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CN113247298B - 一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法 - Google Patents

一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法 Download PDF

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CN113247298B
CN113247298B CN202110742689.5A CN202110742689A CN113247298B CN 113247298 B CN113247298 B CN 113247298B CN 202110742689 A CN202110742689 A CN 202110742689A CN 113247298 B CN113247298 B CN 113247298B
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airplane
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Abstract

本发明公开了一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，涉及飞机调姿装配技术领域，本发明是通过将多个三坐标数控定位器组成一套调姿对合系统，建立调姿对合系统的飞机坐标系，并通过激光跟踪仪获取三坐标数控定位器在飞机坐标系下定位器的空间位置和定位器X、Y、Z物理轴的轴线方向数据，进而根据调姿对合系统在飞机坐标系下的平移、旋转运动并通过位置逆解获取各三坐标数控定位器物理轴的位移增量，以实现飞机大部件的位置姿态调整，本发明具有可基于数学公式大致保证三坐标数控定位器和飞机坐标系的平行度即可、无需耗费大量人力物力来实现三坐标数控定位器几何调试的优点。

Description

一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法
技术领域
本发明涉及飞机调姿装配技术领域，具体涉及一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法。
背景技术
在飞机大部件调姿对合、大部件高精度装配应用领域，一般采用多个三坐标数控定位器实现对飞机部件的支撑定位，以三段飞机大部件为例，每段飞机大部件由四个三坐标数控定位器进行支撑定位并通过三坐标数控定位器的运动实现其位姿调整，三段大部件共计需要十二台三坐标数控定位器实现对其支撑定位，为了能够清晰地描述飞机大部件关键点的特征数据，确保飞机大部件在调姿运动过程中的可靠性，需建立独立于定位器的飞机坐标系，三坐标数控定位器的X轴、Y轴及Z轴原则上要能够和飞机坐标系的X轴、Y轴及Z轴平行，但是在三坐标数控定位器的实际装调过程中，三坐标数控定位器的布局跨度可能达到10米甚至更长，目前的做法是通过不断调整、修正三坐标数控定位器的几何精度以确保三坐标数控定位器的各物理轴和飞机坐标系的X、Y、Z轴的关系满足一定的误差范围，但是，要想保证三坐标数控定位器的X轴、Y轴及Z轴原则上要能够和飞机坐标系的X轴、Y轴及Z轴平行对测量设备的精度及工人的技术水平及劳动强度均会造成极大的挑战，且在系统使用一段时间后，需要定期进行复检，精度无法得到保证，甚至影响飞机大部件调姿的准确性。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，以达到基于数学公式大致保证三坐标数控定位器和飞机坐标系的平行度即可，无需耗费大量人力物力来实现三坐标数控定位器几何调试的作用。
为解决上述的技术问题，本发明采用以下技术方案：
一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，包括以下步骤：
步骤一：建立全局飞机坐标系，分别将多个三坐标数控定位器纵横排列安放在对应定位器安装板上，先确定Y轴，然后获取水平面作为飞机坐标系的XY平面，获取飞机坐标系的X轴及Z轴并确定飞机坐标系的原点O(X0,Y0,Z0)；
