成根据所述集成控制单元接收到的所述飞机球窝球心位置信息，驱动所述球头移动至所述飞机球窝球心位置的正下端；所述集成控制单元用于根据测量的所述辅助测量点建立设备装配坐标系；所述支撑顶升套筒结受控于所述集成控制单元，用于驱动所述支撑顶升套筒结的球头入位所述飞机球窝球心；所述支撑装置根据所述集成控制单元接收到的所述基础框架水平状态信息，驱动各所述顶撑单元的所述基础框架同时与水平面平行；
所述若干顶撑单元包括连接在所述支撑顶升套筒结外壁的数条导套支腿和连接所述数条导套支腿的自适应移动组件；其中，所述自适应移动组件包括：固定在所述基础框架内的安装板、设置在所述安装板上的导轨、复位装置，其中，所述导套支腿安装在所述导轨上，与所述导轨滑动设置；所述导轨上设有导轨钳制器，所述导轨钳制器用于对所述导轨进行钳制操作；所述复位装置用于驱动所述导套支腿在所述导轨上平移至初始位置。
2.如权利要求1所述的一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其特征在于，各所述自适应移动组件间组成120°夹角。
3.如权利要求1所述的一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其特征在于，所述若干顶撑单元为一台顶撑飞机机头的机头千斤顶和两台顶撑飞机机翼的机身千斤顶，其中：所述机头千斤顶的支撑顶升套筒结至少包括一级套筒和驱动组件，所述一级套筒包括导套、螺纹套筒、第一丝杠、第一导向键，所述导套和螺纹套筒组成滑动副；所述螺纹套筒和第一丝杠组成螺纹副，所述驱动组件的输出端与所述第一丝杠连接，用于驱动所述第一丝杠旋转。
4.如权利要求3所述的一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其特征在于，所述机身千斤顶的支撑顶升套筒结至少包括二级套筒和驱动组件，所述二级套筒包括：外层导套、内层导套、外螺纹套筒、内螺纹套筒、第二丝杠、第二导向键，所述外层导套和所述内层导套组成滑动副；所述内层导套和所述外螺纹套筒组成滑动副；所述外螺纹套筒和所述内螺纹套筒组成螺纹副；所述内螺纹套筒和第二丝杠组成螺纹副；所述驱动组件的输出端与所述第二丝杠连接，用于驱动所述第二丝杠旋转。
5.如权利要求4所述的一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其特征在于，所述驱动组件包括第二伺服电机、第二减速机、同步带，所述第二伺服电机的输出端与所述第二减速机连接，所述同步带一端连接所述第二减速机的旋转轴，所述驱动组件的数量为多组，其中，部分所述驱动组件的同步带另一端连接所述第一丝杠，部分所述驱动组件的同步带另一端连接所述第二丝杠。
6.如权利要求4所述的一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其特征在于，所述驱动组件还包括1个拉线编码器，所述拉线编码器的固定端分别安装在所述导套和所述外层导套上，移动端分别安装在螺纹套筒和外螺纹套筒上。
7.如权利要求6所述的一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其特征在于，所述激光测量单元包括数个力传感器，数个所述力传感器分别安装在所述螺纹套筒顶端和外螺纹套筒顶端，数个所述力传感器用于测量所述顶撑单元顶升过程中所述球头所受荷载。
8.如权利要求4所述的一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其特征在于，所述激光测量单元还包括设置在厂房地基上的若干地标点、设置在飞机机翼上的水平测量点、以及检测所述若干地标点和所述水平测量点的检测部件；所述集成控制单元用于根据所述检测部件测量的所述若干地标点建立飞机装配坐标系，所述集成控制单元用于根据所述检测部件测量的所述水平测量点，确定所述飞机的姿态信息。
9.如权利要求1所述的一种用于飞机整机水平姿态调整的数字化调姿系统，其特征在于，所述基础框架四周设置安全防撞触边。
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