专利名称：基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统及调试方法
技术领域：
本发明涉及一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统及调试方法，属于 飞机部件装配技术领域。
背景技术：
目前，我国的飞机装配仍然沿用前苏联六、七十年代的装配技术，这种工作方法制 造周期长、装配协调环节多、协调的工艺技术方法复杂。特别地，在大部件对接装配时，两个 部件被分别放在托架或拖车平台上，对接环面上通常有一圈连接孔和连接销，推动一部件 缓慢靠近另一部件，观察调整连接孔与销，对准后插入。这种方法使得对接面上孔销配合精 度低，易产生应力，对疲劳强度影响大。在制造业飞速发展的今天，传统的装配技术已经不 能满足当前生产的需要，这也是我国落后于先进国家的重要原因之一。而国外的飞机制造业中，数字化装配技术已经进入了实用化阶段。在大部件调姿 对接装配中，大部件采用多个定位器进行支撑，通过自动化控制，实现大部件的位姿调整和 对接。德国宝捷公司、西班牙SERRA公司和M. Torris公司等飞机数字化装配设备制造商， 分别提出了各种三坐标支撑机构，用于实现飞机大部件的位姿调整和对接装配。我国在数 字化装配技术方面也有了一定的研究，浙江大学提出了基于三个、四个定位器的两种调姿 装配体统，并进行了相关研究。但是，基于定位器的调姿装配系统，一般都需要冗余控制，对 控制方法提出了更高的要求。鉴于以上分析，飞机部件在调姿装配过程中，与并联机构中动平台的运动形式非 常相似，因此可以试想把并联机构用于飞机部件的调姿装配之中。迄今为止，国内外许多学 者对并联机构的相关问题做了大量的研究，包括运动学、力学、工作空间、精度、奇异性、灵 巧性、控制等等许多方面，并且取得了很多显著成果，对于并联机构相关技术的把握正趋于 成熟。并联机构具有刚度重量比大、承载能力强、响应速度快等许多优点，目前已经在加 工中心、定位和定向机械、测量机、装配机械等领域得到了应用。近年来，把并联机构用于支 撑调姿方面的研究也取得了一定成果，例如同济大学针对3RPS并联机构用于发动机支撑 台架进行了相关研究；2001年，盛英等把Stewart并联机构用于车载雷达天线自动调平系 统，从而为并联机构在自动调平支撑系统中的应用提供了一条可行的参考依据；德国波鸿 鲁尔大学于1999年在校园建造的大型天文望远镜，它采用Stewart平台的并联机构作为调 姿支撑机构，等等。此外，并联机构可不采用冗余驱动就能够实现六自由度的调姿运动，控 制简单。鉴于以上研究，可见并联机构具有用于大型部件的调姿装配系统的潜能。
发明内容
1、目的本发明是针对飞机装配工作的实际需要，提供一种基于六自由度并联机 构飞机部件调姿装配系统及调试方法。该系统及调试方法可以较好的解决现有技术的不 足。
2、技术方案(1)见图1，一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，它包括飞机部 件调姿机构和激光跟踪系统。其之间的位置关系是后者设置在前者周围。其中飞机部件调 姿机构包括待调姿的飞机部件、两个PSS支链、两个PPRS支链、固定上述四个支链最下端 导轨的静平台，部件调姿机构的结构形式是一个基于四支链的六自由度并联机构。它们之 间的位置连接关系是其中两个PSS支链两端通过球铰与飞机部件、球铰副滑块连接，球铰 副滑块与静平台导轨组成滑动副；两个PPRS支链一端通过球铰与飞机部件连接，另一端采 用转动副与转动副滑块连接，转动副滑块与上导轨组成滑动副，上导轨与下导轨组成滑动 副，下导轨固定于静平台上。把飞机部件视为动平台，则整个结构可以视为一个基于四支链 的六自由度并联机构。激光跟踪系统为激光跟踪仪及其附件。所述待调姿的飞机部件，是指飞机大部件，机翼或者机身；所述PSS支链，是由支撑杆、球铰、球铰副滑块、导轨组成；该支撑杆是圆形实心金 属杆件，或者圆形金属管件，该球铰是自制产品，主要由球头和球窝组成；球窝的直径与球 头直径一致；该球铰副滑块是底部带有凹槽、上部带有球窝的件，球窝用来安装球头；该导 轨是上部带有凹槽的矩形件，市购产品；所述PPRS支链，是由支撑杆、球铰、转动副滑块、上导轨与下导轨组成；该支撑杆 一端与球铰连接，另一端与转动副滑块连接；该支撑杆与PSS支链中的支撑杆结构形式相 同，但长度有差异；该球铰与PSS支链中的球铰相同；该转动副滑块是底部带有凹槽、上部 带有两个耳座的件；该上导轨、下导轨都是是上部带有凹槽的矩形件，市购产品。