CN102331784B - 飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统及其方法 - Google Patents
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Abstract
一种机械装配技术领域的飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统及其方法。该系统测量系统模块输出端与计算机控制反馈模块的输入端相连，计算机控制反馈模块的输出端与调姿机构的输入端相连，调姿定位装置设置在支撑台架上，起落架预装在调姿定位装置上。该方法为在起落架收放性能功能尺寸测量数据和起落架各定位轴位置测量数据的基础上，实现功能尺寸的偏差源诊断，根据诊断结果设计定位轴调整方案，循环上述过程直至功能尺寸在工程设计要求范围内，上述过程结束后，根据定位轴最终位置数据确定相应工艺，完成前起落架与机头组件的连接配合。本发明以实施前的将系统挂点调整工序的时间为基准，装配调配的效率提高了近40％。
Description
技术领域
本发明涉及到的是一种机械装配技术领域的在线调整系统及其方法，具体涉及的是一种飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统及其方法。
背景技术
飞机起落架系统是飞机最重要的承力装置，与机体、发动机、航电系统同为现代飞机四大主要系统之一。前起落架主要由一系列承力杆系经叉耳通过孔-轴-孔配合连接，其中主要的动力装置为收放作动筒。收放作动筒操纵起落架放下和收起，其性能直接关系起落架运动协调性、使用可靠性和安全性。在飞机起飞与降落过程中由收放作动筒施放动力，使得前起落架杆系达到放下与收起状态要求位置，同时收放作动筒还需作为降落过程前轮落地冲击载荷的吸震元件。因此，在设计与安装过程中对前起落架系统位于完全放下/收起位置时收放作动筒内剩余行程(作动筒活塞杆全程长度与工作行程之差)有明确指标要求。在将前起落架安装至前起落舱的过程中必须通过调整前起落架杆系与前起舱内的定位轴孔配合来保证收放作动筒剩余行程这一功能尺寸。前起落架装配前调姿定位是一个复杂的过程，精确度要求非常高，起落架上各个需要与机头系统件连接的协调交点(配含孔)位置需要预先进行精确定位，才能保证装配后起落架收放性能达到设计与工程要求。
现有技术的结构如图1a所示，前起落架主要运动构件由主支柱、前撑杆、锁连杆(包括上锁杆与下锁杆)及收放作动筒组成。所有杆件两两经各自端部的定位轴孔由定位销连接行成转动副。主支柱上定位轴孔P1与定位轴孔P2与前撑杆上定位轴孔P3与定位轴孔P4通过定位销与前起落舱内对应的两对定位轴孔实现孔-轴-孔配合，实现将前起落架部件与机头部件的连接。前撑杆与下撑杆共同组成支撑连杆，其中下撑杆一端与主支柱连接，另一端与前撑杆连接形成一对转动副，其主要作用是为前起落架处于完全放下状态时提供支撑。锁连杆由上锁杆与下锁杆组成，其中下锁杆与前撑杆和下撑杆同时连接，上锁杆通过定位轴孔P6与机头组件连接，其作用为锁定前起落架释放至完全放下状态时起落架杆系的状态。而收放作动筒则作为放下与收起起落架杆系构件的动力源，其一端与主支柱连接，另一端通过定位轴孔P5与机头组件连接。上述杆件末端的均为定位轴孔-定位轴-定位轴孔配合，形成转动副。因此通过分析将实际连接结构转换为如图1b中所示的连杆机构示意图。
现有技术的起落架安装方法步骤如下：
①在机头组件前起舱内预先制出设计图纸上P1、P2点位置的定位轴孔，保证两孔在机身坐标系下的对称，继而由图纸得出的P1/2点与P3/4点的相对坐标距离，采用镗孔型架在前起舱内制出设计图纸上P3与P4位置的定位轴孔；
②将主支柱组件的上端定位轴孔调整至图纸P1与P2点位置，使用定位轴销将该组件安装到位，同时将下撑杆下端与主支柱组建通过定位轴销连接安装；
③将收放作动筒上端定位轴孔调整至图纸P5点位置，使用定位销将该组件上端安装到位，同时将收放作动筒下端与主支柱通过定位轴销连接安装；
④将前撑杆组建上端定位轴孔调整至图纸P3与P4点位置，使用定位轴销将该组件安装到位；
⑤将锁连杆组件上端定位轴孔调整至图纸P6点位置，使用定位轴销将该组件安装到机头组件上该位置的预制定位轴孔处；
