本发明公开了一种基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接系统及方法。系统包括：移动托架、调姿平台、数控定位器、数控定位器组导轨、上位机、球铰连接和激光跟踪仪。调姿、对接步骤为：1)将移动托架固定到调姿平台并用数控定位器支撑；2)机身段入位；3)建立现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系；4)测量并计算机身段A的当前姿态；5)数控定位器运动路径规划；6)机身段A姿态调整；7)测量对接孔坐标并计算机身段B的目标位姿；8)计算机身段B的当前位姿；9)机身段B姿态调整；10)机身段对接；11)系统复位；12)撤离移动托架。本发明的优点在于：实现飞机部件的数字化调姿和对接；应用适应性强。
1.一种基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接系统，其特征在于包括移动托架(3)、调姿平台(4)、四个三坐标数控定位器(5)、数控定位器组导轨(6)、上位机(8)、球铰连接和激光跟踪仪(7)；移动托架(3)包括U形框(15)、顶脚螺栓(16)和锥台螺杆(17)，锥台螺杆(17)为中空，内设顶脚螺栓(16)，与调姿平台(4)上的螺栓孔连接固定，U形框(15)上设有固定机身段的宽绑带及收带器；三坐标数控定位器(5)包括Y向升降柱(10)、Z向滑台(11)、X向滑台(12)、滑块导轨(13)、数控定位器机座(14)、绝对光栅尺和伺服电机，两个三坐标数控定位器共用一个数控定位器机座(14)和电气柜，电气柜放置在两个数控定位器机座之间，Y向升降柱(10)、Z向滑台(11)和X向滑台(12)分别与滑块导轨(13)构成移动运动副，其中，X向滑台(12)上的伺服电机安装固定在数控定位器机座(14)上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Z向滑台(11)的伺服电机安装在X向滑台(12)上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Y向升降柱(10)的伺服电机通过蜗轮蜗杆减速器减速，高精度滚珠丝杆传动，蜗轮蜗杆减速器通过扭力板和球铰连杆连接在Z向滑台(11)上；球铰连接包括定位球头(18)和球托(19)，球托(19)周向分为四份，当定位球头(18)进入球托后，通过调整X、Z向位置，使定位球头(18)与球托(19)处于同一中心线，Y向能上升直至定位球头(18)与球托(19)接触；调姿平台由四个三坐标数控定位器通过球铰连接进行支撑。
2.一种使用如权利要求1所述系统的基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，其特征在于它的步骤如下：
1)将移动托架(3)推至调姿平台(4)指定的位置并固定，调姿平台由四个三坐标数控定位器(5)通过球铰连接进行支撑；
2)三坐标数控定位器(5)及调姿平台(4)运动至设定位置，将机身段吊入并固定在移动托架(3)上；
3)使用激光跟踪仪(7)，建立飞机部件调姿、对接系统的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系；
4)测量机身段A(2)上的若干个水平测量点及机身对接面测量点(9)，计算机身段A(2)的当前姿态；
5)根据机身段A(2)目标姿态和当前姿态确定调姿路径，生成各三坐标数控定位器(5)在三坐标方向的协调运动轨迹规划；
6)调姿对接系统按照所得轨迹，伺服电机驱动各三坐标数控定位器完成姿态调整；
7)使用激光跟踪仪(7)测量机身段A(2)对接面上的若干个对接孔的坐标位置，以此作为机身段B(1)调姿并实现与机身段A(2)进行对接的依据，按步骤4)计算方法计算机身段B(1)的目标位姿；
8)测量机身段B(1)对接面上与步骤7)中选定孔配合对应的对接孔的坐标位置，并按步骤4)计算方法计算机身段B(1)的当前位姿；
9)重复步骤5)和步骤6)，调整机身段B(1)到目标姿态；
10)数控定位器协调驱动机身段B(1)到达设定位置，完成机身段A(2)和机身段B(1)的对接工作；
