一种飞机中央翼盒数字化装配定位系统及定位方法与流程

本发明涉及一种飞机中央翼盒数字化装配定位系统及定位方法，属于飞机制造技术领域。

背景技术：

中央翼盒作为飞机关键部件，具有气动外形要求严格、设计更改频繁、产品构型众多、零件材料和形状各异、内部结构复杂、空间紧凑、各类系统布置密集以及零组件数量大等特点，其装配难度大，装配质量要求高。自上世纪90年代起，国外主要航空发达国家大规模开展飞机数字化装配技术的研究，并研制了一批用于飞机装配的数字化设备。由于技术封锁等原因，国内飞机数字化装配的应用还处于探索实践阶段，除少部分主机厂引进数字定位器作为基本单元使用，大部分装配模式基本上还沿袭着过去的传统手工模式，采用大量复杂的型架进行定位和夹紧，飞机的装配周期和质量难以保证。

近年来，国外针对飞机中央翼盒装配定位技术的研究已经取得了一定的成果。经过对现有技术的文献检索发现，美国波音公司在787型飞机中央翼盒装配过程中，采用了立式数字化定位装配方案，并进行了应用验证。ei公司与空客公司合作，共同研制了一套机翼自动化定位装配工装系统，用于a340-600型飞机的机翼自动定位装配。

国内相关研究还处于起步阶段，关键技术尚未完全突破，只局限在机身、机翼等成品大部件对接过程中，对数字定位器的简单应用，而对于中央翼盒这种复杂大型零部件装配应用较少。因此，目前，国内主机厂在中央翼盒装配过程中基本仍然采用传统的立式手工型架装配工艺，刚性型架作为固定工装主体，配以卡板及定位销进行产品零部件定位，人工压紧器进行压紧。这种定位方法导致生产准备周期长，定位过程复杂，工装占地面积大，工人劳动强度高，工装不可重构，产品装配的一致性和可靠性差。而数字化定位方法采用数字化柔性工装对产品部件进行定位，其自动化程度高，定位精度准，具有可重构型，可适应多个不同型号产品的装配需要，并大幅提高生产效率和产品质量。

但是，国内外现有的中央翼装配方法均有不同程度的问题。首先，目前针对中央翼盒的数字化定位方法主要为立式定位。虽然国外装配过程中采用了数字化定位技术，但是飞机产品装配姿态与实际使用姿态存在较大差异，导致产品下架后变形较大且无法预测，影响产品质量。尤其是对于飞机的中央翼盒来说，其零部件体积大、自重大、刚性小，产品变形问题更为严重。本发明所涉及的飞机中央翼盒数字化装配方法为卧式装配法，产品定位姿态与产品实际使用姿态一致，其变形量相比立式装配更小，且在装配过程中可进一步控制变形量的产生。同时，卧式装配在产品上下架、工人对产品的认知度、工装结构的开敞性等方面相比立式装配都更具优势。其次，目前的装配方法中定位工装功能单一，尤其是传统型架定位工装，需要工人进行大量手工操作，且需针对每个零件定做装配定位工装，耗费人力物力，定位精度低，生产周期长，劳动强度高，经济适用性差。

技术实现要素：

为了现有技术中存在的问题，实现飞机中央翼盒的高精度、高效率数字化装配，本发明提供了一种飞机中央翼盒数字化装配定位系统及定位方法，其涉及的数字化柔性定位工装按照功能模块划分为床身主体单元、前梁定位单元、后梁定位单元、左翼肋保形单元、右翼肋保形单元、上工装定位压紧单元及下工装定位压紧单元。其采用以骨架为基准进行自动化定位方法，首先对大型中央翼盒的前梁、后梁以及翼肋等骨架零件进行精确定位，之后以骨架为基准，对上壁板、下壁板以及纵梁等组件进行定位，直至完成对中央翼盒的整个定位过程。该数字化装配定位系统及定位方法能够精确化定位、自动化控制、多功能集成、柔性化设计大型中央翼盒。