⑥使用定位轴销将锁连杆下端，前撑杆下端与下撑杆上端的定位轴孔连接安装，初步完成起落架安装定位；
⑦将前起落架构件固定至完全放下状态所要求的位置，测量收放作动筒剩余行程，若满足工程要求，则进入下一步，否则根据现场经验，起落架与机头系统挂点位置，按需求加工特制偏心衬套，安装至机头组件预制孔，以期满足孔轴孔连接配合要求；
⑧将前起落架构件固定至完全收起状态所要求的位置，测量收放作动筒剩余行程，若满足工程要求，则完成安装，否则继续步骤⑦中微调定位轴孔的工作，加工偏心衬套，完成孔轴孔连接配合。
上述现有技术的缺陷在于：1)制造商通过保证前起落舱中少数几个系统挂点定位轴孔相对于机头部件的坐标位置，其他定位孔位置则通过相对距离确定，导致起落架杆系中定位孔与机头组件定位轴孔的相对位置无法精确保证；2)起落架安装完毕后，位置、运动方式和功能完全由1)中系统挂点的定位轴孔位置来决定，缺少对装配过程的误差累积方向和偏差源诊断分析环节，很难在装配完成前对所需控制的功能尺寸是否超差进行预测，导致在装配阶段问题出现后，缺乏工艺调整指导方法，造成装配流程停滞；3)前起舱内定轴位孔如需返工，因已离开机身整体坐标系，失去了定位基准，故很难迅速找到偏差产生的根源。
经对现有技术文献检索中尚未发现有关对保证飞机前起落架结构中功能尺寸(收放作动筒剩余行程)的定位轴调整方法或者系统的公开文献，也未见有与本发明相同或者密切相关技术方案的公开文献。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术中起落架传统安装方法的不足，提出一种飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统及其方法。本发明在起落架收放性能功能尺寸测量数据和起落架各定位轴位置测量数据的基础上，实现功能尺寸的偏差源诊断，根据诊断结果设计定位轴调整方案，循环上述过程直至功能尺寸在工程设计要求范围内，上述过程结束后，根据定位轴最终位置数据确定相应工艺，完成前起落架与机头组件的连接配合。
本发明是通过以下技术方案实现的：
本发明涉及一种飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统，包括：测量系统模块、计算控制反馈模块、调姿定位装置、支撑台架、调姿机构和起落架，其中：测量系统模块输出端与计算机控制反馈模块的输入端相连，计算机控制反馈模块的输出端与调姿机构的输入端相连，调姿定位装置设置在支撑台架上，起落架预装在调姿定位装置上。
所述的调姿定位装置中设有定位单元，定位单元设置在调姿机构上。
所述的起落架预装在定位单元上，测量系统模块的输入端输入由测量仪器获取的起落架的反映收放性能功能尺寸的测点位置数据和定位单元的各定位轴测点位置数据。
所述的测量系统模块的输入端输入由反映起落架收放性能功能尺寸的测点位置数据和定位单元的各定位轴测点位置数据，输出端与计算机控制反馈模块的输入端相连，输出经过坐标换算后所测测点在机身坐标系下的对应坐标。
所述的计算控制反馈模块包括偏差源诊断单元模块与定位轴调整方案设计单元模块，偏差源诊断单元模块计算所需控制功能尺寸的敏感度系数，实现功能尺寸的偏差源诊断；定位轴调整方案设计单元模块根据偏差源诊断单元模块计算所得诊断结果，设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位装置，进行定位轴位姿的三维实时调整。
本发明通过测量获取反映起落架的收放性能的收放作动筒在完全放下与收起位置时的剩余行程这一功能尺寸数据，由测量系统模块取得安放于调姿定位装置的定位单元上的各定位轴中心位置数据，在此基础上判别剩余行程是否满足要求。若所测功能尺寸不符合要求，则由计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块根据上述所得定位轴中心位置数据求解实时获得计算各定位轴的对所需控制功能尺寸的敏感度系数(即偏差影响系数)，实现功能尺寸的偏差源诊断。根据偏差源诊断单元模块计算所得诊断结果，由计算控制反馈模块中定位轴调整方案设计单元模块设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位装置，驱动电机进行定位轴位姿的三维实时调整。循环上述过程，最终将起落架构件中的各定位轴中心位置调整直至功能尺寸同时满足完全放下与完全收起的状态下均符合工程设计要求范围内。最后根据系统给出定位轴中心最终位置数据作为依据，确定机头组件上系统挂点定位轴孔的坐标，选取合适的工艺完成起落架与机头系统组件上相关定位轴的孔-轴-孔连接配合，完成起落架安装。
