专利名称：基于三个三坐标定位器的机翼部件安全(稳定)调姿方法
技术领域：
本发明涉及一种采用三坐标定位器支撑机翼部件进行调姿的方法。
背景技术：
在现代飞机装配生产过程中，由于各装配部件尺寸大、结构复杂、零件以及连接件数量多等原因，飞机装配任务成为一项周期长、技术难度大、涉及学科领域多的综合性系统工程，同时在很大程度上决定了飞机最终的质量和成本。发达国家十分注重对飞机装配技术的研究和开发，欧盟在1994年就明确提出，要研究基于协作型多功能操作机器人的航空产品柔性装配系统，长期目标是要开发无型架的机身装配技术。空客、波音等公司将该技术作为降低成本、提高质量和生产效率的战略措施，并利用该项技术对装配流程进行了改进，大幅缩短了研制周期，减少了出错返工率，从而降低了成本。
目前国内航空制造企业大多仍然使用传统的基于型架的装配方式，在无型架装配技术的研究和应用方面尚处于起步阶段。传统的飞机装配方式采用大量的装配型架来夹紧、定位和支撑飞机的各个部件，然后通过人工辅助方式进行对接装配，自动化程度较低，造成了产品生产效率低下，质量不稳定。而且，不同型号飞机需要定做专门的工装，种类和数量多，制造周期长，成本高，效率低。可见，国内对柔性装配技术和无型架装配技术的应用与国外还存在很大的差距。
发明内容
本发明目的是克服现有技术的不足，提出一种机翼部件调姿的固持稳定性保障方法。
它的特征在于1)采用基于三坐标真空吸附定位器的机翼部件柔性化调姿方式；2)通过分析定位器真空吸附终端执行器的动态特性，以及建立机翼部件的调姿动力学模型，定义了调姿的固持稳定性评价指标；3)根据该评价指标，分析了影响固持稳定性的影响因素，并采取以下措施保证调姿时的固持稳定性机翼部件在支撑点布局时应选择较为水平的支撑位置；在吊装入位时尽量提高入位的位姿精度，减小终端执行器球头的转动角度；在保证调姿效率的前提下，尽量减小调姿的速度和加速度。
飞机机翼和垂尾采用基于三坐标定位器的三点式支撑方式进行调姿，支撑点选择在能承受较大集中载荷的结构件部位。每个定位器主要由五部分组成x向移动滑块、y向移动滑块、缸体、z向移动柱体以及终端执行器。
在定位器的所有零部件当中，终端执行器是影响调姿过程中机翼部件固持稳定性的关键部件。终端执行器主要由球座、球头、真空吸盘和尼龙垫圈等零件组成。
终端执行器上的轴向负载Fn与最大静摩擦力Fs满足以下关系 Fs＝μFn+Fs0 其中，μFn是轴向负载产生的最大静摩擦力，μ是蒙皮与尼龙之间的最大静摩擦力系数；Fs0是由真空吸附产生的最大静摩擦力。
在调姿过程中，必须保证机翼部件固持稳定，杜绝球头和蒙皮之间的侧向滑移现象发生。为此，下面通过建立调姿系统的动力学模型，并结合终端执行器的动态特性，着重对该稳定性问题进行分析，并给出相应的稳定性评判指标。
机翼部件在调姿过程中受到自身的重力mg和定位器施加的作用力Fi，Fi可分解为两个部分，一是沿球头轴向的支撑力Fni，另一项是垂直于Fni的侧向摩擦力Fti。
根据牛顿——欧拉方程，有 其中 m——机翼部件的质量； X——系O1x1y1z1相对系Oxyz的位置矢量； g——重力加速度矢量； Fi——定位器i对机翼部件的作用力； R——系O1x1y1z1相对系Oxyz的旋转矩阵； I——机翼部件的惯性张量； ω——机翼部件的转动速度矢量； ri——定位器i的支撑点位置矢量；
——分别是ω、r的斜对称矩阵。
其中，Fi、I、ω和ri都是在动坐标系中度量。
