大部件对接的自适应定位装置和调姿对接系统及控制方法

摘要

本发明公开了一种大部件对接的自适应定位装置，包括受驱竖直升降的升降部，以及水平调整部；所述的水平调整部包括固定设置在升降部顶部的载板，可沿第一水平方向滑动地设置在载板上的下工作平台，可沿第二水平方向滑动地设置在下工作平台上的上工作平台，固定设置在上固定平台上的接头组件，其中，在载板和下工作平台间，以及上工作平台和下工作平台间分别设置有状态切换机构以在主动、随动和锁紧态间切换。本发明设计用于飞行器大部件对接的自适应定位装置，将水平方向主动驱动/随动/锁紧机构集成在一起，达到数控定位器驱动/随动/锁紧状态的实时切换。

说明书

技术领域

本发明涉及大型部件对接技术领域，特别是涉及一种大部件对接的自适应定位装置及定位方法及控制方法。

背景技术

目前，国、内外飞机厂采用自动化、数字化调姿对接系统进行飞机零部件的部装或总装装配过程，调姿对接系统由3个或3个以上的数控定位器组成，数控定位器是一种3个方向相互垂直运动、定位精度高、工作可靠的模块化单元。通过多个数控定位器协同运动达到部件X、Y、Z、α、β和γ六个自由度的调整并精确定位。20世纪90年代以来，以波音公司、洛克希德•马丁公司、空客公司等为代表的飞机制造商均采用数控定位器组成大部件自动对接系统，对波音787、F-35、A400M等飞机实现大部件对接数字化装配。

现有调姿对接系统有三种形式；第一种形式是3个或3个以上数控定位器全部主动驱动，无随动机构，通过内部算法驱动数控定位器协同运动达到部件的调姿和对接，该对接系统无法适应大部件变形，消除大部件装配内应力。

第二种形式根据3-2-1运动原理，1号数控定位器全部主动驱动，2号数控定位器1个水平和垂直方向主动驱动，1个水平方向随动，其余定位器垂直方向主动驱动，2个水平方向随动，该对接系统能适应大部件变形，但部件对接完成后，对接区制孔、铆接过程产生的装配应力，将会使部件变形，无法锁紧部件最终调姿位置。

公布名称为《基于理想驱动力的中机身调姿多项式轨迹规划》的文献，描述为实现飞机中机身的自动对接装配，提出一种新型的冗余驱动中机身自动调姿机构。该机构由4个离散的定位器组成，定位器1和定位器3的底层滑块、中间层滑块、伸缩柱都有独立的驱动;定位器2和定位器4只有伸缩柱有独立的驱动，其他方向均为随动。该文献设计专门的随动单元用于调姿对接，不能实现精确跟随运动，无法锁紧最终调姿位置。

第三种形式是3个或3个数控定位器全部主动驱动，2号数控定位器增加1个水平方向随动/锁紧机构，其余定位器增加2个水平方向随动/锁紧机构，该对接系统即能释放适应部件变形，释放部件装配应力，也能实时锁紧部件位置。该系统缺点为：一、增加定位器高度。二、增加成本。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术中存在的技术缺陷，而提供一种大部件对接的自适应定位装置及定位方法。可实时切换的驱动/随动/锁紧自适应数控定位装置，自适应飞行器大部件上架、调姿、对接等装配过程的部件变形，释放部件装配应力。

为实现本发明的目的所采用的技术方案是：

一种大部件对接的自适应定位装置，包括受驱竖直升降的升降部，以及水平调整部；

所述的水平调整部包括固定设置在升降部顶部的载板，可沿第一水平方向滑动地设置在载板上的下工作平台，可沿第二水平方向滑动地设置在下工作平台上的上工作平台，固定设置在上固定平台上的接头组件，其中，在载板和下工作平台间，以及上工作平台和下工作平台间分别设置有状态切换机构以在主动、随动和锁紧态间切换。第一水平方向和第二水平方向为垂直。

载板和下工作平台间，以及上工作平台和下工作平台间分别设置有直线导向机构，所述的状态切换机构包括驱动电机，滚珠丝杠螺母机构以及制动器，所述的滚珠丝杠螺母机构的滚珠丝杠一端与所述的驱动电机的输出轴通过电磁离合器传动连接，另一端与制动器固定连接。

还包括将所述的升降部容纳其中且与地基固定连接的底箱体，所述的底箱体与所述的升降部间设置有直线导向机构以及竖直升降驱动机构。

所述的升降部为箱体结构，所述的竖直升降机构包括水平地设置在低箱体底部的升降电机，竖直设置在箱体使升降部轴心处且与所述的升降电机传动连接的丝杆螺母机构，在所述的升降部侧部设置有测量机构，如光栅尺。

