CN117048840A - 一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，包括：S1：构建全局装配坐标系，将地面基准点布设至指定位置；S2：将数控定位器吊运至指定工位；S3：将机身保型架吊装至指定工位；S4：将中后机身与机身保型架连接；S5：中后机身调姿；S6：将后机身与机身保型架连接；S7：后机身调姿；S8：通过数控定位器将中后机身与后机身对接；本发明结构紧凑稳定，具有较好的刚性与承载能力，适用大型、重载的机身舱体对接工作，工艺规划效率高、可靠高强。
Description
技术领域
本发明涉及飞机机身对接方法领域，特别是涉及一种基于六自度并联机构的飞机舱段对接方法。
背景技术
飞机机身舱段对接(中后机身与后机身对接)是飞机生产制造的重要环节，也是整个飞机总装过程的关键。稳定且精确的装配可以确保舱段之间的良好连接和对位，减少结构弱点和裂纹的产生，提高飞机的结构安全性。传统的飞机机身对接方法依赖于工人的经验，一般通过吊装等方式，反复调整部件位姿来完成装配作业，存在产品装配精度低，各工位间的协同一致性较差和工作效率较低等问题。自动化装配对接可以更准确地定位、对齐和对接机身，实现了飞机机身舱段对接的标准性、准确性和高效性。
申请号为201510928666.8，发明名称为《一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构》的中国专利公开了一种适用于筒状机身，能够实现机身空间中六自由度调整的无冗余调姿装置。该专利采用的“3-2-1-0”的驱动方式，使得机身对接时在重力方向仅具有三个支撑，稳定性相对一般。
申请号为201911142948.X，发明名称为《一种可变约束的飞机部件调姿对接定位方法》的中国专利公开了一种通过改变定位约束分配来确保飞机部件姿态连续性的方法。此种方法在重载情况下，面临不同的调姿目标，重力方向的驱动力分配并不均衡，对接机构的承载能力受限。
由此可见，基于离散数控定位器所构成的机身对接机构在进行大型机身对接工作时，存在承载能力不足、重力方向驱动力分配不均衡的问题。因此，如何提供一种能够解决上述技术问题的大型机身对接的方法，是本领域人员亟需解决的一个技术问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，以解决现有技术存在的问题，可实现大型、重载飞机舱段稳定对接。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，包括：
S1：构建全局装配坐标系，将地面基准点布设至指定位置；
S2：将与中后机身和后机身对接的数控定位器分别吊运至所述全局装配坐标系中的指定工位，并进行安装、紧固与调平；
S3：将与所述中后机身和后机身对接的机身保型架吊装至步骤S2中的指定工位，并与所述数控定位器通过球铰连接器连接与锁定；
S4：将中后机身与机身保型架连接；
S5：构建中后机身调姿测量网，将多个回光靶球粘贴布设在中后机身外表面，通过激光跟踪仪和所述中后机身上的回光靶球对中后机身调姿；
S6：将后机身与机身保型架连接；
S7：构建后机身调姿测量网，将多个回光靶球粘贴布设在后机身外表面，通过激光跟踪仪和所述后机身上的回光靶球对后机身调姿；
S8：通过数控定位器将中后机身与后机身对接。
进一步的，所述步骤S1中，所述地面基准点采用均值迭代方法标定。
进一步的，所述步骤S5包括：
S501：初始位姿测量阶段，通过激光跟踪仪测量所述中后机身上各个所述回光靶球的位置进而确定所述中后机身在所述全局装配坐标系内的初始位姿；
S502：目标位姿确定阶段；
S503：轨迹规划阶段；
S504：位姿验证阶段。
进一步的，所述步骤S502具体包括以下步骤：在所述全局装配坐标系内建立数字化模型，确认所述中后机身在所述全局装配坐标系中的目标位姿。
进一步的，所述步骤S503具体包括以下步骤：根据所述初始位姿和所述目标位姿确定中后机身从初始位姿移动至目标位姿的运动轨迹，并通过机构逆运动学确认所述数控定位器的关节驱动量，通过逆动力学计算对应所述数控定位器的关节驱动量的驱动力输入量，数控定位器根据所述运动轨迹及所述驱动力输入量向所述机身保型架和所述后机身输出动力，将中后机身从初始姿态调整为目标姿态。