所述静平台，是指经平整修饰好的水泥地基。所述激光跟踪系统，包括激光跟踪仪、靶镜、激光反射球。其中，本发明中的滑动副均采用丝杠和螺母结构来实现单自由度传递运动，螺母 与球铰副滑块、转动副滑块固定连接，球铰副滑块、转动副滑块在导轨上滑动。其中，本发明中的四根支链均采用支撑杆，支撑杆的长度根据具体要求制定；其布 置形式可调，即可以把两种结构形式的支链(PSS支链与PPRS支链)交叉布置，仍为六自由 度并联机构。其中，本发明中，与静平台固定连接的四根导轨相互平行。其中，该支撑杆的直径范围是40mm 60mm。其中，该球头的直径范围是50mm 70mm。其中，该转动副的转轴直径范围是50mm 65mm。(2) 一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统的调试方法，该方法具体 步骤如下步骤一在飞机部件装配现场的地基上安装固定靶镜，利用激光跟踪仪测量靶镜 坐标，在地基上建立一个装配坐标系O-XYZ ；步骤二 在飞机部件上安装靶镜，通过测量靶镜坐标，在飞机部件上建立飞机部件 坐标系Op-XpYpZp步骤三计算出飞机部件坐标系Op-XpYpZp在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即为飞 机部件的当前位姿Pstart;步骤四在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初始值；步骤五设机身上的对接点为B1B2B3，测量出对接点在坐标系O-XYZ中的坐标；设 飞机部件上的对接点为P1P2P3，计算出对接点P1P2P3与机身对接点B1B2B3实现对接时，飞机 部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿Paim ；步骤六飞机部件在目标位姿Paim下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终止 值；步骤七计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需要 的输入量。所述步骤一在地基上建立一个装配坐标系0-ΧΥΖ，其实现方法为在地基上固定好激光跟踪仪，在地基上安装一个靶镜t。，其位置大致在飞机部件 中心正下方即可，作为装配坐标系O-XYZ的原点0 ；在地基上安装另一个靶镜tx，使靶镜tx 与靶镜t。连线与导轨(6)安装方向大致垂直，以向量^作为X轴；在异于靶镜t。和靶镜tx 的静平台上安装靶镜tY，则3个靶境t。、tx、tY就可以确定一个平面，在此平面上确定一个向 量^，使向量^;与向量G垂直，作为Y轴，利用右手定则确定Z轴；如图1所示。所述步骤二在飞机部件上建立飞机部件坐标系Op-XpXpXp，其实现方法为在飞机部件大致中心处安装一个靶镜‘作为飞机部件坐标系Op-XpYpZp的原点0P，
在飞机部件上大致与靶镜tx垂直对应的位置处安装靶镜tXP，以向量W。作为Xp轴；确定Yp 轴和Zp的方法与确定Y轴和Z轴的方法相同，最后确定出飞机部件坐标系Op-XpYpZp ；如图1 所示。所述步骤三计算出飞机部件当前位姿Pstmt,其实现方法为利用激光跟踪仪测量飞机部件上靶镜、Ρ在装配坐标系中的位置，作为飞机部件 在装配坐标系中的初始位置Ttl= [^l lo Ztl]τ;在上述过程中，装配坐标系O-XYZ和飞机部 件坐标系Op-XpYpZp已经建立，把飞机部件坐标系的3个坐标轴看成是装配坐标系中的3个 向量，则飞机部件坐标系在装配坐标系中的姿态可以用转换矩阵R0表示出来，矩阵Rtl中包 含飞机部件坐标系Op-XpYpZp相对于装配坐标系O-XYZ的X、Y、Z轴转过的角度A。Bc^ C0 ；这 里采用的是RPY角表示飞机部件的姿态，则坐标系转换矩阵Rtl可以表示为 令
，则可以求得飞机部件的初始姿态角度 根据T0和式(2)可以得到飞机部件的当前位姿 所述步骤四在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初 始值，其实现方法为