为了实现本发明，其采用了如下技术方案：

一种飞机中央翼盒数字化装配定位系统，其特征在于：按照功能模块划分为床身主体单元1、前梁定位单元2、后梁定位单元3、左翼肋保形单元4、右翼肋保形单元5、上工装定位压紧单元6及下工装定位压紧单元7，具体结构为：

床身主体单元1为数字化装配定位系统结构主体，是前梁定位单元2、后梁定位单元3、左翼肋保形单元4、右翼肋保形单元5、上工装定位压紧单元6及下工装定位压紧单元7的安装基础，由前后两个立柱组8、前后两个上部床身9及前后两个下部床身10组成，上部床身9固定在立柱组8顶部，上部床身9上表面安装有导轨，立柱组8固定于地基表面，下部床身10直接固定于地基表面，下部床身10上表面安装有导轨，立柱组8上布置有多个tb测量点；

前梁定位单元2由前梁固定框架11、前梁移动框架12、前梁驱动组件13、前梁接头定位件14、前梁定位卡板组和前部纵梁定位件18组成，前梁固定框架11固定安装在立柱组8上，前梁驱动组件13固定安装在前梁固定框架11上，前梁移动框架12通过导轨和滑块安装在前梁固定框架11上，前梁移动框架12上布置有多个ers测量点，前梁移动框架12在前梁驱动组件13的作用下并可沿航向移动，前梁移动框架12上装有前梁接头定位件14、前梁定位卡板组和前部纵梁定位件18，并布置有otp测量点且带有压紧装置；前梁定位单元2对飞机中央翼盒的前梁接头、前梁起主要定位作用，对飞机中央翼盒的纵梁起辅助定位及压紧作用；

后梁定位单元3由后梁固定框架19、后梁移动框架20、后梁驱动组件21、后梁接头定位件22、后梁定位卡板组和后部纵梁定位件26组成；后梁固定框架19固定安装在立柱组8上，后梁驱动组件21固定安装在后梁固定框架19上，后梁移动框架20通过导轨和滑块安装在后梁固定框架19上，后梁移动框架20上布置有多个ers测量点，后梁移动框架20在后梁驱动组件21的作用下并可沿航向移动，后梁移动框架19上装有后梁接头定位件22、后梁定位卡板组和后部纵梁定位件26，并布置有otp测量点且带有压紧装置；后梁定位单元3对飞机中央翼盒的后梁接头、后梁起主要定位作用，对纵梁起辅助定位及压紧作用；

左翼肋保形单元4的结构与右翼肋保形单元5的结构沿飞机对称面镜像对称，均由保形横梁27、移动滑台28、梁接头定位件29、内保形卡板组30、壁板定位件31、航向驱动组件32、展向驱动组件33组成；移动滑台28与立柱组8连接，移动滑台28可在立柱组8上沿水平面航向方向移动，保形横梁27与移动滑台连接，保形横梁27可在移动滑台28上沿展向方向移动，保形横梁27上布置有多个ers测量点并装有滚动导轨，梁接头定位件29可沿滚动导轨做航向位移，内保形卡板组30和壁板定位件31通过定位接头与保形横梁27固联，内保形卡板组30和壁板定位件31上分别布置多个otp测量点，在内保形卡板组30上带有快换机构；左翼肋保形单元4和右翼肋保形单元5对飞机中央翼盒壁板端面内侧起保形支撑作用，对上、下壁板起主要定位作用并对梁接头起辅助定位作用；

上工装定位压紧单元6主体为横梁式结构，安装于上部床身9，包括上横梁组件34、上横梁垂向定位器35、上工装架36和上外形卡板组37，上横梁组件34横跨前后两上部床身，通过其两端上的导轨滑块导向，与上部床身9上表面的导轨配合，上横梁组件34可在床身主体单元1上沿展向移动；上横梁组件34两端采用伺服电机同步驱动，双边齿轮齿条传动，并通过两侧光栅尺实时反馈上横梁组件34位置，实现上横梁组件34在展向方向上的精确同步位移控制；上横梁垂向定位器35布置于上横梁组件34上，上工装架36布置于上横梁垂向定位器35末端，上工装架36下方安装有上外形卡板组37，上外形卡板组37上布置有otp测量点，并带有快换机构；上横梁垂向定位器35可在航向和竖直方向上移动，并通过光栅尺位置反馈，横梁垂向定位器35的末端装有力传感器；上工装定位压紧单元6对飞机中央翼盒的翼肋起主要定位作用，对飞机中央翼盒上壁板起压紧作用，对飞机中央翼盒的纵梁起辅助定位及压紧作用；