11)将三坐标数控定位器(5)、调姿平台(4)和移动托架(3)同步下降至安全位置，复位；
3.根据权利要求2所述的一种基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，其特征在于所述的使用激光跟踪仪(7)建立飞机部件调姿、对接系统的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系步骤为：
1)取飞机部件调姿、对接系统的现场装配坐标系的XOZ平面与水平面平行，用电子水平仪确定出水平面，垂直水平面向上的为Y轴方向；
2)在航向上选择两个点，并投影到现场装配坐标系的XOZ平面上，两个投影点确定的航向方向取为X轴方向；
5)建立固结在机身段上的局部坐标系O′X′Y′Z′。
4.根据权利要求2所述的一种基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，其特征在于所述测量机身段A(2)上的若干个水平测量点及在机身对接面测量点(9)，计算机身段A(2)的当前姿态步骤为：
1)机身段位姿用矢量U＝(x，y，z，α，β，γ)表示，其中(x，y，z)表示机身段的坐标系原点在参考坐标系下的坐标值，(α，β，γ)分别表示俯仰角、侧翻角和偏航角；
2)记机身段测量点理论坐标为q，实际坐标为r，则姿态计算问题是理论坐标值到测量的实际坐标值的一个刚性转换r＝T(q)，该刚性变换可表达为一个旋转变化R和一个平移变换p的组合来表示r＝T(q)＝Rq+p；
3)测量存在误差，r＝T(q)＝Rq+p变换后的结果不能完全等于理论坐标值，则有误差矩阵ξ＝r-(Rq+p)，然后以使 最小为条件求解刚性转换T。
5.根据权利要求2所述的一种基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，其特征在于所述根据机身段A(2)目标姿态和当前姿态确定调姿路径，生成各三坐标数控定位器(5)在三坐标方向的协调运动轨迹规划步骤为：
1)记录机身段初始位姿矢量U0和目标位姿矢量 tf为调姿时间；
2)采用光滑连续的多项式为位姿轨迹曲线：U(t)＝k0+k1t+k2t+k3t+k4t+k5t，k0、k1、k2、k3、k4和k5是与机身段位姿变化量ΔU＝U(tf)-U(0)相关的系数；
3)为保证调姿过程运动平稳，给出以下边界约束条件：
4)联立步骤3)中的6个约束方程，采用多项式拟合方法求得位姿轨迹曲线U(t)＝
k0+k1t+k2t+k3t+k4t+k5t 的系数：k0、k1、k2、k3、k4和k5。
基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调
姿、对接系统及方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种基于四个数控定位器、调姿对接和移动托架的飞机部件调姿、对接系统及方法。
背景技术
[0002] 在飞机制造中，要完成飞机最后的整机装配，首先要实现机身段的位姿调整，而后才能进行对接工作。机身段是特殊的操作对象，具有体积大、质量大等特点，同时其调姿定位精度要求高，装配完成后机身段应力变形要小。目前我国具有独立自主知识产权的飞机调姿对接系统才刚刚步入应用阶段，市场上流行的基于机器人技术的装配系统多数适用于体积小、质量不大的生产线场合，不能满足象飞机机身段这样的大部件准确对接装配需求。
[0003] 本发明提出的一种基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接系统，主要用于飞机大部件的调姿和对接，实现飞机的自动化定位和装配，显著地提高飞机装配质量和效率。
发明内容
[0004] 本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接系统及方法。