设支撑杆为LjG = 1、2、3、4)，其在装配坐标系中的杆长向量记为ζ;设飞机部件 上与各个支撑杆对应的球铰为Ap其在飞机部件坐标系中的初始坐标记为…=Yj Zj]T ； 记各个支撑杆所对应的球铰副滑块、转动副滑块为Bp其在装配坐标系中的初始坐标记为 bJ0 = [xJ0 yi0 zJ0]T ；则由并联机构反解可知bj0 =R0Sj+T0-L^0 (3) 对于两个PSS支链，bj(1 = [xJ0 yJ0 zJ0]T中的yj(1为该驱动轴初始值，即球铰副滑块 初始位置；对于两个PPRS支链，bjQ= [xJ0 yJ0 ZjJT中的xjQ和yjQ为该驱动轴初始值，即转 动副滑块初始位置。
^io =feIO (2)
y20 =iKi2)
X30 =^oO)
(4)
少30 =&30(2)
^40 =δ4θΟ) .3^40 =^40 (2)其中，b1(1(2)表示b1(1中第二个元素，其余相同所述步骤五计算出飞机部件的目标位姿Paim，其实现方法为在机身上的对接点Q1Q2Q3处安装靶镜，标定出Q1Q2Q3在装配坐标系的坐标；在飞机 部件上对接点P1P2P3处安装靶镜，标定出P1P2P3在飞机部件坐标系的坐标；计算出对接点 P1P2P3与机身对接点Q1Q2Q3实现对接时，飞机部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部 件的目标位姿Paim ；Qn = R1P^T1 (η = 1、2、3)(5)根据式(5)计算出R1和T1，其中T1 = [X1Y1Z1Jt(6)
cosC, CosBx -sin C1 Cosj1 + CosC1 sin sin A1 sin C1 sin ^i1 + cosC1 sin Bx cos Ax R1 = sin C1 Cos^1 cosC1 cos Ax + sinC1 sin sin A1 -cos C1 sin/i, + sin C1 sin 5, cos -sin BicosΒλ sin A1cos B1 cos A1根据式(6)、(7)，利用步骤三的方法，可以求得飞机部件对接时的目标位姿Paim =[X1 Yi Z1 A1 B1 C1]。所述步骤六飞机部件在目标位姿Paim下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终 止值；其实现方法是按照步骤四的方法，可得byl =R^j+Tx -IJi (8)对于两个PSS支链，I3jl = [Xjl Yji Zjl]T中的yjl为该驱动轴终止值，即球铰副滑块 终止位置；对于两个PPRS支链，b,, = [Xjl Yj1 ZJJT中的Xjl和为该驱动轴终止值，即转 动副滑块终止位置。
(7)
(9)
少U =、1(2) 少21 =δ21(2)
少31 =δ31(2)所述步骤七计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需 要的输入量，其实现方法是步骤四中6个驱动器的初始值(4)与步骤六中6个驱动器的终止值(9)之差，即 为6个驱动器所需要的输入量。结果为
Δ乃=知(2)- 10(2) Ay2=b2i(2)-b20(2) Δχ3 =^31(I)-ZJ30(I) Ay3=b3l(2)-b30(2) Ax4=^41 (I)-^40(I) Ay4=b4l(2)-b40(2)3、优点及功效调姿对接机构为并联机构形式，四个支链对飞机部件起到支撑作 用，充分发挥和利用了并联机构承载能力强的优点；该新型并联机构具有六个自由度，可以 使飞机部件实现空间六个自由度的任意调整；由于与静平台连接的四个导轨相互平行，所 以该系统可以使调姿过程与装配过程分步进行，即飞机部件在调姿完成后，沿平行导轨平 移实现装配，也可以使调姿装配过程同时进行；该调姿装配系统不存在冗余控制和非期望 的输出运动，易于控制；大部件调姿的范围要求较小，避开了并联机构工作空间小的缺点； 并联机构的结构形式简单，支链的布置形式可根据需要进行调节。在飞机部件的调姿装配过程中，采用激光跟踪系统对整个过程进行检测，对测量 数据进行分析，保证了调姿和对接过程的精度。
(10)
图1是本发明的结构示意图。图2是PSS支链1、2的结构示意图。(a)为PSS支链1、2中球铰副滑块5的结构 简图；(b)为PSS支链1、2的结构简图。图3是PPRS支链1、2的结构示意图。(a)为PPRS支链1、2中转动副滑块21的结 构简图；(b)为转动副滑块21的俯视图，θ为转动副与转动副滑块21沿上导轨21滑动方 向的夹角；(c)为PPRS支链1、2的结构简图。图中符号说明如下1飞机部件；2、7、12、18球铰；3、8、13、19支撑杆；4、9球铰；5、10球铰副滑块；15、 21转动副滑块；6、11导轨；14、20转动副；16、22上导轨；17、23下导轨；24静平台；25靶镜； 26激光跟踪仪；27激光反射球。211、213支座；212、214轴孔；215滑槽；51球窝；52滑槽。
