一种吊装式航空发动机入位安装方法与流程

1.本发明属于航空发动机安装技术领域，具体涉及一种吊装式航空发动机入位安装方法。


背景技术：

2.航空发动机安装是飞机总装集成的重大工艺过程，体现着飞机总装配的技术水平。对于民用飞机，发动机的安装质量直接影响飞机的安全性、经济性、舒适性和飞行品质。新型涡桨支线飞机为了减少风阻、降低油耗，发动机短舱空间不断压缩，发动机与短舱结构最小间隙不足20mm；发动机短舱事先布置了短舱桁架；同时发动机必须完成附件及管线装配的地面补加工。在狭小复杂空间同时进行发动机与短舱五个空间孔的精确对准，完成发动机安装并保证载荷均衡分配是发动机安装过程中必须解决的难题；发动机安装过程中必须掌握高精度的测量技术，精准的调姿和控制方法以保证发动机精准吊装入位，才能满足发动机多个高精度交点同步协调、精准安装的要求。目前涡桨飞机大都采用传统“行车 钢索吊具”的发动机安装模式，依靠人工识别调整，存在安装过程中发动机位姿及载荷不可控，安装质量波动；安装过程需要多人协调，装配效率低等弊端，无法满足新型涡桨航空发动机精准安装要求。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于克服现有航空发动机依靠人工进行定位，安装精度差，效率低的问题，提供一种吊装式航空发动机入位安装方法，本发明能够高效准确的完成发动机姿态调整，同时避开飞机短舱周围干涉，将发动机平顺送入到安装位置。
4.一种吊装式航空发动机入位安装方法，包括以下步骤：s1，将航空发动机吊装至待安装的飞机短舱的入口位置，获取航空发动机的初始空间位置，同时获取飞机短舱的空间位置和发动机目标位置；s2，根据航空发动机的初始空间位置和发动机目标位置，设置初始进位路径，初始进位路径确保航空发动机入位头部与飞机短舱的入口不接触；s3，根据初始进位路径推进航空发动机进入飞机短舱内，同时获取航空发动机的当前空间位置，根据航空发动机的当前空间位置及初始进位路径，计算下一进位状态下航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置进行比对，若下一进位状态下航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置没有干涉，则按照初始进位路径推进航空发动机入位；若下一进位状态下航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置发生干涉，则调整航空发动机的当前空间位置，使调整后的航空发动机的空间位置在初始路径下一进位状态下的航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置没有干涉，则按照初始进位路径推进航空发动机入位，直至航空发动机达到发动机目标位置。
5.优选的，航空发动机的初始空间位置和发动机目标位置获取具体包括以下步骤：在航空发动机上设置辅助定位组件，根据辅助定位组件的空间位置，获取航空发动机的初
始空间位置；根据飞机短舱的空间位置获取发动机目标位置。
6.优选的，航空发动机的初始空间位置的获取，具体包括以下步骤：将航空发动机吊装至待安装的飞机短舱的入口位置后，根据航空发动机轴线方向、翼展方向和竖直方向建立基准坐标系；采集航空发动机辅助定位组件的二维数据，并建立工作坐标系；采用激光投射的方式投射到航空发动机辅助定位组件的部分光束反射至航空发动机顶部的反射基准面上，在反射基准面上建立反射基准面坐标系；在航空发动机机架的工作面上建立工作面坐标系；使基准坐标系、工作坐标系、反射基准面坐标系和工作面坐标系的各轴平行；对工作坐标系、反射基准面坐标系和工作面坐标系相对应基准坐标系进行标定，得到工作坐标系、反射基准面坐标系和工作面坐标系与基准坐标系的转换关系；向航空发动机的翼展方向照射激光线，根据激光线照射在辅助定位组件上的距离，结合工作坐标系，得到航空发