戴肇鵬 ， 黃 翔 ， 李瀧杲 ， 邢宏文

（1.南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院，南京 210016；2.上海飛機(jī)制造有限公司，上海 200436）

戴肇鵬

碩士，畢業(yè)于南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院航空宇航制造工程系。研究方向?yàn)轱w機(jī)大部件自動(dòng)對(duì)接調(diào)姿技術(shù)。主要參與課題：南京航空航天大學(xué)與上海飛機(jī)制造有限公司合作的工信部民用飛機(jī)大部件自動(dòng)對(duì)接裝配技術(shù)項(xiàng)目—《翼身自動(dòng)對(duì)接測(cè)量與控制技術(shù)》，主要負(fù)責(zé)自動(dòng)對(duì)接關(guān)鍵技術(shù)研究與集成控制軟件開(kāi)發(fā)。

飛機(jī)大部件對(duì)接傳統(tǒng)工藝上采用模擬量傳遞模式，采用固定工裝型架和人工對(duì)接方法，對(duì)接效率低且精度難以保證，而國(guó)外已普遍采用數(shù)字化柔性自動(dòng)裝配方法[1-3]。近年來(lái)，我國(guó)航空制造企業(yè)引進(jìn)了數(shù)字化測(cè)量設(shè)備、數(shù)字化柔性定位裝置等，開(kāi)展了飛機(jī)大部件自動(dòng)對(duì)接的初步研究和應(yīng)用，提高了對(duì)接效率和質(zhì)量[4]。飛機(jī)大部件自動(dòng)對(duì)接系統(tǒng)主要由數(shù)字化測(cè)量系統(tǒng)、柔性支撐定位器、運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)、集成控制系統(tǒng)等組成。其中數(shù)字化測(cè)量系統(tǒng)中主要采用SA、Axyz等通用測(cè)量軟件控制激光跟蹤儀、激光雷達(dá)等數(shù)字化測(cè)量設(shè)備進(jìn)行測(cè)量，或使用測(cè)量設(shè)備軟件開(kāi)發(fā)工具包（SDK）結(jié)合VC++、VB平臺(tái)開(kāi)發(fā)專(zhuān)用測(cè)量軟件實(shí)施測(cè)量；而集成控制系統(tǒng)中采用控制軟件負(fù)責(zé)大部件位姿解算和定位器軌跡規(guī)劃，甚至還需要開(kāi)發(fā)軟件管理測(cè)量和對(duì)接數(shù)據(jù)[4-6]。浙江大學(xué)邱寶貴等開(kāi)發(fā)了大型飛機(jī)機(jī)身調(diào)姿與對(duì)接系統(tǒng)，該系統(tǒng)軟件由集成管理系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)、控制系統(tǒng)組成[7]。南京航空航天大學(xué)朱永國(guó)等針對(duì)ARJ21飛機(jī)翼身對(duì)接，研究了自動(dòng)跟蹤測(cè)量方法和調(diào)姿機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)，開(kāi)發(fā)了測(cè)量軟件和主控軟件[8]。這種方式主要存在以下缺點(diǎn)：測(cè)量軟件和控制軟件要分別運(yùn)行在一臺(tái)工控機(jī)上，各需要專(zhuān)人進(jìn)行操作，效率較低，特別是當(dāng)大部件調(diào)姿過(guò)程較為復(fù)雜時(shí)工作量大；軟件之間需要互相進(jìn)行數(shù)據(jù)通信，數(shù)據(jù)集維護(hù)管理不易統(tǒng)一；軟硬件開(kāi)發(fā)維護(hù)成本較高，操作過(guò)程不夠簡(jiǎn)便或效率較低。

本文提出的飛機(jī)大部件自動(dòng)對(duì)接的同步調(diào)勢(shì)方法，實(shí)現(xiàn)了大部件調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)自動(dòng)測(cè)量、大部件位姿解算和調(diào)整等過(guò)程的連續(xù)控制，在此基礎(chǔ)上開(kāi)發(fā)了集測(cè)量場(chǎng)構(gòu)建、大部件位姿解算與調(diào)整等功能于一體的大部件自動(dòng)對(duì)接集成控制軟件，并在ARJ21飛機(jī)翼身對(duì)接現(xiàn)場(chǎng)進(jìn)行了應(yīng)用。