具体实施例方式
下面对本发明给予进一步说明
10
(1)请参见图1所示，本发明一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统， 它包括飞机部件调姿机构和激光跟踪系统。其之间的位置关系是后者设置在前者周围。 其中飞机部件调姿机构由飞机部件1、四个支链(PSS支链1，PSS支链2，PPRS支链1，PPRS 支链2)、静平台24构成。飞机部件1通过四个球铰2、7、12、18与四个支链连接，导轨6、11 与下导轨17、23固定在静平台24上。激光跟踪系统由激光跟踪仪26、靶镜25和激光反射 球27组成，激光跟踪仪26的型号是T3激光跟踪仪；靶镜的数量为20个，激光反射球1个。请参见图2 (b)所示，PSS支链1与PSS支链2的结构形式相同，以PSS支链1为例 进行说明支撑杆3通过球铰4与球铰副滑块5连接，球铰副滑块5与导轨6形成滑动副。请参见图3 (c)所示，PPRS支链1与PPRS支链2的结构形式相同，以PPRS支链2 为例进行说明支撑杆19通过转动副20与转动副滑块21连接，转动副滑块21与上导轨22 形成滑动副，上导轨22与下导轨23形成滑动副。所述激光跟踪系统，包括激光跟踪仪26、靶镜25和激光反射球27。所述待调姿的 飞机部件1，是指机翼，质量12000千克，长20米，机翼对接端的宽度为6. 5米，另一端宽3. 8 米；所述静平台24，是选择水泥地基作为静平台24，导轨6、11和下导轨17、23固定在 水泥地基上。本发明中的四根支链的布置形式可调，即可以把PSS支链1与PPRS支链1对调位 置，或者把PSS支链2与PPRS支链2对调位置，形成另一种布置形式，仍然是四个支链的六 自由度并联机构。本发明中的支撑杆3、8、13、19的长度根据具体要求制定，具体长度见调姿方法的 具体步骤；本发明中有6个滑动副，分别为球铰副滑块5与导轨6、球铰副滑块10与导轨11、 转动副滑块15与上导轨16、上导轨16与下导轨17、转动副滑块21与上导轨22、上导轨22 与下导轨23组成的滑动副。在上导轨16与下导轨17、上导轨22与下导轨23组成的滑动 副中，把上导轨16、22视为滑块。本发明中的6个滑动副为6个驱动输入，6个滑动副均采用丝杠和螺母结构来实现 单自由度传递运动，螺母与球铰副滑块、转动副滑块固定连接，球铰副滑块、转动副滑块在 导轨上滑动。本发明中的6个驱动输入均采用伺服电机驱动，可直接利用伺服电机自带的旋转 编码器或光栅尺作为位移传感器。基于新型六自由度并联机构的飞机部件调姿装配系统的工作原理是根据调姿要 求所生成的控制方法，利用伺服电机驱动6个滑动副(球铰副滑块5与导轨6、球铰副滑块 10与导轨11、转动副滑块15与上导轨16、上导轨16与下导轨17、转动副滑块21与上导轨 22、上导轨22与下导轨23组成的滑动副)，飞机部件就可以得到空间六自由度的运动。给 定飞机部件的当前位姿和装配时的目标位姿之后，就可以根据并联机构反解求出调姿装配 过程所需要的驱动输入量，使飞机部件从当前姿态调整到目标姿态，完成装配过程。其中， PSS支链1的球铰副滑块5与PSS支链2的球铰副滑块10相同，只分别沿导轨6、11做一个 轴向的单自由度滑动。PPRS支链1中的两个滑动副与PPRS支链2中的两个滑动副分别相 同，以PPRS支链2为例说明当驱动转动副滑块21沿上导轨22做单轴向的滑动时，上导轨
