本發明涉及飛機裝配，尤其涉及一種飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置及方法。

背景技術：

1、飛機部段支撐接頭是飛機部段裝配過程中連接飛機部段的一種工裝，一般用于行車起吊，或是與定位器配合用于飛機調姿裝配。在飛機部段對接入位的過程中，需要人為觀察支撐接頭上的球窩和定位器的球頭的相對位置關系，當球頭和球窩處于同一軸向上時，定位器才可以頂住支撐工裝的球窩，裝配過程受人為因素的影響較多，裝配效率不高。

2、現有的是通過在定位器上加裝梯子，方便工人站在梯子上觀察部段入位過程中定位器的球頭和支撐接頭上的球窩的對接情況，但這種方法會影響定位器的定位精度，甚至導致定位器發生變形等損壞，操作過程也不安全。因此，亟待設計一種新的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置及方法來改善上述問題。

技術實現思路

1、本發明的目的在于提供一種飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置及方法，在一定的范圍內，使定位器自動找正球窩位置，實現部段快速入位定位器。

2、為達此目的，本發明采用以下技術方案：

3、飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置，定位器的高度方向軸與水平面相垂直，包括：

4、初步找正模塊，其包括距離傳感器，定位器的球頭的肩部朝向于球窩的一面繞所述球頭的圓周方向設置有若干所述距離傳感器，若干所述距離傳感器與所述定位器通訊連接，若干所述距離傳感器被配置為測量所述球頭的肩部的一面與所述球窩的錐形面之間的距離并輸出給所述定位器以使所述定位器實現初步找正；以及

5、精確找正模塊，其包括激光發射器和位置傳感器，在所述球窩的圓孔內安裝與所述球窩同軸設置的所述位置傳感器，在所述球頭的球頭端設置所述激光發射器，所述位置傳感器與所述定位器通訊連接，所述位置傳感器被配置為接收所述激光發射器發射的光源并輸出給所述定位器以使所述定位器實現精確找正。

6、作為飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置的一種優選方案，所述距離傳感器設置有兩對，其中一對所述距離傳感器沿航向方向設置并與所述球頭中心對稱布設，另一對所述距離傳感器沿垂直于所述航向方向的展向方向設置并與所述球頭中心對稱布設。

7、飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，應用于上述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置，所述飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法包括以下步驟：

8、初步找正調整：球頭的肩部上的若干距離傳感器分別測得所述球頭的肩部的一面到球窩的錐形面的距離，并輸出距離信息給定位器，由所述定位器判定是否偏離，以移動所述定位器使所述球頭位于所述球窩的中心點周圍處；

9、精確找正調整：所述球頭的球頭端上的激光發射器射出的光源打在所述球窩的圓孔內的位置傳感器上，并輸出光源信息給所述定位器，由所述定位器判定是否偏離，以移動所述定位器使所述球頭與所述球窩的中心點對合。

10、作為飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法的一種優選方案，在初步找正調整步驟中，兩對所述距離傳感器分別測得所述球頭的肩部的一面到球窩的錐形面的距離為x1、x2、y1和y2，其中x1和x2在航向方向上并與所述球頭中心對稱布設，y1和y2在展向方向上并與所述球頭中心對稱布設。

11、作為飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法的一種優選方案，在初步找正調整步驟中，所述定位器先通過所述航向方向的x1和x2判斷所述定位器在所述球窩于所述航向方向是否偏離，若|x1-x2|＞△x(△x為公差值)，移動所述定位器使|x1-x2|≤△x；

12、然后通過所述展向方向的y1和y2判斷所述定位器在所述球窩于所述展向方向是否偏離，若|y1-y2|＞△y(△y為公差值)，移動所述定位器使|y1-y2|≤△y。

13、作為飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法的一種優選方案，在初步找正調整步驟中，若x1-x2＞0，所述定位器沿所述航向方向朝x1移動，若x1-x2＜0，所述定位器沿所述航向方向朝x2移動；

14、若y1-y2＞0，所述定位器沿所述展向方向朝y1移動，若y1-y2＜0，所述定位器沿所述展向方向朝y2移動。

15、作為飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法的一種優選方案，在精確找正調整步驟中，所述位置傳感器為psd二維位置傳感器，所述psd二維位置傳感器位于所述球窩的中心點。

16、作為飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法的一種優選方案，在精確找正調整步驟中，所述球窩的中心點為(0,0)，所述位置傳感器接收所述激光發射器的光源并確定所述球頭與所述球窩的中心點的偏離值(x，y)反饋至所述定位器，確定所述定位器的移動值(-x，-y)并移動所述定位器以使所述球頭與所述球窩的中心點對合。

17、作為飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法的一種優選方案，在精確找正調整步驟中，所述球頭與所述球窩的中心點的對合偏差為0.15mm～0.25mm。

