專利名稱：用于翼身對接的定位裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)重裝領(lǐng)域，特別地，本發(fā)明涉及用于飛機(jī)安裝的定位系統(tǒng)和定位 方法。
背景技術(shù)：
飛機(jī)翼身段對接裝配是一個(gè)既復(fù)雜又費(fèi)時(shí)的裝配過程，質(zhì)量好壞直接影響到飛機(jī) 的飛行安全。傳統(tǒng)的裝配工藝采用了大量的固定工裝和腳手架，裝配周期長，工人勞動強(qiáng)度 大，裝配質(zhì)量低且不穩(wěn)定。近十余年來，以波音777、787，A340, A380為代表的新型大型飛機(jī)集中反映了飛機(jī) 先進(jìn)裝配技術(shù)的體現(xiàn)和發(fā)展趨勢，其特征之一便是大量采用了數(shù)字化自動對接系統(tǒng)。上述數(shù)字化自動對接系統(tǒng)主要由自動定位器、測量系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和調(diào)姿集成軟 件系統(tǒng)組成。在自動對接過程中，首先通過測量系統(tǒng)，進(jìn)行大部件位置的準(zhǔn)確測量，進(jìn)行裝 配軌跡規(guī)劃后將數(shù)據(jù)傳遞給定位器，通過伺服電機(jī)帶動自動定位器進(jìn)行X、Y、Z3個(gè)方向的 自由移動以及繞X、Y、Z3個(gè)方向的旋轉(zhuǎn)，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)大部件的精確定位，并完成對接。隨著計(jì)算機(jī)控制技術(shù)，伺服驅(qū)動技術(shù)，數(shù)字化測量技術(shù)的發(fā)展，不斷有新型的調(diào)姿 平臺出現(xiàn)。支撐點(diǎn)增多，支撐點(diǎn)的自由度增加，自由度冗余增多。這使得調(diào)姿過程必須依靠 特定的調(diào)平算法經(jīng)過多自由度多次聯(lián)動才能實(shí)現(xiàn)。目前，用于飛機(jī)機(jī)翼位姿調(diào)整的定位器多為三坐標(biāo)支撐機(jī)構(gòu)。對于每個(gè)定位器的 每個(gè)自由度都采用伺服電機(jī)驅(qū)動，采用一系列的調(diào)平算法，同時(shí)驅(qū)動多個(gè)電機(jī)聯(lián)動。理論 上，支撐點(diǎn)增加有效減少了機(jī)翼變形的影響，多點(diǎn)聯(lián)動有效減小了裝配應(yīng)力。但是，這樣的 定位方式也有諸多弊端。首先，這樣的定位方式會使得定位系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜。其次需要的電機(jī) 較多，對控制系統(tǒng)性能要求較高，對各軸運(yùn)動的測量和同步性要求也較高，這些都增加了定 位系統(tǒng)的成本。此外，受控自由度越多，需要運(yùn)動解耦的過程就越多，這不僅增加了調(diào)平算 法的復(fù)雜性，也增加了因算法不穩(wěn)定或是硬件故障導(dǎo)致的過約束從而毀壞系統(tǒng)的問題。最 后，現(xiàn)有的定位方式對制造安裝、測量和地基要求都非常高。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提出一種定位系統(tǒng)，其在定位過程中無需復(fù)雜的聯(lián)動過程，從 而降低飛機(jī)部件調(diào)姿過程中對測量系統(tǒng)的依賴，保證了定位系統(tǒng)的安全可靠性。為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種用于翼身對接的定位裝置，其特征在于，所述定 位裝置包括三個(gè)用于對飛機(jī)部件進(jìn)行調(diào)姿的定位器，其中第一定位器置于機(jī)翼承載壓力最大的支撐點(diǎn)，并且在X、Y、Z方向上能夠自由地平 移運(yùn)動；第二定位器置于機(jī)翼X方向最遠(yuǎn)點(diǎn)處，并且在Y、Z方向能夠自由地平移運(yùn)動，在X 方向?yàn)閺膭右苿?