同步調(diào)姿方法與流程

1 同步調(diào)姿原理

飛機(jī)翼身自動(dòng)對(duì)接系統(tǒng)如圖1所示。全局坐標(biāo)系為飛機(jī)設(shè)計(jì)數(shù)模確定的對(duì)接坐標(biāo)系。定位器固定在地面或工裝上，其自身坐標(biāo)系方向、軸運(yùn)動(dòng)方向與全局坐標(biāo)系方向相同，可沿X、Y、Z向運(yùn)動(dòng)。定位器上安裝有光柵尺、編碼器及力學(xué)傳感器，可反饋定位器受力和位置信息。機(jī)身采用托架式調(diào)姿機(jī)構(gòu)，前后托架各固連兩個(gè)定位器，主動(dòng)驅(qū)動(dòng)為FX、FZ1、FZ2、LX、LY、LZ3、L4 軸 ;機(jī)翼定位器采用3-PPPS并聯(lián)調(diào)姿機(jī)構(gòu)，采用3-2-1定位，主動(dòng)驅(qū)動(dòng)為X1、Y1、Z1、Y2、Z2、Z3 軸，其余方向?yàn)殡S動(dòng)，采用單臺(tái)或多臺(tái)激光跟蹤儀進(jìn)行測(cè)量。機(jī)身和機(jī)翼工裝上各有4個(gè)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)表征其位置姿態(tài)，地面和固定工裝上分布多個(gè)公共基準(zhǔn)點(diǎn)（ERS/TB點(diǎn)）用于測(cè)量場(chǎng)構(gòu)建，這些點(diǎn)在全局坐標(biāo)系下均有理論值。其中機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)布置在機(jī)翼下側(cè)，距離遠(yuǎn)，高度高，人工引光難度大，采用自動(dòng)測(cè)量方法測(cè)量，即直接驅(qū)動(dòng)激光跟蹤儀在指定位置附近搜索并測(cè)量。

在ARJ21飛機(jī)翼身對(duì)接過(guò)程中，首先進(jìn)行中機(jī)身調(diào)姿，然后分別進(jìn)行左機(jī)翼調(diào)姿和右機(jī)翼調(diào)姿，機(jī)翼調(diào)姿時(shí)進(jìn)行翼身對(duì)合。每個(gè)大部件調(diào)姿過(guò)程大體一致，其基本流程如下：

（1）數(shù)字化測(cè)量場(chǎng)構(gòu)建。采用單臺(tái)或多臺(tái)激光跟蹤儀布站，保證大部件上調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)可測(cè)。激光跟蹤儀測(cè)量調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)附近區(qū)域5～8個(gè)公共基準(zhǔn)點(diǎn)，與其理論值進(jìn)行坐標(biāo)系擬合，得到測(cè)量坐標(biāo)系與全局坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換關(guān)系，從而建立測(cè)量基準(zhǔn)。

（2）調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)測(cè)量。基于上述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系和調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)在全局坐標(biāo)下的坐標(biāo)值，解算調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)在測(cè)量坐標(biāo)系下的坐標(biāo)值，然后采用自動(dòng)測(cè)量方法，測(cè)量調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)實(shí)際位置坐標(biāo)。大部件上架時(shí)，調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)實(shí)際位置已在理論位置附近，因此首次測(cè)量時(shí)的全局位置可以采用調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)理論值，或者根據(jù)定位器位置反饋進(jìn)行解算。

（3）大部件位姿解算和調(diào)整。根據(jù)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)測(cè)量值和理論值，進(jìn)行大部件位姿解算，根據(jù)解算出的定位器驅(qū)動(dòng)量分別進(jìn)行大部件姿態(tài)調(diào)整和位置調(diào)整。其中中機(jī)身姿態(tài)調(diào)整分為橫滾、俯仰、航向3個(gè)階段。每次調(diào)整完畢后，根據(jù)定位器反饋位置計(jì)算調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的估計(jì)坐標(biāo)，跟蹤調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置，作為下一次連續(xù)自動(dòng)測(cè)量的搜索起始點(diǎn)，以便激光跟蹤儀能快速搜索定位。