动机的翼展方向下激光线照射在辅助定位组件上的距离，从而获取航空发动机轴线方向的位移量、航空发动机在翼展方向的位移量以及航空发动机在翼展方向的偏航角；根据反射至航空发动机顶部的反射基准面的激光线，结合反射基准面坐标系，得到航空发动机在竖直方向上的位移量和绕航空发动机轴线方向滚转角的第一分量；根据航空发动机辅助定位组件的二维数据，结合工作面坐标系，得到航空发动机轴线方向滚动角的第二分量和航空发动机在竖直方向上的俯仰角；根据绕航空发动机轴线方向滚转角的第一分量和航空发动机轴线方向滚动角的第二分量，得到航空发动机轴线方向的滚动角；根据航空发动机轴线方向的位移量、轴线方向的滚动角、翼展方向的位移量、翼展方向的偏航角、竖直方向上的位移量和竖直方向上的俯仰角，结合工作坐标系、反射基准面坐标系和工作面坐标系与基准坐标系的转换关系，得到航空发动机吊装的初始空间位置。
7.优选的，根据初始进位路径推进航空发动机进入飞机短舱内具体通过并联柔索机构和平面位姿平台对航空发动机空间位姿进行调整，并联柔索机构固定于平面位姿平台上。
8.优选的，工作坐标系的建立具体包括以下步骤：以航空发动机轴线方向为x轴，翼展方向为y轴，竖直方向为z轴，建立基准坐标系o-xyz，根据航空发动机辅助定位组件的二维数据建立工作坐标系o
1-x1y1z1；o：固定平台重心；x：沿着固定平台重心o指向c点，c点为并联柔索机构的第一根绳索与固定平台的连接点；z：竖直向上方向；y：通过右手定则确定；：为航空发动机吊点的几何重心；x1：沿航空发动机吊点的几何中心指向c点，c点为并联柔索机构的第一根绳索与航空发动机的连接点；z1：垂直向上方向；
y1：通过右手定则确定。
9.优选的，通过并联柔索机构和平面位姿平台对航空发动机空间位姿进行调整时，将航空发动机的初始空间位置拟合到基准坐标系o-xyz中，具体包括：在基准坐标系o-xyz中的航空发动机的空间位姿由下式表示：中的航空发动机的空间位姿由下式表示：：在o-xyz坐标系中的x坐标；：在o-xyz坐标系中y坐标；：在o-xyz坐标系中z坐标；：航空发动机的横滚角；：航空发动机的俯仰角；：航空发动机的偏航角。
10.优选的，通过并联柔索机构和平面位姿平台对航空发动机空间位姿进行调整，包括：对航空发动机高度方向的调整，航空发动机的高度位置：航空发动机的俯仰角：航空发动机的横滚角：式中：表示ab中点m与ab中点m之间的距离；表示固定平台坐标系原点与ab边中点m之间的距离；表示工作坐标系原点与ab边中点m之间的距离；表示c点在反射基准面坐标系o
2-x2y2中的x坐标值；表示c点在反射基准面坐标系o
2-x2y2中的y坐标值；表示m点在反射基准面坐标系o
2-x2y2中的x坐标值；表示m点在反射基准面坐标系o
2-x2y2中的y坐标值；表示工件吊点a、b之间的距离；表示吊点固定平台吊点a与工件吊点a之间的绳索长度；表示固定平台吊点b与工件吊点b之间的距离。
11.优选的，航空发动机轴线方向的位移量x的计算方法如下：
其中，为落在辅助定位组件表面左边界上的激光线序数，为落在辅助定位组件表面右边界上的激光线序数，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为测量坐标系相对基准坐标系在x轴上的偏差值；航空发动机在翼展方向的位移量的计算方法如下：其中，为落在辅助定位组件表面左边界上的激光线序数，为落在辅助定位组件表面右边界上的激光线序数，为激光线照射在辅助定位组件表面上的距离，为测量坐标系相对基准坐标系在轴上的偏差值；航空发动机在竖直方向上位移量z的计算方法如下：其中，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为反射基准面坐标系相对全局坐标系在z轴上的偏差值。