下工装定位压紧单元7主体为横梁式结构，安装于下部床身10，包括下横梁组件38、下横梁垂向定位器39、下工装架40和下外形卡板组41，结构形式与上工装定位压紧单元6结构形式类似,但结构尺寸等并不完全一致；下工装定位压紧单元7对飞机中央翼盒的翼肋起主要定位作用，对飞机中央翼盒的下壁板起压紧作用；

优选地，所述前梁定位卡板组包括前梁航向定位件15、前梁展向定位件16和前梁垂向定位件17；

优选地，所述后梁定位卡板组包括后梁航向定位件23、后梁展向定位件24、和后梁垂向定位25；

优选地，所述前梁移动框架12和后梁移动框架20分别通过滚珠丝杠传动，丝杠安装形式为固定-自由，固定端通过手轮带动伞齿齿轮驱动丝杠，自由端丝杠螺母通过螺母座与前梁移动框架12和后梁移动框架20固联；

优选地，所述上横梁垂向定位器35为套筒式结构，外套筒可由导轨滑块导向、伺服电机驱动丝杠传动，双边齿轮齿条传动，沿上横梁组件34上的航向导轨进行航向移动，内套筒可沿竖直方向移动；

优选地，可采用如下结构形式的移动滑台28，移动滑台28由左右两个固定基台42、左右两个航向滑板43、展向滑板44、展向滑台45、移动滑台航向传动组件46和移动滑台展向传动组件47组成，传动形式均为丝杠传动，采用固定-固定安装形式，可使展向滑台45沿展向、航向两方向移动；移动滑台28通过固定基台42固定安装在立柱组8上，左右两个航向滑板43可沿着固定基台42上的导轨沿航向滑动，展向滑板44的两端分别与左右两个航向滑板43的一端固连，展向滑台45可沿展向滑板44上的导轨沿展向滑动，保形横梁27与展向滑台45固连，从而实现保形横梁27在航向驱动组件32、展向驱动组件33的驱动下可沿水平面航向、展向做双方向移动；

优选地，上横梁组件的横梁主体为横梁结构件48，其单侧驱动结构包括防撞挡块49、防撞检测开关50、齿轮减速机51、伺服电机52、导轨53、齿条54和光栅尺55，伺服电机52配齿轮减速机51驱动，采用齿轮齿条传动，导轨53导向，配合光栅尺进行横梁位置反馈，实现工装定位压紧单元的精确移动和定位；

优选地，所述上外形卡板组37由第一三轴角度调整机构56、上外形卡板57和压紧机构58组成，第一三轴角度调整机构56与上工装架36连接，上外形卡板57安装在第一三轴角度调整机构56的下方，压紧机构58固定安装在上外形卡板57；

优选地，所述下外形卡板组41由下外形卡板59、翼肋展向定位件60、翼肋航向定位件61和第二三轴角度调整机构62组成，第二三轴角度调整机构62与下工装架40连接，下外形卡板59安装在第二三轴角度调整机构56的上方，翼肋展向定位件60和翼肋航向定位件61固定安装在下外形卡板59上。

本发明还提供了采用上述装配定位系统对飞机中央翼盒进行数字化装配定位的方法，其特征在于：步骤如下：

1）、首先以立柱组8上设置的tb点为基础，前梁移动框架11、后梁移动框架19、保形横梁27上的ers测量点为辅助，利用激光跟踪仪对上述测量点进行空间点位坐标获取，拟合出飞机中央翼盒坐标系，作为飞机中央翼盒数字化装配的基准；对内保形卡板组30、上外形卡板57、下外形卡板59及翼肋展向定位件60、翼肋航向定位件61的otp点进行测量，对测量值与理论值不符的卡板及定位件进行重新标定；