圖1 飛機(jī)翼身自動(dòng)對(duì)接系統(tǒng)Fig.1 Aircraft fuselage-wing automatic assembly system

同步調(diào)姿是指操作者通過(guò)一步操作，集成控制軟件連續(xù)執(zhí)行上述（2）、（3）步驟，即調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)自動(dòng)測(cè)量、大部件位姿解算和調(diào)整、調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置跟蹤等操作，多個(gè)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)自動(dòng)測(cè)量連續(xù)順序進(jìn)行，大部件姿態(tài)調(diào)整和位置調(diào)整連續(xù)進(jìn)行。中機(jī)身執(zhí)行同步調(diào)姿后，其位置和姿態(tài)達(dá)到理論值。機(jī)翼執(zhí)行同步調(diào)姿后，其姿態(tài)達(dá)到理論姿態(tài)，位置值與理論值X軸方向偏差一定距離，即翼身對(duì)合保留量，以保證對(duì)接過(guò)程絕對(duì)安全，此后進(jìn)行翼身對(duì)合操作，機(jī)翼緩慢插入中央翼盒。理論上經(jīng)過(guò)一次同步調(diào)姿即可完成大部件姿態(tài)調(diào)整和位置調(diào)整，僅保留最后的部件對(duì)合操作，實(shí)際過(guò)程中可根據(jù)需要進(jìn)行部件位姿微調(diào)和精確調(diào)整。同時(shí)，可實(shí)施同步調(diào)姿的分步驟操作，如進(jìn)行調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動(dòng)測(cè)量，以提高測(cè)量效率。

2 調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動(dòng)跟蹤測(cè)量

實(shí)現(xiàn)同步調(diào)姿必須首先實(shí)現(xiàn)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的連續(xù)自動(dòng)跟蹤測(cè)量，其中有兩層含義：控制單臺(tái)或聯(lián)動(dòng)控制多臺(tái)激光跟蹤儀對(duì)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)進(jìn)行連續(xù)自動(dòng)測(cè)量，該過(guò)程按4個(gè)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的指定測(cè)量順序連續(xù)進(jìn)行；大部件位姿調(diào)整后，調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置發(fā)生變化，根據(jù)定位器位置解算調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)估計(jì)坐標(biāo)，便于下一次測(cè)量時(shí)激光跟蹤儀快速搜索定位測(cè)量。季紅俠[9]闡述了調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)自動(dòng)測(cè)量原理，但是沒(méi)有實(shí)現(xiàn)多點(diǎn)連續(xù)自動(dòng)跟蹤測(cè)量，并且其自動(dòng)測(cè)量基于調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)理論值，當(dāng)部件實(shí)際位姿與理論位姿偏差較大時(shí)難以進(jìn)行。朱永國(guó)[8]提出了調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)無(wú)偏卡爾曼濾波和外推迭代算法，實(shí)現(xiàn)了中機(jī)身調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)最佳估值，但采用程序?qū)崿F(xiàn)較為復(fù)雜。機(jī)翼與定位器相對(duì)位置關(guān)系比中機(jī)身復(fù)雜，調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)相對(duì)距離遠(yuǎn)，定位器運(yùn)動(dòng)時(shí)機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置變化較大，為此提出了調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的連續(xù)自動(dòng)測(cè)量方法和基于定位器位置反饋的調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)跟蹤方法。