[0005] 基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接系统，包括移动托架、调姿平台、多个数控定位器、数控定位器组导轨、上位机、球铰连接和激光跟踪仪；可移动托架包括U形框、顶脚螺栓和锥台螺杆，锥台螺杆为中空，内设顶脚螺栓，与调姿平台上的螺栓孔连接固定，U形托槽上设有固定机身段的宽绑带及收带器；数控定位器包括Y向升降柱、Z向滑台、X向滑台、滑块导轨、数控定位器机座、绝对光栅尺和伺服电机，两个调姿数控定位器共用一个数控定位器机座和电气柜，电气柜放置在两个数控定位器机座之间，Y向升降柱、Z向滑台和X向滑台分别与滑块导轨构成移动运动副，其中，X向滑台上的电机安装固定在定位器机座上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Z向滑台的电机安装在X向滑台上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Y向升降柱的驱动电机通过蜗轮蜗杆减速器减速，高精度滚珠丝杆传动，蜗轮蜗杆通过扭力板和球铰连杆连接在Z向滑台上；球铰连接包括定位球头和球托，球托周向分为四份，当定位球进入球托后，通过调整X、Z向位置，使定位球与球托处于同一中心线，Y向能上升直至定位球头与球托接触。
[0006] 基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，的步骤如下：
[0007] 1)将移动托架推至调姿平台指定的位置并固定，调姿平台由四个三坐标数控定位器通过球铰连接进行支撑；
[0008] 2)数控定位器及调姿平台运动至设定位置，将机身段吊入并固定在移动托架上；
[0009] 3)使用激光跟踪仪，建立飞机部件调姿、对接系统的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系；
[0010] 4)测量机身段A上的若干个水平测量点及机身对接面测量点，计算机身段A的当前姿态；
[0011] 5)根据机身段A目标姿态和当前姿态确定调姿路径，生成各数控定位器在三坐标方向的协调运动轨迹规划；
[0012] 6)调姿对接控制系统按照所得轨迹，伺服驱动各定位器完成姿态调整；
[0013] 7)使用激光跟踪仪测量机身段A对接面上的若干个对接孔的坐标位置，以此作为机身段B调姿并实现与机身段A进行对接的依据，按步骤4)计算方法计算机身段B的目标位姿；
[0014] 8)测量机身段B对接面上与步骤7)中选定孔配合对应的对接孔的坐标位置，并按步骤4)计算方法计算机身段B的当前位姿；
[0015] 9)重复步骤5)和步骤6)，调整机身段B到目标姿态；
[0016] 10)数控定位器协调驱动机身段B到达设定位置，完成机身段A和机身段B的对接工作；
[0017] 11)将数控定位器、调姿平台和移动托架同步下降至安全位置，复位；
[0018] 12)沿航向撤离移动托架。
[0019] 所述的使用激光跟踪仪建立飞机部件调姿、对接系统的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系步骤为：
[0020] 1)取飞机部件调姿、对接系统的装配坐标系的XOZ平面与水平面平行，用电子水平仪确定出水平面，垂直水平面向上的为Y轴方向；
[0021] 2)在航向上选择两个点，并投影到XOZ平面上，两个投影点确定的航向方向取为X轴方向；
[0022] 3)根据装配工艺要求在X轴上选择一个原点O；
[0023] 4)由右手法则确定装配坐标系的Z轴方向；
[0024] 5)建立固结在机身段上的局部坐标系O′X′Y′Z′。
[0025] 所述的测量机身段A上的若干个水平测量点及在对接面上若干个连接点，计算机身段A的当前姿态步骤为：
[0026] 1)机身段位姿用矢量U＝(x，y，z，α，β，γ)表示，其中(x，y，z)表示机身段的坐标系原点在参考坐标系下的坐标值，(α，β，γ)分别表示俯仰角、侧翻角和偏航角；
[0027] 2)记机身段测量点理论坐标为q，实际坐标为r，则姿态计算问题是理论坐标值到测量的实际坐标值的一个刚性转换r＝T(q)，该刚性变换可表达为一个旋转变化R和一个平移变换p的组合来表示r＝T(q)＝Rq+p；
[0028] 3)测量存在误差，r＝T(q)＝Rq+p变换后的结果不能完全等于理论坐标值，则有误差矩阵ξ＝r-(Rq+p)，然后以使 最小为条件求解刚性转换T。
[0029] 所述的根据机身段A生成各数控定位器在三坐标方向的协调运动轨迹规划步骤为：