以上动力学模型是个多解问题，令 其中I3是3×3单位矩阵。可得通解为 F＝W+P+(I9-W+W)ε 其中W+＝(WTW)-1WT是W的广义逆矩阵，I9是9×9单位矩阵，ε可以是一个任意选取的9×1向量，它决定了F有多组解。式(5)中第一项W+P对应的力主要是调姿过程中定位器驱使飞机机翼部件运动所需的动力，第二项(I9-W+W)ε则是使机翼部件产生内力的项。考虑到调姿过程中定位器对机翼部件产生的内力相对调姿所需的力要小很多，因此可令ε＝0，得到以下最小范数解作为动力学方程的解 F＝W+P 设Fi与球头轴线之间的夹角为θ，那么侧向摩擦力Fti的大小为 fti＝fisinθ 其中fti、fi分别表示力Fti、Fi的大小值。
轴向力Fni的大小为 fti＝ficosθ 根据终端执行器的动态特性，可得真空吸附条件下蒙皮与尼龙垫圈之间的最大静摩擦力大小为 fsi＝μfni+fs0 要使得调姿过程中机翼部件固持稳定，必须使侧向摩擦力Fti小于最大静摩擦力Fsi，即 fti＜fsi 整理后得 fisinθ＝μficosθ+fs0 上式即为机翼部件调姿时固持稳定性的判别依据，为了更好的表示蒙皮和球头之间发生相对滑动的可能性，定义以下固持稳定性指标 当所有定位器的固持稳定性指标ζi都满足0＜ζi＜1时，可认为机翼部件的固持是稳定的，并且ζi越小越好。
根据以上指标，可以很好的对机翼部件调姿过程的稳定性进行分析，对调姿过程稳定性进行验证。
在对定位器的支撑位置进行布局时，应当尽量选择较为水平的蒙皮曲面作为支撑部位；在机翼部件入位过程中，可以在固定平台上竖直安装激光发射器，并在机翼部件上作相应的标记，然后通过手工辅助方式调整机翼部件位姿，使激光束与标记对准，从而使入位后机翼部件能够接近水平目标位姿；在保证调姿效率的前提下，根据飞机部件位姿调整路径规划方法需要对调姿运动轨迹进行合理规划，尽量减小调姿的速度和加速度。
本发明的优点在于1)可以稳定的固持机翼部件；2)可以稳定的调整机翼部件的姿态。
图1为终端执行器结构图； 图2为调姿系统结构示意图； 图3为调姿时机翼部件的受力示意图； 图4为球头转角
与稳定性指标ζ的关系； 图5为T＝2s时稳定性指标在调姿过程中的变化曲线。
图6为T＝10s时稳定性指标在调姿过程中的变化曲线； 图中，通气孔1，弹簧挡块2；压缩弹簧3；钢珠4；球头5；吸盘刚性夹层6；吸盘凸台7；尼龙垫圈8；吸盘耳瓣9；真空吸盘10；球座11；拉伸弹簧12；销13；x向移动滑块14；y向移动滑块15；缸体16；z向移动柱体17；终端执行器18；飞机机翼19。
具体实施例方式 如图1所示，缸体16固定在y向滑块15上，z向移动柱体17可在缸体16中沿轴向上下运动。终端执行器18为类球铰结构，通过真空吸附方式与机翼部件连接。调姿时x、y向移动滑块和z向移动柱体通过伺服电机进行驱动，调姿所需的机翼部件位姿可通过激光跟踪测量系统进行测量。
如图2所示，球座通过螺纹连接固定在z向移动柱体顶端，并通过拉伸弹簧12和销13将球头拴住。球头5可在球座11中绕球心转动，其上安装有真空吸盘和尼龙垫圈。调姿时，真空发生器从通气孔1中抽取真空，使吸盘吸附在机翼部件的蒙皮上。压缩弹簧3、钢珠4和弹簧挡块2构成一个安全阀。调姿时，为了保障调姿精度，以尼龙垫圈8作为承受轴向载荷的部位，吸盘的凸台部位7不与飞机机翼部件接触。
如图3所示，飞机机翼19在调姿过程中受到自身的重力mg和定位器施加的作用力Fi，Fi可分解为两个部分，一是沿球头轴向的支撑力Fni，另一项是垂直于Fni的侧向摩擦力Fti。