3 調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動(dòng)測(cè)量

利用激光跟蹤儀開(kāi)發(fā)包SDK提供的COM接口和動(dòng)態(tài)鏈接庫(kù)，結(jié)合VC++語(yǔ)言編寫(xiě)激光跟蹤儀連續(xù)自動(dòng)測(cè)量控制程序。程序發(fā)送指向點(diǎn)命令驅(qū)動(dòng)激光跟蹤儀自動(dòng)測(cè)量后，需要等待激光跟蹤儀搜索到目標(biāo)點(diǎn)靶球并測(cè)量，測(cè)量完畢獲取測(cè)量數(shù)據(jù)后，通過(guò)執(zhí)行自編寫(xiě)的ResultAnswer函數(shù)顯示測(cè)量結(jié)果到主窗口上。根據(jù)搜索參數(shù)的不同，大約需要3～5s的搜索和測(cè)量時(shí)間。因此，設(shè)計(jì)連續(xù)自動(dòng)測(cè)量流程控制如圖2所示。

圖2 連續(xù)自動(dòng)測(cè)量流程Fig.2 Process of continuous automatic tracking measurement

連續(xù)自動(dòng)測(cè)量開(kāi)始前，先檢查是否準(zhǔn)備就緒，如每個(gè)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)是否分配好了激光跟蹤儀、激光跟蹤儀是否連接和建立了測(cè)量基準(zhǔn)等，準(zhǔn)備就緒即開(kāi)始連續(xù)自動(dòng)測(cè)量。多點(diǎn)連續(xù)自動(dòng)測(cè)量是通過(guò)調(diào)用單點(diǎn)自動(dòng)測(cè)量函數(shù)實(shí)現(xiàn)的，設(shè)計(jì)了1個(gè)布爾型變量m_bAutoSerial表征連續(xù)自動(dòng)測(cè)量，當(dāng)單點(diǎn)測(cè)量完成時(shí)，程序在ResultAnswer函數(shù)中判斷，如果m_bAutoSerial為真則檢查4個(gè)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)測(cè)量是否全部完成，如果未完成，則選擇下1個(gè)測(cè)量點(diǎn)并調(diào)用單點(diǎn)自動(dòng)測(cè)量函數(shù)進(jìn)行測(cè)量，如果全部測(cè)量完成，則結(jié)束測(cè)量并保存測(cè)量值和誤差值至數(shù)據(jù)庫(kù)。激光跟蹤儀單點(diǎn)測(cè)量完成時(shí)能自動(dòng)反饋回測(cè)量數(shù)據(jù)，程序獲取數(shù)據(jù)后判斷并執(zhí)行下1個(gè)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的自動(dòng)測(cè)量過(guò)程，因此上述全過(guò)程可連續(xù)進(jìn)行，從而提高了測(cè)量效率。

4 基于定位器位置反饋的調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)跟蹤

運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)根據(jù)定位器上的光柵尺和編碼器反饋定位器的主動(dòng)軸相對(duì)自身坐標(biāo)系零點(diǎn)的位移，集成控制軟件通過(guò)與運(yùn)動(dòng)控制軟件通信獲取位移參數(shù)。定位器與大部件的接觸方式為球絞或叉耳，該定位器球絞（同叉耳）中心位置與機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置關(guān)系固定，因此可利用定位器球心位置變化解算大部件調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)估計(jì)位置。為此在對(duì)接開(kāi)始前，先標(biāo)定定位器球心零點(diǎn)位置，在對(duì)接過(guò)程中，僅需要零點(diǎn)位置加上主動(dòng)軸位移和解算出的隨動(dòng)軸位移即可得到定位器球心實(shí)際位置。

設(shè)定位器球心實(shí)際位置為ai（aix,aiy,aiz），（i=1，2，3）。定位器軸位移為li（lix,liy,liz），其中l(wèi)1x、l1y、l1z、l2y、l2z、l3z為主動(dòng)軸位移，為反饋回的已知量，而l2x、l3x、l3y為隨動(dòng)軸位移，是待解算的未知量，則定位器球心零點(diǎn)位置為bi（bix,biy,biz），上述位置值均為全局坐標(biāo)系下坐標(biāo)值，則有：

機(jī)構(gòu)位移約束方程為：

其中，d1、d2、d3為定位器球心位置之間的距離，可由設(shè)計(jì)數(shù)模中定位器球心位置理論值得到。上述方程為三元二次方程組，可通過(guò)數(shù)學(xué)計(jì)算得到3個(gè)隨動(dòng)軸位移[10]，從而得到零點(diǎn)位置。