；第三定位器，其根?jù)所述飛機(jī)部件的重心位置確定，其位置需要使得所述飛機(jī)部件連接部位滿足強(qiáng)度要求，并使每個(gè)定位器的受力均勻，所述第三定位器能夠在Z向上自 由地平移運(yùn)動，在X、Y向上為從動移動。此外，本發(fā)明還提供一種用于翼身對接的定位系統(tǒng)，其包括一個(gè)定位裝置，該定位 裝置包括三個(gè)用于對飛機(jī)部件進(jìn)行調(diào)姿的定位器，其中第一定位器置于機(jī)翼承載壓力最大的支撐點(diǎn)，并且在X、Y、Z方向上能夠自由地平 移運(yùn)動；第二定位器置于機(jī)翼X方向最遠(yuǎn)點(diǎn)處，并且在Y、Z方向能夠自由地平移運(yùn)動，在X 方向?yàn)閺膭右苿樱坏谌ㄎ黄鞲鶕?jù)所述飛機(jī)部件的重心位置定位，其位置需要使得所述飛機(jī)部件具 有足夠的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，并使每個(gè)定位器的受力均勻，所述第三定位器能夠在Z向上自由地平 移運(yùn)動，在X、Y向上為從動移動。特別地，所述第一定位器、第二定位器和第三定位器的平移運(yùn)動由電機(jī)驅(qū)動，所述 電機(jī)與所述定位器中的電機(jī)驅(qū)動軸連接。所述電機(jī)通過滾珠絲杠與所述定位器連接，所述 電機(jī)為伺服電機(jī)。本發(fā)明的定位系統(tǒng)還包括若干測量點(diǎn)，所述測量點(diǎn)設(shè)置機(jī)翼剛性較強(qiáng)的結(jié)構(gòu)件上傳感器，其用于檢測定位器的軸向位置相對于定位器原點(diǎn)位置的實(shí)際位移量以及 實(shí)時(shí)檢測各定位器在軸向上的受力情況；測量裝置，其用于檢測各個(gè)測量點(diǎn)的位置，并可根據(jù)機(jī)翼的數(shù)據(jù)模型計(jì)算出機(jī)翼 的位姿信息，并將檢測和/或計(jì)算到的信息輸出；中央控制裝置，其用于接收傳感器和測量裝置所檢測和/或計(jì)算到的信息，并將 該信息顯示出來，并且其能產(chǎn)生并發(fā)送定位裝置操作指令；控制驅(qū)動系統(tǒng)，其與所述電機(jī)連接并且能夠并能將所接收的定位裝置操作指令轉(zhuǎn) 化為電機(jī)的驅(qū)動信號，以此通過電機(jī)實(shí)現(xiàn)對多個(gè)定位器的軸向位置和移動速度的控制。特別地，所述系統(tǒng)還包括手持式移動終端，該移動終端能夠向所述控制驅(qū)動系統(tǒng) 發(fā)送操作指令。特別地，所述手持式移動終端還包括觸摸式顯示屏，通過所述觸摸式顯示 屏，所述定位裝置的操作指令被輸入到所述移動終端中。優(yōu)選地，所述觸摸式顯示屏還能顯 示各個(gè)所述定位器的位置信息和受力信息。特別地，所述測量點(diǎn)設(shè)置在飛機(jī)機(jī)翼前后端面和肋上。特別地，所述傳感器包括光柵尺和力傳感器。特別地，所述中央控制裝置包括觸模式顯示屏，通過所述觸摸式顯示屏，所述定位 裝置的操作指令被輸入到所述中央控制裝置中。特別地，所述控制驅(qū)動系統(tǒng)能夠選定單個(gè)定位器進(jìn)行進(jìn)給操作。更特別地，所述控 制驅(qū)動系統(tǒng)能夠使所述選定的定位器以一定的速度進(jìn)行進(jìn)給。特別地，所述中央控制裝置還包括儲存器，用于儲存所述測量點(diǎn)的理論位置和機(jī)翼的理論數(shù)據(jù)模型。定位器軌跡規(guī)劃模塊，其能調(diào)取所述儲存器中的測量點(diǎn)理論位置，并根據(jù)所接收 到的傳感器和測量裝置的檢測信息，自動規(guī)劃所述定位器的軌跡，以使所述測量點(diǎn)移動到 其理論位置處。