下面针对某型号飞机的机翼和垂尾，给出固持稳定性分析的具体实例。由于飞机左、右机翼的对称性，这里仅对右机翼进行分析。表1～表3分别给出它们的质量m、惯性张量I、定位器支撑点位置坐标和支撑点处蒙皮曲面的法矢等所需参数。
表1机翼部件的质量和惯性张量
表2支撑点位置坐标
表3支撑点处法矢
根据调姿的工艺过程，从三个主要方面对机翼部件的固持稳定性进行分析。
(1)水平目标位姿下的静态稳定性 假定调姿后机翼部件的水平目标位姿为UT＝(0 0 0 0 0 0)T，可得固持稳定性指标值如下表所示 表4水平位姿时的稳定性指标
从分析结果可以看出，水平目标位姿时所有定位器的稳定性指标都远小于临界失稳时的指标值1，说明调姿后机翼部件的固持是稳定的。
从稳定性指标的计算公式(12)可以看出，调姿的稳定性关键取决于作用力Fi与球头轴线方向的夹角θ。当机翼部件处于水平目标位姿的静止状态时，终端执行器对蒙皮的作用力Fi以竖直方向的力为主，所以当球头转角
越大，θ的值也越大，那么稳定性越差。
图4示出水平目标位姿时不同球头转角
对应的稳定性指标ζ，可以看出，球头转角与稳定性指标近乎是线性关系。因此，球头转角
是准静态条件下影响机翼部件固持稳定性的主要因素，在对定位器的支撑位置进行布局时，应当尽量选择较为水平的蒙皮曲面作为支撑部位。
(2)入位时机翼部件的最大允许偏转角度 为了保证机翼部件入位之后的固持稳定性，不允许在入位时有大的偏转角度，否则会增大球头的转角
降低固持稳定性。设机翼部件在入位时绕三个坐标轴的偏转角度为δx、δy、δz，用单因素法分别计算固持失稳(即ζ＝1)时的最大角度值，计算时假定机翼部件上的支撑点位置不变，结果如表6所示。
表6机翼、垂尾入位时的最大允许偏转角度 从上表可以看出，机翼、垂尾在入位时绕x、y轴的偏转会影响到固持的稳定性，而绕z轴的偏转对其没有影响，这和前面分析结论是一致的，即绕z轴的偏转不会改变支撑球头的转动角度
而绕x、y轴转动时会改变。在实际的机翼、垂尾入位过程中，可以在固定平台上竖直安装激光发射器，并在机翼、垂尾上作相应的标记，然后通过手工辅助方式调整机翼、垂尾位姿，使得激光束与标记对准，从而入位后机翼、垂尾能够比较接近于水平目标位姿。对于尺寸大小在2m以上的飞机机翼、垂尾来讲，实际的入位偏转角度一般可以控制在2°以下，远比以上最大允许偏转角度要小。
(3)调姿运动过程中的动态稳定性 以上两方面都是静态分析，而对于调姿运动过程，需要特别关注运动速度和加速度对机翼部件固持稳定性的影响，这对调姿的轨迹规划具有重要的指导意义。
下面以右机翼为例，假定其调姿的初始位姿为U0＝(0.050m 0.020m-0.035m0.015rad-0.020rad 0.025rad)T，目标位姿为UT＝(0 0 0 0 0 0)T，分别计算调姿时间T为2s和10s时三个定位器稳定性指标在调姿运动过程中的变化情况，计算结果如图5、图6所示 从上面的计算结果可以看出，在T＝2s时，稳定性指标ζi的变化幅度较T＝10s时增大，稳定性变差，这是由于调姿速度、加速度增大引起的。因此，在保证调姿效率的前提下，需要对调姿运动轨迹进行合理规划，尽量降低调姿的速度和加速度，从而提高调姿的固持稳定性。
另外，由于机翼部件都由不规则曲面组成，为了确保调姿的稳定性，除了以上从动力学角度进行分析和验证之外，在进行支撑点布局时还必须考虑支撑点处的蒙皮曲面形状，保证尼龙垫圈和蒙皮之间不会出现如点点接触、点面接触等不稳定的接触情况。
权利要求
1.一种基于三个三坐标定位器的机翼部件安全(稳定)调姿方法，其特征在于
1)采用基于真空吸附三坐标定位器的机翼部件柔性化调姿方式；