2）、调整前梁接头定位件14、后梁接头定位件22、梁接头定位件29至理论位置，采用工艺孔配合螺纹锁紧销定位锁紧；上工装定位压紧单元6移至架外区，吊装前梁至前梁垂向定位件17上方贴合，利用快速压紧装置，使前梁腹板贴和前梁航向定位件15，腹板立筋贴合前梁展向定位件16，完成前梁与前梁接头的紧固件预连接；吊装后梁至后梁垂向定位件25上方贴合，利用快速压紧装置，使后梁腹板贴和后梁航向定位件23，腹板立筋贴合后梁展向定位件24，完成后梁与后梁接头的紧固件预连接；

3）、前梁移动框架12、后梁移动框架20沿航向退开留出空间，上工装定位压紧单元6、下工装定位压紧单元7移动至装配理论位置，依次吊装中央翼盒翼肋，使翼肋下端面贴合下外形卡板59，肋腹板贴合翼肋展向定位件60，腹板立筋贴合翼肋航向定位件61，压紧装置压紧，直至所有翼肋完成定位；前梁移动框架12、后梁移动框架20移动回理论位置，使前、后梁腹板与翼肋左、右端面贴合，完成翼肋与前后梁的紧固件预连接，至此完成中央翼盒骨架定位及紧固件预连接，此时整个中央翼盒骨架由包括前梁接头定位件14、后梁接头定位件22、梁接头定位件29的接头定位件进行定位支撑；

4）、下工装定位压紧单元7移至架外区，吊装下壁板使壁板外形面与下外形卡板组41贴合，利用螺旋入位器使下壁板边缘分别与翼肋保形单元上的壁板定位件31和梁定位单元上的前梁航向定位件15、后梁航向定位件23贴合，下工装定位压紧单元7移至装配理论位置下方，下横梁垂向定位器39缓慢上升同时检测压力变化，直至下壁板与中央翼盒骨架正确贴合，完成下壁板与骨架的紧固件预连接；

5）、上工装定位压紧单元6移至架外区，吊装上壁板使壁板内形面与骨架贴合，利用螺旋入位器使上壁板边缘分别与翼肋保形单元上的壁板定位件31和梁定位单元上的前梁航向定位件15、后梁航向定位件23贴合；上工装定位压紧单元6移至装配理论位置上方，上横梁垂向定位器35缓慢下降同时检测压力变化，直至上壁板与中央翼盒骨架正确贴合，完成上壁板与骨架的紧固件预连接，至此完成中央翼盒壁板的定位与预连接；

6）、上工装定位压紧单元6移至架外区，依次吊装纵梁至上壁板上方，利用前部纵梁定位件18、后部纵梁定位件26对纵梁进行定位，使用压紧机构58使纵梁与上壁板压紧贴合并完成纵梁与上壁板的紧固件预连接；

至此，完成整个中央翼盒零部件的装配定位。

本发明的技术效果如下：

第一，不同于传统立式装配流程，提出了飞机中央翼盒的卧式装配工艺方法，在保证产品装配姿态与飞行姿态一致的条件下，实现对中央翼盒多种零部件的精确定位，属国内首次应用；

第二，应用大跨度龙门式数字化定位器、定位卡板快换机构及激光测量技术，完成了对中央翼盒多个不同类型零件（包括翼肋、纵梁）的精确定位和壁板的压紧，实现了设备的多功能性，降低产品制造成本；

第三，定位工装采用柔性化设计，可重构性强，当原有产品改型或气动外形发生变化时，可以通过更换相应功能模块，快速适应新产品，缩短生产等待周期。

第四，采用的数字化定位方法，定位工装移动采用伺服电机驱动，光栅尺全闭环反馈，定位接头与定位卡板带有多功能快换机构且具备力监控功能，可完成对中央翼盒梁接头、翼梁、翼肋、壁板、纵梁等多种零部件的快速定位和压紧，定位精度高，操作简单。