零點(diǎn)位置標(biāo)定完成后，在對(duì)接過(guò)程中可直接通過(guò)定位器反饋的主動(dòng)軸位移解算定位器球心實(shí)際位置，此時(shí)機(jī)構(gòu)位移約束方程為：

此時(shí)，bi（bix,biy,biz）為已知量，則同理可求出隨動(dòng)軸位移。從而零點(diǎn)位置加上主動(dòng)軸位移和隨動(dòng)軸位移即可得到定位器球心位置。

已知定位器球心實(shí)際位置Pal和理論位置Ptl有如下關(guān)系：

其中，R為位姿變換的旋轉(zhuǎn)矩陣，T為平移矩陣。定位器球心位置與機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置關(guān)系固定，因此上述位姿變換的旋轉(zhuǎn)和平移矩陣相同。則可根據(jù)機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)理論位置Pwt，解算其實(shí)際位置的估計(jì)坐標(biāo),即

定位器球心零點(diǎn)位置標(biāo)定1次即可在后續(xù)多架次對(duì)接中直接使用。由于大部件制造誤差、工裝誤差、力學(xué)變形等影響，采用上述方法計(jì)算的調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)估計(jì)坐標(biāo)并不是精確位置值，當(dāng)已在實(shí)際位置附近，能充分保證激光跟蹤儀自動(dòng)搜索成功進(jìn)行。

5 同步調(diào)姿流程設(shè)計(jì)

同步調(diào)姿即在連續(xù)測(cè)量完成之后開(kāi)始按順序進(jìn)行調(diào)姿解算、姿態(tài)調(diào)整、位置調(diào)整和調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)跟蹤，若姿態(tài)調(diào)整或位置調(diào)姿中有分步操作也連續(xù)進(jìn)行。以中機(jī)身同步調(diào)姿為例，其流程如圖3所示。

同步調(diào)姿開(kāi)始前，先檢查是否準(zhǔn)備就緒，準(zhǔn)備就緒后首先開(kāi)始調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動(dòng)測(cè)量。設(shè)計(jì)1個(gè)布爾型變量m_bSyncPose表征是否為同步調(diào)姿和1個(gè)整型變量m_nSynPoseStep表征位姿調(diào)整進(jìn)行到第幾步。當(dāng)4個(gè)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動(dòng)測(cè)量完畢后，即調(diào)用主窗口調(diào)姿解算功能完成調(diào)姿解算，然后驅(qū)動(dòng)定位器開(kāi)始分別進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整和位置調(diào)整。中機(jī)身姿態(tài)調(diào)整分為橫滾調(diào)姿、俯仰調(diào)姿、航向調(diào)姿3個(gè)步驟，按流程連續(xù)進(jìn)行，完成后繼續(xù)進(jìn)行位置調(diào)整。設(shè)計(jì)MotionReceive函數(shù)用于實(shí)時(shí)接收運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)反饋的狀態(tài)信息，如數(shù)據(jù)接收成功、定位器調(diào)整完成、反饋定位器位置等。集成控制軟件收到定位器調(diào)整已完成的消息后，根據(jù)同步調(diào)姿的兩個(gè)變量判斷并執(zhí)行接下來(lái)的操作。

圖3 中機(jī)身同步調(diào)姿流程Fig.3 Synchronous position and pose adjustment process of fuselage

圖4 大部件自動(dòng)對(duì)接集成控制軟件Fig.4 Integrated control software for automatic assembly of large aircraft components

同步調(diào)姿完成后，根據(jù)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)跟蹤方法解算調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)新位置的估計(jì)坐標(biāo)。

軟件實(shí)現(xiàn)

