專利名稱：飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)及其方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及到的是一種機(jī)械裝配技術(shù)領(lǐng)域的在線調(diào)整系統(tǒng)及其方法，具體涉及的是一種飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)及其方法。
背景技術(shù)：
飛機(jī)起落架系統(tǒng)是飛機(jī)最重要的承力裝置，與機(jī)體、發(fā)動機(jī)、航電系統(tǒng)同為現(xiàn)代飛機(jī)四大主要系統(tǒng)之一。前起落架主要由一系列承力桿系經(jīng)叉耳通過孔-軸-孔配合連接，其中主要的動力裝置為收放作動筒。收放作動筒操縱起落架放下和收起，其性能直接關(guān)系起落架運(yùn)動協(xié)調(diào)性、使用可靠性和安全性。在飛機(jī)起飛與降落過程中由收放作動筒施放動力， 使得前起落架桿系達(dá)到放下與收起狀態(tài)要求位置，同時收放作動筒還需作為降落過程前輪落地沖擊載荷的吸震元件。因此，在設(shè)計與安裝過程中對前起落架系統(tǒng)位于完全放下/收起位置時收放作動筒內(nèi)剩余行程(作動筒活塞桿全程長度與工作行程之差)有明確指標(biāo)要求。在將前起落架安裝至前起落艙的過程中必須通過調(diào)整前起落架桿系與前起艙內(nèi)的定位軸孔配合來保證收放作動筒剩余行程這一功能尺寸。前起落架裝配前調(diào)姿定位是一個復(fù)雜的過程，精確度要求非常高，起落架上各個需要與機(jī)頭系統(tǒng)件連接的協(xié)調(diào)交點(diǎn)(配含孔)位置需要預(yù)先進(jìn)行精確定位，才能保證裝配后起落架收放性能達(dá)到設(shè)計與工程要求。現(xiàn)有技術(shù)的結(jié)構(gòu)如圖Ia所示，前起落架主要運(yùn)動構(gòu)件由主支柱、前撐桿、鎖連桿 (包括上鎖桿與下鎖桿)及收放作動筒組成。所有桿件兩兩經(jīng)各自端部的定位軸孔由定位銷連接行成轉(zhuǎn)動副。主支柱上定位軸孔Pl與定位軸孔P2與前撐桿上定位軸孔P3與定位軸孔P4通過定位銷與前起落艙內(nèi)對應(yīng)的兩對定位軸孔實(shí)現(xiàn)孔-軸-孔配合，實(shí)現(xiàn)將前起落架部件與機(jī)頭部件的連接。前撐桿與下?lián)螚U共同組成支撐連桿，其中下?lián)螚U一端與主支柱連接，另一端與前撐桿連接形成一對轉(zhuǎn)動副，其主要作用是為前起落架處于完全放下狀態(tài)時提供支撐。鎖連桿由上鎖桿與下鎖桿組成，其中下鎖桿與前撐桿和下?lián)螚U同時連接，上鎖桿通過定位軸孔P6與機(jī)頭組件連接，其作用為鎖定前起落架釋放至完全放下狀態(tài)時起落架桿系的狀態(tài)。而收放作動筒則作為放下與收起起落架桿系構(gòu)件的動力源，其一端與主支柱連接，另一端通過定位軸孔P5與機(jī)頭組件連接。上述桿件末端的均為定位軸孔-定位軸-定位軸孔配合，形成轉(zhuǎn)動副。因此通過分析將實(shí)際連接結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)換為如圖Ib中所示的連桿機(jī)構(gòu)示意圖。現(xiàn)有技術(shù)的起落架安裝方法步驟如下①在機(jī)頭組件前起艙內(nèi)預(yù)先制出設(shè)計圖紙上PI、P2點(diǎn)位置的定位軸孔，保證兩孔在機(jī)身坐標(biāo)系下的對稱，繼而由圖紙得出的P1/2點(diǎn)與P3/4點(diǎn)的相對坐標(biāo)距離，采用鏜孔型架在前起艙內(nèi)制出設(shè)計圖紙上P3與P4位置的定位軸孔；②將主支柱組件的上端定位軸孔調(diào)整至圖紙Pl與P2點(diǎn)位置，使用定位軸銷將該組件安裝到位，同時將下?lián)螚U下端與主支柱組建通過定位軸銷連接安裝；③將收放作動筒上端定位軸孔調(diào)整至圖紙P5點(diǎn)位置，使用定位銷將該組件上端安裝到位，同時將收放作動筒下端與主支柱通過定位軸銷連接安裝；
④將前撐桿組建上端定位軸孔調(diào)整至圖紙P3與P4點(diǎn)位置，使用定位軸銷將該組件安裝到位；⑤將鎖連桿組件上端定位軸孔調(diào)整至圖紙P6點(diǎn)位置，使用定位軸銷將該組件安裝到機(jī)頭組件上該位置的預(yù)制定位軸孔處；⑥使用定位軸銷將鎖連桿下端，前撐桿下端與下?lián)螚U上端的定位軸孔連接安裝， 初步完成起落架安裝定位；⑦將前起落架構(gòu)件固定至完全放下狀態(tài)所要求的位置，測量收放作動筒剩余行程，若滿足工程要求，則進(jìn)入下一步，否則根據(jù)現(xiàn)場經(jīng)驗(yàn)，起落架與機(jī)頭系統(tǒng)掛點(diǎn)位置，按需求加工特制偏心襯套，安裝至機(jī)頭組件預(yù)制孔，以期滿足孔軸孔連接配合要求；⑧將前起落架構(gòu)件固定至完全收起狀態(tài)所要求的位置，測量收放作動筒剩余行程，若滿足工程要求，則完成安裝，否則繼續(xù)步驟⑦中微調(diào)定位軸孔的工作，加工偏心襯套， 完成孔軸孔連接配合。