專利名稱：隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具的制作方法
技術領域：
本實用新型涉及一種隨動式定位器的頂端球心坐標的測量工具，該定位器用于在飛機部件對接裝配過程中，調整飛機部件位置姿態(tài)，本實用新型還公開了一種利用這種測量工具對隨動式定位器的頂端球心坐標進行測量的方法。
背景技術：
傳統(tǒng)的飛機大部件對接裝配(機身前中后段對接、機翼機身對接等)，采用手動式定位器支撐飛機部件和光學輔助定位的方法，實現(xiàn)部件的位姿調整。這種方式由于完全依賴于人工經(jīng)驗和手動操作，勞動強度大，調姿效率低，調姿精度難以保證。為克服傳統(tǒng)飛機部件調姿方法不足，結合高精度測量設備(激光跟蹤測量儀、室內GPS或激光雷達)，采用定位器自動聯(lián)動數(shù)字化驅動與控制技術，實現(xiàn)飛機部件位姿精確自動調整以成為現(xiàn)代飛機制造業(yè)發(fā)展趨勢。近十余年來，波音777、787，空客的A340、A380已逐步采用飛機大部件自動化定位器聯(lián)動驅動與控制系統(tǒng)代替手動對接。目前，依據(jù)自由度驅動的差別，自動定位器分為兩類主動式和隨動式。主動式是指在XYZ三個方向都有伺服電機驅動，類似于三坐標數(shù)控機床。隨動式是指在XYZ三個方向僅僅有一個或兩個方向上伺服電機驅動，剩余的兩個或一個方向上不受約束，處于自由滑動狀態(tài)。隨動式和主動式自動定位器依照一定關系配合布置，支撐起飛機部件，能夠有效保證在獲得精確位姿調整的前提下飛機結構處于最小應力狀體，保證裝配的精度和安全。飛機制造廠用于飛機部件對接裝配的定位器大多采用手搖隨動式定位器，可通過技術改造加裝伺服電機實現(xiàn)對定位器的自動控制，或者依據(jù)自動定位的要求重新設計和制造新的隨動式自動定位器，不論是哪一種，在定位器頂端球心空間位置坐標測量上都存在一定客觀問題1.傳統(tǒng)標定方式是通過現(xiàn)場測量基座位置，然后結合設計模型中定位器頂端球心和基座的位相對位置關系，獲取當前定位器頂端球心坐標。這種方法簡單易行，但存在著由于定位器結構復雜，傳動環(huán)節(jié)眾多，各組成環(huán)節(jié)的制造安裝誤差都將傳遞到頂端球心的問題，因此實際相對位置關系與理論差異交大，無法實現(xiàn)球心位置的準確標定。另外這種方法只適合首次位置測量，在調節(jié)過程中，由于隨動定位器某幾個自由度上處于滑動狀態(tài)，無法獲得其具體平移數(shù)值，從而無法實現(xiàn)定位器頂端球心空間位置坐標的實時測量。2.可以在定位器的三個運動坐標軸上加裝光柵尺，以獲取隨動式定位器當前準確的空間位置。這種方式并不適合于現(xiàn)有手動定位器改造?，F(xiàn)有的手動式定位器由于最初設計原因，內部空間狹窄，在安裝完伺服電機等設備后，已經(jīng)沒有多余空間安裝光柵尺及其相應配件，特別是Z方向上，幾乎無法準確定位和安裝。從而也無法有效獲得定位器頂端球心空間位置坐標。3.對于新設計制造的隨動式定位器，通過光柵尺可以準確獲得定位器頂端球心在定位器自身坐標系下的位置。要獲得其在全局坐標系下的空間位置，還需要通過對定位器基座位置(即定位器自身坐標系)與全局坐標系的反復調整標定來獲得，過程復雜；且由于現(xiàn)在工作條件，由于地基問題，定位器基座位置會發(fā)生一定變化，這種誤差又會經(jīng)過放大傳遞至定位器頂端球心，導致其測量定位產(chǎn)生較大誤差。