1122沿下导轨23同时做单轴向的滑动，由于转动副20的存在，PPRS支链2的两个滑动副需 要满足一定的运动学关系。(2)本发明一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统的调试方法，该方 法具体步骤如下步骤一在飞机部件装配现场的地基上安装固定靶镜，利用激光跟踪仪测量靶镜 坐标，在地基上建立一个装配坐标系O-XYZ ；步骤二 在飞机部件上安装靶镜，通过测量靶镜坐标，在飞机部件上建立飞机部件 坐标系Op-XpYpZp步骤三计算出飞机部件坐标系Op-XpYpZp在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即为飞 机部件的当前位姿Pstart;步骤四在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初始 值；步骤五设机身上的对接点为B1B2B3，标定出对接点在坐标系O-XYZ中的坐标；设 飞机部件上的对接点为P1P2P3，计算出对接点P1P2P3与机身对接点B1B2B3实现对接时，飞机 部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿Paim ；步骤六飞机部件在目标位姿Paim下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终止 值；步骤七计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需要 的输入量。所述在水泥地基上建立一个装配坐标系O-XYZ，其方法为在水泥地基上固定好激光跟踪仪26，在地基上安装一个靶镜t。，其位置大致在飞 机部件中心正下方即可，作为装配坐标系O-XYZ的原点0 ；在地基上安装另一个靶镜tx，使 靶镜tx与靶镜t。连线与导轨6安装方向大致垂直，以向量&作为X轴；在异于靶镜t。和 靶镜tx的静平台上安装靶镜tY，则3个靶境t。、tx、tY就可以确定一个平面，在此平面上确 定一个向量^，使向量&与向量&垂直，作为Y轴，利用右手定则确定Z轴；如图1所示。所述在飞机部件1上建立飞机部件1坐标系Op-XpYpZp，其方法为在飞机部件1的大致中心处安装一个靶镜、Ρ作为飞机部件1的坐标系Op-XpYpZp 的原点0P，在飞机部件1上大致与靶镜tx垂直对应的位置处安装靶镜tXP，以向量^；作为 Xp轴；确定Yp轴和Zp的方法与确定Y轴和Z轴的方法相同，最后确定出飞机部件坐标系 Op-XpYpZp ；如图1所示。所述计算出飞机部件1当前位姿Pstart，其方法为利用激光跟踪仪26测量飞机部件1上靶镜‘在装配坐标系中的位置，作为飞机 部件在装配坐标系中的初始位置Ttl= [Xtl y0 zjτ;在上述过程中，装配坐标系O-XYZ和飞 机部件坐标系Op-XpYpZp已经建立，把飞机部件坐标系的3个坐标轴在装配坐标系中以3个 单位向量的形式表示出来，记为nx、ny和nz，则飞机部件坐标系在装配坐标系中的姿态可以 用转换矩阵Rtl表示出来，矩阵Rtl中包含飞机部件坐标系Op-XpYpZp相对于装配坐标系O-XYZ 的X、Y、Z轴转过的角度Ac^BpCtl ；这里采用的是RPY角表示飞机部件的姿态，则坐标系转换 矩阵Rtl可以表示为
(1)
0V
令 =ny，则可以求得飞机部件的初始姿态角度O2a, _
(2)
B0=a\an2{-nz,^n]+iry) A0 =atm2(ox,nx) C0 =<3 tan 2(ay,az)
根据Ttl和式⑵可以得到飞机部件的当前位姿Pst t = [x0 y0 Z0 A0 B0 C0] 实际验算中， T0 = [20.4100 mm-31. 1428mm 2617. 8305mm]τ,
ηχ =
=[-0.0091 0.9997 0.0230] ηζ =
50=0.87°)
Λ =1-32° ’所以飞机部件的当前位姿 所述步骤四在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初 始值，其实现方法为设支撑杆3、8、13、19为Lj (j = 3、8、13、19)，其在装配坐标系中的杆长向量记为I；； 设飞机部件上与各个支撑杆对应的球铰为Ap其在飞机部件坐标系中的坐标记为…=[Xj Yj Zj]τ ；记支撑杆3、8所对应的球铰副滑块与支撑杆13、19所对应的转动副滑块为Bp其在 装配坐标系中的坐标记为bj(l= [xJ0 yJ0 ZjJTjlj由并联机构反解可知 对于两个 PSS 支链，bJ(1 = [xJ0 yJ0 zJ0]T 初始位置；对于两个PPRS支链，bj(1= [xJ0 yJ0 zJ0] 动副滑块初始位置。
中的Lo为该驱动轴初始值，即球铰副滑块 中的Xm和h。为该驱动轴初始值，即转
其中，b3C1(2)表示b3(1中第二个元素，其余相同。 实际验算中，
转动副滑块14、20的转动副轴线与各自滑动方向夹角为θ 14 = 135'