第五，本发明所涉及的飞机中央翼盒数字化装配方法为卧式装配法，产品定位姿态与产品实际使用姿态一致，其变形量相比立式装配更小，且在装配过程中可进一步控制变形量的产生。同时，卧式装配在产品上下架、工人对产品的认知度、工装结构的开敞性等方面相比立式装配都更具优势。

附图说明

图1飞机中央翼盒数字化装配定位系统总体示意图；

图2床身主体单元结构图；

图3前梁定位单元结构图；

图4后梁定位单元结构图；

图5翼肋保形单元结构图；

图6上工装定位压紧单元结构图；

图7下工装定位压紧单元结构图；

图8移动滑台的结构示意图；

图9上工装定位压紧单元的上横梁组件的单侧驱动示意图；

图10上横梁垂向定位器单元外观示意图；

图11上外形卡板组结构图；

图12下外形卡板组结构图；

图中：1-床身主体单元，2-前梁定位单元，3-后梁定位单元，4-左翼肋保形单元，5-右翼肋保形单元，6-上工装定位压紧单元，7-下工装定位压紧单元，8-立柱组，9-上部床身，10-下部床身，11-前梁固定框架、12-前梁移动框架、13-前梁驱动组件，14-前梁接头定位件、15-前梁航向定位件、16-前梁展向定位件，17-前梁垂向定位件，18-前部纵梁定位件，19-后梁固定框架、20-后梁移动框架、21-后梁驱动组件，22-后梁接头定位件、23-后梁航向定位件、24-后梁展向定位件，25-后梁垂向定位件，26-后部纵梁定位件，27-保形横梁，28-移动滑台，29-梁接头定位件，30-内保形卡板组，31-壁板定位件，32-航向驱动组件，33-展向驱动组件，34-上横梁组件，35-上横梁垂向定位器，36-上工装架，37-上外形卡板组，38-下横梁组件，39-下横梁垂向定位器，40-下工装架，41-下外形卡板组，42-固定基台，43-航向滑板，44-展向滑板，45-展向滑台，46-移动滑台航向传动组件，47-移动滑台展向传动组件，48-横梁结构件，49-防撞挡块，50-防撞检测开关，51-齿轮减速机，52-伺服电机，53-导轨，54-齿条，55-光栅尺，56-第一三轴角度调整机构，57-上外形卡板，58-压紧机构，59-下外形卡板，60-翼肋展向定位件，61-翼肋航向定位件，62-第二三轴角度调整机构。

具体实施方式

下面结合具体实施例和说明书附图对本发明的一种飞机中央翼盒数字化装配定位系统及定位方法作进一步阐述，但本发明的保护内容并不限于以下实施例。

如图1所示为飞机中央翼盒数字化装配定位系统总体示意图，飞机中央翼盒数字化装配定位系统包括床身主体单元1、前梁定位单元2、后梁定位单元3、左翼肋保形单元4、右翼肋保形单元5、上工装定位压紧单元6及下工装定位压紧单元7。床身主体单元1为数字化装配定位系统结构主体，是前梁定位单元2、后梁定位单元3、左翼肋保形单元4、右翼肋保形单元5、上工装定位压紧单元6及下工装定位压紧单元7的安装基础。

如图2所示为床身主体单元结构图，床身主体单元1由由前后两个立柱组8、前后两个上部床身9及前后两个下部床身10组成，上部床身9固定在立柱组8顶部，上部床身9上表面安装有导轨，立柱组8固定于地基表面，下部床身10直接固定于地基表面，下部床身10上表面安装有导轨,立柱组8上布置有多个tb测量点(又称基准工具球点（toolingball），用于建立工装型架坐标系的控制点,tb点位主要应用于飞机数字化装配中激光跟踪仪在工装型架装配中应用，属于飞机数字化装配领域基本概念。)。床身主体单元的导轨沿展向布置。