12.优选的，航空发动机在翼展方向的偏航角的计算方法如下：其中，为落在辅助定位组件表面左边界上的激光线序数，为落在辅助定位组件表面右边界上的激光线序数，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为激光线照射在辅助定位组件表面上的距离。
13.优选的，航空发动机轴线方向的滚动角的计算方法如下：其中，为绕航空发动机轴线方向滚转角的第一分量，为航空发动机轴线方向滚动角的第二分量。
14.与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：本发明提供一种吊装式航空发动机入位安装方法，在吊装式航空发动机安装过程中，根据航空发动机的初始空间位置及发动机目标位置，设置初始进位路径，初始进位路径确保航空发动机入位头部与飞机短舱的入口不接触；根据初始进位路径推进航空发动机进入飞机短舱内，同时获取航空发动机的当前空间位置，将航空发动机的当前空间位置与飞机短舱的空间位置进行比对，避免航空发动机在入位过程中的当前空间位置与飞机短舱的空间位置干涉，本发明能避开飞机短舱周围干涉，平顺将发动机送入到安装位置，实现空间对接的对准，进而完成发动机在短舱内的安装，实现载荷均衡分布，快速便捷，不需要人工
干涉，将航空发动机的空间位置进行转化与飞机短舱的空间位置进行比对，精准度高。
15.优选的，通过并联柔索机构和平面位姿平台对航空发动机空间位姿进行调整，将航空发动机的当前空间位置通过基准坐标系与工作坐标系进行拟合转换，精准度高，避免人为参与，能大大提高安装效率。
附图说明
16.图1为本发明实施例中吊装式航空发动机入位安装流程图。
17.图2为本发明实施例中并联柔索机构结构示意图。
18.图3为本发明实施例中平面位姿平台结构示意图。
19.图4为本发明实施例中俯仰运动示意图。
20.图5为本发明实施例中航空发动机的横滚角随绳索长度l1变化示意图。
21.图6为本发明实施例中航空发动机的横滚角变化的非线性程度示意图。
22.图7为本发明实施例中航空发动机的高度位置随绳索长度l3变化示意图。
23.图8为本发明实施例中航空发动机的高度位置变化的非线性程度示意图。
24.图9为本发明实施例中航空发动机的俯仰角随绳索长度l3变化示意图。
25.图10为本发明实施例中航空发动机的俯仰角变化的非线性程度示意图。
26.图11为本发明实施例中航空发动机的俯仰角误差分析示意图。
具体实施方式
27.为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
28.需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
29.参见图1，一种吊装式航空发动机入位安装方法，包括以下步骤：s1，将航空发动机吊装至待安装的飞机短舱的入口位置，获取航空发动机的初始空间位置，同时获取飞机短舱的空间位置及发动机目标位置；具体的，在航空发动机上设置辅助定位组件，根据辅助定位组件的空间位置，获取航空发动机的初始空间位置。
30.s2，根据航空发动机的初始空间位置及发动机目标位置，设置初始进位路径，初始进位路径确保航空发动机入位头部与飞机短舱的入口不接触；s3，根据初始进位路径推进航空发动机进入飞机短舱内，同时获取航空发动机的
当前空间位置，根据航空发动机的当前空间位置及初始进位路径，计算下一进位状态下航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置进行比对，若下一进位状态下航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置没有干涉，则按照初始进位路径推进航空发动机入位；若下一进位状态下航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置发生干涉，则调整航空发动机的当前空间位置，使调整后的航空发动机的空间位置在初始路径下一进位状态下的航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置没有干涉，则按照初始进位路径推进航空发动机入位，直至航空发动机达到发动机目标位置。
