CN106626429B - 一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置及其运动控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于机械技术领域，具体涉及一种用于飞机机身成型过程中中部承载装置及其运动控制方法。本发明装置包括安装基座组件、左承载组件、右承载组件，所述左承载组件、右承载组件分别固定在安装基座组件的上方，所述左承载组件与右承载组件安装位置对应，本发明方法可求出当机身以旋转中心旋转角度ω时，左承载轮和右承载轮跟随机身模具截面运动到相应位置，从而实现辅助承载装置的自动化控制。该方法包括左承载轮和右承载轮的控制方法。本发明是研制飞机机身铺放成型设备的关键技术，该方法可推广到其他凸曲面构件的铺放成型以及车铣复合加工中心等非回转体弱刚性件切削成型过程中辅助承载机构的运动控制。
Description
技术领域
本发明属于机械技术领域，具体涉及一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置及其运动控制方法。
背景技术
复合材料能够通过各个组成材料在性能上的相互协同作用，得到单一材料所无法比拟的优越综合性能。因其重量轻、强度高、耐腐蚀、抗疲劳性能好、抗震性好等优点在航空航天产品中的用量越来越大。将其用于飞机结构上，可比常规的金属结构减重20％～30％，并可明显改善飞机气动弹性特性，提高飞机性能。目前使用的模具工艺具有一定的缺点，不能满足科学研究和现代化快速生产的需要，从而提出了一种新型的铺缠结合的机身成型方式。在机身铺放成型中，机身芯模在成型设备主轴的带动下围绕旋转中心转动，铺丝头做相应的铺缠运动。在铺缠成型时，芯模两端装夹在主轴上，由于芯模体积较大且轴向跨度很大，自身刚性很差因此极易产生弯曲变形，甚至在成型过程中发生断裂。为了提高芯模成型时的刚性，需要在其中部安装辅助承载装置。但传统的辅助承载结构一般需要人工调整，调整过程费时，而且调整后支撑的姿态固定不动，只适用于回转体工件，对于机身这种非回转体零件并不适用。
发明内容
本发明为解决现在技术中的问题，提供一种在飞机机身铺缠成型过程中，当采用两承载轮支撑方式时，承载轮对飞机机身实时跟随的方法。该方法简单易行，在工业现场利用IPC快速、精准的计算出支撑轮瞬态位移，实现承载运动控制联动。
本发明采用以下具体技术方案予以实现：
本发明一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置，它包括安装基座组件、左承载组件、右承载组件，所述左承载组件、右承载组件分别固定在安装基座组件的上方，所述左承载组件与右承载组件安装位置对应，左承载组件和右承载组件位于同一水平直线，分别并位于机身的两侧。
所述的安装基座组件包括有安装底板、A电机支座、A轴承、A轴承座、导轨、A滑块、B轴承、B轴承座、B滑块、C轴承、C轴承座、B电机支座、滑轨支座，所述A电机支座、A轴承座、B轴承座、C轴承座、B电机支座从左向右分别通过螺钉固定在安装底板上，滑轨支座通过螺钉固定在安装底板上，滑轨支座上的导轨分前后两条平行设置在轴的两侧，在两条导轨中部两侧位置上分别安装有A滑块、B滑块；导轨通过螺钉固定在滑轨支座上；A轴承、B轴承的内圈分别与丝杠过盈配合，A轴承、B轴承的外圈分别与A轴承座、B轴承座过盈配合；所述A轴承和A轴承座位于安装底板的左侧部，B轴承、B轴承座位于安装底板的中部，并在两个导轨中间。
所述左承载组件包括依次连接的伺服电机、联轴器、丝杠、丝杠螺母、滚轮支座，以及轴承端盖、橡胶圈、滚轮、滚轮轴、轴承、轴承套、键；
所述伺服电机通过螺栓固定在左端的A电机支座上，所述丝杠通过联轴器与伺服电机连接，丝杠安装在A轴承、B轴承上，并与丝杠螺母相配合安装于滚轮支座的轴孔内，所述滚轮与两侧橡胶圈套在滚轮轴上，滚轮用键固定在滚轮轴上，防止滚轮与滚轮轴相对滑动，所述轴承安装于轴承套内，轴承套套在滚轮支座的丝杠孔上，所述轴承端盖贴合在轴承上，起防尘作用。
所述丝杠与A轴承和B轴承之间为紧配合，丝杠螺母通过螺钉固定在滚轮支座上，并与轴孔过盈配合，轴承内圈与滚轮轴之间为紧配合，轴承套与轴承端盖通过螺钉固定在滚轮支座上，滚轮支座的两侧通过螺钉与A滑块相连接，滚轮支座随A滑块在导轨上做往复运动。