本发明涉及一种飞机前起落架装配前调姿定位在线调整方法，包括如下步骤：
步骤一：将前起落架构件中各运动部件的系统挂点安装至定位单元并完成构装；
步骤二：将前起落架构件预装在定位单元上，调整构件使前起落架呈完全放下状态置于支撑台架上；
步骤三：测量获取收放作动筒剩余行程数值即功能尺寸，通过测量系统模块测量安装于定位单元上的各定位轴测点位置数据，经过坐标换算后得到所测测点在机身坐标系下的对应坐标，将该数据发送至计算机控制反馈模块；
步骤四：判别收放作动筒剩余行程数是否满足实际工程要求：
如满足则进入步骤六；
若不满足工程要求，则由计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块根据上述所得定位轴中心位置数据求解计算，获得完全放下状态下各定位轴的对所需控制功能尺寸的敏感度系数(即偏差影响系数)，实现功能尺寸的偏差源诊断；
步骤五：根据计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块计算所得敏感度系数，由计算控制反馈模块中定位轴调整方案设计单元模块设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位模块，驱动电机进行定位轴位姿的三维实时调整，重复步骤三与步骤四的动作；
步骤六：调整起落架构件使定位轴在定位单元上进行旋转运动，直至使前起落架呈完全收起状态，测量获取完全收起状态下收放作动筒剩余行程数值即功能尺寸；
步骤七：判别收放作动筒剩余行程数是否满足实际工程要求：
如满足则进入步骤九；
若不满足工程要求，则由计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块根据上述所得定位轴中心位置数据求解计算，获得完全收起状态下各定位轴的对所需控制功能尺寸的敏感度系数(即偏差影响系数)，实现功能尺寸的偏差源诊断；
步骤八：根据计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块计算所得敏感度系数，由计算控制反馈模块中定位轴调整方案设计单元模块设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位模块，驱动电机进行定位轴位姿的三维实时调整，重复步骤三至步骤八的动作；
步骤九：系统给出前起落架部件上与机头部件连接的系统挂点定位轴中心最终位置，结束。
本发明的基于功能尺寸的定位轴调整方法及其测控系统与现有的技术相比，具有以下优点：1.通过测量及时发现装配过程中的功能尺寸超差问题，计算速度快，自动反馈调整定位单元；2.避免了传统工艺经验调整的盲目性，通过分析选取影响较大的因素进行优先调整，调整方案有科学依据，收敛速度快；3.调姿定位装置可以做到三维可调，且定位单元上的定位轴的轴径可调，可适用于多种起落架。4.经某型飞机前起落架装配工位现场实施，以实施前的将系统挂点调整工序的时间为基准，装配调配的效率提高了近40％。
附图说明
图1飞机前起落架结构及运动机构筒图；
其中：a为飞机前起落架结构外形示意图；b为飞机前起落架运动副示意图。
图2本发明系统的系统结构与数据流程图。
图3本发明系统的调姿定位装置及测量系统结构图；
其中：a为本发明系统的调姿定位装置示意图；b为本发明测量系统结构示意图。
图4本发明方法的测控方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
实施例1
如图2所示，本实施例涉及一种飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统，包括：测量系统模块1、计算控制反馈模块2、调姿定位装置3和支撑台架4，其中：调姿定位装置3安装在支撑台架4上，调姿定位装置3中的定位单元5安装在调姿机构6上，起落架预装在定位单元5上；