31.具体的，下一进位状态下航空发动机的空间位置指航空发动机按照初始进位路径推进至下一空间位置时航空发动机的空间位置；若在下一进位状态下航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置发生干涉，即表示航空发动机在按照初始进位路径下入位至下一空间位置时会与飞机短舱的空间位置发生重叠，此时认为航空发动机在入位过程中与飞机短舱内壁接触，这是航空发动机入位安装过程中不允许的，说明在根据初始路径推进过程中，航空发动机的空间位置发生了改变，则需要调整航空发动机的当前空间位置，根据调整后的航空发动机的当前空间位置，计算按照初始进位路径推进至下一空间位置时航空发动机的空间位置与飞机短舱的空间位置是否发生干涉，若没有发生干涉，则说明调整后的航空发动机的空间位置回归至初始进位路径上，则按照初始进位路径推进航空发动机入位。
32.航空发动机的初始空间位置和发动机目标位置获取具体包括以下步骤：在航空发动机上设置辅助定位组件，根据辅助定位组件的空间位置，获取航空发动机的初始空间位置，根据飞机短舱的空间位置获取发动机目标位置。发动机目标位置即航空发动机安装于飞机短舱上的位置，飞机短舱的空间位置确定后，即可得到发动机目标位置。
33.航空发动机的初始空间位置的获取，具体包括以下步骤：将航空发动机吊装至待安装的飞机短舱的入口位置后，根据航空发动机轴线方向、翼展方向和竖直方向建立基准坐标系o-xyz；采集航空发动机辅助定位组件的二维数据，并建立工作坐标系o
1-x1y1z1；采用激光投射的方式投射到航空发动机辅助定位组件的部分光束反射至航空发动机顶部的反射基准面上，在反射基准面上建立反射基准面坐标系o
2-x2y2；在航空发动机机架的工作面上建立工作面坐标系；使基准坐标系、工作坐标系、反射基准面坐标系和工作面坐标系的各轴平行；对工作坐标系、反射基准面坐标系和工作面坐标系相对应基准坐标系进行标定，得到工作坐标系、反射基准面坐标系和工作面坐标系与基准坐标系的转换关系；向航空发动机的翼展方向照射激光线，根据激光线照射在辅助定位组件上的距离，结合工作坐标系，得到航空发动机的翼展方向下激光线照射在辅助定位组件上的距离，从而获取航空发动机轴线方向的位移量、航空发动机在翼展方向的位移量以及航空发动机在翼展方向的偏航角；根据反射至航空发动机顶部的反射基准面的激光线，结合反射基准面坐标系，得到航空发动机在竖直方向上的位移量和绕航空发动机轴线方向滚转角的第一分量；根据航空发动机辅助定位组件的二维数据，结合工作面坐标系，得到航空发动机轴线方向滚动角的第二分量和航空发动机在竖直方向上的俯仰角；根据绕航空发动机轴线方向滚转角的第一分量和航空发动机轴线方向滚动角的
第二分量，得到航空发动机轴线方向的滚动角；根据航空发动机轴线方向的位移量、轴线方向的滚动角、翼展方向的位移量、翼展方向的偏航角、竖直方向上的位移量和竖直方向上的俯仰角，结合工作坐标系、反射基准面坐标系和工作面坐标系与基准坐标系的转换关系，得到航空发动机吊装的初始空间位置。利用二维倾角仪建立工作面坐标系。
34.在本技术的一个实施例中，采用并联柔索机构和平面位姿平台对航空发动机空间位姿进行调整，并联柔索机构固定于平面位姿平台上。并联柔索机构包括固定平台和用于连接固定平台与航空发动机的三根绳索，如图2所示，a、b、c分别为三根绳索与固定平台的连接点；具体的，a点为并联柔索机构的第二根绳索与固定平台的连接点，b为点并联柔索机构的第三根绳索与固定平台的连接点；c点为并联柔索机构的第一根绳索与固定平台的连接点。a、b、c分别为三根绳索与航空发动机的连接点；具体的，a点为并联柔索机构的第二根绳索与航空发动机的连接点，b点为并联柔索机构的第三根绳索与航空发动机的连接点，c点为并联柔索机构的第一根绳索与航空发动机的连接点所；三根绳索的长度分别为l1、l2、l3；并联柔索机构用于调整航空发动机的高度位置、航空发动机的横滚角及航空发动机轴线方向的滚动角；平面位姿平台用于调整航空发动机的航向位置（x向）、翼展位置（y向）及航空发动机在翼展方向的偏航角。