所述的用于飞机机身成型过程中的中部承载装置，所述左承载组件与右承载组件的承载组件结构相同，同轴线，并且对称安装。
所述的用于飞机机身成型过程中的中部承载装置，所述左承载组件中的滚轮可绕滚轮轴自由转动，随着机身的转动，滚轮始终在与丝杠轴线相平行的方向上贴合机身做水平往复运动，同时滚轮绕滚轮轴自由转动，这样的设计使得机身与滚轮间的滑动摩擦力转变为了滚动摩擦力。
所述的用于飞机机身成型过程中的中部承载装置，所述C轴承、C轴承座、B滑块用于右承载组件。
使用上述的用于飞机机身成型过程中的中部承载装置的运动控制方法,包含如下步骤：①通过机身三维模型，获取机身被承载的模具截面外形轮廓曲线；②确定机身铺缠成型时的旋转中心，将机身轮廓曲线以一定的形式保存；③根据DXF文件存储格式获取机身轮廓点坐标；④选择承载组件起始点；⑤求解承载组件各个位置和模具旋转角度；⑥将计算出的承载组件瞬态位置输出给下位机，实现承载组件的移动，并实现承载组件对机身的运动控制联动，所述承载组件包括左承载组件、右承载组件。
所述的一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置的运动控制方法，包括以下具体内容和步骤:
采用上位机与下位机相结合的控制方式，所述中部承载装置包括左承载组件和右承载组件；所述上位机为工业计算机，其用于通过运行承载组件轨迹计算程序获得承载组件的运动轨迹数据，即机身旋转到每一时刻时承载组件相应的移动位置，同时，上位机将所得到的数据在机身开始旋转前传输给下位机，所述下位机采用多轴运动控制器，用于将从上位机接收来的承载组件运动轨迹数据保存到内存中，当机身开始旋转时，运动控制器实时读取机身所旋转角度，同时在内存中找到与该角度所对应的承载组件运动位置控制承载组件运动，从而实现控制承载组件对机身的跟随移动。
所述机身的旋转角度在0至360度范围内。
所述上位机所运行的承载轨迹计算程序利用Microsoft Visual C++6.0编程软件编写，所述承载轨迹计算程序运行时轨迹的计算方法为，当机身以机身旋转中心旋转角度为ω时，左承载组件和右承载组件跟随机身轮廓截面运动到与机身相贴合的位置，所述机身旋转中心轴线与左承载组件和右承载组件的运动水平线垂直，机身旋转中心到承载轮轮心运动水平线的距离为L，整个支撑轨迹计算算法中机身位置固定不动，承载组件以机身旋转中心为中心，以承载组件中的轮心与机身旋转中心之间的距离为半径，相切于机身轮廓截面做圆周运动，左承载组件和右承载组件的半径为R。
所述右承载组件的瞬态位移计算方法包括以下具体步骤：
(1)读取机身轮廓点坐标，在算法中虚拟建立坐标系
通过机身模具三维模型截取模具承载截面轮廓图，以及对应的旋转中心，并将机身模具承载截面轮廓曲线以二维多段线形式保存在DXF文件中，根据DXF文件的数据格式特征编写程序代码，提取机身承载截面DXF文件数据，根据承载部分的结构，承载组件只沿水平线作往复运动，轮心运动水平线与机身模具旋转中心距离为L，左承载组件，右承载组件中的承载轮半径均为R；机身逆时针旋转，承载轮始终与机身表面相切；被承载的模具截面旋转中心为坐标原点O,承载轮中心为O0，Y轴与承载轮移动轴线交点为Q；被承载的模具截面轮廓上距离旋转中心最近的节点为P1，顺时针依序各节点为P1,P2,...,Pi,...,PS，其中S为轮廓节点总数，其中PiPi+1的中分点为Mi；
(2)求距离旋转中心最近点坐标P1
在模具轮廓上，距离旋转中心最近的节点P1是最明显的特征点，最容易被检测和定位，因此以P1作为参考点，确定承载轮起始位置。当|OPi|取最小值时，Pi即为距离旋转中心最近点坐标，记为P1(x1,y1)；
(3)求确定承载轮起始位置O0
承载轮与点P1相切时，P1、旋转中心O和承载轮心O0位于同一直线上。将承载轮与被承载模具截面以O为圆心，OO0为半径顺时针旋转，直到承载轮圆心位于直线y＝-L上，选取此时模具位置作为模具旋转的起始位置，此时承载轮圆心O0为承载轮的起始位置,记
(4)求承载轮下一位置O1及模具转角ω1