使用本發(fā)明的定位系統(tǒng)的來進(jìn)行翼身對接裝配的步驟如下1)由測量裝置檢測機(jī)翼上測量點(diǎn)的位置信息，通過比較其理論點(diǎn)位置，計(jì)算機(jī)翼 的位姿信息，并計(jì)算出理論位姿與實(shí)際位姿的偏差；2)根據(jù)步驟1)中計(jì)算出的理論位姿與實(shí)際位姿的偏差，由軌跡規(guī)劃模塊生成各 定位器的運(yùn)動軌跡，并由控制驅(qū)動系統(tǒng)驅(qū)動電機(jī)運(yùn)動，調(diào)整其到理論位姿平行的狀態(tài)。3)重復(fù)步驟1)的操作，如偏差在容差范圍內(nèi)，則停止，否則重復(fù)步驟2)的操作，直 到滿足容差要求；4)調(diào)整各測量點(diǎn)Y向滿足容差要求，將機(jī)翼平移至比理論位置稍低，并向機(jī)身方 向進(jìn)給并靠近機(jī)身，保證各測量點(diǎn)X向滿足容差要求，然后將3個(gè)定位器沿Z向同步抬升， 直至各測量點(diǎn)Z向坐標(biāo)滿足容差要求。5)在對接面上形成多個(gè)與機(jī)翼和機(jī)身的螺栓對應(yīng)的螺栓孔；6)將所述定位器在X向上向遠(yuǎn)離機(jī)身方向運(yùn)動預(yù)定距離，完成去孔邊毛刺的工 作；7)將所述定位器在向上向靠近機(jī)身方向運(yùn)動預(yù)定距離，完成機(jī)翼的重新插入。由于在本發(fā)明的定位系統(tǒng)中，只有第一定位器是可以在CTZ三個(gè)方向上移動的， 而其它兩個(gè)定位器只是進(jìn)行從動式操作，所以本發(fā)明的定位系統(tǒng)在沒有多軸聯(lián)動的情況下 實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼全自由度無冗余地進(jìn)行空間位姿調(diào)整，從而簡化了系統(tǒng)復(fù)雜性的同時(shí)保證了安 全可靠性，降低了成本以及對制造安裝、測量和地基的成本。


圖1是本發(fā)明所述定位器的示意圖；圖2是本發(fā)明所述定位器的平面布置示意圖。
具體實(shí)施例方式如圖1和2給出了定位裝置1的分布形式，并且定位裝置1中各定位器11，12，13 旁邊的雙向箭頭表明了其可自由移動的方向，即有雙向箭頭的方向表示該定位器可在該方 向上自由移動，而無雙箭頭的方向表示該定位器在該方向只能隨動移動。如圖1和2所示，第一定位器11置于機(jī)翼2承載壓力最大的支撐點(diǎn)，并且在X、Y、 Z方向上能夠自由地平移運(yùn)動。第二定位器12置于機(jī)翼2在X方向上的最遠(yuǎn)點(diǎn)處，并且在 Υ、Ζ方向能夠自由地平移運(yùn)動，在X方向?yàn)殡S動移動。第三定位器13根據(jù)所述飛機(jī)部件的 重心位置確定，其位置需要使得所述飛機(jī)部件連接部位滿足強(qiáng)度要求，并使每個(gè)定位器的 受力均勻，所述第三定位器能夠在Z向上自由地平移運(yùn)動，在X、Y向上為從動移動。在所述定位器1按照如圖1和圖2所示的布置方式布置完成后，通過滾珠絲杠將 伺服電機(jī)與每個(gè)定位器11，12，13中的電機(jī)驅(qū)動軸連接。之后，在所述機(jī)翼2剛性較強(qiáng)的結(jié)構(gòu)件上設(shè)置若干測量點(diǎn)。通常，所述測量點(diǎn)設(shè)置 在飛機(jī)機(jī)翼前后端面和肋上。待測量點(diǎn)設(shè)置好后，再在裝配現(xiàn)場以外的地方分別設(shè)置如下裝置傳感器，其用于檢測定位器11，12，13的軸向位置相對于定位器11，12，13原點(diǎn)位 置的實(shí)際位移量以及實(shí)時(shí)檢測各定位器在軸向上的受力情況，優(yōu)選地，用光柵尺來檢測相