35.以航空发动机轴线方向为x轴，翼展方向为y轴，竖直方向为z轴，建立基准坐标系o-xyz；根据航空发动机辅助定位组件的二维数据建立工作坐标系o
1-x1y1z1。
36.在基准坐标系o-xyz和工作坐标系o
1-x1y1z1中：o：固定平台重心；x：沿着固定平台重心o指向c点；z：竖直向上方向；y：通过右手定则确定；：为航空发动机吊点的几何重心；x1：沿航空发动机吊点的几何中心指向c点；z1：垂直向上方向；y1：通过右手定则确定；m：o
1-x1z1平面与ab的交点；m：o
1-x1z1平面与ab的交点。
37.平面位姿平台采用三维调整平台，包括r转动平台、x转动平台和y转动平台，用于调整航空发动机的航向位置（x向）、翼展位置（y向）及航空发动机在翼展方向的偏航角（rz），具体如图3所示，r转动平台固定于发动机安装机架上，x转动平台和y转动平台安装于r转动平台上。
38.航空发动机轴线方向的位移量x的计算方法如下：其中，为落在辅助定位组件表面左边界上的激光线序数，为落在辅助定位组件表面右边界上的激光线序数，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的
距离量，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为测量坐标系相对基准坐标系在x轴上的偏差值。
39.航空发动机在翼展方向的位移量的计算方法如下：其中，为落在辅助定位组件表面左边界上的激光线序数，为落在辅助定位组件表面右边界上的激光线序数，为激光线照射在辅助定位组件表面上的距离，为测量坐标系相对基准坐标系在y轴上的偏差值。
40.由于工作坐标系o
1-x1y1z1与基准坐标系o-xyz各轴系均平行，航空发动机在翼展方向的偏航角的计算方法如下：其中，为落在辅助定位组件表面左边界上的激光线序数，为落在辅助定位组件表面右边界上的激光线序数，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为激光线照射在辅助定位组件表面上的距离。
41.航空发动机在竖直方向上位移量z的计算方法如下：其中，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为反射基准面坐标系相对全局坐标系在z轴上的偏差值。
42.绕航空发动机轴线方向滚转角的第一分量r
y1
的计算方法如下：其中，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为第条激光线照射在辅助定位组件的表面上对应的距离量，为辅助定位组件的有效宽度，辅助定位组件的有效宽度的计算方法如下：其中，为标定的次数，为变量。
43.根据辅助定位组件的二维数据，结合工作面坐标系，能够得到航空发动机轴线方向滚动角的第二分量和航空发动机在竖直方向上的俯仰角。
44.根据绕航空发动机轴线方向滚转角的第一分量和航空发动机轴线方向滚动角的第二分量，能够得到航空发动机轴线方向的滚动角。航空发动机轴线方向的滚
动角的计算方法如下：其中，为绕航空发动机轴线方向滚转角的第一分量，为航空发动机轴线方向滚动角的第二分量。
45.将航空发动机的初始空间位置拟合到基准坐标系o-xyz中，航空发动机的空间位姿包括6个自由度，在基准坐标系o-xyz中航空发动机的空间位姿由下式表示：xyz中航空发动机的空间位姿由下式表示：：在基准坐标系o-xyz中的x坐标；：在基准坐标系o-xyz中的y坐标；：在基准坐标系o-xyz中的z坐标，即航空发动机的高度位置；：航空发动机的横滚角；：航空发动机的俯仰角；：航空发动机的偏航角。