线段P1P2的中点为M1(xM1,yM1)，过点M1做线段P1P2的中垂线，设中垂线上距离点M1为R的点为O′1，线段P1P2与线段M1O′1垂直，求解得到O′1坐标为O′1(x'O1,y'O1)，将承载轮与模具以O为圆心，OO′1为半径逆时针旋转，直到承载轮圆心位于直线y＝-L上，此时即为承载轮下一位置O1(xO1,yO1)，被承载模具从起始位置到达下一位置转过的角度为线段OO′1和线段OO1之间的夹角ω1＝∠O1OO′1，求解可得承载轮下一位置O1(xO1,yO1)及被承载模具的旋转角度ω1＝∠O1OO′1；
(5)保存数据
根据步骤(4)计算承载轮0每一时刻的位置坐标xO1,xO2,......,xOS并保存，计算被承载模具转角ω1,ω2,......,ωS，计算结果应满足ωι+1＞ωι，其中i＝1,2,…,S，当出现某一时刻ωm+1＜ωm(1＜m＜S)时，ωm+1＝π+ωm，保存模具转角ωi，当模具旋转的总角度大于360°时，停止计算。
所述左承载组件的瞬态位移计算方法包括以下具体步骤：在确定右承载组件起始位置后，依此求出与线段PiPi+1中点Mi相切的承载轮轮心坐标O′i(xoi',yoi'),判别是否yOi′≥-L，若yOi′＜-L，则继续求解下一轮心坐标，直到yOi'≥-L，将满足yOi′≥-L的第一个承载轮轮心定义为OK'，此时有两种情况：1)yOk′＝-L，则此时刻OK'即为左承载组件起始位置；2)前一时刻此种情况将OK作为左承载组件起始位置，点OK为点OK'以O圆心，OOK'为半径运动到直线y＝-L上的位置，计算求得左承载组件起始位置OK(xoK，yoK)及被承载模具旋转角度θ1，右承载组件位于O0位置时，左承载组件位于OK，此时只有右承载组件与模具接触，当模具转过θ1角度后，模具与左承载组件相切；确定左承载组件起始位置后，按照右承载组件下一位置类似的求解过程，求解下一时刻左承载组件位置及模具转角。
所述多轴运动控制器为翠欧MC405多轴运动控制器。
所述的一种用于飞机机身成型过程中中部承载装置的运动控制方法，所述下位机的控制方法是：
在机身旋转之前，下位机接收由上位机传输而来的左承载组件、右承载组件的运动数据，并将其保存到内存中。当机身加工程序开始运行，机身开始旋转，下位机读取机身瞬时旋转角度，并从内存中读取与之相对应的两个承载组件的瞬时位置，控制左承载组件、右承载组件电机运转，从而实现承载组件对机身的随动支撑。
本发明与现有技术相比具有以下显著的效果和优点：
本发明装置机身模具在主轴的带动下旋转，承载装置位于模具中后部，当机身模具旋转时，左承载轮与右承载轮对机身模具形成支撑，根据机身模具姿态自动调整两支撑轮之间的位置，贴合机身模具轮廓做水平方向上的往复运动。基于此种承载方式下，承载轮运动轨迹算法成为实现对承载轮运动自动化控制的关键技术之一。
本发明装置可靠性高，综合功能更强，能够满足在机身旋转铺放成型过程中能够对凸曲面轮廓截面实时承载，能克服普通承载装置刚性差和难于自动化控制的缺陷，生产效率高，生产能力大，产品质量稳定，无需人工手动调整等。
附图说明
图1为飞机机身成型过程中中部承载装置安装位置示意图。
图2为本发明装置中部承载装置结构示意图。
图3为本发明安装基座组件机构示意图
图4为本发明左承载组件结构示意图。
图5为本发明左承载轮与轴连接示意图。
图6为本发明左滚轮支座结构示意图。
图7为飞机机身成型过程中中部承载装置结构示意图。
图8为右承载组件位置变换示意图。
图9为飞机机身成型过程中中部承载装置的简化模型。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的详细说明。
参见图1至图9。
图中各部件说明：
安装基座组件(1)；左承载组件(2)；右承载组件(3)；机身(4)；承载轮轮心运动水平线(5)；旋转中心(6)。
安装底板(101)、A电机支座(102)、A轴承(103)、A轴承座(104)、导轨(105)、A滑块(106)、B轴承(107)、B轴承座(108)、B滑块(109)、C轴承(110)、C轴承座(111)、B电机支座(112)、滑轨支座(113)。
伺服电机(201)、联轴器(202)、丝杠(203)、丝杠螺母(204)、滚轮支座(205)、轴承端盖(206)、橡胶圈(207)、滚轮(208)、滚轮轴(209)、轴承(210)、丝杠孔(211)、轴承套(212)、键(213)、轴孔(214)。