如图3所示为前梁定位单元结构图，前梁定位单元2安装于立柱组8，由前梁固定框架11、前梁移动框架12、前梁驱动组件13、前梁接头定位件14、前梁航向定位件15、前梁展向定位件16、前梁垂向定位件17、前部纵梁定位件18组成。前梁固定框架11固定安装在立柱组8上，前梁驱动组件13固定安装在前梁固定框架11上，前梁移动框架12通过导轨和滑块安装在前梁固定框架11上，前梁移动框架12上布置有多个ers测量点(又称增强坐标系点（enhancereferencesystem），为工装在制造安装过程中，从已有坐标系转化的或为计算机辅助测量系统专门产生的，为整个工装寿命建立的永久坐标系标准点,ers点位主要应用于飞机数字化装配中激光跟踪仪在工装型架装配中应用，属于飞机数字化装配领域基本概念。)，前梁移动框架12(前梁移动框架上导轨沿航向布置，航向的指向由后梁指向前梁)在前梁驱动组件13的作用下并可沿航向移动，前梁移动框架12上装有前梁接头定位件14、前梁定位卡板组和前部纵梁定位件18，并布置有otp测量点(又称光学工具球点（opticaltoolingpoints），在工装设计中给定，用于确定装配工装定位件空间位置的控制点,otp点位主要应用于飞机数字化装配中激光跟踪仪在工装型架装配中应用，属于飞机数字化装配领域基本概念。)且带有压紧装置,压紧装置布置在前部纵梁定位件18之上，为手动螺旋压紧器形式，将纵梁和壁板与前、后梁骨架压紧，消除层间间隙，以满足制孔条件；前梁移动框架12和后梁移动框架20分别通过滚珠丝杠传动，丝杠安装形式为固定-自由，固定端通过手轮带动伞齿齿轮驱动丝杠，自由端丝杠螺母通过螺母座与前梁移动框架12和后梁移动框架20固联。前梁定位单元2对飞机中央翼盒的前梁接头、前梁起主要定位作用，对飞机中央翼盒的纵梁起辅助定位及压紧作用。飞机中央翼盒的纵梁为长带板结构，位于壁板之上，与翼盒内部翼肋处于同一平面，由前梁端延伸至后梁端。前部纵梁定位件18与后部纵梁定位件26分别对纵梁的两端进行定位，保证其处于正确的空间位置。

如图4所示为后梁定位单元结构图，后梁定位单元3安装于立柱组8，由后梁固定框架19、后梁移动框架20、后梁驱动组件21、后梁接头定位件22、后梁航向定位件23、后梁展向定位件24、后梁垂向定位25、后部纵梁定位件26组成。后梁固定框架19固定安装在立柱组8上，后梁驱动组件21固定安装在后梁固定框架19上，后梁移动框架20通过导轨和滑块安装在后梁固定框架19上，后梁移动框架20上布置有多个ers测量点，后梁移动框架20在后梁驱动组件21的作用下并可沿航向移动，后梁移动框架19上装有后梁接头定位件22、后梁定位卡板组和后部纵梁定位件26，并布置有otp测量点且带有压紧装置,压紧装置布置在后部纵梁定位件26之上，为手动螺旋压紧器形式，将纵梁和壁板与前、后梁骨架压紧，消除层间间隙，以满足制孔条件；后梁定位单元3对飞机中央翼盒的后梁接头、后梁起主要定位作用，对纵梁起辅助定位及压紧作用。

如图5所示为翼肋保形单元结构图，左、右翼肋保形单元4、5安装于立柱组8，由保形横梁27、移动滑台28、梁接头定位件29、内保形卡板组30、壁板定位件31、航向驱动组件32、展向驱动组件33组成。移动滑台28与立柱组8连接，移动滑台28可在立柱组8上沿水平面航向方向移动，保形横梁27与移动滑台连接，保形横梁27可在移动滑台28上沿展向方向移动，保形横梁27上布置有多个ers测量点并装有滚动导轨，梁接头定位件29可沿滚动导轨做航向位移，内保形卡板组30和壁板定位件31通过定位接头与保形横梁27固联，内保形卡板组30和壁板定位件31上分别布置多个otp测量点，在内保形卡板组30上有快换机构,当产品形面更改时，利用原有定位件，更换保形卡板以适应新产品形面；左翼肋保形单元4和右翼肋保形单元5对飞机中央翼盒壁板端面内侧起保形支撑作用，对上、下壁板起主要定位作用并对梁接头起辅助定位作用；