L3 = 2650.Qmm Ls = 2650.Ootot Ln = 2100.0mm Lw = 2750.Ootot
α3 =[—1473.2000/ww 7591.4000mm -290.1950mm] α8 =[1668.4 IOOmm 7332.8100mm -349.6740mm] an = [-2484.3000mm -7515.8800/mot -469.0790otot] a19 =[2710.1400mm -7844.5300otot -453.0850wot] i307850.6640w/ i 0mm]
80 =[2668.41 OOwm 7637.7508mm 0mm] Zj130 =[-3726.8186m j -8881.8559/ww 0mm] = [4120.0482mm -9162.91 IOww 0mm]
^30 = 7850.6640臓 yi0 = 7637.7508mm X130 = -3726.8186mw2 ^130 =-8881.8559mm X190 =4120.0482匪 _y190 =-9162.91 IOOTW 即转动副滑块初始位置所述步骤五计算出飞机部件的目标位姿Paim，其实现方法为在机身上的对接点Q1Q2Q3处安装靶镜，标定出Q1Q2I在装配坐标系的坐标；在飞机 部件上对接点P1P2P3处安装靶镜，标定出P1P2P3在飞机部件坐标系的坐标；计算出对接点 P1P2P3与机身对接点Q1Q2Q3实现对接时，飞机部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部 件的目标位姿P
aim
Ri =
Qn = R1PJT1Oi = 1、2、3) 根据式(5)计算出巧和T1，其中 T1 = [X1 Y1 Z1]τ
(5)
(6)
SinC1 Sin^l +CosC1 sin B1 cos -cosC1 SinWl + sin C1 sin 饵 Cosd1
cos C1 cos - sin C1 cos A1 + cos C1 sin B1 sin Ai SinC1 Cos^1 CosCl Cos^1 + sin C1 Sin^1 sin A1
-Sin^1CosS1 sin A1cos cos A]
根据式(6)、(7)，利用步骤三的方法，可以求得飞机部件对接时的目标位姿 Paim = [Xl Yl Z1 A1 B1 C1]。
(7) 实际验算中，
P1 二 [-2528.1000mm 10691.7205ww -163.1950mm] P2 = [-301.7421mm 10705.4055mm -404.4905wm] P3 =[2557.9180ww 10822.4177mm -239.9950mm]
Qi = [~2442.0796mwi 10712.7988mm 2449.7048wm] Q2 =[-215.6464otot 10725.9782mm 2208.6826mm], ρ3 = [2643.9659mm 10842.1107mm 2373.5810mm]
14
算得 求得飞机部件对接时的目标位姿
Paim-[83．0151mm 20．3259mm 2608．7302mm 0．024’一0．007’一0．016’]。
所述步骤六飞机部件在目标位姿P。，IIl下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终止值；其实现方法是
按照步骤四的方法，可得
(8)
对于两个PSS支链，bj1一rxj1yj1Zj1厂中的yj1为该驱动轴终止值，即球铰副滑块终止位置；对于两个PPRS支链，bj1一[Xj1yj1Zj1厂中的Xj1和yj1为该驱动轴终止值，即转动副滑块终止位置。
实际验算中，
r甽30l即转动副滑块终止位置 所述步骤七计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需要的输入量，其实现方法是
步骤四中6个驱动器的初始值(4)与步骤六中6个驱动器的终止值(9)之差，即为6个驱动器所需要的输入量。结果为
实际验算中，
A^31 =436.1 1 Ylmm A^81 =748A287mm Ax131 =98.9024画
权利要求