6對位移量，用力傳感器來檢測受力情況；測量裝置，其用于檢測各個(gè)測量點(diǎn)的位置，并可根據(jù)機(jī)翼2的數(shù)據(jù)模型計(jì)算出機(jī) 翼2的位姿信息，并將檢測和/或計(jì)算到的信息輸出；中央控制裝置，其用于接收傳感器和測量裝置所檢測和/或計(jì)算到的信息，并將 該信息顯示出來，并且其能產(chǎn)生并發(fā)送定位裝置操作指令，特別地，所述中央控制裝置包括 觸摸式顯示屏，通過所述觸摸式顯示屏，所述定位裝置的操作指令被輸入到所述中央控制 裝置中。此外，所述中央控制裝置還包括儲存器和定位器軌跡規(guī)劃模塊，所述存儲器用于儲 存所述測量點(diǎn)的理論位置和機(jī)翼的理論數(shù)據(jù)模型，而所述定位器軌跡規(guī)劃模塊能調(diào)取所述 儲存器中的測量點(diǎn)理論位置，并根據(jù)所接收到的傳感器和測量裝置的檢測信息，自動規(guī)劃 所述定位器的軌跡，以使所述測量點(diǎn)移動到其理論位置處；控制驅(qū)動系統(tǒng)，其與所述電機(jī)連接并且能夠并能將所接收的定位裝置1操作指令 轉(zhuǎn)化為電機(jī)的驅(qū)動信號，以此通過電機(jī)實(shí)現(xiàn)對多個(gè)定位器11，12，13的軸向位置和移動速 度的控制。在本發(fā)明的實(shí)施例中，所述控制驅(qū)動系統(tǒng)能夠選定單個(gè)定位器進(jìn)行進(jìn)給操作，并 且能夠使所述選定的定位器以一定的速度進(jìn)行進(jìn)給。由于上述操控定位器11，12，13的裝置都位于裝配現(xiàn)場以外，所以為了讓操作人 員能近距離地操控所述定位器11，12，13，該定位系統(tǒng)還配備有手持式移動終端，該移動終 端能夠向所述控制驅(qū)動系統(tǒng)發(fā)送操作指令。所述手持式移動終端還設(shè)置有觸摸式顯示屏， 操作人員可以將所需放松的操作指令(例如將定位器11在X方向的移動IOcm)輸入在所 述觸摸式顯示屏上，之后該操作指令會通過所述顯示屏輸入到所述移動終端中。優(yōu)選地，所 述觸摸式顯示屏還能顯示各個(gè)所述定位器的位置信息和受力信息。簡而言之，在本發(fā)明的實(shí)施例中，翼身的對接裝配劃分為2個(gè)階段，其中第1階段 是對機(jī)翼2原位姿態(tài)調(diào)整，其實(shí)現(xiàn)了將機(jī)翼安裝到定位器11，12，13后，機(jī)翼2的空間坐標(biāo) 能自適應(yīng)調(diào)整至與理論位姿相平行的空間狀態(tài)。第2階段是對機(jī)翼2位置調(diào)整，即在機(jī)翼 姿態(tài)調(diào)整好后，將機(jī)翼從當(dāng)前位置平移到翼身對接的初始位置，之后再平移到目標(biāo)位置。該 翼身對接的具體方法步驟如下1)由測量裝置檢測機(jī)翼2上測量點(diǎn)的位置信息，通過比較其理論點(diǎn)位置，計(jì)算機(jī) 翼2的位姿信息，并計(jì)算出理論位姿與實(shí)際位姿的偏差；2)根據(jù)步驟1)中計(jì)算出的理論位姿與實(shí)際位姿的偏差，由軌跡規(guī)劃模塊生成各 定位器的運(yùn)動軌跡，并由控制驅(qū)動系統(tǒng)驅(qū)動電機(jī)運(yùn)動，調(diào)整其到理論位姿平行的狀態(tài)。3)重復(fù)步驟1)的操作，如偏差在容差范圍內(nèi)，則停止，否則重復(fù)步驟2)的操作，直 到滿足容差要求；4)調(diào)整各測量點(diǎn)Y向滿足容差要求，將機(jī)翼平移至比理論位置稍低，并向機(jī)身3方 向進(jìn)給并靠近機(jī)身3，保證各測量點(diǎn)X向滿足容差要求，然后將三個(gè)定位器11，12，13沿Z向 同步抬升，直至各測量點(diǎn)Z向坐標(biāo)滿足容差要求。5)在對接面上形成多個(gè)與機(jī)翼2和機(jī)身3的螺栓對應(yīng)的螺栓孔；6)將所述定位器在X向上向遠(yuǎn)離機(jī)身3方向運(yùn)動預(yù)定距離，完成去孔邊毛刺的工 作；7)將所述定位器11在X向上向靠近機(jī)身3方向運(yùn)動預(yù)定距離，完成機(jī)翼的重新插 入。