通过测量获取反映起落架的收放性能的收放作动筒在完全放下与收起位置时的剩余行程这一功能尺寸数据，由测量系统模块1取得安放于调姿定位装置3的定位单元5上的各定位轴中心位置数据，在此基础上判别剩余行程是否满足要求。若所测功能尺寸不符含要求，则由计算控制反馈模块2中偏差源诊断单元模块7根据上述所得定位轴中心位置数据求解实时获得计算各定位轴的对所需控制功能尺寸的敏感度系数(即偏差影响系数)，实现功能尺寸的偏差源诊断。根据偏差源诊断单元模块7计算所得诊断结果，由计算控制反馈模块2中定位轴调整方案设计单元模块8设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位模块3，驱动电机进行定位轴位姿的三维实时调整。循环上述过程，最终将起落架构件中的个定位轴中心位置调整直至功能尺寸同时满足完全放下与完全收起的状态下均符合工程设计要求范围内。最后根据系统给出定位轴中心最终位置数据作为依据，确定机头组件上系统挂点定位轴孔的坐标，选取合适的工艺完成起落架与机头系统组件上相关定位轴的孔-轴-孔连接配合，完成起落架安装。
如图3a所示，图中设定X、Y构成水平面坐标，Z为垂直水平面的坐标。如图3a、3b所示，支撑平台9、调姿单元支撑10、X向运动导轨11、X向导轮12、Y向丝杠机构与驱动单元13、Z向丝杠机构与驱动单元14、OTP孔15、定位轴销16、X向驱动电机17、测量数据处理计算机18和激光跟踪仪19。
所述测量系统模块1包括激光跟踪仪19，OTP孔15以及测量数据采集计算机18，工具球等。主要用来测量调姿单元支撑10上定位轴销16所定位的定位轴坐标位置。将工具球放置在OTP孔15内，激光跟踪仪测得工具球位置，经坐标换算即得定位轴中心坐标，将定位轴中心坐标数据传送到计算机控制反馈模块2，作为此模块的输入数据。
图3a中所示，支撑平台9及X向运动导轨11，支撑平台9安装在立柱上，X向运动导轨11安装在支撑平台9上，构成图2中所述的支撑台架4；
所述的调姿定位装置3包括定位单元5与调姿机构6。其中：
定位轴销16及相应的X向导轮12，定位轴销16及相应单元以X向导轮，安装在支撑台架的X向运动导轨上，构成图2中所述的定位单元5；
图2中所述计算机控制反馈模块2包括偏差源诊断单元模块7和定位轴调整方案设计单元模块8。
本实施例对比现有技术优点如下：1.0本实施例中所述在线调整系统所采用的装置均为成熟产品，可靠性高，投资小，现场实施简单易行；2.可通过配置不同数量的调姿定位装置布置方案，满足对于不同种类的前起落架组件的系统安装前结构姿态确认，实现柔性装夹；3.调姿定位装置可以满足根据相关运动部件功能尺寸需求，根据现场所测数据对定位轴孔三维空间坐标及时反馈调整，自动反馈调整定位单元，面向机构运动功能提升装配质量；4.本实施例中通过测量实时监测装配过程中的功能尺寸超差，比传统装配工艺快速高效。
实施例2
本实施例涉及一种飞机前起落架装配前调姿定位在线调整方法，如图4所示，包括如下步骤：
1、将前起落架构件中各运动部件的系统挂点(如图1中所示的主支柱P1、P2点；前撑杆P3、P4点；收放作动筒P5点与上锁杆P6点)安装至图3所示定位轴销16，并完成其余定位轴连接构装
2、将前起落架构件经若干个定位轴销16预装在调姿单元支撑10上，调整构件使前起落架呈完全放下状态置于支撑平台9上(图3所示)；
3、测量获取收放作动筒剩余行程数值即功能尺寸，通过测量系统模块测量安装于图3所示定位轴销16上的各定位轴测点位置数据，经过坐标换算后得到所测测点在机身坐标系下的对应坐标，将该数据发送至计算机控制反馈模块；
4、判别收放作动筒剩余行程数是否满足实际工程要求，如满足则进入6；若不满足工程要求，则由图2中所示计算控制反馈模块2中偏差源诊断单元模块7根据上述所得定位轴中心位置数据求解计算，获得完全放下状态下各定位轴的对所需控制功能尺寸的敏感度系数(即偏差影响系数)，实现功能尺寸的偏差源诊断；