基于同步調(diào)姿原理，開(kāi)發(fā)了大部件自動(dòng)對(duì)接集成控制軟件，用于整個(gè)大部件對(duì)接過(guò)程的控制和數(shù)據(jù)管理。軟件選用Visual C++2008為開(kāi)發(fā)平臺(tái)，結(jié)合BCGControlBar擴(kuò)展庫(kù)開(kāi)發(fā)，使用Leica激光跟蹤儀SDK開(kāi)發(fā)激光跟蹤儀控制模塊，使用ADO技術(shù)連接Access數(shù)據(jù)庫(kù)對(duì)每個(gè)架次的測(cè)量和對(duì)接數(shù)據(jù)進(jìn)行管理維護(hù)。軟件界面如圖4所示，主要有主操作區(qū)、主窗口區(qū)、工程樹(shù)、測(cè)量設(shè)備和運(yùn)動(dòng)設(shè)備控制區(qū)、信息窗口等，其中測(cè)量場(chǎng)構(gòu)建、中機(jī)身調(diào)姿、左機(jī)翼調(diào)姿、右機(jī)翼調(diào)姿各為1個(gè)文檔視圖窗口顯示在主窗口區(qū)域，通過(guò)主操作區(qū)按鈕進(jìn)行切換。主窗口區(qū)域采用列表、組合等形式將功能實(shí)現(xiàn)直接顯示在界面上，方便實(shí)施同步調(diào)姿過(guò)程的連續(xù)控制。測(cè)量設(shè)備管理區(qū)控制激光跟蹤儀實(shí)施測(cè)量，運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)管理區(qū)驅(qū)動(dòng)定位器運(yùn)動(dòng)，接收定位器反饋的位移信息。信息窗口實(shí)時(shí)顯示當(dāng)前操作進(jìn)程和系統(tǒng)狀態(tài)。

應(yīng)用試驗(yàn)

ARJ21飛機(jī)翼身自動(dòng)對(duì)接試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)如圖5所示，圖中為右機(jī)翼調(diào)姿和對(duì)接。利用飛機(jī)翼身自動(dòng)對(duì)接集成控制軟件分別進(jìn)行了中機(jī)身、左機(jī)翼、右機(jī)翼調(diào)姿與對(duì)接應(yīng)用試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果證明，翼身對(duì)接過(guò)程中實(shí)現(xiàn)了調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的連續(xù)自動(dòng)跟蹤測(cè)量，無(wú)需人工引光，位置跟蹤和自動(dòng)搜索準(zhǔn)確高效，提高了測(cè)量效率；大部件經(jīng)過(guò)1～2次同步調(diào)姿操作即可完成姿態(tài)和位置調(diào)整，調(diào)姿過(guò)程連續(xù)、安全、可靠、快速；同步調(diào)姿全過(guò)程操作簡(jiǎn)單，減輕了勞動(dòng)強(qiáng)度；對(duì)接結(jié)果滿足裝配精度和質(zhì)量要求；集成控制軟件能有效實(shí)現(xiàn)同步調(diào)姿流程，滿足飛機(jī)大部件自動(dòng)對(duì)接工程應(yīng)用需求。

圖5 翼身自動(dòng)對(duì)接試驗(yàn)Fig.5 Automatic assembly experiment of fuselage-wing

結(jié)束語(yǔ)

本文提出了飛機(jī)大部件自動(dòng)對(duì)接的同步調(diào)姿方法，研究設(shè)計(jì)了大部件調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動(dòng)跟蹤測(cè)量和同步調(diào)姿實(shí)現(xiàn)流程。結(jié)合Visual C++平臺(tái)和激光跟蹤儀接口開(kāi)發(fā)了大部件自動(dòng)對(duì)接集成控制軟件，并在ARJ21飛機(jī)翼身自動(dòng)對(duì)接現(xiàn)場(chǎng)進(jìn)行了應(yīng)用試驗(yàn)。結(jié)果表明，本文提出的大部件自動(dòng)對(duì)接的同步調(diào)姿方法原理可行，流程合理，調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動(dòng)跟蹤測(cè)量方法有效，同步調(diào)姿過(guò)程快速安全。同步調(diào)姿方法能有效提高飛機(jī)大部件位姿測(cè)量和自動(dòng)對(duì)接效率。

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