本發(fā)明涉及大型裝備裝配技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

目前，在飛機(jī)、火箭裝配工裝行業(yè)還沒有固定品牌和型號的通用產(chǎn)品，相關(guān)裝配設(shè)備的設(shè)計開發(fā)，只能在沒有成品參照的情況下，根據(jù)客戶提供的技術(shù)參數(shù)和具體要求，進(jìn)行全新的設(shè)計研發(fā)。

現(xiàn)有技術(shù)中，飛機(jī)大部件裝配往往采用一種12驅(qū)動、6驅(qū)動冗余的定位器式調(diào)姿機(jī)構(gòu)。12驅(qū)動定位器式調(diào)姿機(jī)構(gòu)彌補(bǔ)了傳統(tǒng)串并混聯(lián)機(jī)構(gòu)工作空間小的不足，但該調(diào)姿機(jī)構(gòu)驅(qū)動電機(jī)數(shù)過多，整個調(diào)姿機(jī)構(gòu)需要安裝12個伺服電機(jī)，聯(lián)動控制要求高，控制系統(tǒng)復(fù)雜，造成安裝維護(hù)成本高。實際工程應(yīng)用時，機(jī)身位姿往往離其目標(biāo)位姿較近，位姿調(diào)整量很小，調(diào)姿過程中，調(diào)姿機(jī)構(gòu)不存在奇異點(diǎn)；而且調(diào)姿過程緩慢，動力學(xué)曲線不存在突變。因此，12驅(qū)動定位器式調(diào)姿機(jī)構(gòu)存在較多的驅(qū)動浪費(fèi)，沒有很好的利用冗余驅(qū)動機(jī)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)。

中國專利申請201510928666.8記載了“一種六自由度無冗余驅(qū)動的機(jī)身自動調(diào)姿機(jī)構(gòu)”，用于承載飛機(jī)大部件的連接托架下設(shè)置4個定位器，這些定位器中布置了6個主動驅(qū)動軸，驅(qū)動方式為“3-2-1-0”，前三個定位器中不加裝伺服電機(jī)和減速機(jī)的軸為自由運(yùn)動軸，第四個定位器的三個軸全為自由運(yùn)動軸，從4個定位器及托架組成的并聯(lián)機(jī)構(gòu)原理上來看，這個定位器是冗余的，不起作用，結(jié)構(gòu)冗余容易導(dǎo)致托架四個支撐點(diǎn)之間產(chǎn)生過多的協(xié)調(diào)內(nèi)力，該專利方案不太適合機(jī)翼大部件調(diào)姿對接裝配場合。。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)，旨在解決大型部段裝配過程中位姿調(diào)整機(jī)構(gòu)冗余驅(qū)動過多，聯(lián)動控制要求高，控制系統(tǒng)復(fù)雜的問題。

為了達(dá)到上述的目的，本發(fā)明提供一種大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)，其特征在于，包括至少一套平尾對接系統(tǒng)；所述平尾對接系統(tǒng)包括三個數(shù)控定位器和平尾支撐固定機(jī)構(gòu)；所述三個數(shù)控定位器呈三角形排布，所述平尾支撐固定機(jī)構(gòu)分別通過球鉸鏈與所述三個數(shù)控定位器連接。

上述大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)，其中，所述三個數(shù)控定位器均采用三直角坐標(biāo)軸串聯(lián)構(gòu)型的pogo柱，且所述三個數(shù)控定位器的主動軸布局方式為“3-2-1”，即一個數(shù)控定位器的三個軸全部為驅(qū)動軸，另一個數(shù)控定位器有兩個軸為驅(qū)動軸，第三個數(shù)控定位器只有一個軸為驅(qū)動軸。

上述大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)，其中，平尾支撐固定機(jī)構(gòu)包括托舉裝置、柔性夾持裝置和和伺服電機(jī)，所述柔性夾持裝置通過鉸鏈與所述托舉裝置連接；所述伺服電機(jī)與所述柔性夾持裝置連接，用于驅(qū)動所述柔性夾持裝置運(yùn)動。