本發(fā)明的技術(shù)內(nèi)容及技術(shù)特點(diǎn)已揭示如上，然而可以理解，在本發(fā)明的創(chuàng)作思想 下，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對上述結(jié)構(gòu)作各種變化和改進(jìn)，但都屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。上 述實(shí)施例的描述是例示性的而不是限制性的，本發(fā)明的保護(hù)范圍由權(quán)利要求所確定。
權(quán)利要求
1.一種用于翼身對接的定位裝置，其特征在于，所述定位裝置包括三個(gè)用于對飛機(jī)部 件進(jìn)行調(diào)姿的定位器，其中第一定位器置于機(jī)翼承載壓力最大的支撐點(diǎn)，并且在X、Y、Z方向上能夠自由地平移運(yùn)動；第二定位器置于機(jī)翼X方向最遠(yuǎn)點(diǎn)處，并且在Y、z方向能夠自由地平移運(yùn)動，在X方向 為從動移動；第三定位器根據(jù)所述飛機(jī)部件的重心位置確定，其位置需要使得所述飛機(jī)部件連接部 位滿足強(qiáng)度要求，并使每個(gè)定位器的受力均勻，所述第三定位器能夠在Z向上自由地平移 運(yùn)動，在X、Y向上為從動移動。
2.如權(quán)利要求1所述的定位裝置，其特征在于，第一定位器、第二定位器和第三定位器 的平移運(yùn)動由電機(jī)驅(qū)動，所述電機(jī)與所述定位器中的電機(jī)驅(qū)動軸連接。
3.如權(quán)利要求2所述的定位裝置，其特征在于，所述電機(jī)通過滾珠絲杠與所述定位器 連接。
4.如權(quán)利要求2或3所述的定位裝置，其特征在于，所述電機(jī)為伺服電機(jī)。
5.一種用于翼身對接的定位系統(tǒng)，其特征在于，包括 如權(quán)利要求2-4中任一項(xiàng)所述的定位裝置；若干測量點(diǎn)，所述測量點(diǎn)設(shè)置機(jī)翼剛性較強(qiáng)的結(jié)構(gòu)件上；傳感器，其用于檢測定位器的軸向位置相對于定位器原點(diǎn)位置的實(shí)際位移量以及實(shí)時(shí) 檢測各定位器在軸向上的受力情況；測量裝置，其用于檢測各個(gè)測量點(diǎn)的位置，并可根據(jù)機(jī)翼的數(shù)據(jù)模型計(jì)算出機(jī)翼的位 姿信息，并將檢測和/或計(jì)算到的信息輸出；中央控制裝置，其用于接收傳感器和測量裝置所檢測和/或計(jì)算到的信息，并將該信 息顯示出來，并且其能產(chǎn)生并發(fā)送定位裝置操作指令；控制驅(qū)動系統(tǒng)，其與所述電機(jī)連接并且能夠并能將所接收的定位裝置操作指令轉(zhuǎn)化 為伺服電機(jī)的驅(qū)動信號，以此通過伺服電機(jī)實(shí)現(xiàn)對多個(gè)定位器的軸向位置和移動速度的控 制。
6.如權(quán)利要求5所述的定位系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)還包括手持式移動終端，該移 動終端能夠向所述控制驅(qū)動系統(tǒng)發(fā)送操作指令。
7.如權(quán)利要求6所述的定位系統(tǒng)，其特征在于，所述手持式移動終端還包括觸摸式顯 示屏，通過所述觸摸式顯示屏，所述定位裝置的操作指令被輸入到所述移動終端中。
8.如權(quán)利要求7所述的定位系統(tǒng)，其特征在于，所述觸摸式顯示屏能顯示各個(gè)所述定 位器的位置信息和受力信息。
9.如權(quán)利要求5-8中任一項(xiàng)所述的定位系統(tǒng)，其特征在于，所述測量點(diǎn)設(shè)置在飛機(jī)機(jī) 翼前后端面和肋上。
10.如權(quán)利要求5-8中任一項(xiàng)所述的定位系統(tǒng)，其特征在于，所述傳感器包括光柵尺和 力傳感器。