一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置，它包括安装基座组件(1)、左承载组件(2)、右承载组件(3)，所述左承载组件(2)、右承载组件(3)分别固定在安装基座组件(1)的上方，所述左承载组件(2)与右承载组件(3)安装位置对应，左承载组件(2)和右承载组件(3)位于同一水平直线，分别并位于机身(4)的两侧；
所述的安装基座组件(1)包括有安装底板(101)、A电机支座(102)、A轴承(103)、A轴承座(104)、导轨(105)、A滑块(106)、B轴承(107)、B轴承座(108)、B滑块(109)、C轴承(110)、C轴承座(111)、B电机支座(112)、滑轨支座(113)，所述A电机支座(102)、A轴承座(104)、B轴承座(108)、C轴承座(111)、B电机支座(112)从左向右分别通过螺钉固定在安装底板(101)上，滑轨支座(113)通过螺钉固定在安装底板(101)上，滑轨支座(113)上的导轨(105)分前后两条平行设置在轴的两侧，在两条导轨(105)中部两侧位置上分别安装有A滑块(106)、B滑块(109)；导轨(105)通过螺钉固定在滑轨支座(113)上；A轴承(103)、B轴承(107)的内圈分别与丝杠(203)过盈配合，A轴承(103)、B轴承(107)的外圈分别与A轴承座(104)、B轴承座(108)过盈配合；所述A轴承(103)和A轴承座(104)位于安装底板(101)的左侧部，B轴承(107)、B轴承座(108)位于安装底板(101)的中部，并在两个导轨中间；
所述左承载组件(2)包括依次连接的伺服电机(201)、联轴器(202)、丝杠(203)、丝杠螺母(204)、滚轮支座(205)，以及轴承端盖(206)、橡胶圈(207)、滚轮(208)、滚轮轴(209)、轴承(210)、轴承套(212)、键(213)；
所述伺服电机(201)通过螺栓固定在左端的A电机支座(102)上，所述丝杠(203)通过联轴器(202)与伺服电机(201)连接，丝杠(203)安装在A轴承(103)、B轴承(107)上，并与丝杠螺母(204)相配合安装于滚轮支座(205)的轴孔(214)内，所述滚轮(208)与两侧橡胶圈(207)套在滚轮轴(209)上，滚轮(208)用键(213)固定在滚轮轴(209)上，防止滚轮(208)与滚轮轴(209)相对滑动，所述轴承(210)安装于轴承套(212)内，轴承套(212)套在滚轮支座(205)的丝杠孔(211)上，所述轴承端盖(206)贴合在轴承(210)上，起防尘作用；
所述丝杠(203)与A轴承(103)和B轴承(107)之间为紧配合，丝杠螺母(204)通过螺钉固定在滚轮支座(205)上，并与轴孔(214)过盈配合，轴承(210)内圈与滚轮轴(209)之间为紧配合，轴承套(212)与轴承端盖(206)通过螺钉固定在滚轮支座(205)上，滚轮支座(205)的两侧通过螺钉与A滑块(106)相连接，滚轮支座(205)随A滑块(106)在导轨上做往复运动；
所述左承载组件(2)与右承载组件(3)的承载组件结构相同，同轴线，并且对称安装；
所述C轴承(110)、C轴承座(111)、B滑块(109)用于右承载组件(3)。
所述左承载组件(2)中的滚轮(208)可绕滚轮轴(209)自由转动，随着机身(4)的转动，滚轮(208)始终在与丝杠(203)轴线相平行的方向上贴合机身(4)做水平往复运动，同时滚轮(208)绕滚轮轴(209)自由转动，这样的设计使得机身(4)与滚轮(208)间的滑动摩擦力转变为了滚动摩擦力。
使用上述的用于飞机机身成型过程中的中部承载装置的运动控制方法,包含如下步骤：①通过机身三维模型，获取机身被承载的模具截面外形轮廓曲线；②确定机身铺缠成型时的旋转中心，将机身轮廓曲线以一定的形式保存；③根据DXF文件存储格式获取机身轮廓点坐标；④选择承载组件起始点；⑤求解承载组件各个位置和模具旋转角度；⑥将计算出的承载组件瞬态位置输出给下位机，实现承载组件的移动，并实现承载组件对机身的运动控制联动，所述承载组件包括左承载组件、右承载组件。