步骤二：移动其中一个三坐标数控定位器的X轴处于多个不同位置，通过激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定该三坐标数控定位器的X轴轴线向量(V1XX,V1XY,V1XZ)；
步骤三：移动步骤二中所述三坐标数控定位器的Y轴处于多个不同位置，通过激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定该三坐标数控定位器的Y轴轴线向量(V1YX,V1YY,V1YZ)；
步骤四：移动步骤二中所述三坐标数控定位器的Z轴处于多个不同位置，通过激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定该三坐标数控定位器的Z轴轴线向量(V1ZX,V1ZY,V1ZZ)；
步骤五：移动步骤四中所述三坐标数控定位器各轴回到初始位置处，拟合三坐标数控定位器球窝中心点获取其在飞机坐标系下的初始位置P1(X10,Y10,Z10)；
步骤六：重复步骤二至步骤五获取其余三坐标数控定位器的X轴轴线向量(VnXX,VnXY,VnXZ)、Y轴轴线向量(VnYX,VnYY,VnYZ)、Z轴轴线向量(VnZX,VnZY,VnZZ)及初始位置Pn(Xn0,Yn0,Zn0)，其中n为剩余三坐标数控定位器的编号；
步骤七：根据飞机大部件在飞机坐标系下位姿调整，获取步骤5中所述三坐标数控定位器的球窝中心在飞机坐标系下的目标位置P1’(X10’,Y10’,Z10’)，通过如下位置逆解公式计算出该三坐标数控定位器的物理轴所需要的移动量(ΔX1M，ΔY1M，ΔZ1M)：
M＝V1XX*V1YY*V1ZZ+V1XY*V1YZ*V1ZX+V1XZ*V1YX*V1ZY-V1XX*V1YZ*V1ZY-V1XY*V1YX*V1ZZ-V1XZ*V1YY*V1ZX；
MX＝(X’10-X10)*V1YY*V1ZZ+(Y’10-Y10)*V1YZ*V1ZX+(Z’10-Z10)*V1YX*V1ZX-(X’10-X10)*V1YZ*V1ZY-(Y’10-Y10)*V1YX*V1ZZ-(Z’10-Z10)*V1YY*V1ZX；
MY＝(Y’10-Y10)*V1XX*V1ZZ+(Z’10-Z10)*V1XY*V1ZX+(X’10-X10)*V1XZ*V1ZY-(Z’10-Z10)*V1XX*V1ZY-(X’10-X10)*V1XY*V1ZZ-(Y’10-Y10)*V1XZ*V1ZX；
MZ＝(Z’10-Z10)*V1XX*V1YY+(X’10-X10)*V1XY*V1YZ+(Y’10-Y10)*V1XZ*V1YX-(Y’10-Y10)*V1XX*V1YZ-(Z’10-Z10)*V1XY*V1YX-(X’10-X10)*V1XZ*V1YY；
则得出：ΔX1M＝MX/M，ΔY1M＝MY/M，ΔZ1M＝MZ/M；
步骤八：重复步骤七，获取其余三坐标数控定位器的球窝中心在飞机坐标系下的目标位置Pn’(Xn0’,Yn0’,Zn0’)，并按照步骤七中位置逆解公式计算得到其余三坐标数控定位器的物理轴所需要的移动量(ΔXnM，ΔYnM，ΔZnM)，其中n为剩余三坐标数控定位器的编号；
步骤九：将各三坐标数控定位器物理轴的移动量下发至运动控制器，运动控制器驱动三坐标数控定位器所有运动轴同步运动，实现飞机大部件的位姿调整。
优选地，在步骤一中，确定Y轴时采用以下方法：
以同一列定位器安装板中心点连线所构成的中心线作为飞机坐标系的Y轴。
优选地，在步骤一中，通过在平台上放置水平仪以实现所述获取水平面作为飞机坐标系的XY平面。
优选地，在步骤一中，通过右手定则以实现所述获取飞机坐标系的X轴及Z轴并确定飞机坐标系的原点O(X0,Y0,Z0)，所述右手定则为：以右手握住Z轴，当右手的四指从正向X轴以π/2角度转向正向Y轴时，大拇指的指向即Z轴的正向。
优选地，在步骤二至步骤四中，所述多个不同位置为不少于10个的不同位置。
优选地，三坐标数控定位器的数量为4m个，m为由1开始的自然数。
本发明的有益效果体现在：
1、操作性强，本发明方法通过激光跟踪仪标定各物理轴轴线的方向向量，仅需大致保证三坐标数控定位器和飞机坐标系的平行度即可，无需耗费大量人力物力来实现三坐标数控定位器的几何调试；