所述的接头组件包括与固定在大部件上的连接端对应且与上工作台固定连接的连接座，设置在连接座两侧以将连接端夹紧的夹紧气缸，以及设置在连接座与上工作台间的压力传感器。

所述的连接端为与工艺球头，所述的夹紧气缸水平驱动夹紧块将所述的工艺球头夹紧以防止逃逸。

载板和下工作平台间，以及上工作平台和下工作平台间分别设置有两个间隔设置的直线导轨滑块机构，所述的驱动电机与直线导轨平行设置且位于中心，所述的电磁离合器对应设置在外侧。

一种调姿对接系统，包括3个或3个以上所述的大部件对接的自适应定位装置。

一种所述的调姿对接系统的控制方法，其特征在于，包括，

根据大部件形状布局并相对地基固定各自适应定位装置；

控制其中一个自适应定位装置A竖直方向和两个水平方向全部为驱动状态，一个自适应定位装置B一个竖直方向和一个水平方向为驱动状态，另一个水平方向为随动状态，其余的自适应定位装置的竖直方向为驱动状态，两个水平方向为随动；

驱动自适应定位装置A的接头组件主动对接工艺球头并夹紧；

自适应定位装置B水平方向的随动状态切换为主动驱动，接头组件运动到工艺球头附近，1个水平方向切换为随动，自适应定位装置垂直向上运动迎接工艺球头入位并夹紧；

其余自适应定位装置水平方向均切换为驱动状态，接头组件运动到工艺球头下方，水平方向均切换为随动状态，自适应定位装置垂直向上运动迎接工艺球头入位并夹紧；

调整飞行器大部件姿态，自适应定位装置B的一个水平方向和其余自适应定位装置的水平方向保持随动状态；

调整到位后，待部件应力释放完毕并与目标部件对接，所有自适应定位装置的水平方向均切换为锁定状态以进行对接区制孔、清屑、涂胶和紧固件连接工作。

当部件应力超过压力传感器设定值时，相应自适应定位装置的水平方向切换为随动状态以消除应力，应力消除后再切换为锁定状态。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明设计用于飞行器大部件对接的自适应定位装置，将水平方向主动驱动/随动/锁紧机构集成在一起，将自适应定位装置的水平方向传动单元增加电磁离合器和无励磁刹车结构，通过控制电磁离合器和无励磁刹车的工作状态，达到数控定位器驱动/随动/锁紧状态的实时切换。

附图说明

图1所示为本发明的大部件对接的自适应定位装置的结构示意图；

图2所示为水平调整部结构示意图；

图3所示为升降部结构示意图；

图4所示为状态切换机构结构示意图；

图5所示为接头组件结构示意图；

图6所示为升降部的驱动机构示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1-6所示，本发明大部件对接的自适应定位装置，包括受驱竖直升降的升降部5，以及水平调整部1；

所述的水平调整部1包括固定设置在升降部顶部的载板11，可沿第一水平方向滑动地设置在载板上的下工作平台12，可沿第二水平方向滑动地设置在下工作平台上的上工作平台13，固定设置在上固定平台上的接头组件2，其中，在载板和下工作平台间，以及上工作平台和下工作平台间分别设置有状态切换机构4以在主动、随动和锁紧态间切换，其中，第一水平方向和第二水平方向以垂直为宜，当然也可采用保持任意夹角的设计。所述的上工作平台和下工作平台上分别设置有用以测量位移的测量机构，如光栅尺。

本发明的自适应定位装置，利用升降部的升降满足竖直方向上的配合，同时利用两个工作台构成的水平调整部，可满足水平方向任意点的配合，同时，利用状态切换机构实现状态的切换，赋予调整过程中的状态切换自由，而且在定位后，可以实时调整状态以消除不正常应力。

具体地说，还包括将所述的升降部5容纳其中且与地基固定连接的底箱体6，所述的底箱体与所述的升降部间设置有直线导向机构以及竖直升降驱动机构。其中，优选地，所述的升降部5为箱体结构，所述的竖直升降机构包括水平地设置在低箱体底部的升降电机51，竖直设置在箱体使升降部轴心处且与所述的升降电机传动连接的丝杆螺母机构52，在所述的升降部侧部设置有用以测量位移的测量机构53，如光栅尺。通过光栅尺实时反馈垂向升降部的位置，提高运动精度。

采用箱式结构，底箱体优选为两个对接的箱体，在两相对侧内壁面上设置直线导轨机构，同时升降部为箱体并将滚珠丝杠螺母机构内置，整体外周简单，集成度高，而且采用箱框式构造，结构稳定性强，升降平稳，而且承载力强。

其中，为实现状态的切换，载板和下工作平台间，以及上工作平台和下工作平台间分别设置有直线导向机构，所述的状态切换机构包括驱动电机41，滚珠丝杠螺母机构以及制动器45，所述的滚珠丝杠螺母机构的滚珠丝杠43一端与所述的驱动电机41的输出轴通过电磁离合器42传动连接，另一端与制动器45固定连接。优选地，载板和下工作平台间，以及上工作平台和下工作平台间分别设置有两个间隔设置的直线导轨滑块机构，所述的驱动电机与直线导轨平行设置且位于中心，所述的电磁离合器对应设置在外侧。以设置在载板和下工作平台间的状态切换机构为例，所述的驱动电机固定在载板上并与直线导轨平行，所述的电磁离合器42固定在载板上并控制输出轴与滚珠丝杠传动或者断开，所述的滚珠丝杠螺母的螺母44与下工作平台12固定连接，所述的制动器45，如无励磁刹车固定设置在载板上。