實用新型內容本實用新型解決的技術問題是提供一種隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具，利用了飛機部件對接裝配過程中，工藝接頭與定位器頂端球窩尺寸精度高，兩者安裝配合間隙小，誤差傳遞環(huán)節(jié)少的特點，使用工藝接頭支撐柱球心坐標測量代替定位器頂端球心測量，為此，本實用新型還提供一種利用該測量工具對隨動式定位器頂端球心空間坐標進行測量的方法。為了解決上述技術問題，本實用新型隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具，包括激光跟蹤測量儀、隨動式定位器、定位工藝接頭和測量支臂，其中，定位工藝接頭位于隨動式定位器的上方，測量支臂環(huán)繞在隨動式定位器上；所述定位工藝接頭包括支撐板、 垂直于支撐板底面對角線交點的支撐柱和位于支撐板底面對角線上且到支撐柱距離相等的四個定位孔；所述四個定位孔上分別設有靶球；所述支撐柱位于隨動式定位器頂端的球窩內；所述測量支臂為環(huán)形，包括大環(huán)支臂和小環(huán)支臂，其中，大環(huán)支臂設有臂桿，該臂桿的頂端上設有測量孔，該測量孔上設有可拆卸的靶球。進一步地，本實用新型隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具中，臂桿為長方體，其頂端的測量孔的個數(shù)為5個；進一步地，本實用新型隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具中，測量孔上的靶球的數(shù)量為1 ；進一步地，本實用新型隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具中，大環(huán)支臂與小環(huán)支臂的拱環(huán)兩側分別通過夾緊螺母緊固，將所述測量支臂固定在隨動式定位器上。本實用新型利用隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具進行測量的方法，包括以下步驟步驟一、將飛機部件通過定位工藝接頭安置在隨動式定位器上，在定位工藝接頭的四個定位孔上安裝靶球I，然后使用激光跟蹤測量儀測量靶球I，獲得全局坐標系OXYZ下的四個球心空間坐標B1^a2, a3> a4 ；步驟二、利用步驟一中所述的四個球心空間坐標 、a2、a3、 ，結合工藝接頭支撐柱球頭的球心與這四點的相對位置，計算工藝接頭支撐柱球頭的球心在全局坐標系下的坐標，即為定位器頂端球心空間坐標 ，具體為步驟A、定位工藝接頭的四個定位孔上的四個靶球I球心空間坐標ai、a2、a3、ii4形成一個空間矩形，以支撐柱為τγ軸方向，設定長邊為\軸，短邊為Y1軸，以矩形中心O1為原點，依照右手規(guī)則建立定位工藝接頭坐標系OJ1YA,獲得\軸單位矢量方向Z1 ；步驟B、獲得支撐柱球頭的球心與矩形中心O1的空間距離1 ；步驟C、根據(jù)τγ軸單位矢量方向Z1、空間距離1和矩形中心O1，利用公式(3)，獲得工藝接頭支撐柱球頭的球心在全局坐標系下的坐標 ；aq = O1+! ‘ Z1(3)步驟三、在測量支臂的頂端的五個測量孔中選擇一個測量孔，安裝靶球II，而后使用激光跟蹤測量儀測量該靶球，獲得該球全局坐標系OXYZ下的球心空間坐標^ ；[0021]步驟四、利用公式(1)獲得測量支臂上靶球II的球心空間坐標\和定位器頂端球心空間坐標 的相對坐標關系Δ a0 Δ a0 = a~a0(1);步驟五、在飛機部件調姿過程中，隨著隨動式定位器移動進行飛機部件調姿，使用激光跟蹤測量儀對測量支臂上靶球II進行測量，獲得新的全局坐標系下該靶球的球心空間坐標a ；步驟六、根據(jù)步驟四中獲得的測量支臂上靶球II的球心空間坐標a0和隨動式定位器頂端球心空間坐標 的相對坐標關系Δ 。，利用公式(2)獲得隨動式定位器頂端球心新的空間坐標；aqr = aor+ Δ a0 (2)。本實用新型與現(xiàn)有技術相比，具有以下進步地顯著性優(yōu)點(1)結構簡單、成本低，容易制造和安裝；(2)精度高，消除定位器制造及傳動環(huán)節(jié)誤差的影響，提高了測量精度；(3)通用性強，對定位器初始位姿沒有要求，定位器處于狀態(tài)下都可進行測量；(4)有效降低了對定位器的制造安裝精度和地基的要求。