进一步的，所述步骤S504具体包括以下步骤：在步骤S503结束后，通过激光跟踪仪测量所述中后机身上各个所述回光靶球的位置进而确定所述中后机身在所述全局装配坐标系内的移动后位姿，将所述移动后位姿与所述目标位姿进行坐标对照，确认移动后位姿是否达到目标位姿。
进一步的，所述步骤S7包括：
S701：初始位姿测量阶段，初始位姿测量阶段通过激光跟踪仪测量所述后机身上各个所述回光靶球的位置进而确定所述后机身在所述全局装配坐标系内的初始位姿；
S702：目标位姿测量阶段，目标位姿测量阶段在所述全局装配坐标系内建立数字化模型，确认所述后机身在所述全局装配坐标系中的目标位姿；
S703：轨迹规划阶段，根据所述初始位姿和所述目标位姿确定后机身从初始位姿移动至目标位姿的运动轨迹，并通过机构逆运动学确认所述数控定位器的关节驱动量，通过逆动力学计算对应所述数控定位器的关节驱动量的驱动力输入量，数控定位器根据所述运动轨迹及所述驱动力输入量向所述机身保型架和所述后机身输出动力，将后机身从初始姿态调整为目标姿态；
S704：位姿验证阶段，在步骤S703结束后，通过激光跟踪仪测量所述后机身上各个所述回光靶球的位置进而确定所述后机身在所述全局装配坐标系内的移动后位姿，将所述移动后位姿与所述目标位姿进行坐标对照，确认移动后位姿是否达到目标位姿。
进一步的，所述步骤S8还包括步骤S801：机身装配预对位阶段，以所述中后机身为对位基准，通过所述数控定位器将所述后机身移动至所述中后机身X轴方向相距10mm处，检查中后机身蒙皮与后机身蒙皮是否发生干涉，若无干涉情况则继续对位，直至蒙皮对缝为2±1mm，完成机身装配预对位。
进一步的，所述步骤S8还包括步骤S802：机身制孔、去毛刺阶段，在步骤S801结束后，锁紧后机身对应的数控定位器，对中后机身、后机身的舱体部件进行制孔工作；制孔工作结束后，锁紧中后机身对应的数控定位器，通过数控定位器将所述后机身沿X轴远离所述中后机身的方向行进600-800mm后锁紧，对中后机身、后机身的对接舱段表面毛刺进行清除和/或对其他不平整的地方进行整平。
进一步的，所述步骤S8还包括步骤S803：装配对位与评定阶段，通过所述数控定位器将所述后机身沿X轴方向移动至距离所述中后机身10mm处，确定中后机身与后机身无干涉后，将所述后机身复位到所述步骤S801中机身装配预对位的位置后进行中后机身与后机身对接，对接完成后，通过激光跟踪仪测量所述中后机身和后机身上各个所述回光靶球的位置测量装配对位精度。
本发明公开了以下技术效果：
1、本发明结构紧凑稳定，具有较好的刚性与承载能力，适用大型、重载的机身舱体对接工作，工艺规划效率高、可靠高强。
2、本发明可以解决无冗余驱动情况造成机构奇异性以及机构承载能力受限等缺陷；基于初始位姿、目标位姿结合机构逆运动学、逆动力学精确控制中后机身和后机身调资过程所需的驱动力和移动轨迹，保证运动轨迹连续稳定的同时，实现机构驱动力的协调分配，改善对接机构的动力学性能和承载能力。
3、本发明可兼容多种机型的机身舱段装配工艺要求，模块化和标准化的设计使得数控定位器可以根据具体机身舱段需求进行灵活组合和配置，且与其他设备和系统的集成更加容易。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明中后机身与后机身的对接示意图；
其中，1、数控定位器；2、机身保型架；3、地面基准点；4、中后机身；5、后机身。
具体实施方式
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，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术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。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本发明实施例提供一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，包括：