上述現(xiàn)有技術(shù)的缺陷在于1)制造商通過保證前起落艙中少數(shù)幾個系統(tǒng)掛點(diǎn)定位軸孔相對于機(jī)頭部件的坐標(biāo)位置，其他定位孔位置則通過相對距離確定，導(dǎo)致起落架桿系中定位孔與機(jī)頭組件定位軸孔的相對位置無法精確保證；幻起落架安裝完畢后，位置、 運(yùn)動方式和功能完全由1)中系統(tǒng)掛點(diǎn)的定位軸孔位置來決定，缺少對裝配過程的誤差累積方向和偏差源診斷分析環(huán)節(jié)，很難在裝配完成前對所需控制的功能尺寸是否超差進(jìn)行預(yù)測，導(dǎo)致在裝配階段問題出現(xiàn)后，缺乏工藝調(diào)整指導(dǎo)方法，造成裝配流程停滯；；3)前起艙內(nèi)定軸位孔如需返工，因已離開機(jī)身整體坐標(biāo)系，失去了定位基準(zhǔn)，故很難迅速找到偏差產(chǎn)生的根源。經(jīng)對現(xiàn)有技術(shù)文獻(xiàn)檢索中尚未發(fā)現(xiàn)有關(guān)對保證飛機(jī)前起落架結(jié)構(gòu)中功能尺寸 (收放作動筒剩余行程)的定位軸調(diào)整方法或者系統(tǒng)的公開文獻(xiàn)，也未見有與本發(fā)明相同或者密切相關(guān)技術(shù)方案的公開文獻(xiàn)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)中起落架傳統(tǒng)安裝方法的不足，提出一種飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)及其方法。本發(fā)明在起落架收放性能功能尺寸測量數(shù)據(jù)和起落架各定位軸位置測量數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷，根據(jù)診斷結(jié)果設(shè)計定位軸調(diào)整方案，循環(huán)上述過程直至功能尺寸在工程設(shè)計要求范圍內(nèi)，上述過程結(jié)束后，根據(jù)定位軸最終位置數(shù)據(jù)確定相應(yīng)工藝，完成前起落架與機(jī)頭組件的連接配合。本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的本發(fā)明涉及一種飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)，包括測量系統(tǒng)模塊、計算控制反饋模塊、調(diào)姿定位裝置、支撐臺架、調(diào)姿機(jī)構(gòu)和起落架，其中測量系統(tǒng)模塊輸出端與計算機(jī)控制反饋模塊的輸入端相連，計算機(jī)控制反饋模塊的輸出端與調(diào)姿機(jī)構(gòu)的輸入端相連，調(diào)姿定位裝置設(shè)置在支撐臺架上，起落架預(yù)裝在調(diào)姿定位裝置上。所述的調(diào)姿定位裝置中設(shè)有定位單元，定位單元設(shè)置在調(diào)姿機(jī)構(gòu)上。所述的起落架預(yù)裝在定位單元上，測量系統(tǒng)模塊的輸入端輸入由測量儀器獲取的起落架的反映收放性能功能尺寸的測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)和定位單元的各定位軸測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)。所述的測量系統(tǒng)模塊的輸入端輸入由反映起落架收放性能功能尺寸的測點(diǎn)位置
5數(shù)據(jù)和定位單元的各定位軸測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)，輸出端與計算機(jī)控制反饋模塊的輸入端相連， 輸出經(jīng)過坐標(biāo)換算后所測測點(diǎn)在機(jī)身坐標(biāo)系下的對應(yīng)坐標(biāo)。所述的計算控制反饋模塊包括偏差源診斷單元模塊與定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊，偏差源診斷單元模塊計算所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷；定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊根據(jù)偏差源診斷單元模塊計算所得診斷結(jié)果，設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案，計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位裝置，進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整。本發(fā)明通過測量獲取反映起落架的收放性能的收放作動筒在完全放下與收起位置時的剩余行程這一功能尺寸數(shù)據(jù)，由測量系統(tǒng)模塊取得安放于調(diào)姿定位裝置的定位單元上的各定位軸中心位置數(shù)據(jù)，在此基礎(chǔ)上判別剩余行程是否滿足要求。若所測功能尺寸不符合要求，則由計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊根據(jù)上述所得定位軸中心位置數(shù)據(jù)求解實(shí)時獲得計算各定位軸的對所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)(即偏差影響系數(shù))， 實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷。根據(jù)偏差源診斷單元模塊計算所得診斷結(jié)果，由計算控制反饋模塊中定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案，計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位裝置，驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整。循環(huán)上述過程，最終將起落架構(gòu)件中的各定位軸中心位置調(diào)整直至功能尺寸同時滿足完全放下與完全收起的狀態(tài)下均符合工程設(shè)計要求范圍內(nèi)。最后根據(jù)系統(tǒng)給出定位軸中心最終位置數(shù)據(jù)作為依據(jù)，確定機(jī)頭組件上系統(tǒng)掛點(diǎn)定位軸孔的坐標(biāo)，選取合適的工藝完成起落架與機(jī)頭系統(tǒng)組件上相關(guān)定位軸的孔-軸-孔連接配合，完成起落架安裝。本發(fā)明涉及一種飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整方法，包括如下步驟步驟一將前起落架構(gòu)件中各運(yùn)動部件的系統(tǒng)掛點(diǎn)安裝至定位單元并完成構(gòu)裝；步驟二 將前起落架構(gòu)件預(yù)裝在定位單元上，調(diào)整構(gòu)件使前起落架呈完全放下狀態(tài)置于支撐臺架上；步驟三測量獲取收放作動筒剩余行程數(shù)值即功能尺寸，通過測量系統(tǒng)模塊測量安裝于定位單元上的各定位軸測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)，經(jīng)過坐標(biāo)換算后得到所測測點(diǎn)在機(jī)身坐標(biāo)系下的對應(yīng)坐標(biāo)，將該數(shù)據(jù)發(fā)送至計算機(jī)控制反饋模塊；步驟四判別收放作動筒剩余行程數(shù)是否滿足實(shí)際工程要求如滿足則進(jìn)入步驟六；若不滿足工程要求，則由計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊根據(jù)上述所得定位軸中心位置數(shù)據(jù)求解計算，獲得完全放下狀態(tài)下各定位軸的對所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)(即偏差影響系數(shù))，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷；步驟五根據(jù)計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊計算所得敏感度系數(shù)，由計算控制反饋模塊中定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案，計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位模塊，驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整，重復(fù)步驟三與步驟四的動作；步驟六調(diào)整起落架構(gòu)件使定位軸在定位單元上進(jìn)行旋轉(zhuǎn)運(yùn)動，直至使前起落架呈完全收起狀態(tài)，測量獲取完全收起狀態(tài)下收放作動筒剩余行程數(shù)值即功能尺寸；步驟七判別收放作動筒剩余行程數(shù)是否滿足實(shí)際工程要求如滿足則進(jìn)入步驟九；
若不滿足工程要求，則由計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊根據(jù)上述所得定位軸中心位置數(shù)據(jù)求解計算，獲得完全收起狀態(tài)下各定位軸的對所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)(即偏差影響系數(shù))，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷；步驟八根據(jù)計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊計算所得敏感度系數(shù)，由計算控制反饋模塊中定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案，計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位模塊，驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整，重復(fù)步驟三至步驟八的動作；步驟九系統(tǒng)給出前起落架部件上與機(jī)頭部件連接的系統(tǒng)掛點(diǎn)定位軸中心最終位