5、根据计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块计算所得敏感度系数，由图2中所示计算控制反馈模块2中定位轴调整方案设计单元模块8设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位模块3，驱动电机进行定位轴位姿的三维实时调整，重复3与4的动作；
6、调整起落架构件使定位轴在定位单元上进行旋转运动，直至使前起落架呈完全收起状态，测量获取完全收起状态下收放作动筒剩余行程数值即功能尺寸；
7、判别收放作动筒剩余行程数是否满足实际工程要求，如满足则进入9；若不满足工程要求，则由图2中所示计算控制反馈模块2中偏差源诊断单元模块7根据上述所得定位轴中心位置数据求解计算，获得完全收起状态下各定位轴的对所需控制功能尺寸的敏感度系数(即偏差影响系数)，实现功能尺寸的偏差源诊断；
8、根据图2中所示计算控制反馈模块2中偏差源诊断单元模块7计算所得敏感度系数，由计算控制反馈模块2中定位轴调整方案设计单元模块8设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位模块3，驱动电机进行定位轴位姿的三维实时调整，重复3～8的动作
9、系统给出前起落架部件上与机头部件连接的系统挂点定位轴中心最终位置，结束。
注：若一直未满足剩余行程要求，至多循环过程5次，退出方法流程，并进行人工干预。
所述放下状态的功能尺寸是指：起落架完全放下时收放作动筒的剩余行程。
所述收起状态的功能尺寸是指：起落架完全收起时收放作动筒的剩余行程。
所述输入数据是指：图2所示测量系统模块1将其测得的定位单元的各定位轴测点位置的X，Y，Z坐标转换为机身整机坐标系下的坐标值，并作为输入数据输入到计算控制反馈模块2。
所述预处理数据是指：对本实施例分析对象前起落架进行运动机构分析，可视为8杆10副连杆机构，该机构在X方向上存在对称面，故简化杆系运动机构为Y-Z平面机构；起落架放下、收起状态的功能尺寸的所在平面近似平行对称面，故简化位于X-Y-Z空间的功能尺寸投影为Y-Z平面尺寸。
所述判别剩余行程是否满足要求是指：起落架完全放下时收放作动筒的剩余行程是否大于等于工程设计要求数值；起落架完全收起时收放作动筒的剩余行程是否大于等于工程设计要求数值。
所述功能尺寸的偏差源诊断是指：根据机构分析建立闭环回路的尺寸链方程，得出以起落架放下和收起两个状态的功能尺寸L1、L2为应变量，以定位单元的各定位轴测点位置Pi(y，z)为自变量的两个状态的约束表达式F1、F2，采用机构运动线性分析方法，计算出反映结构中各运动组件对功能尺寸偏差影响度系数矩阵J＝[J1；J2]，J1、J2分别为前起落架完全放下状态和完全收起状态下各定位轴测点位置对收放作动筒功能尺寸偏差的敏感度系数，对敏感度系数矩阵J中各项包含影响程度大小并包含变化正负方向的敏感度系数进行分析，可从大至小确定各定位轴测点位置对功能尺寸影响程度的定位轴测点位置y，z坐标，该项工作由计算反馈控制模块实现。
所述输出定位调整方案是指：当剩余行程未满足工程需求时，需要根据敏感度系数调整各定位轴的位置坐标来改变作动筒剩余行程，根据需要调整的完全放下和完全收起状态的剩余行程量ΔL1、ΔL2以及敏感度系数矩阵J，采用广义逆计算得出各个定位轴的y，z方向上的位置坐标调整量ΔPi(y，z)，该项工作由计算反馈控制模块实现，并将其输出到调姿机构。
本实施例对比现有装配调整方法的优点有1.采用本实施例方法，可以避免依靠传统现场工艺经验而进行装配调整的盲目性，通过分析精确筛选影响因素大的装配要素，依次进行调整，调整方案有科学依据，计算收敛速度快；2.本实施例依照机构运动学分析方法，可实现对于一类运动机构组件定量计算装配调整方案；3.采用本实施例方法，可将因上游工序带入装配偏差根据装配零部件实际工况进行偏差补偿，实现组件级装配质量控制；4.经某型飞机前起落架装配工位现场实施，以实施前的将系统挂点调整工序的时间为基准，装配调配的效率提高了近40％。
Claims (9)
1.一种飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统，包括：支撑台架、调姿机构和起落架，其特征在于，还包括：测量系统模块、计算控制反馈模块、调姿定位装置，测量系统模块输出端与计算控制反馈模块的输入端相连，计算控制反馈模块的输出端与调姿机构的输入端相连，调姿定位装置设置在支撑台架上，起落架预装在调姿定位装置上；