S1：构建全局装配坐标系，将地面基准点3布设至指定位置；全局装配坐标系包括X轴、Y轴和Z轴，其中X轴和Y轴位于地面，Z轴位垂直地面的纵轴，X轴方向为中后机身4和后机身5的对接方向所在轴，基准点理论位置与实际安装位置间存在着误差，首次使用时，需要借助均值迭代方法标定基准点，进而提升后续激光跟踪仪测量设备的测量坐标系与全局装配坐标系间的匹配精度。
S2：将与中后机身4和后机身5对接的数控定位器1分别吊运至全局装配坐标系中的指定工位，并进行安装、紧固与调平；数控定位器1是常见的机身支撑驱动元件(一般由球铰固定座、力传感器、角度编码器、平面螺盘夹爪、电机齿轮减速机以及用于安装的其他机加部件所组成)，是机身位姿调整的动力机构，数控定位器1能够沿X轴、Y轴和Z轴进行动力输出，并可以进行锁紧。在本实施例中，中后机身4和后机身5下方各设置四个数控定位器1，数控定位器1吊运至指定工位后应当进来避免频繁的移动。数控定位器1安装后应当进行复位，使数控定位器1内的各个关节调整至初始位置状态，同时为防止后续机身保型架2安装时影响数控定位器1的关节状态，需要锁紧各个数控定位器1。
S3：将与中后机身4和后机身5对接的机身保型架2吊装至步骤S2中的指定工位，并与数控定位器1通过球铰连接器连接与锁定；在机身保型架2安装过程中，球铰连接器处于自由转动模式，球铰连接器所受压力通过直线轴承导向后传递给力传感器，通过检测传感器读数，即可确定机身保型架2与球铰连接器是否正确连接。连接后调整球铰连接器为锁紧模式，实现对机身工装保型架的固定。机身保持架由保持架单元与机身连接销手动调整单元组成，其中保持架单元主要用于承载机身舱段，并在薄弱区域设计了加强壁板，且与机身接触区域采用了设置防护垫的方式，来降低舱体变形的发生。机身连接销手动调整单元位于保持架平台上，主要用于在飞机落成过程中对机身固定销孔的位置误差进行补偿。
S4：将中后机身4与机身保型架2连接；
S5：构建中后机身4调姿测量网，将多个回光靶球粘贴布设在中后机身4外表面，通过激光跟踪仪和中后机身4上的回光靶球对中后机身4调姿；
S501：初始位姿测量阶段，通过激光跟踪仪测量中后机身4上各个回光靶球的位置进而确定中后机身4在全局装配坐标系内的初始位姿；
S502：目标位姿确定阶段；在全局装配坐标系内建立数字化模型，确认中后机身4在全局装配坐标系中的目标位姿；
S503：轨迹规划阶段；根据初始位姿和目标位姿确定中后机身4从初始位姿移动至目标位姿的运动轨迹，并通过机构逆运动学确认数控定位器1的关节驱动量，通过逆动力学计算对应数控定位器1的关节驱动量的驱动力输入量，数控定位器1根据运动轨迹及驱动力输入量向机身保型架2和后机身5输出动力，将中后机身4从初始姿态调整为目标姿态；在位姿调整过程中，需球铰连接器的锁紧状态，调整为防逃逸转动模式；
S504：位姿验证阶段：在步骤S503结束后，通过激光跟踪仪测量中后机身4上各个回光靶球的位置进而确定中后机身4在全局装配坐标系内的移动后位姿，将移动后位姿与目标位姿进行坐标对照，确认移动后位姿是否达到目标位姿。
S6：将后机身5与机身保型架2连接；
S7：构建后机身5调姿测量网，将多个回光靶球粘贴布设在后机身5外表面，通过激光跟踪仪和后机身5上的回光靶球对后机身5调姿；
S701：初始位姿测量阶段，初始位姿测量阶段通过激光跟踪仪测量后机身5上各个回光靶球的位置进而确定后机身5在全局装配坐标系内的初始位姿；
S702：目标位姿测量阶段，目标位姿测量阶段在全局装配坐标系内建立数字化模型，确认后机身5在全局装配坐标系中的目标位姿；
S703：轨迹规划阶段，根据初始位姿和目标位姿确定后机身5从初始位姿移动至目标位姿的运动轨迹，并通过机构逆运动学确认数控定位器1的关节驱动量，通过逆动力学计算对应数控定位器1的关节驱动量的驱动力输入量，数控定位器1根据运动轨迹及驱动力输入量向机身保型架2和后机身5输出动力，将后机身5从初始姿态调整为目标姿态；对于后机身5的调姿过程，在冗余驱动(部分数控定位器1的驱动关节无动力输出，这些关节称作位置驱动关节)情况，其位置驱动关节分别从后机身5对应的四个数控定位器1中，按背景技术中申请号为201510928666.8采用的“3-2-1-0”的分配方式选取，其余数控定位器1的关节为力驱动关节；位置驱动关节的控制规律基于位置误差反馈，对应关节的驱动力受到整个对接机构受力状态的影响，而力驱动关节则可以主动地调整自身驱动力输入。力位混合驱动的方式，可以确保机身部件对接系统能够连续稳定完成预定轨迹任务的同时，实现机构中关节驱动力的协调分配，优化系统受力状态。