直？結(jié)束ο本發(fā)明的基于功能尺寸的定位軸調(diào)整方法及其測控系統(tǒng)與現(xiàn)有的技術(shù)相比，具有以下優(yōu)點(diǎn)1.通過測量及時發(fā)現(xiàn)裝配過程中的功能尺寸超差問題，計算速度快，自動反饋調(diào)整定位單元；2.避免了傳統(tǒng)工藝經(jīng)驗(yàn)調(diào)整的盲目性，通過分析選取影響較大的因素進(jìn)行優(yōu)先調(diào)整，調(diào)整方案有科學(xué)依據(jù)，收斂速度快；3.調(diào)姿定位裝置可以做到三維可調(diào)，且定位單元上的定位軸的軸徑可調(diào)，可適用于多種起落架。4.經(jīng)某型飛機(jī)前起落架裝配工位現(xiàn)場實(shí)施，以實(shí)施前的將系統(tǒng)掛點(diǎn)調(diào)整工序的時間為基準(zhǔn)，裝配調(diào)配的效率提高了近40%。


圖1飛機(jī)前起落架結(jié)構(gòu)及運(yùn)動機(jī)構(gòu)筒圖；其中a為飛機(jī)前起落架結(jié)構(gòu)外形示意圖；b為飛機(jī)前起落架運(yùn)動副示意圖。圖2本發(fā)明系統(tǒng)的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)與數(shù)據(jù)流程圖。圖3本發(fā)明系統(tǒng)的調(diào)姿定位裝置及測量系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖；其中a為本發(fā)明系統(tǒng)的調(diào)姿定位裝置示意圖；b為本發(fā)明測量系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。圖4本發(fā)明方法的測控方法的流程圖。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實(shí)施例作詳細(xì)說明本實(shí)施例在以本發(fā)明技術(shù)方案為前提下進(jìn)行實(shí)施，給出了詳細(xì)的實(shí)施方式和具體的操作過程，但本發(fā)明的保護(hù)范圍不限于下述的實(shí)施例。實(shí)施例1如圖2所示，本實(shí)施例涉及一種飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)，包括測量系統(tǒng)模塊1、計算控制反饋模塊2、調(diào)姿定位裝置3和支撐臺架4，其中調(diào)姿定位裝置3安裝在支撐臺架4上，調(diào)姿定位裝置3中的定位單元5安裝在調(diào)姿機(jī)構(gòu)6上，起落架預(yù)裝在定位單元5上；通過測量獲取反映起落架的收放性能的收放作動筒在完全放下與收起位置時的剩余行程這一功能尺寸數(shù)據(jù)，由測量系統(tǒng)模塊1取得安放于調(diào)姿定位裝置3的定位單元5 上的各定位軸中心位置數(shù)據(jù)，在此基礎(chǔ)上判別剩余行程是否滿足要求。若所測功能尺寸不符含要求，則由計算控制反饋模塊2中偏差源診斷單元模塊7根據(jù)上述所得定位軸中心位置數(shù)據(jù)求解實(shí)時獲得計算各定位軸的對所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)(即偏差影響系數(shù))，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷。根據(jù)偏差源診斷單元模塊7計算所得診斷結(jié)果，由計算控制反饋模塊2中定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊8設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案，計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位模塊3，驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整。循環(huán)上述過程，最終將起落架構(gòu)件中的個定位軸中心位置調(diào)整直至功能尺寸同時滿足完全放下與完全收起的狀態(tài)下均符合工程設(shè)計要求范圍內(nèi)。最后根據(jù)系統(tǒng)給出定位軸中心最終位置數(shù)據(jù)作為依據(jù)，確定機(jī)頭組件上系統(tǒng)掛點(diǎn)定位軸孔的坐標(biāo)，選取合適的工藝完成起落架與機(jī)頭系統(tǒng)組件上相關(guān)定位軸的孔-軸-孔連接配合，完成起落架安裝。如圖3a所示，圖中設(shè)定X、Y構(gòu)成水平面坐標(biāo)，Z為垂直水平面的坐標(biāo)。如圖3a、;3b 所示，支撐平臺9、調(diào)姿單元支撐10、X向運(yùn)動導(dǎo)軌11、X向?qū)л?2、Y向絲杠機(jī)構(gòu)與驅(qū)動單元13、Z向絲杠機(jī)構(gòu)與驅(qū)動單元14、OTP孔15、定位軸銷16、X向驅(qū)動電機(jī)17、測量數(shù)據(jù)處理計算機(jī)18和激光跟蹤儀19。所述測量系統(tǒng)模塊1包括激光跟蹤儀19，OTP孔15以及測量數(shù)據(jù)采集計算機(jī)18， 工具球等。主要用來測量調(diào)姿單元支撐10上定位軸銷16所定位的定位軸坐標(biāo)位置。將工具球放置在OTP孔15內(nèi)，激光跟蹤儀測得工具球位置，經(jīng)坐標(biāo)換算即得定位軸中心坐標(biāo)，將定位軸中心坐標(biāo)數(shù)據(jù)傳送到計算機(jī)控制反饋模塊2，作為此模塊的輸入數(shù)據(jù)。