上述大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)，其中，所述柔性夾持裝置包括平行四邊形機(jī)構(gòu)和柔性夾持頭；所述平行四邊形機(jī)構(gòu)與鉸鏈連接，所述柔性夾持頭與所述平行四邊形機(jī)構(gòu)連接；所述伺服電機(jī)與所述平行四邊形機(jī)構(gòu)連接。

上述大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)，其中，所述柔性夾持頭的頂部安裝有彈性柔順裝置和壓力傳感器。

上述大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)，其中，所述托舉裝置包括托舉板和橫梁，所述托舉板的兩端各設(shè)有一所述橫梁，所述橫梁固定在所述托舉板上；所述橫梁的兩端各設(shè)有一所述柔性夾持裝置。

上述大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)，其中，所述托舉板為梯形平面板，在梯形平面板兩條平行邊邊緣上各設(shè)置一所述橫梁。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的技術(shù)有益效果是：

1、三個定位器與所述平尾支撐固定機(jī)構(gòu)共同組成的并聯(lián)機(jī)構(gòu)，具備6個主動主動軸，3個自由從動軸，從機(jī)構(gòu)原理上分析可知，該并聯(lián)機(jī)構(gòu)系統(tǒng)為恰驅(qū)動系統(tǒng)，即6個主動驅(qū)動實現(xiàn)平尾的6個空間剛體位置和姿態(tài)自由度的調(diào)整，恰驅(qū)動系統(tǒng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動學(xué)解算與運(yùn)動控制編程均簡單可行；

2、三個定位器是最簡單可行的組合方式，因為多一個定位器或者會增加結(jié)構(gòu)冗余、或者會驅(qū)動冗余，前者結(jié)構(gòu)冗余容易導(dǎo)致托架四個支撐點(diǎn)之間產(chǎn)生過多的協(xié)調(diào)內(nèi)力，后者驅(qū)動冗余就會帶來聯(lián)動控制要求高的問題；少一個定位器則一方面兩點(diǎn)無法支撐大型部段，另一方面兩個定位器無法實現(xiàn)平尾六自由度調(diào)姿。

附圖說明

本發(fā)明的大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)由以下的實施例及附圖給出。

圖1是本發(fā)明較佳實施例的大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2是本發(fā)明較佳實施例中平尾支撐固定機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3是本發(fā)明較佳實施例中托舉裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4是本發(fā)明較佳實施例中柔性夾持裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實施方式

以下將結(jié)合圖1～圖4對本發(fā)明的大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)作進(jìn)一步的詳細(xì)描述。

圖1所示為本發(fā)明較佳實施例的大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。

所述大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)包括至少一套平尾對接系統(tǒng)1。參見圖1，所述平尾對接系統(tǒng)1包括三個數(shù)控定位器2和平尾支撐固定機(jī)構(gòu)3；所述三個數(shù)控定位器2呈三角形排布，所述平尾支撐固定機(jī)構(gòu)3分別通過球鉸鏈4與所述三個數(shù)控定位器2連接。

本實施例中，所述大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)用于為飛機(jī)對接機(jī)翼，在飛機(jī)兩側(cè)各設(shè)置一套平尾對接系統(tǒng)1，即本實施例的大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)包括兩套平尾對接系統(tǒng)1，對稱分布在飛機(jī)兩側(cè)。三個數(shù)控定位器2分布在同一三角形的三個頂點(diǎn)位置。所述平尾支撐固定機(jī)構(gòu)3通過三個球鉸鏈4分別與所述三個數(shù)控定位器2的末端鉸連接。

所述三個數(shù)控定位器2均采用三直角坐標(biāo)軸串聯(lián)構(gòu)型的pogo柱，且所述三個數(shù)控定位器2的主動軸布局方式為“3-2-1”，即一個數(shù)控定位器的三個軸全部為驅(qū)動軸，另一個數(shù)控定位器有兩個軸（y向和z向）為驅(qū)動軸，第三個數(shù)控定位器只有一個軸（z向）為驅(qū)動軸，該“3-2-1”主動軸布局方式可恰好實現(xiàn)大型部段的六自由度位姿調(diào)整，控制簡單可行。坐標(biāo)系定義如圖1所示。