2、精度及可靠性高，本发明方法能够根据各物理轴的轴线方向，精确计算出各物理轴在飞机大部件调姿过程中所需要的移动量，确保大部件调姿过程的稳定可靠；
3、通用性好，本发明方法通过数学公式实现，仅需获取各三坐标数控定位器的实际物理轴位置和定位器物理轴轴线即可，可以封装在运动控制器底层，不受系统的影响；
4、可维护性好，本发明方法在三坐标数控定位器使用一段时间后，仅需重新标定各物理轴轴线的方向向量即可实现几何精度的修正，无需再进行几何精度调整。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单的介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。
图1为单段飞机大部件四个三坐标数控定位器组的结构示意图；
图2为单个三坐标数控定位器的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在本发明实施例的描述中，需要说明的是，若出现术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，若出现术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
在本发明实施例的描述中，“若干”代表至少2个。
在本发明实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例1
如图1-2所示，本实施例提供一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，包括以下步骤：
步骤一：建立全局飞机坐标系，分别将多个三坐标数控定位器纵横排列安放在对应定位器安装板上，先确定Y轴，然后获取水平面作为飞机坐标系的XY平面，获取飞机坐标系的X轴及Z轴并确定飞机坐标系的原点O(X0,Y0,Z0)；
步骤二：移动其中一个三坐标数控定位器的X轴处于多个不同位置，通过激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定该三坐标数控定位器的X轴轴线向量(V1XX,V1XY,V1XZ)；
步骤三：移动步骤二中所述三坐标数控定位器的Y轴处于多个不同位置，通过激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定该三坐标数控定位器的Y轴轴线向量(V1YX,V1YY,V1YZ)；
步骤四：移动步骤二中所述三坐标数控定位器的Z轴处于多个不同位置，通过激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定该三坐标数控定位器的Z轴轴线向量(V1ZX,V1ZY,V1ZZ)；
步骤五：移动步骤四中所述三坐标数控定位器各轴回到初始位置处，拟合三坐标数控定位器球窝中心点获取其在飞机坐标系下的初始位置P1(X10,Y10,Z10)；
步骤六：重复步骤二至步骤五获取其余三坐标数控定位器的X轴轴线向量(VnXX,VnXY,VnXZ)、Y轴轴线向量(VnYX,VnYY,VnYZ)、Z轴轴线向量(VnZX,VnZY,VnZZ)及初始位置Pn(Xn0,Yn0,Zn0)，其中n为剩余三坐标数控定位器的编号；
步骤七：根据飞机大部件在飞机坐标系下位姿调整，获取步骤5中所述三坐标数控定位器的球窝中心在飞机坐标系下的目标位置P1’(X10’,Y10’,Z10’)，通过如下位置逆解公式计算出该三坐标数控定位器的物理轴所需要的移动量(ΔX1M，ΔY1M，ΔZ1M)：
M＝V1XX*V1YY*V1ZZ+V1XY*V1YZ*V1ZX+V1XZ*V1YX*V1ZY-V1XX*V1YZ*V1ZY-V1XY*V1YX*V1ZZ-V1XZ*V1YY*V1ZX；
MX＝(X’10-X10)*V1YY*V1ZZ+(Y’10-Y10)*V1YZ*V1ZX+(Z’10-Z10)*V1YX*V1ZX-(X’10-X10)*V1YZ*V1ZY-(Y’10-Y10)*V1YX*V1ZZ-(Z’10-Z10)*V1YY*V1ZX；
MY＝(Y’10-Y10)*V1XX*V1ZZ+(Z’10-Z10)*V1XY*V1ZX+(X’10-X10)*V1XZ*V1ZY-(Z’10-Z10)*V1XX*V1ZY-(X’10-X10)*V1XY*V1ZZ-(Y’10-Y10)*V1XZ*V1ZX；