S704：位姿验证阶段，在步骤S703结束后，通过激光跟踪仪测量后机身5上各个回光靶球的位置进而确定后机身5在全局装配坐标系内的移动后位姿，将移动后位姿与目标位姿进行坐标对照，确认移动后位姿是否达到目标位姿。
S8：通过数控定位器1将中后机身4与后机身5对接。
步骤S801：机身装配预对位阶段，以中后机身4为对位基准，通过数控定位器1将后机身5移动至中后机身4X轴方向相距10mm处，检查中后机身4蒙皮与后机身5蒙皮是否发生干涉，若无干涉情况则继续对位，直至蒙皮对缝为2±1mm，完成机身装配预对位。
步骤S802：机身制孔、去毛刺阶段，在步骤S801结束后，锁紧后机身5对应的数控定位器1，对中后机身4、后机身5的舱体部件进行制孔工作；制孔工作结束后，锁紧中后机身4对应的数控定位器1，通过数控定位器1将后机身5沿X轴远离中后机身4的方向行进600-800mm后锁紧，对中后机身4、后机身5的对接舱段表面毛刺进行清除和/或对其他不平整的地方进行整平。
步骤S803：装配对位与评定阶段，通过数控定位器1将后机身5沿X轴方向移动至距离中后机身410mm处，确定中后机身4与后机身5无干涉后，将后机身5复位到步骤S801中机身装配预对位的位置后进行中后机身4与后机身5对接，对接完成后，通过激光跟踪仪测量中后机身4和后机身5上各个回光靶球的位置测量装配对位精度。
在本实施例中，各机构驱动力计算的动力学模型如下：
1.数控定位器的动力学模型
中后机身4对应的数控定位器1共有4个，用第i(i＝1,2,3,4)定位器1来区分，四个数控定位器1能够沿全局装配坐标系中的X轴、Y轴和Z轴进行平动，其中，底层托板及其内部构件的质量为m1，上托板及其内部构件的质量为m2，伸缩柱的质量为m3。
冗余驱动情况下，4个数控定位器1的构造相同，数控定位器1各部分质量信息与非冗余驱动情况一致，根据数控定位器1的工作原理和结构特点，忽略摩擦和外部干扰，则单个定位器的动力学方程为
式中，M＝diag[m1+m2+m3,m2+m3,m3]，数控定位器1三个关节方向的驱动力组成的驱动力矢量为Fi＝[Fix,Fiy,Fiz]T。Fi为第i个数控定位器1三个关节方向的驱动力。由于第1数控定位器1的3个方向都存在驱动力，第2数控定位器1有xy方向的驱动力，第3数控定位器1只受到了z向的驱动力，第4数控定位器1的各关节均为随动，3个方向驱动力均为0，所以有F1＝[F1x,F1y,F1z]T，F2＝[F2x,0,F2z]T，F3＝[0,0,F3z]T,F4＝[0,0,0]T。Fi q为全局系下第i个数控定位器1对机身保型架2的作用力，且 是第i个数控定位器1在坐标系原点处的加速度。
2.机身保型架的动力学模型
设Fi q为全局系下第i个数控定位器1对后机身5的作用力，仅考虑机身舱段运动过程中其自身的重力，设后机身5和机身保型架2的质量为mc，加速度、角速度和角加速度矢量分别为
根据欧拉方程和牛顿第二定律可知，在全局系下机身和机身保型架的动力学方程可以表述为
式中，g为重力加速度矢量，Ic是机身和机身保型架2相对于全局系的惯量矩阵，为舱体系相对于全局系的旋转变换矩阵，Ib是机身和机身保型架2相对于舱体系的惯量矩阵。
3.对接系统的动力学模型
机身对接系统由4个数控定位器1、机身保型架2和后机身5共同组成，通过协调控制数控定位器1的关节运动完成机身舱段的调姿对接过程。联立式(1)、(2)，可得系统的动力学模型：
JF＝H 3)
式中，
式中，H为非方矩阵，矢量F由12个力分量组成，而建立的动力学方程数为6，因此定位器有无数多组驱动力的组合，可以按照某种目标对力进行优化，从而得到唯一的驱动力解。
4.驱动力优化
由于冗余驱动情况下后机身调姿机构是一个冗余的4-PPPS并联机构，机构驱动数多于其自由度数，也就是说调姿机构在每种运动状态下，都有无数组驱动力的组合。因此需要对驱动力进行优化，采用力的二范数最小的方法优化驱动力。