所述的一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置的运动控制方法，包括以下具体内容和步骤:
采用上位机与下位机相结合的控制方式，所述中部承载装置包括左承载组件(2)和右承载组件(3)；所述上位机为工业计算机，其用于通过运行承载组件轨迹计算程序获得承载组件的运动轨迹数据，即机身旋转到每一时刻时承载组件相应的移动位置，同时，上位机将所得到的数据在机身开始旋转前传输给下位机，所述下位机采用多轴运动控制器，用于将从上位机接收来的承载组件运动轨迹数据保存到内存中，当机身开始旋转时，运动控制器实时读取机身所旋转角度，同时在内存中找到与该角度所对应的承载组件运动位置控制承载组件运动，从而实现控制承载组件对机身的跟随移动。
所述机身的旋转角度在0至360度范围内。
所述上位机所运行的承载轨迹计算程序利用Microsoft Visual C++6.0编程软件编写，所述承载轨迹计算程序运行时轨迹的计算方法为，当机身(4)以机身旋转中心(6)旋转角度为ω时，左承载组件(2)和右承载组件(3)跟随机身(4)轮廓截面运动到与机身相贴合的位置，所述机身旋转中心(6)轴线与左承载组件(2)和右承载组件(3)的运动水平线垂直，机身旋转中心(6)到承载轮轮心运动水平线(5)的距离为L，整个支撑轨迹计算算法中机身(4)位置固定不动，承载组件以机身旋转中心(6)为中心，以承载组件中的轮心与机身旋转中心之间的距离为半径，相切于机身轮廓截面做圆周运动，左承载组件(2)和右承载组件(3)的半径为R。
所述右承载组件(3)的瞬态位移计算方法包括以下具体步骤：
(1)读取机身轮廓点坐标，在算法中虚拟建立坐标系
通过机身(4)模具三维模型截取模具承载截面轮廓图，以及对应的旋转中心，并将机身模具承载截面轮廓曲线以二维多段线形式保存在DXF文件中，根据DXF文件的数据格式特征编写程序代码，提取机身承载截面DXF文件数据，根据承载部分的结构，承载组件只沿水平线作往复运动，轮心运动水平线与机身(4)模具旋转中心距离为L，左承载组件(2)，右承载组件(3)中的承载轮半径均为R；机身逆时针旋转，承载轮始终与机身表面相切；被承载的模具截面旋转中心为坐标原点O,承载轮中心为O0，Y轴与承载轮移动轴线交点为Q；被承载的模具截面轮廓上距离旋转中心最近的节点为P1，顺时针依序各节点为P1,P2,...,Pi,...,PS，其中S为轮廓节点总数，其中PiPi+1的中分点为Mi；
(2)求距离旋转中心最近点坐标P1
在模具轮廓上，距离旋转中心最近的节点P1是最明显的特征点，最容易被检测和定位，因此以P1作为参考点，确定承载轮起始位置。当|OPi|取最小值时，Pi即为距离旋转中心最近点坐标，记为P1(x1,y1)；
(3)求确定承载轮起始位置O0
承载轮与点P1相切时，P1、旋转中心O和承载轮心O0位于同一直线上。将承载轮与被承载模具截面以O为圆心，OO0为半径顺时针旋转，直到承载轮圆心位于直线y＝-L上，选取此时模具位置作为模具旋转的起始位置，此时承载轮圆心O0为承载轮的起始位置,记
(4)求承载轮下一位置O1及模具转角ω1
线段P1P2的中点为M1(xM1,yM1)，过点M1做线段P1P2的中垂线，设中垂线上距离点M1为R的点为O′1，线段P1P2与线段M1O′1垂直，求解得到O′1坐标为O′1(x'O1,y'O1)，将承载轮与模具以O为圆心，OO′1为半径逆时针旋转，直到承载轮圆心位于直线y＝-L上，此时即为承载轮下一位置O1(xO1,yO1)，被承载模具从起始位置到达下一位置转过的角度为线段OO′1和线段OO1之间的夹角ω1＝∠O1OO′1，求解可得承载轮下一位置O1(xO1,yO1)及被承载模具的旋转角度ω1＝∠O1OO′1；
(5)保存数据
根据步骤(4)计算承载轮0每一时刻的位置坐标xO1,xO2,......,xOS并保存，计算被承载模具转角ω1,ω2,......,ωS，计算结果应满足ωι+1＞ωι，其中i＝1,2,…,S，当出现某一时刻ωm+1＜ωm(1＜m＜S)时，ωm+1＝π+ωm，保存模具转角ωi，当模具旋转的总角度大于360°时，停止计算。