圖3a中所示，支撐平臺9及X向運(yùn)動導(dǎo)軌11，支撐平臺9安裝在立柱上，X向運(yùn)動導(dǎo)軌11安裝在支撐平臺9上，構(gòu)成圖2中所述的支撐臺架4 ；所述的調(diào)姿定位裝置3包括定位單元5與調(diào)姿機(jī)構(gòu)6。其中 定位軸銷16及相應(yīng)的X向?qū)л?2，定位軸銷16及相應(yīng)單元以X向?qū)л?，安裝在支撐臺架的X向運(yùn)動導(dǎo)軌上，構(gòu)成圖2中所述的定位單元5 ；令X向?qū)л?2、Y向絲杠機(jī)構(gòu)與驅(qū)動單元13、Z向絲杠機(jī)構(gòu)與驅(qū)動單元14及X向驅(qū)動電機(jī)17構(gòu)成圖2中所述所述調(diào)姿機(jī)構(gòu)6 ；X向驅(qū)動電機(jī)17接收測量數(shù)據(jù)處理計算機(jī) 18輸出的調(diào)整量實(shí)時精確調(diào)整X向?qū)л?2、Y向絲杠機(jī)構(gòu)與驅(qū)動單元13和Z向絲杠機(jī)構(gòu)與驅(qū)動單元14的調(diào)整量。調(diào)姿單元支撐10上設(shè)有OTP孔15，激光跟蹤儀19通過測量OTP 孔15處工具球的位置就可以換算得到所測定位軸坐標(biāo)位置。圖2中所述計算機(jī)控制反饋模塊2包括偏差源診斷單元模塊7和定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊8。 所述偏差源診斷單元模塊7用來實(shí)時計算各定位軸的對所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)(即偏差影響系數(shù))。該模塊以測量系統(tǒng)模塊1傳送的定位軸坐標(biāo)和功能尺寸測量數(shù)據(jù)作為輸入，當(dāng)功能尺寸不能滿足工程設(shè)計要求，該模塊輸出偏差敏感度系數(shù)，并將其作為計算機(jī)控制反饋模塊2中定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊8的輸入。 所述定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊8以偏差源診斷單元模塊7輸出的敏感度系數(shù)和功能尺寸工程設(shè)計要求為輸入，輸出為定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位模塊3，驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整。本實(shí)施例對比現(xiàn)有技術(shù)優(yōu)點(diǎn)如下1. 0本實(shí)施例中所述在線調(diào)整系統(tǒng)所采用的裝置均為成熟產(chǎn)品，可靠性高，投資小，現(xiàn)場實(shí)施簡單易行；2.可通過配置不同數(shù)量的調(diào)姿定位裝置布置方案，滿足對于不同種類的前起落架組件的系統(tǒng)安裝前結(jié)構(gòu)姿態(tài)確認(rèn)，實(shí)現(xiàn)柔性裝夾；3.調(diào)姿定位裝置可以滿足根據(jù)相關(guān)運(yùn)動部件功能尺寸需求，根據(jù)現(xiàn)場所測數(shù)據(jù)對定位軸孔三維空間坐標(biāo)及時反饋調(diào)整，自動反饋調(diào)整定位單元，面向機(jī)構(gòu)運(yùn)動功能提升裝配質(zhì)量；4.本實(shí)施例中通過測量實(shí)時監(jiān)測裝配過程中的功能尺寸超差，比傳統(tǒng)裝配工藝快速高效。實(shí)施例2本實(shí)施例涉及一種飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整方法，如圖4所示，包括如下步驟1、將前起落架構(gòu)件中各運(yùn)動部件的系統(tǒng)掛點(diǎn)(如圖1中所示的主支柱PI、P2點(diǎn)； 前撐桿P3、P4點(diǎn)；收放作動筒P5點(diǎn)與上鎖桿P6點(diǎn))安裝至圖3所示定位軸銷16，并完成其余定位軸連接構(gòu)裝2、將前起落架構(gòu)件經(jīng)若干個定位軸銷16預(yù)裝在調(diào)姿單元支撐10上，調(diào)整構(gòu)件使前起落架呈完全放下狀態(tài)置于支撐平臺9上(圖3所示)；3、測量獲取收放作動筒剩余行程數(shù)值即功能尺寸，通過測量系統(tǒng)模塊測量安裝于圖3所示定位軸銷16上的各定位軸測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)，經(jīng)過坐標(biāo)換算后得到所測測點(diǎn)在機(jī)身坐標(biāo)系下的對應(yīng)坐標(biāo)，將該數(shù)據(jù)發(fā)送至計算機(jī)控制反饋模塊；4、判別收放作動筒剩余行程數(shù)是否滿足實(shí)際工程要求，如滿足則進(jìn)入6 ；若不滿足工程要求，則由圖2中所示計算控制反饋模塊2中偏差源診斷單元模塊7根據(jù)上述所得定位軸中心位置數(shù)據(jù)求解計算，獲得完全放下狀態(tài)下各定位軸的對所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)(即偏差影響系數(shù))，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷；5、根據(jù)計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊計算所得敏感度系數(shù)，由圖2中所示計算控制反饋模塊2中定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊8設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案，計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位模塊3，驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整，重復(fù)3與4的動作；6、調(diào)整起落架構(gòu)件使定位軸在定位單元上進(jìn)行旋轉(zhuǎn)運(yùn)動，直至使前起落架呈完全收起狀態(tài)，測量獲取完全收起狀態(tài)下收放作動筒剩余行程數(shù)值即功能尺寸；7、判別收放作動筒剩余行程數(shù)是否滿足實(shí)際工程要求，如滿足則進(jìn)入9 ；若不滿足工程要求，則由圖2中所示計算控制反饋模塊2中偏差源診斷單元模塊7根據(jù)上述所得定位軸中心位置數(shù)據(jù)求解計算，獲得完全收起狀態(tài)下各定位軸的對所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)(即偏差影響系數(shù))，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷；8、根據(jù)圖2中所示計算控制反饋模塊2中偏差源診斷單元模塊7計算所得敏感度系數(shù)，由計算控制反饋模塊2中定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊8設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案， 計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位模塊3，驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整，重復(fù)3 8的動作9、系統(tǒng)給出前起落架部件上與機(jī)頭部件連接的系統(tǒng)掛點(diǎn)定位軸中心最終位置，結(jié)束。注若一直未滿足剩余行程要求，至多循環(huán)過程5次，退出方法流程，并進(jìn)行人工干預(yù)。所述放下狀態(tài)的功能尺寸是指起落架完全放下時收放作動筒的剩余行程。所述收起狀態(tài)的功能尺寸是指起落架完全收起時收放作動筒的剩余行程。所述輸入數(shù)據(jù)是指圖2所示測量系統(tǒng)模塊1將其測得的定位單元的各定位軸測點(diǎn)位置的X，Y，Z坐標(biāo)轉(zhuǎn)換為機(jī)身整機(jī)坐標(biāo)系下的坐標(biāo)值，并作為輸入數(shù)據(jù)輸入到計算控制反饋模塊2。所述預(yù)處理數(shù)據(jù)是指對本實(shí)施例分析對象前起落架進(jìn)行運(yùn)動機(jī)構(gòu)分析，可視為 8桿10副連桿機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)在X方向上存在對稱面，故簡化桿系運(yùn)動機(jī)構(gòu)為Y-Z平面機(jī)構(gòu)； 起落架放下、收起狀態(tài)的功能尺寸的所在平面近似平行對稱面，故簡化位于X-Y-Z空間的功能尺寸投影為Y-Z平面尺寸。所述判別剩余行程是否滿足要求是指起落架完全放下時收放作動筒的剩余行程是否大于等于工程設(shè)計要求數(shù)值；起落架完全收起時收放作動筒的剩余行程是否大于等于工程設(shè)計要求數(shù)值。所述功能尺寸的偏差源診斷是指根據(jù)機(jī)構(gòu)分析建立閉環(huán)回路的尺寸鏈方程，得出以起落架放下和收起兩個狀態(tài)的功能尺寸Lp L2為應(yīng)變量，以定位單元的各定位軸測點(diǎn)位置Pi (y, ζ)為自變量的兩個狀態(tài)的約束表達(dá)式Fl、F2，采用機(jī)構(gòu)運(yùn)動線性分析方法，計算出反映結(jié)構(gòu)中各運(yùn)動組件對功能尺寸偏差影響度系數(shù)矩陣J = [J1 ;J2]，J1 > J2分別為前起落架完全放下狀態(tài)和完全收起狀態(tài)下各定位軸測點(diǎn)位置對收放作動筒功能尺寸偏差的敏感度系數(shù)，對敏感度系數(shù)矩陣J中各項(xiàng)包含影響程度大小并包含變化正負(fù)方向的敏感度系數(shù)進(jìn)行分析，可從大至小確定各定位軸測點(diǎn)位置對功能尺寸影響程度的定位軸測點(diǎn)位置y， ζ坐標(biāo)，該項(xiàng)工作由計算反饋控制模塊實(shí)現(xiàn)。所述輸出定位調(diào)整方案是指當(dāng)剩余行程未滿足工程需求時，需要根據(jù)敏感度系數(shù)調(diào)整各定位軸的位置坐標(biāo)來改變作動筒剩余行程，根據(jù)需要調(diào)整的完全放下和完全收起狀態(tài)的剩余行程量Δ。