2)通过分析定位器真空吸附终端执行器的动态特性，以及建立机翼部件的调姿动力学模型，定义了调姿的固持稳定性评价指标
其中
fi是定位器i对机翼、垂尾的作用力；
fti是侧向摩擦力；
fsi蒙皮与尼龙垫圈之间的最大静摩擦力
μ是蒙皮与尼龙之间的最大静摩擦系数；
fs0是由真空吸附产生的最大静摩擦力；
当所有定位器的固持稳定性指标ζi都满足0＜ζi＜1时，可认为机翼、垂尾的固持是稳定的，并且ζi越小越好；
3)根据固持稳定性评价指标，分析了影响同持稳定性的影响因素，并采取以下措施保证调姿时的固持稳定性机翼部件在支撑点布局时应选择较为水平的支撑位置；在吊装入位时提高入位的位姿精度，减小终端执行器球头的转动角度；在保证调姿效率的前提下，尽量减小调姿的速度和加速度。
2.根据权利要求1所述的基于三个三坐标定位器的机翼部件安全(稳定)调姿方法，其特征在于采用基于三坐标真空吸附定位器的机翼部件柔性调姿方式，定位器主要由五部分组成x向移动滑块(14)、y向移动滑块(15)、缸体(16)、z向移动柱体(17)以及终端执行器(18)；缸体(16)固定在y向滑块(15)上，z向移动柱体(17)可在缸体(16)中沿轴向上下运动；终端执行器(18)为类球铰结构，通过真空吸附方式与机翼、垂尾连接；调姿时x、y向移动滑块和z向移动柱体通过伺服电机进行驱动，调姿所需的机翼、垂尾位姿可通过激光跟踪测量系统(6)进行测量。
3.根据权利要求1所述的基于三个三坐标定位器的机翼部件安全(稳定)调姿方法，其特征在于终端执行器主要由球座(11)、球头(5)、真空吸盘(10)和尼龙垫圈(8)等零件组成；球座通过螺纹连接固定在z向移动柱体顶端，并通过拉伸弹簧(12)和销(13)将球头拴住；球头(5)可在球座(11)中绕球心转动，其上安装有真空吸盘和尼龙垫圈；调姿时，真空发生器从通气孔(1)中抽取真空，使吸盘吸附在机翼、垂尾的蒙皮上；压缩弹簧(3)、钢珠(4)和弹簧挡块(2)构成一个安全阀；调姿时，为了保障调姿精度，以尼龙垫圈(8)作为承受轴向载荷的部位，吸盘的凸台部位(7)不与飞机机翼、垂尾接触。
4.根据权利要求1所述的基于三个三坐标定位器的机翼部件安全(稳定)调姿方法，其特征在于在对定位器的支撑位置进行布局时，应当尽量选择较为水平的蒙皮曲面作为支撑部位；在机翼部件入位过程中，可以在固定平台上竖直安装激光发射器，并在机翼部件上作相应的标记，然后通过手工辅助方式调整机翼部件位姿，使得激光束与标记对准，从而入位后机翼部件能够比较接近于水平目标位姿；在保证调姿效率的前提下，根据位姿调整路径规划方法对调姿运动轨迹进行合理规划，尽量减小调姿的速度和加速度。
全文摘要
本发明公开了一种基于三个三坐标定位器的机翼部件安全(稳定)调姿方法，采用基于三坐标真空吸附定位器的机翼部件柔性化调姿方式；通过分析定位器真空吸附终端执行器的动态特性，以及建立机翼部件的调姿动力学模型，定义了调姿的固持稳定性评价指标；根据该评价指标，分析了影响固持稳定性的因素，并采取以下措施保证调姿时的固持稳定性机翼部件在支撑点布局时应选择较为水平的支撑位置；在吊装入位时尽量提高入位的位姿精度，减小终端执行器球头的转动角度；在保证调姿效率的前提下，尽量减小调姿的速度和加速度。
文档编号B64F5/00GK101537886SQ20091005860
公开日2009年9月23日 申请日期2009年3月13日 优先权日2009年3月13日
发明者蒋智华, 路科恒, 刚 刘 申请人:成都飞机工业(集团)有限责任公司