所述左承载组件(2)的瞬态位移计算方法包括以下具体步骤：在确定右承载组件起始位置后，依此求出与线段PiPi+1中点Mi相切的承载轮轮心坐标O′i(xoi',yoi'),判别是否yOi'≥-L，若yOi'＜-L，则继续求解下一轮心坐标，直到yOi'≥-L，将满足yOi'≥-L的第一个承载轮轮心定义为OK'，此时有两种情况：1)yOk'＝-L，则此时刻OK'即为左承载组件(2)起始位置；2)前一时刻此种情况将OK作为左承载组件(2)起始位置，点OK为点OK'以O圆心，OOK'为半径运动到直线y＝-L上的位置，计算求得左承载组件(2)起始位置OK(xoK,yoK)及被承载模具旋转角度θ1，右承载组件(3)位于O0位置时，左承载组件(2)位于OK，此时只有右承载组件(3)与模具接触，当模具转过θ1角度后，模具与左承载组件(2)相切；确定左承载组件(2)起始位置后，按照右承载组件(3)下一位置类似的求解过程，求解下一时刻左承载组件(2)位置及模具转角。
所述多轴运动控制器为翠欧MC405多轴运动控制器。
所述的一种用于飞机机身成型过程中中部承载装置的运动控制方法，所述下位机的控制方法是：
在机身旋转之前，下位机接收由上位机传输而来的左承载组件(2)、右承载组件(3)的运动数据，并将其保存到内存中。当机身加工程序开始运行，机身开始旋转，下位机读取机身瞬时旋转角度，并从内存中读取与之相对应的两个承载组件的瞬时位置，控制左承载组件(2)、右承载组件(3)电机运转，从而实现承载组件对机身的随动支撑。
在承载机身(4)的过程中，承载点就是机身轮廓曲线和承载轮轮廓曲线的交点，机身4和承载轮之间是滚动摩擦，没有相对运动。
工作时，整个辅助承载装置位于机身(4)的中后部，机身(4)在主轴的带动下以一定的速度做旋转运动。左承载组件(2)与右承载组件(3)以其丝杠(203)轴线为中心线，滚轮支座(205)带动承载部分的滚轮(208)沿与丝杠(203)轴线相平行的方向上始终贴合机身(4)做往复运动，同时滚轮(208)绕滚轮轴(209)做自由旋转运动。根据机身旋转的瞬时姿态，两承载轮分别在各自伺服电机的控制下，移动相应的位移，承载轮始终保持与机身外轮廓曲线贴合运动。当承载轮与机身外轮廓曲线贴合时，承载轮的自由转动可将其与机身之间的滑动摩擦力转化为滚动摩擦力，从而实现了辅助承载装置在降低对承载轮和机身摩擦损耗的同时又实现了对机身的实时承载。
Claims (9)
1.一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置，其特征是，它包括安装基座组件(1)、左承载组件(2)、右承载组件(3)，所述左承载组件(2)、右承载组件(3)分别固定在安装基座组件(1)的上方，所述左承载组件(2)与右承载组件(3)安装位置对应，左承载组件(2)和右承载组件(3)位于同一水平直线，分别并位于机身(4)的两侧；
所述的安装基座组件(1)包括有安装底板(101)、A电机支座(102)、A轴承(103)、A轴承座(104)、导轨(105)、A滑块(106)、B轴承(107)、B轴承座(108)、B滑块(109)、C轴承(110)、C轴承座(111)、B电机支座(112)、滑轨支座(113)，所述A电机支座(102)、A轴承座(104)、B轴承座(108)、C轴承座(111)、B电机支座(112)从左向右分别通过螺钉固定在安装底板(101)上，滑轨支座(113)通过螺钉固定在安装底板(101)上，滑轨支座(113)上的导轨(105)分前后两条平行设置在轴的两侧，在两条导轨(105)中部两侧位置上分别安装有A滑块(106)、B滑块(109)；导轨(105)通过螺钉固定在滑轨支座(113)上；A轴承(103)、B轴承(107)的内圈分别与丝杠(203)过盈配合，A轴承(103)、B轴承(107)的外圈分别与A轴承座(104)、B轴承座(108)过盈配合；所述A轴承(103)和A轴承座(104)位于安装底板(101)的左侧部，B轴承(107)、B轴承座(108)位于安装底板(101)的中部，并在两个导轨中间；
所述左承载组件(2)包括依次连接的伺服电机(201)、联轴器(202)、丝杠(203)、丝杠螺母(204)、滚轮支座(205)，以及轴承端盖(206)、橡胶圈(207)、滚轮(208)、滚轮轴(209)、轴承(210)、轴承套(212)、键(213)；