、AL2以及敏感度系數(shù)矩陣J，采用廣義逆計算得出各個定位軸的y， ζ方向上的位置坐標(biāo)調(diào)整量APdy，ζ)，該項(xiàng)工作由計算反饋控制模塊實(shí)現(xiàn)，并將其輸出到調(diào)姿機(jī)構(gòu)。本實(shí)施例對比現(xiàn)有裝配調(diào)整方法的優(yōu)點(diǎn)有1.采用本實(shí)施例方法，可以避免依靠傳統(tǒng)現(xiàn)場工藝經(jīng)驗(yàn)而進(jìn)行裝配調(diào)整的盲目性，通過分析精確篩選影響因素大的裝配要素， 依次進(jìn)行調(diào)整，調(diào)整方案有科學(xué)依據(jù)，計算收斂速度快；2.本實(shí)施例依照機(jī)構(gòu)運(yùn)動學(xué)分析方法，可實(shí)現(xiàn)對于一類運(yùn)動機(jī)構(gòu)組件定量計算裝配調(diào)整方案；3.采用本實(shí)施例方法，可將因上游工序帶入裝配偏差根據(jù)裝配零部件實(shí)際工況進(jìn)行偏差補(bǔ)償，實(shí)現(xiàn)組件級裝配質(zhì)量控制；4.經(jīng)某型飛機(jī)前起落架裝配工位現(xiàn)場實(shí)施，以實(shí)施前的將系統(tǒng)掛點(diǎn)調(diào)整工序的時間為基準(zhǔn)，裝配調(diào)配的效率提高了近40%。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)，包括支撐臺架、調(diào)姿機(jī)構(gòu)和起落架，其特征在于，還包括測量系統(tǒng)模塊、計算控制反饋模塊、調(diào)姿定位裝置，測量系統(tǒng)模塊輸出端與計算機(jī)控制反饋模塊的輸入端相連，計算機(jī)控制反饋模塊的輸出端與調(diào)姿機(jī)構(gòu)的輸入端相連，調(diào)姿定位裝置設(shè)置在支撐臺架上，起落架預(yù)裝在調(diào)姿定位裝置上。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)，其特征是，所述的調(diào)姿定位裝置中設(shè)有定位單元，定位單元設(shè)置在調(diào)姿機(jī)構(gòu)上。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)，其特征是，所述的起落架預(yù)裝在定位單元上，測量系統(tǒng)模塊的輸入端輸入由測量儀器獲取的起落架的反映收放性能功能尺寸的測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)和定位單元的各定位軸測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或者3所述的飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)，其特征是，所述的測量系統(tǒng)模塊的輸入端輸入由反映起落架收放性能功能尺寸的測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)和定位單元的各定位軸測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)，輸出端與計算機(jī)控制反饋模塊的輸入端相連，輸出經(jīng)過坐標(biāo)換算后所測測點(diǎn)在機(jī)身坐標(biāo)系下的對應(yīng)坐標(biāo)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)，其特征是，所述的計算控制反饋模塊包括偏差源診斷單元模塊與定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊，偏差源診斷單元模塊計算所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷；定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊根據(jù)偏差源診斷單元模塊計算所得診斷結(jié)果，設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案，計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位裝置，進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整。
6.一種飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整方法，其特征在于，包括如下步驟 步驟一將前起落架構(gòu)件中各運(yùn)動部件的系統(tǒng)掛點(diǎn)安裝至定位單元并完成構(gòu)裝； 步驟二 將前起落架構(gòu)件預(yù)裝在定位單元上，調(diào)整構(gòu)件使前起落架呈完全放下狀態(tài)置于支撐臺架上；步驟三測量獲取收放作動筒剩余行程數(shù)值即功能尺寸，通過測量系統(tǒng)模塊測量安裝于定位單元上的各定位軸測點(diǎn)位置數(shù)據(jù)，經(jīng)過坐標(biāo)換算后得到所測測點(diǎn)在機(jī)身坐標(biāo)系下的對應(yīng)坐標(biāo)，將該數(shù)據(jù)發(fā)送至計算機(jī)控制反饋模塊；步驟四判別收放作動筒剩余行程數(shù)是否滿足實(shí)際工程要求； 