圖1為本實用新型中定位工藝接頭的結構示意圖。圖2為本實用新型中定位工藝接頭中四個定位孔上靶球的坐標示意圖。圖3為本實用新型中測量夾臂的結構示意圖。圖4為本實用新型中測量支臂、定位工藝接頭和隨動式定位器的組合示意圖。圖5為圖4中支撐柱與隨動式定位球連接處的放大剖面圖。圖6為本實用新型隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具的使用狀態(tài)圖。附圖標號說明1定位工藝接頭、2測量支臂、3隨動式定位器、4飛機部件、5激光跟蹤測量儀、Ia支撐板、Ib定位孔、Ic支撐柱、Id靶球1、加小環(huán)支臂、2b大環(huán)支臂、2c測量孔、2d夾緊螺母、2e臂桿、2f靶球II。
具體實施方式
以下結合附圖和具體實施方式
對本實用新型作進一步詳細的描述；如圖1、圖2所示，定位工藝接頭1為矩形，包括支撐板la、垂直于支撐板Ia底面對角線交點的支撐柱Ic和位于支撐板Ia底面對角線上且到支撐柱Ia距離相等的四個定位孔lb，該四個定位孔Ib上會分別裝有靶球I Id。如圖3所示，測量支臂2為環(huán)形，包括大環(huán)支臂2b和小環(huán)支臂加，其中，大環(huán)支臂 2b設有臂桿加，該臂桿2e為長方體，其頂端設有測量孔2c，該測量孔2c的個數(shù)為5個，該測量孔上設有可拆卸的靶球II2f，靶球II數(shù)量為1，大環(huán)支臂2b與小環(huán)支臂加的拱環(huán)兩側分別對稱設有夾緊螺母2d。如圖4、圖5、圖6所示，支撐柱Ic位于隨動式定位器3頂端的球窩內，測量支臂2 的大環(huán)支臂2b與小環(huán)支臂加的拱環(huán)兩側分別通過夾緊螺母緊固2d，將測量支臂2固定在隨動式定位器3上。本實用新型利用隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具進行測量的方法，包括以下步驟步驟一、將飛機部件通過定位工藝接頭1安置在隨動式定位器3上，在定位工藝接頭1的四個定位孔Ib上安裝靶球I ld，然后使用激光跟蹤測量儀5測量該靶球，獲得全局坐標系OXYZ下的四個靶球I Id的球心空間坐標a” a2、a3> a4 ；步驟二、利用步驟一中所述的四個球心空間坐標，計算工藝接頭支撐柱Ic球頭的球心在全局坐標系下的坐標，即為隨動式定位器3頂端球心空間坐標 ，具體為步驟A、定位工藝接頭1的四個定位孔Ib上的四個靶球I Id球心坐標形成一個空間矩形，以支撐柱Ic為Z1軸方向，設定長邊為&軸，短邊為Y1軸，以矩形中心O1為原點，依照右手規(guī)則建立工藝接頭坐標系OJ1YA,獲得\軸單位矢量方向Z1 ；a)定位工藝接頭坐標系O1X1Yyi的\軸和Y1軸的全局矢量方向為
Y _ a3 — α2 γ _ α\ — α2=其中 = [x1 y1 zJT，a2 = [x2，y2，z2]\ (4)a3 = [x3，y3，z3]T，a4 = [x4，y4，z4]Tb)定位工藝接頭坐標系O1X1YJ1的τλ全局矢量方向為