圖2所示為本發(fā)明較佳實施例中平尾支撐固定機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖。

所述平尾支撐固定機(jī)構(gòu)包括托舉裝置5、柔性夾持裝置6和伺服電機(jī)10，所述柔性夾持裝置6通過鉸鏈7與所述托舉裝置5連接；所述伺服電機(jī)10與所述柔性夾持裝置6連接，用于驅(qū)動所述柔性夾持裝置6運(yùn)動。所述托舉裝置5通過三個球鉸鏈4分別與所述三個數(shù)控定位器2的末端鉸連接。

本實施例中，所述柔性夾持裝置6為四個，四個所述柔性夾持裝置6均通過一鉸鏈7與所述托舉裝置5連接。

圖3所示為本發(fā)明較佳實施例中托舉裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

參見圖3，所述托舉裝置5包括托舉板51和橫梁52，所述托舉板51的兩端各設(shè)有一所述橫梁52，所述橫梁52固定在所述托舉板51上；所述橫梁52的兩端各設(shè)有一所述柔性夾持裝置6，所述柔性夾持裝置6通過鉸鏈7與所述橫梁52連接；所述托舉板51通過三個球鉸鏈4分別與所述三個數(shù)控定位器2的末端鉸連接。

本實施例中，所述托舉板51為梯形平面板，在梯形平面板兩條平行邊邊緣上各設(shè)置一所述橫梁52。由于本實施例的大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)用于為飛機(jī)對接機(jī)翼，根據(jù)機(jī)翼外形輪廓特點(diǎn)，所述托舉板51的形狀設(shè)計為梯形平面板，所述托舉裝置5與機(jī)翼外形輪廓相匹配。若所述大型部段數(shù)控調(diào)姿對接裝配系統(tǒng)用于對接其他大型部段，所述托舉板51可設(shè)計為其他形狀，與對接的大型部段的外形輪廓相匹配。所述橫梁52的上表面設(shè)有弓形曲面53，與支撐于其上的機(jī)翼的外形相匹配，可更穩(wěn)固地支撐對接大型部段。

圖4所示為本發(fā)明較佳實施例中柔性夾持裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

參見圖4，所述柔性夾持裝置包括平行四邊形機(jī)構(gòu)8和柔性夾持頭9；所述平行四邊形機(jī)構(gòu)8與鉸鏈7連接，所述柔性夾持頭9與所述平行四邊形機(jī)構(gòu)8連接；所述伺服電機(jī)10與所述平行四邊形機(jī)構(gòu)8連接，用于位姿調(diào)整過程中驅(qū)動平行四邊形機(jī)構(gòu)8運(yùn)動，使所述柔性夾持裝置能穩(wěn)固夾持住機(jī)翼。

所述柔性夾持頭9的頂部（與大型部段接觸的部位）安裝有彈性柔順裝置11和壓力傳感器12。所述彈性柔順裝置是保護(hù)被夾持的大型部段表面不會因剛性接觸而破壞，壓力傳感器是為了反饋夾持力，或是為了監(jiān)測力的大小，或者是做閉環(huán)反饋以控制夾持力。

所述平尾對接系統(tǒng)1通過6個驅(qū)動軸（主動軸）的運(yùn)動實現(xiàn)機(jī)翼的空間6自由度位姿調(diào)整。若要實現(xiàn)機(jī)翼沿某個方向的移動或轉(zhuǎn)動，則需通過并聯(lián)機(jī)構(gòu)運(yùn)動學(xué)逆解計算6個驅(qū)動軸的驅(qū)動位移輸入量，通過控制器控制6個驅(qū)動軸同步協(xié)調(diào)運(yùn)動實現(xiàn)機(jī)翼的位姿調(diào)整或?qū)舆\(yùn)動。平尾對接系統(tǒng)1位姿調(diào)整過程中涉及的并聯(lián)機(jī)構(gòu)運(yùn)動學(xué)逆解運(yùn)算及6個驅(qū)動軸同步協(xié)調(diào)運(yùn)動控制方法現(xiàn)有技術(shù)均有成熟技術(shù)，本發(fā)明對此不作詳細(xì)說明。