移动滑台28的具体结构形式为：由左右两个固定基台42、左右两个航向滑板43、展向滑板44、展向滑台45、移动滑台航向传动组件46和移动滑台展向传动组件47组成，传动形式均为丝杠传动，采用固定-固定安装形式，可使展向滑台45沿展向、航向两方向移动；移动滑台28通过固定基台42固定安装在立柱组8上，左右两个航向滑板43可沿着固定基台42上的导轨沿航向滑动，展向滑板44的两端分别与左右两个航向滑板43的一端固连，展向滑台45可沿展向滑板44上的导轨沿展向滑动，保形横梁27与展向滑台45固连，从而实现保形横梁27在航向驱动组件32、展向驱动组件33的驱动下可沿水平面航向、展向做双方向移动，如图8所示。

如图6所示为上工装定位压紧单元结构图，上工装定位压紧单元6安装于上部床身9，由上横梁组件34、上横梁垂向定位器35、上工装架36、上外形卡板组37组成。主体为横梁式结构，上横梁组件34横跨前后两上部床身，通过其两端上的导轨滑块导向，与上部床身9上表面的导轨配合，上横梁组件34可在床身主体单元1上沿展向移动；上横梁组件34两端采用伺服电机同步驱动，双边齿轮齿条传动，并通过两侧光栅尺实时反馈上横梁组件34位置，实现上横梁组件34在展向方向上的精确同步位移控制；上横梁垂向定位器35布置于上横梁组件34上，上工装架36布置于上横梁垂向定位器35末端，上工装架36上安装有上外形卡板组37和定位件，上外形卡板组37上布置有otp测量点，并带有快换机构；上横梁垂向定位器35可在航向和竖直方向上移动，并通过光栅尺位置反馈，横梁垂向定位器35的末端装有力传感器；上横梁垂向定位器35为套筒式结构，外套筒可由导轨滑块导向、伺服电机驱动丝杠传动，双边齿轮齿条传动，沿上横梁组件34上的航向导轨进行航向移动，内套筒可沿竖直方向移动。上工装定位压紧单元6对飞机中央翼盒的翼肋起主要定位作用，对飞机中央翼盒上壁板起压紧作用，对飞机中央翼盒的纵梁起辅助定位及压紧作用；

上横梁组件的横梁主体为横梁结构件48，其单侧驱动结构包括防撞挡块49、防撞检测开关50、齿轮减速机51、伺服电机52、导轨53、齿条54和光栅尺55，伺服电机52配齿轮减速机51驱动，采用齿轮齿条传动，导轨53导向，配合光栅尺进行横梁位置反馈，实现工装定位压紧单元的精确移动和定位，如图9所示；

上横梁垂向定位器35为套筒式结构，外套筒可由导轨滑块导向、伺服电机驱动丝杠传动，双边齿轮齿条传动，沿上横梁组件34上的航向导轨进行航向移动，内套筒可沿竖直方向移动，如图10所示的上横梁垂向定位器单元装配图；

上外形卡板组37的结构形式为：由三轴角度调整机构56，上外形卡板57，压紧机构58组成，三轴角度调整机构56与上工装架36连接，上外形卡板57安装在三轴角度调整机构56的下方，压紧机构58固定安装在上外形卡板57。如图11所示的上外形卡板组件结构图。

如图7所示为下工装定位压紧单元结构图，下工装定位压紧单元7安装于下部床身10，由下横梁组件38、下横梁垂向定位器39、下工装架40、下外形卡板组41组成。结构形式与上工装定位压紧单元6结构形式类似,但结构尺寸等并不完全一致；下工装定位压紧单元7对飞机中央翼盒的翼肋起主要定位作用，对飞机中央翼盒的下壁板起压紧作用；