所述伺服电机(201)通过螺栓固定在左端的A电机支座(102)上，所述丝杠(203)通过联轴器(202)与伺服电机(201)连接，丝杠(203)安装在A轴承(103)、B轴承(107)上，并与丝杠螺母(204)相配合安装于滚轮支座(205)的轴孔(214)内，所述滚轮(208)与两侧橡胶圈(207)套在滚轮轴(209)上，滚轮(208)用键(213)固定在滚轮轴(209)上，防止滚轮(208)与滚轮轴(209)相对滑动，所述轴承(210)安装于轴承套(212)内，轴承套(212)套在滚轮支座(205)的丝杠孔(211)上，所述轴承端盖(206)贴合在轴承(210)上，起防尘作用；
所述丝杠(203)与A轴承(103)和B轴承(107)之间为紧配合，丝杠螺母(204)通过螺钉固定在滚轮支座(205)上，并与轴孔(214)过盈配合，轴承(210)内圈与滚轮轴(209)之间为紧配合，轴承套(212)与轴承端盖(206)通过螺钉固定在滚轮支座(205)上，滚轮支座(205)的两侧通过螺钉与A滑块(106)相连接，滚轮支座(205)随A滑块(106)在导轨上做往复运动；
所述左承载组件(2)与右承载组件(3)的承载组件结构相同，同轴线，并且对称安装；
所述C轴承(110)、C轴承座(111)、B滑块(109)用于右承载组件(3)。
2.使用权利要求1所述的用于飞机机身成型过程中的中部承载装置的运动控制方法,其特征是包含如下步骤：①通过机身三维模型，获取机身被承载的模具截面外形轮廓曲线；②确定机身铺缠成型时的旋转中心，将机身轮廓曲线以一定的形式保存；③根据DXF文件存储格式获取机身轮廓点坐标；④选择承载组件起始点；⑤求解承载组件各个位置和模具旋转角度；⑥将计算出的承载组件瞬态位置输出给下位机，实现承载组件的移动，并实现承载组件对机身的运动控制联动，所述承载组件包括左承载组件、右承载组件。
3.如权利要求2所述的一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置的运动控制方法，其特征是，包括以下具体内容和步骤:
采用上位机与下位机相结合的控制方式，所述中部承载装置包括左承载组件(2)和右承载组件(3)；所述上位机为工业计算机，其用于通过运行承载组件轨迹计算程序获得承载组件的运动轨迹数据，即机身旋转到每一时刻时承载组件相应的移动位置，同时，上位机将所得到的数据在机身开始旋转前传输给下位机，所述下位机采用多轴运动控制器，用于将从上位机接收来的承载组件运动轨迹数据保存到内存中，当机身开始旋转时，运动控制器实时读取机身所旋转角度，同时在内存中找到与该角度所对应的承载组件运动位置控制承载组件运动，从而实现控制承载组件对机身的跟随移动。
4.如权利要求3所述的一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置的运动控制方法，其特征是，所述机身的旋转角度在0至360度范围内。
5.如权利要求3所述的一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置的运动控制方法，其特征是，所述上位机所运行的承载轨迹计算程序利用Microsoft Visual C++6.0编程软件编写，所述承载轨迹计算程序运行时轨迹的计算方法为，当机身(4)以机身旋转中心(6)旋转角度为ω时，左承载组件(2)和右承载组件(3)跟随机身(4)轮廓截面运动到与机身相贴合的位置，所述机身旋转中心(6)轴线与左承载组件(2)和右承载组件(3)的运动水平线垂直，机身旋转中心(6)到承载轮轮心运动水平线(5)的距离为L，整个支撑轨迹计算算法中机身(4)位置固定不动，承载组件以机身旋转中心(6)为中心，以承载组件中的轮心与机身旋转中心之间的距离为半径，相切于机身轮廓截面做圆周运动，左承载组件(2)和右承载组件(3)的半径为R。
6.如权利要求3所述的一种用于飞机机身成型过程中的中部承载装置的运动控制方法，其特征是，所述右承载组件(3)的瞬态位移计算方法包括以下具体步骤：
(1)读取机身轮廓点坐标，在算法中虚拟建立坐标系