步驟五根據(jù)計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊計算所得敏感度系數(shù)； 步驟六調(diào)整起落架構(gòu)件使定位軸在定位單元上進(jìn)行旋轉(zhuǎn)運(yùn)動，直至使前起落架呈完全收起狀態(tài)，測量獲取完全收起狀態(tài)下收放作動筒剩余行程數(shù)值即功能尺寸； 步驟七判別收放作動筒剩余行程數(shù)是否滿足實(shí)際工程要求； 步驟八根據(jù)計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊計算所得敏感度系數(shù)； 步驟九系統(tǒng)給出前起落架部件上與機(jī)頭部件連接的系統(tǒng)掛點(diǎn)定位軸中心最終位置， 結(jié)束。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整方法，其特征是，步驟四中所述的判別收放作動筒剩余行程數(shù)是否滿足實(shí)際工程要求是指如滿足則進(jìn)入步驟六；若不滿足工程要求，則由計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊根據(jù)上述所得定位軸中心位置數(shù)據(jù)求解計算，獲得完全放下狀態(tài)下各定位軸的對所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整方法，其特征是，步驟五中所述的根據(jù)計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊計算所得敏感度系數(shù)，由計算控制反饋模塊中定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案，計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位模塊，驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整，重復(fù)步驟三與步驟四的動作。
9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整方法，其特征是，步驟七中所述的判別收放作動筒剩余行程數(shù)是否滿足實(shí)際工程要求是指如滿足則進(jìn)入步驟九；若不滿足工程要求，則由計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊根據(jù)上述所得定位軸中心位置數(shù)據(jù)求解計算，獲得完全收起狀態(tài)下各定位軸的對所需控制功能尺寸的敏感度系數(shù)，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷。
10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整方法，其特征是，步驟八中所述的根據(jù)計算控制反饋模塊中偏差源診斷單元模塊計算所得敏感度系數(shù)，由計算控制反饋模塊中定位軸調(diào)整方案設(shè)計單元模塊設(shè)計定位軸位置調(diào)整方案，計算并輸出定位軸坐標(biāo)位置調(diào)整方向和調(diào)整值大小，并發(fā)送給調(diào)姿定位模塊，驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行定位軸位姿的三維實(shí)時調(diào)整，重復(fù)步驟三至步驟八的動作。
全文摘要
一種機(jī)械裝配技術(shù)領(lǐng)域的飛機(jī)前起落架裝配前調(diào)姿定位在線調(diào)整系統(tǒng)及其方法。該系統(tǒng)測量系統(tǒng)模塊輸出端與計算機(jī)控制反饋模塊的輸入端相連，計算機(jī)控制反饋模塊的輸出端與調(diào)姿機(jī)構(gòu)的輸入端相連，調(diào)姿定位裝置設(shè)置在支撐臺架上，起落架預(yù)裝在調(diào)姿定位裝置上。該方法為在起落架收放性能功能尺寸測量數(shù)據(jù)和起落架各定位軸位置測量數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，實(shí)現(xiàn)功能尺寸的偏差源診斷，根據(jù)診斷結(jié)果設(shè)計定位軸調(diào)整方案，循環(huán)上述過程直至功能尺寸在工程設(shè)計要求范圍內(nèi)，上述過程結(jié)束后，根據(jù)定位軸最終位置數(shù)據(jù)確定相應(yīng)工藝，完成前起落架與機(jī)頭組件的連接配合。本發(fā)明以實(shí)施前的將系統(tǒng)掛點(diǎn)調(diào)整工序的時間為基準(zhǔn)，裝配調(diào)配的效率提高了近40％。
文檔編號G05D1/08GK102331784SQ20111019948
公開日2012年1月25日 申請日期2011年7月15日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月15日
發(fā)明者盧鵠, 姜麗萍, 林忠欽, 蔣堅, 金隼, 陳偉, 陳關(guān)龍, 陳磊 申請人:上海交通大學(xué), 上海飛機(jī)制造有限公司