下外形卡板组41的结构形式为：由下外形卡板59、翼肋展向定位件60、翼肋航向定位件61和第二三轴角度调整机构62组成，第二三轴角度调整机构62与下工装架40连接，下外形卡板59安装在三轴角度调整机构56的上方，翼肋展向定位件60和翼肋航向定位件61固定安装在下外形卡板59上。如图12所示的下外形卡板组件结构图。

本实施例中，中央翼盒装配的定位过程为：

首先以立柱组8上设置的tb点为基础，前梁固定框架11、后梁固定框架19、保形横梁27上的ers测量点为辅助，利用激光跟踪仪对上述测量点进行空间点位坐标获取，拟合出中央翼盒飞机产品坐标系，作为中央翼盒产品数字化装配的基准；对内保形卡板组30、上外形卡板57、下外形卡板59及翼肋展向定位件60、翼肋航向定位件61的otp点进行测量(飞机产品装配前准备工作只需测量与产品定位密切相关的定位件、卡板的otp点，保证其与数模理论位置一致即可)，对测量值与理论值不符的卡板及定位件进行重新标定。

调整前梁接头定位件14、后梁接头定位件22、梁接头定位件29至理论位置，采用工艺孔配合螺纹锁紧销定位锁紧；上工装定位压紧单元6移至架外区，吊装前梁至前梁垂向定位件17上方贴合，利用快速压紧装置，使前梁腹板贴和前梁航向定位件15，腹板立筋贴合前梁展向定位件16，完成前梁与前梁接头的紧固件预连接；吊装后梁至后梁垂向定位件25上方贴合，利用快速压紧装置，使后梁腹板贴和后梁航向定位件23，腹板立筋贴合后梁展向定位件24，完成后梁与后梁接头的紧固件预连接。

前梁移动框架12、后梁移动框架20沿航向退开留出空间，上工装定位压紧单元6、下工装定位压紧单元7移动至装配理论位置，依次吊装中央翼盒翼肋，使翼肋下端面贴合下外形卡板59，肋腹板贴合翼肋展向定位件60，腹板立筋贴合翼肋航向定位件61，压紧装置压紧，直至所有翼肋完成定位。前梁移动框架12、后梁移动框架20移动回理论位置，使前、后梁腹板与翼肋左、右端面贴合，完成翼肋与前后梁的紧固件预连接，至此完成中央翼盒骨架定位及紧固件预连接。此时整个中央翼盒骨架由前梁接头定位件14、后梁接头定位件22、梁接头定位件29等接头定位件进行定位支撑。

下工装定位压紧单元7移至架外区，吊装下壁板使壁板外形面与下外形卡板组41贴合，利用螺旋入位器使下壁板边缘分别与翼肋保形单元上的壁板定位件31和梁定位单元上的前梁航向定位件15、后梁航向定位件23贴合。下工装定位压紧单元7移至装配理论位置下方，下横梁垂向定位器39缓慢上升同时检测压力变化，直至下壁板与中央翼盒骨架正确贴合，完成下壁板与骨架的紧固件预连接。

上工装定位压紧单元6移至架外区，吊装上壁板使壁板内型面与骨架贴合，利用螺旋入位器使上壁板边缘分别与翼肋保形单元上的壁板定位件31和梁定位单元上的前梁航向定位件15、后梁航向定位件23贴合。上工装定位压紧单元6移至装配理论位置上方，上横梁垂向定位器35缓慢下降同时检测压力变化，直至上壁板与中央翼盒骨架正确贴合，完成上壁板与骨架的紧固件预连接，至此完成中央翼盒壁板的定位与预连接。

上工装定位压紧单元6移至架外区，依次吊装纵梁至上壁板上方，利用前部纵梁定位件18、后部纵梁定位件26对纵梁进行定位，使用压紧机构58使纵梁与上壁板压紧贴合并完成纵梁与上壁板的紧固件预连接。

至此，完成整个中央翼盒零部件的定位。