通过机身(4)模具三维模型截取模具承载截面轮廓图，以及对应的旋转中心，并将机身模具承载截面轮廓曲线以二维多段线形式保存在DXF文件中，根据DXF文件的数据格式特征编写程序代码，提取机身承载截面DXF文件数据，根据承载部分的结构，承载组件只沿水平线作往复运动，轮心运动水平线与机身(4)模具旋转中心距离为L，左承载组件(2)，右承载组件(3)中的承载轮半径均为R；机身逆时针旋转，承载轮始终与机身表面相切；被承载的模具截面旋转中心为坐标原点O,承载轮中心为O0，Y轴与承载轮移动轴线交点为Q；被承载的模具截面轮廓上距离旋转中心最近的节点为P1，顺时针依序各节点为P1,P2,…,Pi,…,PS，其中S为轮廓节点总数，其中PiPi+1的中分点为Mi；
(2)求距离旋转中心最近点坐标P1
在模具轮廓上，距离旋转中心最近的节点P1是最明显的特征点，最容易被检测和定位，因此以P1作为参考点，确定承载轮起始位置；当|OPi|取最小值时，Pi即为距离旋转中心最近点坐标，记为P1(x1,y1)；
(3)求确定承载轮起始位置O0
承载轮与点P1相切时，P1、旋转中心O和承载轮心O0位于同一直线上；将承载轮与被承载模具截面以O为圆心，OO0为半径顺时针旋转，直到承载轮圆心位于直线y＝-L上，选取此时模具位置作为模具旋转的起始位置，此时承载轮圆心O0为承载轮的起始位置,记
(4)求承载轮下一位置O1及模具转角ω1
线段P1P2的中点为M1(xM1,yM1)，过点M1做线段P1P2的中垂线，设中垂线上距离点M1为R的点为O′1，线段P1P2与线段M1O′1垂直，求解得到O′1坐标为O′1(x′O1,y′O1)，将承载轮与模具以O为圆心，OO′1为半径逆时针旋转，直到承载轮圆心位于直线y＝-L上，此时即为承载轮下一位置O1(xO1,yO1)，被承载模具从起始位置到达下一位置转过的角度为线段OO′1和线段OO1之间的夹角ω1＝∠O1OO′1，求解可得承载轮下一位置O1(xO1,yO1)及被承载模具的旋转角度ω1＝∠O1OO′1；
(5)保存数据
根据步骤(4)计算承载轮0每一时刻的位置坐标xO1,xO2,......,xOS并保存，计算被承载模具转角ω1,ω2,......,ωS，计算结果应满足ωι+1＞ωι，其中i＝1,2,…,S，当出现某一时刻ωm+1＜ωm(1＜m＜S)时，ωm+1＝π+ωm，保存模具转角ωi，当模具旋转的总角度大于360°时，停止计算。
7.如权利要求2所述的一种用于飞机机身成型过程中中部承载装置的运动控制方法，其特征是，所述左承载组件(2)的瞬态位移计算方法包括以下具体步骤：在确定右承载组件起始位置后，依此求出与线段PiPi+1中点Mi相切的承载轮轮心坐标O′i(xoi',yoi'),判别是否yOi'≥-L，若yOi'＜-L，则继续求解下一轮心坐标，直到yOi'≥-L，将满足yOi'≥-L的第一个承载轮轮心定义为OK'，此时有两种情况：1)yOk'＝-L，则此时刻OK'即为左承载组件(2)起始位置；2)前一时刻此种情况将OK作为左承载组件(2)起始位置，点OK为点OK'以O圆心，OOK'为半径运动到直线y＝-L上的位置，计算求得左承载组件(2)起始位置及被承载模具旋转角度θ1，右承载组件(3)位于O0位置时，左承载组件(2)位于OK，此时只有右承载组件(3)与模具接触，当模具转过θ1角度后，模具与左承载组件(2)相切；确定左承载组件(2)起始位置后，按照右承载组件(3)下一位置类似的求解过程，求解下一时刻左承载组件(2)位置及模具转角。
8.如权利要求3所述的一种用于飞机机身成型过程中中部承载装置的运动控制方法，其特征是，所述多轴运动控制器为翠欧MC405多轴运动控制器。
9.如权利要求3所述的一种用于飞机机身成型过程中中部承载装置的运动控制方法，其特征是，所述下位机的控制方法是：
在机身旋转之前，下位机接收由上位机传输而来的左承载组件(2)、右承载组件(3)的运动数据，并将其保存到内存中；当机身加工程序开始运行，机身开始旋转，下位机读取机身瞬时旋转角度，并从内存中读取与之相对应的两个承载组件的瞬时位置，控制左承载组件(2)、右承载组件(3)电机运转，从而实现承载组件对机身的随动支撑。
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