18、作為飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法的一種優選方案，所述球窩的中心點周圍處覆蓋于所述位置傳感器的量測范圍內。

19、本發明的有益效果：

20、本發明提供的一種飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置，首先，通過在定位器的球頭上增設多個距離傳感器，通過多個距離傳感器測量球頭的肩部的一面與球窩的錐形面之間的距離，調整定位器即球頭的位置，以實現初步找正，然后，通過在球頭的球頭端上增設激光發射器，在球窩上增設位置傳感器，位置傳感器接收激光發射器的光源并輸出給定位器，以使定位器實現精確找正，從而無需在定位器上加裝站位梯子，避免了定位器的變形和損壞，當飛機部段在行車調運過來后，飛機部段無需再次挪動，定位器能夠進行自動找正并支撐起飛機部段，加快了現場裝配效率，避免了人為觀察的誤差。其中，初步找正模塊的設置是為了使球頭上的激光反射器的光源能夠位于位置傳感器的測量范圍內，并做更為精確的調整，使定位裝置的定位精度能夠達到球頭入位球窩的精度要求。

21、本發明提供的一種飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，能夠使定位器進行自動找正并支撐起飛機部段，加快了現場裝配效率，避免了人為觀察的誤差。

技術特征：

1.飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置，定位器的高度方向軸與水平面相垂直，其特征在于，包括：

2.根據權利要求1所述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置，其特征在于，所述距離傳感器(1)設置有兩對，其中一對所述距離傳感器(1)沿航向方向設置并與所述球頭(10)中心對稱布設，另一對所述距離傳感器(1)沿垂直于所述航向方向的展向方向設置并與所述球頭(10)中心對稱布設。

3.飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，其特征在于，應用于權利要求1～2中任一項所述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置，所述飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法包括以下步驟：

4.根據權利要求3所述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，其特征在于，在初步找正調整步驟中，兩對所述距離傳感器(1)分別測得所述球頭(10)的肩部的一面到球窩(20)的錐形面的距離為x1、x2、y1和y2，其中x1和x2在航向方向上并與所述球頭(10)中心對稱布設，y1和y2在展向方向上并與所述球頭(10)中心對稱布設。

5.根據權利要求4所述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，其特征在于，在初步找正調整步驟中，所述定位器先通過所述航向方向的x1和x2判斷所述定位器在所述球窩(20)于所述航向方向是否偏離，若|x1-x2|＞△x(△x為公差值)，移動所述定位器使|x1-x2|≤△x；

6.根據權利要求5所述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，其特征在于，在初步找正調整步驟中，若x1-x2＞0，所述定位器沿所述航向方向朝x1移動，若x1-x2＜0，所述定位器沿所述航向方向朝x2移動；

7.根據權利要求3所述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，其特征在于，在精確找正調整步驟中，所述位置傳感器(3)為psd二維位置傳感器，所述psd二維位置傳感器位于所述球窩(20)的中心點。

8.根據權利要求7所述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，其特征在于，在精確找正調整步驟中，所述球窩(20)的中心點為(0,0)，所述位置傳感器(3)接收所述激光發射器(2)的光源并確定所述球頭(10)與所述球窩(20)的中心點的偏離值(x，y)反饋至所述定位器，確定所述定位器的移動值(-x，-y)并移動所述定位器以使所述球頭(10)與所述球窩(20)的中心點對合。

9.根據權利要求8所述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，其特征在于，在精確找正調整步驟中，所述球頭(10)與所述球窩(20)的中心點的對合偏差為0.15mm～0.25mm。

10.根據權利要求3所述的飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位方法，其特征在于，所述球窩(20)的中心點周圍處覆蓋于所述位置傳感器(3)的量測范圍內。

技術總結
本發明涉及飛機裝配技術領域，公開了一種飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置及方法，定位器的高度方向軸與水平面相垂直，飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置包括初步找正模塊和精確找正模塊，初步找正模塊包括距離傳感器，若干距離傳感器與定位器通訊連接，若干距離傳感器被配置為測量球頭的肩部的一面與球窩的錐形面之間的距離并輸出給定位器以使定位器實現初步找正，精確找正模塊包括激光發射器和位置傳感器，位置傳感器被配置為接收激光發射器發射的光源并輸出給定位器以使定位器實現精確找正。該飛機部段支撐接頭自動入位定位器的入位裝置在一定的范圍內，使定位器自動找正球窩位置，實現部段快速入位定位器。

技術研發人員：莊俊龍,馮素玲,郝衛昭,甘海云,林明路,尚麗軍,武天皓
受保護的技術使用者：上海飛機制造有限公司
技術研發日：
技術公布日：2025/4/28