MZ＝(Z’10-Z10)*V1XX*V1YY+(X’10-X10)*V1XY*V1YZ+(Y’10-Y10)*V1XZ*V1YX-(Y’10-Y10)*V1XX*V1YZ-(Z’10-Z10)*V1XY*V1YX-(X’10-X10)*V1XZ*V1YY；
则得出：ΔX1M＝MX/M，ΔY1M＝MY/M，ΔZ1M＝MZ/M。
步骤八：重复步骤七，获取其余三坐标数控定位器的球窝中心在飞机坐标系下的目标位置Pn’(Xn0’,Yn0’,Zn0’)，并按照步骤七中位置逆解公式计算得到其余三坐标数控定位器的物理轴所需要的移动量(ΔXnM，ΔYnM，ΔZnM)，其中n为剩余三坐标数控定位器的编号。
步骤九：将各三坐标数控定位器物理轴的移动量下发至运动控制器，运动控制器驱动三坐标数控定位器所有运动轴同步运动，实现飞机大部件的位姿调整。
本发明通过将多个三坐标数控定位器组成一套调姿对合系统，建立调姿对合系统的飞机坐标系，并通过激光跟踪仪获取三坐标数控定位器在飞机坐标系下定位器的空间位置和定位器X、Y、Z物理轴的轴线方向数据，进而根据调姿对合系统在飞机坐标系下的平移、旋转运动并通过位置逆解获取各三坐标数控定位器物理轴的位移增量，以实现飞机大部件的位置姿态调整。
本发明基于数学方式进行精确计算，即每个三坐标数控定位器均通过位置逆解公式计算出该三坐标数控定位器的物理轴所需要的移动量，精确度高，仅需大致保证三坐标数控定位器和飞机坐标系的平行度即可，无需耗费大量人力物力来实现三坐标数控定位器的几何调试，然后将各三坐标数控定位器物理轴的移动量下发至运动控制器，运动控制器驱动三坐标数控定位器所有运动轴同步运动，实现飞机大部件的位姿调整，且在三坐标数控定位器使用一段时间后，仅需重新标定各物理轴轴线的方向向量即可实现几何精度的修正，无需再进行几何精度调整。因此本发明具有操作性强、精度及可靠性高、通用性好、可维护性好、实用性高等优点。
具体地，在步骤一中，确定Y轴时采用以下方法：
以同一列定位器安装板中心点连线所构成的中心线作为飞机坐标系的Y轴。
具体地，在步骤一中，通过在平台上放置水平仪以实现所述获取水平面作为飞机坐标系的XY平面。
具体地，在步骤一中，通过右手定则以实现所述获取飞机坐标系的X轴及Z轴并确定飞机坐标系的原点O(X0,Y0,Z0)，所述右手定则为：以右手握住Z轴，当右手的四指从正向X轴以π/2角度转向正向Y轴时，大拇指的指向即Z轴的正向。
此处已经确定了XY平面及Y轴，按照右手定则即可确定X轴和Z轴，判断方法简单有效。
具体地，在步骤二至步骤四中，所述多个不同位置为不少于10个的不同位置，保证测试的精确度。
具体地，三坐标数控定位器的数量为4m个，m为由1开始的自然数。这里三坐标数控定位器的数量以飞机大部件段数为准，每一段飞机大部件均采用4个三坐标数控定位器。
实施例2
如图1-2所示，本实施例是在实施例1的基础上，以单段飞机大部件调姿4台三坐标数控定位器组为例，提供一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，具体包含以下步骤：
步骤一：建立全局飞机坐标系，分别将三坐标数控定位器1、2、3、4安放在定位器安装板上，以三坐标数控定位器1、4的安装板中心点连线和三坐标数控定位器2、3的安装板中心点连线所构成的中心线作为飞机坐标系的Y轴，在平台上放置水平仪获取水平面作为飞机坐标系的XY平面，以右手定则获取飞机坐标系的X轴及Z轴并确定飞机坐标系的原点O(X0,Y0,Z0)；
步骤二：移动三坐标数控定位器1的X轴处于不少于10个位置，激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定三坐标数控定位器1的X轴轴线向量(V1XX,V1XY,V1XZ)；
步骤三：移动三坐标数控定位器1的Y轴处于不少于10个位置，激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定三坐标数控定位器1的Y轴轴线向量(V1YX,V1YY,V1YZ)；