所述的计算控制反馈模块包括偏差源诊断单元模块与定位轴调整方案设计单元模块，偏差源诊断单元模块计算所需控制功能尺寸的敏感度系数，实现功能尺寸的偏差源诊断；定位轴调整方案设计单元模块根据偏差源诊断单元模块计算所得诊断结果，设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位装置，进行定位轴位姿的三维实时调整。
2.根据权利要求1所述的飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统，其特征是，所述的调姿定位装置中设有定位单元，定位单元设置在调姿机构上。
3.根据权利要求1 所述的飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统，其特征是，所述的起落架预装在定位单元上，测量系统模块的输入端输入由测量仪器获取的起落架的反映收放性能功能尺寸的测点位置数据和定位单元的各定位轴测点位置数据。
4.根据权利要求1或者3所述的飞机前起落架装配前调姿定位在线调整系统，其特征是，所述的测量系统模块的输入端输入由反映起落架收放性能功能尺寸的测点位置数据和定位单元的各定位轴测点位置数据，输出端与计算控制反馈模块的输入端相连，输出经过坐标换算后所测测点在机身坐标系下的对应坐标。
5.一种飞机前起落架装配前调姿定位在线调整方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一：将前起落架构件中各运动部件的系统挂点安装至定位单元并完成构装；
步骤二：将前起落架构件预装在定位单元上，调整构件使前起落架呈完全放下状态置于支撑台架上；
步骤三：测量获取收放作动筒剩余行程数值即功能尺寸，通过测量系统模块测量安装于定位单元上的各定位轴测点位置数据，经过坐标换算后得到所测测点在机身坐标系下的对应坐标，将该数据发送至计算控制反馈模块；
步骤四：判别收放作动筒剩余行程数值是否满足实际工程要求；
步骤五：根据计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块计算所得敏感度系数；
步骤六：调整起落架构件使定位轴在定位单元上进行旋转运动，直至使前起落架呈完全收起状态，测量获取完全收起状态下收放作动筒剩余行程数值即功能尺寸；
步骤七：判别收放作动筒剩余行程数值是否满足实际工程要求；
步骤八：根据计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块计算所得敏感度系数；
步骤九：系统给出前起落架部件上与机头部件连接的系统挂点定位轴中心最终位置，结束。
6.根据权利要求5所述的飞机前起落架装配前调姿定位在线调整方法，其特征是，步骤四中所述的判别收放作动筒剩余行程数值是否满足实际工程要求是指:
如满足则进入步骤六；
若不满足工程要求，则由计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块根据上述所得定位轴中心位置数据求解计算，获得完全放下状态下各定位轴的对所需控制功能尺寸的敏感度系数，实现功能尺寸的偏差源诊断。
7.根据权利要求5所述的飞机前起落架装配前调姿定位在线调整方法，其特征是，步骤五中所述的根据计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块计算所得敏感度系数，由计算控制反馈模块中定位轴调整方案设计单元模块设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位模块，驱动电机进行定位轴位姿的三维实时调整，重复步骤三与步骤四的动作。
8.根据权利要求5所述的飞机前起落架装配前调姿定位在线调整方法，其特征是，步骤七中所述的判别收放作动筒剩余行程数值是否满足实际工程要求是指：
如满足则进入步骤九；
若不满足工程要求，则由计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块根据上述所得定位轴中心位置数据求解计算，获得完全收起状态下各定位轴的对所需控制功能尺寸的敏感度系数，实现功能尺寸的偏差源诊断。