一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征在于它包括飞机部件调姿机构和激光跟踪系统；其之间的位置关系是后者设置在前者周围；该飞机部件调姿机构包括待调姿的飞机部件、两个PSS支链、两个PPRS支链、固定上述四个支链最下端导轨的静平台；它们之间的位置连接关系是其中两个PSS支链两端通过球铰与飞机部件、球铰副滑块连接，球铰副滑块与静平台导轨组成滑动副；两个PPRS支链一端通过球铰与飞机部件连接，另一端采用转动副与转动副滑块连接，转动副滑块与上导轨组成滑动副，上导轨与下导轨组成滑动副，下导轨固定于静平台上；激光跟踪系统为激光跟踪仪及其附件；所述待调姿的飞机部件，是指飞机大部件机翼、机身；所述PSS支链，是由支撑杆、球铰、球铰副滑块、导轨组成；该支撑杆是圆形实心金属杆、管件；该球铰由球头和球窝组成，球窝的直径同球头一致，是自制产品；该球铰副滑块是底部带有凹槽、上部带有球窝的件，球窝用来安装球头；该导轨是上部带有凹槽的矩形件，市购产品；所述PPRS支链，是由支撑杆、球铰、转动副滑块、上导轨与下导轨组成；该支撑杆一端与球铰连接，另一端与转动副滑块连接；该支撑杆是与PSS支链中支撑杆结构形式相同，但长度有差异；该球铰与PSS支链中的球铰相同；该转动副滑块是底部带有凹槽、上部带有两个耳座的件；该上导轨、下导轨都是是上部带有凹槽的矩形件，市购产品；所述静平台，是指经平整修饰好的水泥地基；所述激光跟踪系统，包括激光跟踪仪、靶镜、激光反射球。
2.一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统的调试方法，其特征在于该方 法具体步骤如下步骤一在飞机部件装配现场的静平台上安装固定靶镜，利用激光跟踪仪测量靶镜坐 标，在静平台上建立一个装配坐标系O-XYZ ；其实现方法为在静平台固定好激光跟踪仪， 在静平台上安装一个靶镜t。，其位置大致在飞机部件中心正下方即可，作为装配坐标系 O-XYZ的原点0 ；在静平台上安装另一个靶镜tx，使靶镜tx与靶镜t。连线与导轨(6)安装 方向大致垂直，以向量&作为X轴；在异于靶镜t。和靶镜tx的静平台上安装靶镜tY，则3 个靶境、、 χ、 γ就可以确定一个平面，在此平面上可以确定一个向量&，使向量^与向量 &垂直，作为Y轴，利用右手定则确定Z轴；步骤二 在飞机部件上安装靶镜，通过测量靶镜坐标，在飞机部件上建立飞机部件坐标 系Op-XpYpZp ；其实现方法为在飞机部件大致中心处安装一个靶镜、Ρ作为飞机部件坐标 系Op-XpYpZp的原点0Ρ，在飞机部件上大致与靶镜tx垂直对应的位置处安装靶镜tXP，以向量 “作为Xp轴；确定Yp轴和Zp的方法与确定Y轴和Z轴的方法相同，最后确定出飞机部件 坐标系 Op-XpYpZp ；步骤三计算出飞机部件坐标系Op-XpYpZp在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即为飞机部 件的当前位姿Pstot ；其实现方法为利用激光跟踪仪测量飞机部件上靶镜、Ρ在装配坐标系 中的位置，作为飞机部件在装配坐标系中的初始位置Ttl= [X0 Y0 Ζ(Ι]Τ;在上述过程中，装配 坐标系O-XYZ和飞机部件坐标系Op-XpYpZp已经建立，把飞机部件坐标系的3个坐标轴看成 是装配坐标系中的3个向量，则飞机部件坐标系在装配坐标系中的姿态可以用转换矩阵Rtl 表示出来，矩阵R。中包含飞机部件坐标系Op-XpYpZp相对于装配坐标系O-XYZ的Χ、Υ、Ζ轴转过的角度 、B0, C0 ；这里采用的是RPY角表示飞机部件的姿态，则坐标系转换矩阵Rtl可以 表示为 (1) 令 ，则可以求得飞机部件的初始姿态角度 根据Ttl和式⑵可以得到飞机部件的当前位姿=Pstart = [x0 y0 z0 A0 B0 C0]； 步骤四在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初始位置 坐标，其实现方法为设支撑杆为(j = 1、2、3、4)，其在装配坐标系中的杆长向量记为Ζ；;设 飞机部件上与各个支撑杆对应的球铰为Ai,其在飞机部件坐标系中的初始坐标记为aj = [Xj Yj ζ』τ;记各个支撑杆所对应的球铰副滑块、转动副滑块为Bp其在装配坐标系中的初 始坐标记为= [xJ0 yJ0 zJ0]T ；则由并联机构反解可知 对于两个PSS支链，bm= [xJ0 yJ0 ]τ中的&为该驱动轴初始值，即球铰副滑块初始 位置；对于两个PPRS支链，bjQ = [xJ0 yJ0 