力优化控制问题也就是在满足等式约束JF＝H的前提下，求解力F，使得目标函数Z＝FTWF最小。可用如下方程表示：
其中，W为定位器权值，构造拉格朗日函数。
L(F,λ)＝FTWF+λT(JF-H) 5)
将优化问题变为拉格朗日乘数法求条件极值问题，λ＝{λ1,λ2,...,λ6}T∈R6×1为拉格朗日乘数，式(5)分别对F、λ求偏导
式中，I为单位矩阵，函数L(F,λ)存在极小值则必须满足以上两个必要条件，由式(5)化简可得
将上式带入式(6)中可得
λ＝-2(JW-1JT)-1H (9)
将上式带入式(8)中可得：
F＝W-1JT(JW-1JT)-1H 10)
取W为单位阵，则目标函数变为Z＝FTF，即优化目标为数控定位器1各关节驱动力二范数最小，得驱动力为
F＝JT(JJT)-1H 11)
本发明提供了一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，结构紧凑稳定，具有较好的刚性与承载能力，适用大型、重载的机身舱体对接工作，工艺规划效率高、可靠高强。可以解决无冗余驱动情况造成机构奇异性以及机构承载能力受限等缺陷；基于初始位姿、目标位姿结合机构逆运动学、逆动力学精确控制中后机身4和后机身5调资过程所需的驱动力和移动轨迹，保证运动轨迹连续稳定的同时，实现机构驱动力的协调分配，改善对接机构的动力学性能和承载能力。可兼容多种机型的机身舱段装配工艺要求，模块化和标准化的设计使得数控定位器1可以根据具体机身舱段需求进行灵活组合和配置，且与其他设备和系统的集成更加容易。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“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，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。
以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。
Claims (10)
1.一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，包括：
S1：构建全局装配坐标系，将地面基准点(3)布设至指定位置；
S2：将与中后机身(4)和后机身(5)对接的数控定位器(1)分别吊运至所述全局装配坐标系中的指定工位，并进行安装、紧固与调平；
S3：将与所述中后机身(4)和后机身(5)对接的机身保型架(2)吊装至步骤S2中的指定工位，并与所述数控定位器(1)通过球铰连接器连接与锁定；
S4：将中后机身(4)与机身保型架(2)连接；
S5：构建中后机身(4)调姿测量网，将多个回光靶球粘贴布设在中后机身(4)外表面，通过激光跟踪仪和所述中后机身(4)上的回光靶球对中后机身(4)调姿；
S6：将后机身(5)与机身保型架(2)连接；
S7：构建后机身(5)调姿测量网，将多个回光靶球粘贴布设在后机身(5)外表面，通过激光跟踪仪和所述后机身(5)上的回光靶球对后机身(5)调姿；
S8：通过数控定位器(1)将中后机身(4)与后机身(5)对接。
2.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，所述步骤S1中，所述地面基准点(3)采用均值迭代方法标定。
3.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，所述步骤S5包括：
S501：初始位姿测量阶段，通过激光跟踪仪测量所述中后机身(4)上各个所述回光靶球的位置进而确定所述中后机身(4)在所述全局装配坐标系内的初始位姿；
S502：目标位姿确定阶段；
S503：轨迹规划阶段；
S504：位姿验证阶段。
4.根据权利要求3所述的一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，所述步骤S502具体包括以下步骤：在所述全局装配坐标系内建立数字化模型，确认所述中后机身(4)在所述全局装配坐标系中的目标位姿。