步骤四：移动三坐标数控定位器1的Z轴处于不少于10个位置，激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定三坐标数控定位器1的Z轴轴线向量(V1ZX,V1ZY,V1ZZ)；
步骤五：移动数控定位器各轴回到初始位置处，拟合数控定位器球窝中心点获取其在飞机坐标系下的初始位置P1(X10,Y10,Z10)；
步骤六：重复步骤二至步骤五获取三坐标数控定位器2、3、4的X轴轴线向量分别为(V2XX,V2XY,V2XZ)、(V3XX,V3XY,V3XZ)、(V4XX,V4XY,V4XZ)，并获取三坐标数控定位器2、3、4的Y轴轴线向量分别为(V2YX,V2YY,V2YZ)、(V3YX,V3YY,V3YZ)、(V4YX,V4YY,V4YZ)，并获取三坐标数控定位器2、3、4的Z轴轴线向量分别为(V2ZX,V2ZY,V2ZZ)、(V3ZX,V3ZY,V3ZZ)、(V4ZX,V4ZY,V4ZZ)以及三坐标数控定位器2、3、4的初始位置分别为P2(X20,Y20,Z20)、P3(X30,Y30,Z30)、P4(X40,Y40,Z40)；
步骤七：根据飞机大部件在飞机坐标系下位姿调整，获取三坐标数控定位器1的球窝中心在飞机坐标系下的目标位置P1’(X10’,Y10’,Z10’)，通过如下位置逆解公式计算的三坐标数控定位器1的物理轴所需要的移动量(ΔX1M，ΔY1M，ΔZ1M)：
M＝V1XX*V1YY*V1ZZ+V1XY*V1YZ*V1ZX+V1XZ*V1YX*V1ZY-V1XX*V1YZ*V1ZY-V1XY*V1YX*V1ZZ-V1XZ*V1YY*V1ZX；
MX＝(X’10-X10)*V1YY*V1ZZ+(Y’10-Y10)*V1YZ*V1ZX+(Z’10-Z10)*V1YX*V1ZX-(X’10-X10)*V1YZ*V1ZY-(Y’10-Y10)*V1YX*V1ZZ-(Z’10-Z10)*V1YY*V1ZX；
MY＝(Y’10-Y10)*V1XX*V1ZZ+(Z’10-Z10)*V1XY*V1ZX+(X’10-X10)*V1XZ*V1ZY-(Z’10-Z10)*V1XX*V1ZY-(X’10-X10)*V1XY*V1ZZ-(Y’10-Y10)*V1XZ*V1ZX；
MZ＝(Z’10-Z10)*V1XX*V1YY+(X’10-X10)*V1XY*V1YZ+(Y’10-Y10)*V1XZ*V1YX-(Y’10-Y10)*V1XX*V1YZ-(Z’10-Z10)*V1XY*V1YX-(X’10-X10)*V1XZ*V1YY；
则得出：ΔX1M＝MX/M，ΔY1M＝MY/M，ΔZ1M＝MZ/M。
步骤八：根据飞机大部件在飞机坐标系下位姿调整，重复步骤七，获取数控定位器2、3、4的球窝中心在飞机坐标系下的目标位置分别为P2’(X20’,Y20’,Z20’)、P3’(X30’,Y30’,Z30’)、P4’(X40’,Y40’,Z40’)，并按照步骤七中位置逆解公式计算得到三坐标数控定位器2、3、4的物理轴所需要的移动量分别为(ΔX2M，ΔY2M，ΔZ2M)、(ΔX3M，ΔY3M，ΔZ3M)、(ΔX4M，ΔY4M，ΔZ4M)。
步骤九：将各数控定位器物理轴的移动量下发至运动控制器，运动控制器驱动三坐标数控定位器所有运动轴同步运动，实现飞机大部件的位姿调整。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本发明的权利要求和说明书的范围当中。

Claims (6)

1.一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：建立全局飞机坐标系，分别将多个三坐标数控定位器纵横排列安放在对应定位器安装板上，先确定Y轴，然后获取水平面作为飞机坐标系的XY平面，获取飞机坐标系的X轴及Z轴并确定飞机坐标系的原点O(X0,Y0,Z0)；
步骤二：移动其中一个三坐标数控定位器的X轴处于多个不同位置，通过激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定该三坐标数控定位器的X轴轴线向量(V1XX,V1XY,V1XZ)；
步骤三：移动步骤二中所述三坐标数控定位器的Y轴处于多个不同位置，通过激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定该三坐标数控定位器的Y轴轴线向量(V1YX,V1YY,V1YZ)；