[0030] 1)记录机身段初始位姿矢量U0和目标位姿矢量 tf为调姿时间；2 3 4 5
[0031] 2)采用光滑连续的多项式为位姿轨迹曲线：U(t)＝k0+k1t+k2t+k3t+k4t+k5t，k0、k1、k2、k3、k4和k5是与机身段位姿变化量ΔU＝U(tf)-U(0)相关的系数；
[0032] 3)为保证调姿过程运动平稳，给出以下边界约束条件：
[0033] 位姿约束：初始位姿U(0)＝U0，末端位姿
[0034] 速度约束：初始速度 末端速度
[0035] 加速度约束：初始加速度 末端加速度
[0036] 4)联立步骤3)中的6个约束方程，采用多项式拟合方法求得位姿轨迹曲线U(t)2 3 4 5
＝k0+k1t+k2t+k3t+k4t+k5t 的系数：k0、k1、k2、k3、k4和k5。
[0037] 本发明的优点在于：
[0038] 1)实现飞机部件的数字化定位、调姿和对接；
[0039] 2)可通过选用不同移动托架来支持不同的飞机部件，应用适应性强；
[0040] 3)有效提高飞机装配准确度和装配效率。
附图说明
[0041] 图1是飞机部件调姿、对接系统示意图；
[0042] 图2是机身段对接面测量孔位置示意图；
[0043] 图3是数控定位器组示意图；
[0044] 图4是移动支撑托架示意图；
[0045] 图5是由定位球头和球托组成的球铰连接示意图；
[0046] 图6是调姿对接控制系统程序流程图。
[0047] 图中：机身段B1、机身段A2、移动托架3、调姿平台4、数控定位器5、数控定位器组导轨6、激光跟踪仪7、上位机8、机身段对接面测量点9、Y向升降柱10、Z向滑台11、X向滑台12、滑块导轨13、数控定位器机座14、U形框15、顶脚螺栓16、锥台螺杆17、定位球头18、球托19。
具体实施方式
[0048] 如图1-5所示，基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接系统，包括移动托架3、调姿平台4、多个数控定位器5、数控定位器组导轨6、上位机8、球铰连接和激光跟踪仪7；移动托架3包括U形框15、顶脚螺栓16和锥台螺杆17，锥台螺杆17为中空，内设顶脚螺栓16，与调姿平台4上的螺栓孔连接固定，U形托槽15上设有固定机身段的宽绑带及收带器；数控定位器5包括Y向升降柱10、Z向滑台11、X向滑台12、滑块导轨13、数控定位器机座14、绝对光栅尺和伺服电机，两个调姿数控定位器共用一个数控定位器机座14和电气柜，电气柜放置在两个数控定位器机座之间，Y向升降柱10、Z向滑台11和X向滑台12分别与滑块导轨13构成移动运动副，其中，X向滑台12上的电机安装固定在定位器机座14上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Z向滑台11的电机安装在X向滑台
12上，通过连轴器与预压精密滚珠丝杆相连，Y向升降柱10的驱动电机通过蜗轮蜗杆减速器减速，高精度滚珠丝杆传动，蜗轮蜗杆通过扭力板和球铰连杆连接在Z向滑台11上；球铰连接包括定位球头18和球托19，球托19周向分为四份，当定位球18进入球托后，通过调整X、Z向位置，使定位球18与球托19处于同一中心线，Y向能上升直至定位球头18与球托19接触。
[0049] 如图6所示，调姿对接控制系统程序其执行过程如下：
[0050] 1)根据调姿路径数据，生成驱动器控制指令；
[0051] 2)通过输入输出模块下发控制指令给各数控定位器5驱动器，驱动各伺服电机执行姿态调整运动；
[0052] 3)姿态调整运动顺序如下：沿X方向执行平移运动，沿Z方向执行平移运动，沿Y方向执行平移运动，绕X轴执行旋转运动，绕Z轴执行旋转运动，绕Y轴执行旋转运动；
[0053] 4)执行姿态调整运动过程中，实时采集光栅反馈信息，确认各数控定位器5三坐标轴的位姿；
[0054] 5)当各数控定位器5运动到指定位置时，程序终止。
[0055] 基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接方法，的步骤如下：
[0056] 1)将移动托架3推至调姿平台4指定的位置并固定，调姿平台由四个三坐标数控定位器通过球铰连接进行支撑：