9.根据权利要求5所述的飞机前起落架装配前调姿定位在线调整方法，其特征是，步骤八中所述的根据计算控制反馈模块中偏差源诊断单元模块计算所得敏感度系数，由计算控制反馈模块中定位轴调整方案设计单元模块设计定位轴位置调整方案，计算并输出定位轴坐标位置调整方向和调整值大小，并发送给调姿定位模块，驱动电机进行定位轴位姿的三维实时调整，重复步骤三至步骤八的动作。
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Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2848527A1 (fr) * | 2002-12-12 | 2004-06-18 | Alkan Sa | Procede de mise en place d'un train d'atterrissage sous aeronef, et appareillage pour la mise en oeuvre de ce procede |
| EP2008934A2 (en) * | 2007-06-26 | 2008-12-31 | Honeywell International Inc. | Closed-loop cabin pressure control system test method with actual pressure feedback |
| CN101907893A (zh) * | 2010-07-02 | 2010-12-08 | 北京航空航天大学 | 基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统及调试方法 |
| CN102001451A (zh) * | 2010-11-12 | 2011-04-06 | 浙江大学 | 基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接系统及方法 |
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2848527A1 (fr) * | 2002-12-12 | 2004-06-18 | Alkan Sa | Procede de mise en place d'un train d'atterrissage sous aeronef, et appareillage pour la mise en oeuvre de ce procede |
| EP2008934A2 (en) * | 2007-06-26 | 2008-12-31 | Honeywell International Inc. | Closed-loop cabin pressure control system test method with actual pressure feedback |
| CN101907893A (zh) * | 2010-07-02 | 2010-12-08 | 北京航空航天大学 | 基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统及调试方法 |
| CN102001451A (zh) * | 2010-11-12 | 2011-04-06 | 浙江大学 | 基于四个数控定位器、调姿平台和移动托架的飞机部件调姿、对接系统及方法 |
Non-Patent Citations (2)
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|---|
| 郑小翠等.飞机起落架作动筒剩余行程偏差建模与容差优化.《机械设计与研究》.2011,第27卷(第2期), |
| 飞机起落架作动筒剩余行程偏差建模与容差优化;郑小翠等;《机械设计与研究》;20110430;第27卷(第2期);80-82,90 * |
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