一种基于激光测距的飞机大部件框式结构对接引导装置与方法与流程

本发明涉及一种大型部件装配技术，尤其是一种飞机大部件框式结构装置技术，具体地说是一咱基于激光测距的飞机大部件框式结构对接引导装置与方法。

背景技术：

测量辅助装配广泛应用于航空制造、汽车工程等领域。以往测量辅助装配主要依赖于大尺寸测量系统，如激光跟踪仪、激光雷达、igps等，但这些设备一方面尺寸大、费用昂贵，另一方面受温度、气流影响极大，只能用于环境可控的厂内制造，对于飞行器外场拆卸重装等基本无法使用。

因此，确有必要对现有技术进行改进以解决现有技术之不足。

技术实现要素：

本发明的目的针对现有的飞机大部件框式结构装配时需要使用成本高、结构复杂的辅助测量装置，且其测量结果受外界影响大的问题，设计一种基于激光测距的飞机大部件框式结构对接引导装置，同时提供相应的对接引导方法，它能够有效克服现有基于大尺寸测量辅助对接装配的缺点。

本发明采用如下技术方案之一是：

一种基于激光测距的飞机大部件框式结构对接引导装置，其特征是它包括激光测距传感器和三轴定位器，三轴定位器安装在安装平台上，三个三轴定位器形成调姿平台，部件b安装在调姿平台上，激光测距传感器安装在部件b的除安装三轴定位器的其余五个面上，用于测量部件b相对于已预先处于固定位状态的部件a的上下、左右及前后的距离，通过调节三个三轴定位器的升降距离及摆角，使部件b各装配面与部件a的装配面相平行。

所述的激光测距传感器安装于部件b，其中激光测距传感器(l1，l2，l3)用于部件a与部件b之间的上下测距，其中激光测距传感器(l4、l5、l6)用于部件a与部件b之间的左右测距，激光测距传感器(l7、l8)用于部件a与部件b之间的前后测距，激光线指向部件a。

所述的部件b的下部连接有球头。球头放置在三轴定位器接头的球窝中。

本发明的技术方案之二是：

基于激光测距的飞机大部件框式结构对接引导装置的对接引导方法，其特征在于：它包括如下步骤：

1)激光测距传感器测量到部件a的距离，获得部件b相对部件a的姿态偏差；

2)通过解算算法求得调姿量，驱动b调姿；

3)重复步骤1、2，直至a、b间隔均匀，定位准确。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于所述的解算算法步骤如下：

1)部件b当前坐标系与底座坐标系关系变换：

部件b坐标系{w}设在三个三轴定位器的中心，z方向与部件b的安装面垂直，x、y方向沿部件b的两个中轴线方向；从数模中读取部件b的下部连接的球头的球心在部件b坐标系下的坐标{^wpji}，由三个三轴定位器反馈得到当前球心坐标{^bpji}，二者进行拟合得到部件b当前坐标系与底座坐标系变换关系

2)部件b目标坐标系与当前坐标系关系变换：

设当前坐标系{w}在目标坐标系{w0}下的描述为(ωx,ωy,ωz,tx,ty,tz)^t，l1-l6分别表示1-6号激光测距传感器测量的当前距离；l1⁰–l6⁰分别表示1-6号激光测距传感器测量的理论距离；

最终得到(ωx,ωy,ωz,tx,ty,tz)^t如下：

式中：ωx表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，绕坐标轴x方向的旋转量；ωy表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，绕坐标轴y方向的旋转量；ωz表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，绕坐标轴z方向的旋转量。tx表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，沿坐标轴x方向的平移量；ty表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，沿坐标轴y方向的平移量；tz表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，沿坐标轴z方向的平移量。d23表示2号和3号激光测距传感器之间的安装距离；d1-23表示1号激光测距传感器到2号和3号连线之间的距离；d56表示5号和6号激光测距传感器之间的安装距离。