[0057] 将机身段可移动托架3推至调姿平台4指定位置，将移动托架3上的4个顶脚螺栓16下旋，使顶脚下部的锥台放入调姿平台4上预留的锥型孔中，并进一步将顶脚螺栓16上的拉杆插入销孔完成固定，调姿平台4由四个数控定位器5通过球铰连接进行支撑；
[0058] 2)数控定位器5及调姿平台4运动至设定位置，将机身段吊入并固定在移动托架3上，取下吊挂，撤离吊车，使用宽条带将机身段绑定在移动托架3上；
[0059] 3)使用激光跟踪仪7，建立飞机部件调姿、对接系统的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系；
[0060] 4)测量机身段A2上的若干个水平测量点及在机身对接面测量点9，计算机身段A2的当前姿态；
[0061] 5)根据机身段A2目标姿态和当前姿态确定调姿路径，生成各数控定位器5在三坐标方向的协调运动轨迹规划；
[0062] 6)调姿对接控制系统按照所得轨迹，伺服驱动各定位器完成姿态调整；
[0063] 7)使用激光跟踪仪7测量机身段A2对接面测量点9的坐标位置，以此作为机身段B1调姿并实现与机身段A2进行对接的依据，按步骤4)计算方法计算机身段B1的目标位姿；
[0064] 8)测量机身段B1对接面上与步骤7)中选定孔配合对应的对接孔的坐标位置，并按步骤4)计算方法计算机身段B1的当前位姿；
[0065] 9)重复步骤5和步骤6，调整机身段B1到目标姿态；
[0066] 10)数控定位器5协调驱动机身段B1到达设定位置，完成机身段A2和机身段B1的对接工作；
[0067] 11)调姿对接控制系统驱动定位器5、调姿平台4和移动托架3同步下降到安全距离，沿对接过程的逆方向退回到安全位置；
[0068] 12)沿航向撤离移动托架3：
[0069] 将移动托架3上的4个顶脚螺栓16上旋使托架的轮子接触地面，将顶脚螺栓16上的拉杆从销孔中拔出，沿航向方向撤出移动托架3。
[0070] 所述的使用激光跟踪仪7建立飞机部件调姿、对接系统的现场装配坐标系和固结在机身段上的局部坐标系步骤为：
[0071] 1)取飞机部件调姿、对接系统的装配坐标系的XOZ平面与水平面平行，用电子水平仪确定出水平面，垂直水平面向上的为Y轴方向；
[0072] 2)在航向上选择两个点，并投影到XOZ平面上，两个投影点确定的航向方向取为X轴方向；
[0073] 3)根据装配工艺要求在X轴上选择一个原点O；
[0074] 4)由右手法则确定装配坐标系的Z轴方向；
[0075] 5)建立固结在机身段上的局部坐标系O′X′Y′Z′。
[0076] 所述的测量机身段A2上的若干个水平测量点及在对接面上若干个连接点9，计算机身段A2的当前姿态步骤为：
[0077] 1)机身段位姿用矢量U＝(x，y，z，α，β，γ)表示，其中(x，y，z)表示机身段的坐标系原点在参考坐标系下的坐标值，(α，β，γ)分别表示俯仰角、侧翻角和偏航角；
[0078] 2)记机身段测量点理论坐标为q，实际坐标为r，则姿态计算问题是理论坐标值到测量的实际坐标值的一个刚性转换r＝T(q)，该刚性变换可表达为一个旋转变化R和一个平移变换p的组合来表示r＝T(q)＝Rq+p；
[0079] 3)测量存在误差，r＝T(q)＝Rq+p变换后的结果不能完全等于理论坐标值，则有误差矩阵ξ＝r-(Rq+p)，然后以使 最小为条件求解刚性转换T。
[0080] 所述的根据机身段A2生成各数控定位器5在三坐标方向的协调运动轨迹规划步骤为：
[0081] 1)记录机身段初始位姿矢量U0和目标位姿矢量 tf为调姿时间；
[0082] 2)采用光滑连续的多项式为位姿轨迹曲线：U(t)＝k0+k1t+k2t2+k3t3+k4t4+k5t5，k0、k1、k2、k3、k4和k5是与机身段位姿变化量ΔU＝U(tf)-U(0)相关的系数；
[0083] 3)为保证调姿过程运动平稳，给出以下边界约束条件：
[0084] 位姿约束：初始位姿U(0)＝U0，末端位姿
[0085] 速度约束：初始速度 末端速度
[0086] 加速度约束：初始加速度 末端加速度
[0087] 4)联立步骤3)中的6个约束方程，采用多项式拟合方法求得位姿轨迹曲线U(t)2 3 4 5
＝k0+k1t+k2t+k3t+k4t+k5t 的系数：k0、k1、k2、k3、k4和k5。