zJ0]T中的xjQ和yjQ为该驱动轴初始值，即转动副滑 块初始位置； 其中，b1(l(2)表示b1(l中第二个元素，其余相同；步骤五设机身上的对接点为Q1Q2Q3，标定出对接点在坐标系O-XYZ中的坐标；设飞机 部件上的对接点为P1P2P3，计算出对接点P1P2P3与机身对接点Q1Q2Q3实现对接时，飞机部件 在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿Paim ；其实现方法为在机身上的对 接点Q1Q2Q3处安装靶镜，标定出Q1Q2Q3在装配坐标系的坐标；在飞机部件上对接点P1P2P3 处安装靶镜，标定出P1P2P3在飞机部件坐标系的坐标；计算出对接点P1P2P3与机身对接点 Q1Q2Q3实现对接时，飞机部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿Paim ； Qn = R1Pn+^ (n = 1>2,3) (5) 根据式(5)计算出R1和T1，其中 T1 = [X1 Y1 zjτ(6) (7) 根据式(6)、(7)，利用步骤三的方法，可以求得飞机部件对接时的目标位姿 Paim = [Xl Yl Z1 A1 B1 C1]；步骤六飞机部件在目标位姿Paim下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终止值；其 实现方法为按照步骤四的方法，可得 (8)对于两个PSS支链，bjl= [Xjl Yj1 ZjJT中的yjl为该驱动轴终止值，即球铰副滑块终止 位置；对于两个PPRS支链，bjl= [Xjl Yj1 Zji]T中的为该驱动轴终止值，即转动副滑 块终止位置；(9 ) 步骤七计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需要的输入量。其实现方法是步骤四中6个驱动器的初始值(4)与步骤六中6个驱动器的终止值(9) 之差，即为6个驱动器所需要的输入量；结果为(10)
3.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征 在于该滑动副均采用丝杠和螺母结构来实现单自由度传递运动，螺母与球铰副滑块、转动 副滑块固定连接，球铰副滑块、转动副滑块在导轨上滑动。
4.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征 在于两根PSS支链与两根PPRS支链均采用支撑杆，支撑杆的长度根据具体要求制定；其 布置形式可调，即四支链可以顺序布置也可以交叉布置。
5.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征 在于与静平台固定连接的四根导轨相互平行。
6.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征 在于该支撑杆的直径是40mm 60mm。
7.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征 在于该球铰的球头和球窝的直径是50mm 70mm。
8.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征 在于该转动副的转轴直径是50mm 65mm。
全文摘要
本发明基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，它包括飞机部件调姿机构和激光跟踪系统。其之间的位置关系是后者设置在前者周围。该飞机部件调姿机构含待调姿的飞机部件、两个PSS支链、两个PPRS支链、固定上述四个支链最下端导轨的静平台；其位置连接关系是两个PSS支链两端通过球铰与飞机部件、球铰副滑块连接，导轨固定与静平台上；两个PPRS支链一端通过球铰与飞机部件连接，另一端采用转动副与转动副滑块连接，转动副滑块与上导轨组成滑动副，上导轨与下导轨组成滑动副，下导轨固定于静平台上。该激光跟踪系统为激光跟踪仪及其附件。该系统调试方法有七大步骤。本发明实现了待装部件空间任意调整，采用激光检测，保证了装配精度。
文档编号G05D1/10GK101907893SQ20101022452
公开日2010年12月8日 申请日期2010年7月2日 优先权日2010年7月2日
发明者李新友, 韩先国 申请人:北京航空航天大学