由于旋转角度很小，可得

3)驱动量计算

得到部件b当前坐标系向目标坐标系的变换后，根据下式计算定位器球心新的位置

由于^w0pji＝^wpji，即均为球心在部件b坐标系的理论坐标，最终运动量λi

本发明所述解算方法编程至对接控制软件后，可自动计算运动量并驱动部件完成调姿对准。

本发明具有如下有益效果：

1)取代传统的人眼观看对接状态的方式，对于结构不开敞的区域使用灵活，配合状态评估更加精确；

2)相对激光跟踪仪等大尺寸测量引导的对接装配成本大大降低，且受温度、气流影响小，更加适用于飞行器外场拆装、维护、对接；

3)结构简单，使用方便，适用面广。

本发明的测量工具为激光测距传感器，可应用于飞机大部件框式结构对接。飞机部件a处于已定位状态，飞机部件b安装于调姿平台上，激光测距传感器安装于部件b，用于测量到部件a的距离，获得相对的姿态偏差，通过解算算法求得调姿量，依此驱动部件b调姿，过程迭代，直至a、b间隔均匀，定位准确。

附图说明

图1是本发明的对接系统结构示意图。

图2是本发明的激光测距传感器在调姿部件上的安装分布示意图。

图3是本发明的三轴定位器接头的结构示意图。

图4是本发明对接算法示意图。

图5是本发明的ωy计算原理示意图。

具体实施方式

下面结构附图和实施例对本发明作进一步的说明。

实施例一。

如图1-3所示。

一种基于激光测距的飞机大部件框式结构对接引导装置，它包括激光测距传感器和三轴定位器，三轴定位器安装在安装平台或地面上，三个三轴定位器形成调姿平台，部件b安装在调姿平台上，激光测距传感器安装在部件b的除安装三轴定位器的其余五个面上，用于测量部件b相对于已预先处于固定位状态的部件a的上下、左右及前后的距离，通过调节三个三轴定位器的升降距离及摆角，使部件b各装配面与部件a的装配面相平行。如图1所示，所述的激光测距传感器安装于部件b，其中激光测距传感器(l1，l2，l3)用于部件a与部件b相对面之间的上下测距，激光测距传感器(l4、l5、l6)用于部件a与部件b之间的左右测距，激光测距传感器(l7、l8)用于部件a与部件b之间的前后测距，激光线指向部件a，如图2所示。部件b的下部连接有球头。球头放置在三轴定位器接头的球窝中，如图3所示。

实施例二。

如图4-5所示。

一种基于激光测距的飞机大部件框式结构对接引导方法，它能够有效克服现有基于大尺寸测量辅助对接装配的缺点。具体步骤为：

1)激光测距传感器测量到部件a的距离，获得部件b相对部件a的姿态偏差；

2)通过解算算法求得调姿量，驱动部件b调姿；

3)重复步骤1、2，直至a、b间隔均匀，定位准确。

解算算法如下：

1)部件b当前坐标系与底座坐标系关系变换：

部件b坐标系{w}设在接头组中心，z方向与板垂直，x、y方向沿板的两个中轴线方向。从数模中读取球心在部件b坐标系下的坐标{^wpji}，由三个三轴定位器系统反馈得到当前球心坐标{^bpji}，二者进行拟合得到部件b当前坐标系与底座坐标系变换关系如图4所示。

2)部件b目标坐标系与当前坐标系关系变换：

设当前坐标系{w}在目标坐标系{w0}下的描述为(ωx,ωy,ωz,tx,ty,tz)^t，以ωy为例，其计算原理示意图如图5所示，l1-l6分别表示1-6号激光测距传感器测量的当前距离；l1⁰–l6⁰分别表示1-6号激光测距传感器测量的理论距离。

最终得到(ωx,ωy,ωz,tx,ty,tz)^t如下：

式中，ωx表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，绕坐标轴x方向的旋转量；ωy表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，绕坐标轴y方向的旋转量；ωz表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，绕坐标轴z方向的旋转量。tx表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，沿坐标轴x方向的平移量；ty表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，沿坐标轴y方向的平移量；tz表示部件b的目标坐标系向当前坐标系变换时，沿坐标轴z方向的平移量。d23表示2号和3号激光测距传感器之间的安装距离；d1-23表示1号激光测距传感器到2号和3号连线之间的距离；d56表示5号和6号激光测距传感器之间的安装距离。

由于旋转角度很小，可得

3)驱动量计算

得到部件b当前坐标系向目标坐标系的变换后，根据下式计算定位器球心新的位置{^bpji'}

由于^w0pji＝^wpji，即均为球心在部件b坐标系的理论坐标，最终运动量λi

所述解算方法编程至对接控制软件后，可自动计算运动量并驱动部件完成调姿对准。

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，在不脱离本发明原理的前提下还可以进行若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

本发明未涉及部分与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。