—a2 xa3/ ^ \c)靶球球心坐標構成的空間矩形O1的坐標為O1=^llW(6)步驟B、獲得工藝接頭支撐柱球頭的球心與矩形中心的空間距離1 ；步驟C、結合\軸單位矢量方向Z1、空間距離1和矩形中心O1，利用公式(3)，獲得工藝接頭支撐柱球頭的球心在全局坐標系下的坐標 ；aq = O1+! · Z1(3)步驟三、在測量支臂的頂端的五個測量孔中選擇一個測量孔，安裝靶球II，而后使用激光跟蹤測量儀測量該靶球，獲得該球全局坐標系OXYZ下的球心空間坐標^ ；步驟四、利用公式(1)獲得測量支臂上靶球的球心空間坐標\和定位器頂端球心空間坐標 的相對坐標關系Δ a0 Δ a0 = aq-a0(1)步驟五、在飛機部件調姿過程中，隨著隨動式定位器移動進行飛機部件調姿，使用激光跟蹤測量儀對測量支臂上靶球II進行測量，獲得新的全局坐標系下該靶球的球心空間坐標a ；步驟六、根據(jù)步驟四中獲得的測量支臂上靶球II的球心空間坐標a0和隨動式定位器頂端球心空間坐標 的相對坐標關系Δ 。，利用公式(2)獲得隨動式定位器頂端球心新的空間坐標；aqr = aor+ Δ a0 (2)。
權利要求1.隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具，包括激光跟蹤測量儀( 和隨動式定位器(3)，其特征在于還包括定位工藝接頭(1)和測量支臂O)，其中，定位工藝接頭(1) 位于隨動式定位器(3)的上方，測量支臂( 環(huán)繞在隨動式定位器C3)上；所述定位工藝接頭(1)包括支撐板(la)、垂直于支撐板(Ia)底面對角線交點的支撐柱(Ic)和位于支撐板(Ia)底面對角線上且到支撐柱(Ic)距離相等的四個定位孔(Ib)；所述四個定位孔(Ib)上分別設有靶球I(Id)；所述支撐柱(Ic)位于隨動式定位器(3)頂端的球窩內；所述測量支臂(2)為環(huán)形，包括大環(huán)支臂Ob)和小環(huán)支臂( )，其中，大環(huán)支臂 (2b)設有臂桿(加)，該臂桿Qe)的頂端上設有測量孔(2c)，該測量孔Qc)上設有可拆卸的靶球II Of)。
2.根據(jù)權利要求1所述的隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具，其特征在于 所述臂桿Oe)為長方體，其頂端的測量孔Oc)的個數(shù)為5個。
3.根據(jù)權利要求1或2所述的隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具，其特征在于所述測量孔Oc)上的靶球II (2f)的數(shù)量為1。
4.根據(jù)權利要求1所述的隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具，其特征在于 所述大環(huán)支臂Ob)與小環(huán)支臂Oa)的拱環(huán)兩側分別通過夾緊螺母Od)緊固，將所述測量支臂固定在隨動式定位器(3)上。
專利摘要本實用新型公開了一種用于隨動式定位器頂端球心空間坐標的測量工具，包括激光跟蹤測量儀、隨動式定位器、定位工藝接頭和測量支臂，其中，定位工藝接頭位于隨動式定位器的上方，測量支臂環(huán)繞在隨動式定位器上；定位工藝接頭用于連接飛機部件與定位器，環(huán)形測量支臂通過兩側夾緊螺栓固定在隨動定位器上部側壁上，用于實施測量定位器頂端球心空間坐標,本實用新型結構簡單、精度高，通用性強，對定位器初始位姿沒有要求。
文檔編號G01B11/00GK202171443SQ20112028207
公開日2012年3月21日 申請日期2011年8月5日 優(yōu)先權日2011年8月5日
發(fā)明者方偉, 李瀧杲, 陳磊, 黃翔 申請人:上海飛機制造有限公司, 南京航空航天大學