11.如權(quán)利要求5-8中任一項(xiàng)所述的定位系統(tǒng)，其特征在于，所述中央控制裝置包括觸 摸式顯示屏，通過所述觸摸式顯示屏，所述定位裝置的操作指令被輸入到所述中央控制裝置中。
12.如權(quán)利要求4-7中任一項(xiàng)所述的定位系統(tǒng)，其特征在于，所述控制驅(qū)動系統(tǒng)能夠選 定單個(gè)定位器進(jìn)行進(jìn)給操作。
13.如權(quán)利要求12所述的定位系統(tǒng)，其特征在于，所述控制驅(qū)動系統(tǒng)能夠使所述選定 的定位器以一定的速度進(jìn)行進(jìn)給。
14.如權(quán)利要求5-8中任一項(xiàng)所述的定位系統(tǒng)，其特征在于，所述中央控制裝置還包括儲存器，用于儲存所述測量點(diǎn)的理論位置和機(jī)翼的理論數(shù)據(jù)模型。 定位器軌跡規(guī)劃模塊，其能調(diào)取所述儲存器中的測量點(diǎn)理論位置，并根據(jù)所接收到的 傳感器和測量裝置的檢測信息，自動規(guī)劃所述定位器的軌跡，以使所述測量點(diǎn)移動到其理 論位置處。
15.一種使用如權(quán)利要求14所述的定位系統(tǒng)來進(jìn)行飛機(jī)翼身段對接裝配的方法，其步 驟如下1)由測量裝置檢測機(jī)翼上測量點(diǎn)的位置信息，通過比較其理論點(diǎn)位置，計(jì)算機(jī)翼的位 姿信息，并計(jì)算出理論位姿與實(shí)際位姿的偏差；2)根據(jù)步驟1)中計(jì)算出的理論位姿與實(shí)際位姿的偏差，由軌跡規(guī)劃模塊生成各定位 器的運(yùn)動軌跡，并由控制驅(qū)動系統(tǒng)驅(qū)動電機(jī)運(yùn)動，調(diào)整其到理論位姿平行的狀態(tài)。3)重復(fù)步驟1)的操作，如偏差在容差范圍內(nèi)，則停止，否則重復(fù)步驟2)的操作，直到滿 足容差要求；4)調(diào)整各測量點(diǎn)Y向滿足容差要求，將機(jī)翼平移至比理論位置稍低，并向機(jī)身方向進(jìn) 給并靠近機(jī)身，保證各測量點(diǎn)X向滿足容差要求，然后將3個(gè)定位器沿Z向同步抬升，直至 各測量點(diǎn)Z向坐標(biāo)滿足容差要求。5)在對接面上形成多個(gè)與機(jī)翼和機(jī)身的螺栓對應(yīng)的螺栓孔；6)將所述定位器在X向上向遠(yuǎn)離機(jī)身方向運(yùn)動預(yù)定距離，完成去孔邊毛刺的工作；7)將所述定位器在X向上向靠近機(jī)身方向運(yùn)動預(yù)定距離，完成機(jī)翼的重新插入。
全文摘要
一種用于翼身對接的定位裝置，其特征在于，所述定位裝置包括三個(gè)用于對飛機(jī)部件進(jìn)行調(diào)姿的定位器，其中，第一定位器置于機(jī)翼承載壓力最大的支撐點(diǎn)，并且在X、Y、Z方向上能夠自由地平移運(yùn)動；第二定位器置于機(jī)翼X方向最遠(yuǎn)點(diǎn)處，并且在Y、Z方向能夠自由地平移運(yùn)動，在X方向?yàn)閺膭右苿?；第三定位器，其根?jù)所述飛機(jī)部件的重心位置確定，其位置需要使得所述飛機(jī)部件連接部位滿足強(qiáng)度要求，并使每個(gè)定位器的受力均勻，所述第三定位器能夠在Z向上自由地平移運(yùn)動，在X、Y向上為從動移動。本發(fā)明的定位系統(tǒng)無需多軸聯(lián)動，從而簡化了系統(tǒng)復(fù)雜性的同時(shí)保證了安全可靠性，降低了成本以及對制造安裝、測量和地基的成本。
文檔編號B64F5/00GK102092478SQ20101062148
公開日2011年6月15日 申請日期2010年12月30日 優(yōu)先權(quán)日2010年12月30日
發(fā)明者方偉, 王莉, 翁進(jìn)良, 邢宏文, 陳磊 申請人:上海飛機(jī)制造有限公司, 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司