5.根据权利要求4所述的一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，所述步骤S503具体包括以下步骤：根据所述初始位姿和所述目标位姿确定中后机身(4)从初始位姿移动至目标位姿的运动轨迹，并通过机构逆运动学确认所述数控定位器(1)的关节驱动量，通过逆动力学计算对应所述数控定位器(1)的关节驱动量的驱动力输入量，数控定位器(1)根据所述运动轨迹及所述驱动力输入量向所述机身保型架(2)和所述后机身(5)输出动力，将中后机身(4)从初始姿态调整为目标姿态。
6.根据权利要求5所述的一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，所述步骤S504具体包括以下步骤：在步骤S503结束后，通过激光跟踪仪测量所述中后机身(4)上各个所述回光靶球的位置进而确定所述中后机身(4)在所述全局装配坐标系内的移动后位姿，将所述移动后位姿与所述目标位姿进行坐标对照，确认移动后位姿是否达到目标位姿。
7.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，所述步骤S7包括：
S701：初始位姿测量阶段，初始位姿测量阶段通过激光跟踪仪测量所述后机身(5)上各个所述回光靶球的位置进而确定所述后机身(5)在所述全局装配坐标系内的初始位姿；
S702：目标位姿测量阶段，目标位姿测量阶段在所述全局装配坐标系内建立数字化模型，确认所述后机身(5)在所述全局装配坐标系中的目标位姿；
S703：轨迹规划阶段，根据所述初始位姿和所述目标位姿确定后机身(5)从初始位姿移动至目标位姿的运动轨迹，并通过机构逆运动学确认所述数控定位器(1)的关节驱动量，通过逆动力学计算对应所述数控定位器(1)的关节驱动量的驱动力输入量，数控定位器(1)根据所述运动轨迹及所述驱动力输入量向所述机身保型架(2)和所述后机身(5)输出动力，将后机身(5)从初始姿态调整为目标姿态；
S704：位姿验证阶段，在步骤S703结束后，通过激光跟踪仪测量所述后机身(5)上各个所述回光靶球的位置进而确定所述后机身(5)在所述全局装配坐标系内的移动后位姿，将所述移动后位姿与所述目标位姿进行坐标对照，确认移动后位姿是否达到目标位姿。
8.根据权利要求7所述的一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，所述步骤S8还包括步骤S801：机身装配预对位阶段，以所述中后机身(4)为对位基准，通过所述数控定位器(1)将所述后机身(5)移动至所述中后机身(4)X轴方向相距10mm处，检查中后机身(4)蒙皮与后机身(5)蒙皮是否发生干涉，若无干涉情况则继续对位，直至蒙皮对缝为2±1mm，完成机身装配预对位。
9.根据权利要求8所述的一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，所述步骤S8还包括步骤S802：机身制孔、去毛刺阶段，在步骤S801结束后，锁紧后机身(5)对应的数控定位器(1)，对中后机身(4)、后机身(5)的舱体部件进行制孔工作；制孔工作结束后，锁紧中后机身(4)对应的数控定位器(1)，通过数控定位器(1)将所述后机身(5)沿X轴远离所述中后机身(4)的方向行进600-800mm后锁紧，对中后机身(4)、后机身(5)的对接舱段表面毛刺进行清除和/或对其他不平整的地方进行整平。
10.根据权利要求9所述的一种基于六自由度并联机构的飞机舱段对接方法，其特征在于，所述步骤S8还包括步骤S803：装配对位与评定阶段，通过所述数控定位器(1)将所述后机身(5)沿X轴方向移动至距离所述中后机身(4)10mm处，确定中后机身(4)与后机身(5)无干涉后，将所述后机身(5)复位到所述步骤S801中机身装配预对位的位置后进行中后机身(4)与后机身(5)对接，对接完成后，通过激光跟踪仪测量所述中后机身(4)和后机身(5)上各个所述回光靶球的位置测量装配对位精度。
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