步骤四：移动步骤二中所述三坐标数控定位器的Z轴处于多个不同位置，通过激光跟踪仪测量不同位置处的坐标数据并通过激光跟踪仪直线拟合确定该三坐标数控定位器的Z轴轴线向量(V1ZX,V1ZY,V1ZZ)；
步骤五：移动步骤四中所述三坐标数控定位器各轴回到初始位置处，拟合三坐标数控定位器球窝中心点获取其在飞机坐标系下的初始位置P1(X10,Y10,Z10)；
步骤六：重复步骤二至步骤五获取其余三坐标数控定位器的X轴轴线向量(VnXX,VnXY,VnXZ)、Y轴轴线向量(VnYX,VnYY,VnYZ)、Z轴轴线向量(VnZX,VnZY,VnZZ)及初始位置Pn(Xn0,Yn0,Zn0)，其中n为剩余三坐标数控定位器的编号；
步骤七：根据飞机大部件在飞机坐标系下位姿调整，获取步骤5中所述三坐标数控定位器的球窝中心在飞机坐标系下的目标位置P1’(X10’,Y10’,Z10’)，通过如下位置逆解公式计算出该三坐标数控定位器的物理轴所需要的移动量(ΔX1M，ΔY1M，ΔZ1M)：
M＝V1XX*V1YY*V1ZZ+V1XY*V1YZ*V1ZX+V1XZ*V1YX*V1ZY-V1XX*V1YZ*V1ZY-V1XY*V1YX*V1ZZ-V1XZ*V1YY*V1ZX；
MX＝(X’10-X10)*V1YY*V1ZZ+(Y’10-Y10)*V1YZ*V1ZX+(Z’10-Z10)*V1YX*V1ZX-(X’10-X10)*V1YZ*V1ZY-(Y’10-Y10)*V1YX*V1ZZ-(Z’10-Z10)*V1YY*V1ZX；
MY＝(Y’10-Y10)*V1XX*V1ZZ+(Z’10-Z10)*V1XY*V1ZX+(X’10-X10)*V1XZ*V1ZY-(Z’10-Z10)*V1XX*V1ZY-(X’10-X10)*V1XY*V1ZZ-(Y’10-Y10)*V1XZ*V1ZX；
MZ＝(Z’10-Z10)*V1XX*V1YY+(X’10-X10)*V1XY*V1YZ+(Y’10-Y10)*V1XZ*V1YX-(Y’10-Y10)*V1XX*V1YZ-(Z’10-Z10)*V1XY*V1YX-(X’10-X10)*V1XZ*V1YY；
则得出：ΔX1M＝MX/M，ΔY1M＝MY/M，ΔZ1M＝MZ/M；
步骤八：重复步骤七，获取其余三坐标数控定位器的球窝中心在飞机坐标系下的目标位置Pn’(Xn0’,Yn0’,Zn0’)，并按照步骤七中位置逆解公式计算得到其余三坐标数控定位器的物理轴所需要的移动量(ΔXnM，ΔYnM，ΔZnM)，其中n为剩余三坐标数控定位器的编号；
步骤九：将各三坐标数控定位器物理轴的移动量下发至运动控制器，运动控制器驱动三坐标数控定位器所有运动轴同步运动，实现飞机大部件的位姿调整。
2.根据权利要求1所述的一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，其特征在于，在步骤一中，确定Y轴时采用以下方法：
以同一列定位器安装板中心点连线所构成的中心线作为飞机坐标系的Y轴。
3.根据权利要求1或2所述的一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，其特征在于，在步骤一中，通过在平台上放置水平仪以实现所述获取水平面作为飞机坐标系的XY平面。
4.根据权利要求3所述的一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，其特征在于，在步骤一中，通过右手定则以实现所述获取飞机坐标系的X轴及Z轴并确定飞机坐标系的原点O(X0,Y0,Z0)，所述右手定则为：以右手握住Z轴，当右手的四指从正向X轴以π/2角度转向正向Y轴时，大拇指的指向即Z轴的正向。
5.根据权利要求1所述的一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，其特征在于，在步骤二至步骤四中，所述多个不同位置为不少于10个的不同位置。
6.根据权利要求1所述的一种多数控定位器物理空间任意轴线的坐标变换方法，其特征在于，三坐标数控定位器的数量为4m个，m为由1开始的自然数。
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