本发明工作时，状态切换机构4全部通电时，电磁离合器42和制动器45工作，滚珠丝杠43输入端的驱动电机41输出轴与滚珠丝杠43连接，滚珠丝杠43另一端的制动器45松开滚珠丝杠，驱动电机41转动带动滚珠丝杠43旋转，与螺母44固定连接的下工作平台受驱动做直线运动，此状态为驱动状态。

电磁离合器42断电，制动器45通电，滚珠丝杠43输入端的驱动电机41输出轴与滚珠丝杠43断开，滚珠丝杠43另一端的制动器45松开滚珠丝杠43，下工作平台处于自由状态，做跟随运动，此状态为随动状态。

电磁离合器42和制动器45全部断电时，电磁离合器42和制动器45不工作，滚珠滚珠丝杠43输入端的驱动电机41输出轴与滚珠滚珠丝杠43断开，滚珠滚珠丝杠43另一端的制动器45夹紧滚珠滚珠丝杠43，下工作平台被锁紧在当前位置，此为锁紧状态。

采用上述控制，切换便利而且利用滚珠丝杠不自锁的特性，在滚珠丝杠自由态时能实现随动，整体结构简单控制便利，成本低。

具体地，所述的接头组件2包括与固定在大部件上的连接端7对应且与上工作台固定连接的连接座21，设置在连接座两侧以将连接端夹紧的夹紧气缸23，以及设置在连接座与上工作台间的压力传感器22。优选地，所述的连接端为与工艺球头，所述的工艺球头设置在大部件上或者与大部件固定连接的随行架上。所述的夹紧气缸水平驱动与与所述的工艺球头仿形的夹紧块将所述的工艺球头夹紧以防止逃逸。采用压力传感器进行压力检测，当出现较大应力使会作用在压力传感器上并进行反馈，能做到及时的调整，如改变状态或者竖直高度调整等。

同时，本发明还公开了一种调姿对接系统其包括3个或3个以上所述的大部件对接的自适应定位装置，在具体使用时，首先，

根据大部件形状布局并相对地基固定各自适应定位装置；

控制其中一个自适应定位装置A竖直方向和两个水平方向全部为驱动状态，一个自适应定位装置B一个竖直方向和一个水平方向为驱动状态，另一个水平方向为随动状态，其余的自适应定位装置的竖直方向为驱动状态，两个水平方向为随动；

驱动自适应定位装置A的接头组件主动对接工艺球头，工艺球头入位后，接头组件气缸伸出，夹紧块夹紧工艺球头，防止工艺球头逃逸。

自适应定位装置B水平方向的随动状态切换为主动驱动，接头组件运动到工艺球头附近，1个水平方向切换为随动，自适应定位装置垂直向上运动迎接工艺球头入位，工艺球头入位后，接头组件气缸伸出，夹紧块夹紧工艺球头，防止工艺球头逃逸。

其余自适应定位装置水平方向均切换为驱动状态，接头组件运动到工艺球头下方，水平方向均切换为随动状态，自适应定位装置垂直向上运动迎接工艺球头入位工艺球头入位后，接头组件气缸伸出，夹紧块夹紧工艺球头，防止工艺球头逃逸。

调整飞行器大部件姿态，自适应定位装置B的一个水平方向和其余自适应定位装置的水平方向保持随动状态；

调整到位后，待部件应力释放完毕并与目标部件对接，所有自适应定位装置的水平方向均切换为锁定状态以进行对接区制孔、清屑、涂胶和紧固件连接工作。

大部件，如飞行器部件与目标件对接装配完成后，接头组件松开工艺球头。当部件应力超过压力传感器设定值时，相应数控定位器报警，相应自适应定位装置的水平方向切换为随动状态，消除应力后再切换为锁定状态。即，压力传感器实时反馈飞行器部件内部装配应力，超过限定力值给对接系统报警，对接系统给状态切换机构发送随动指令，状态切换机构主动切换为随动功能，使工作平台处于随动状态，释放应力，自适应飞行器部件变形。

本发明一种用于飞行器大部件对接的自适应定位装置，将驱动/随动/锁紧集成在一起，通过控制电磁离合器和无励磁刹车的工作状态，能实现工作台主动精确运动、随动和任意位置锁紧状态。

本发明用于飞行器等大部件对接的自适应定位装置的控制方法，用于航空航天领域中的飞机、导弹或火箭等零部件上架、调姿和对接等装配过程中，通过系统指令或超过报警力值，系统自动切换驱动/随动/锁紧状态命令，通过自适应机构释放部件变形，消除部件装配内应力。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出的是，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，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。