46.根据航空发动机的初始空间位置设置初始进位路径，利用并联柔索机构和平面位姿平台对航空发动机空间位姿进行调整，直至安装到位。
47.对航空发动机高度方向的调整，即调整航空发动机的高度位置：当三根绳索等比例同时收缩或伸长，根据静力平衡原理可知并联柔索机构沿着z轴平移；此时，航空发动机吊点的几何重心与固定平台重心o相对坐标为：（1-1）根据空间向量的几何关系可得：（1-2）表示ab中点m与ab中点m之间的距离；表示固定平台坐标系原点与ab边中点m之间的距离；表示工作坐标系原点与ab边中点m之间的距离。
48.航空发动机的俯仰角：当绳索l1、绳索l2长度不发生变化，绳索l3长度改变，根据静力平衡原理可知并联柔索机构发生俯仰运动，其运动可等效为航空发动机轴线在反射基准面坐标系o
2-x2y2中，如图4所示，反射基准面坐标系o
2-x2y2中并联柔索机构中轴线的俯仰运动。
49.已知c点坐标为（，0，0），设m点坐标为（，，0），设c点坐标为（，，0），根据几何条件可得：（1-3）（1-4）
（1-5）（1-6）表示c点在反射基准面坐标系o
2-x2y2中的x坐标值；表示c点在反射基准面坐标系o
2-x2y2中的y坐标值；表示m点在反射基准面坐标系o
2-x2y2中的x坐标值；表示m点在反射基准面坐标系o
2-x2y2中的y坐标值；表示反射基准面坐标系o
2-x2y2原点o2与点m之间的距离；表示固定平台吊点c与工件吊点c之间的绳索长度；l
mc
表示点m和工件吊点c之间的距离；l
mc
表示点m和固定平台吊点c之间的距离；表示边o2c与边cc之间的夹角。
50.由（1-4），（1-5），（1-6）得：（1-7）由（1-3）得：（1-8）令：（1-9）由（1-7），（1-8），（1-9）得：（1-10）根据辅助角公式得：（1-11）（1-12）（1-13）（1-14）（1-15）表示辅助角公式形成的角度；表示o2c与o2m之间的夹角。
51.（1-10）经上述化简得：
（1-16）（1-17）（1-18）（1-19）（1-20）（1-21）航空发动机的横滚角：当绳索l1、绳索l2发生相对长度变化时，航空发动机的横滚角发生变化，由于调节幅度微小，则有：（1-22）表示固定平台吊点a与工件吊点a之间的绳索长度；表示固定平台吊点b与工件吊点b之间的距离；表示工件吊点a、b之间的距离。
52.基于前述公式可得航空发动机的空间6自由度位姿的公式：其中：其中：：航空发动机的横滚角；：航空发动机的俯仰角；：航空发动机的偏航角；：航向方向电机位置；：翼展方向电机位置；：偏向角度电机转角；l
mc
表示点m和固定平台吊点c之间的距离。
53.对并联柔索机构和平面位姿平台对航空发动机空间位姿进行调整进行作业仿真：为验证联柔索机构和平面位姿平台运动学正解运算的准确性，本技术对并联柔索机构和平面位姿平台安装作业进行运动学仿真。由于航空发动机的航向位置x
o1
、翼展位置yo1
及航空发动机的偏航角γ正向运动学完全解耦，其运动输入与输出为线性关系，所以主要仅对航空发动机的高度位置、航空发动机的横滚角及航空发动机的俯仰角三个自由度进行运动学仿真。
54.其中，ab=1000，ac=bc=2500，ab=300，ac=bc=2200，l1、l2、l3长度输入为3000mm。
55.根据理论计算，通过仿真得出航空发动机的横滚角随l1变化轨迹，如图5、图6所示，图5中虚线为首尾两点之间的连线，实线表示航空发动机的横滚角随绳索长度l1变化的曲线。
56.根据理论计算，通过仿真得出航空发动机的高度位置随l1、l2、l3长度等比例变化轨迹，如图7、图8所示，图7中虚线为首尾两点之间的连线，实线表示航空发动机的高度位置随绳索长度l3变化的曲线。
57.如图9、图10所示，图9中虚线为首尾两点之间的连线，实线表示航空发动机的俯仰角β随绳索长度l3变化的曲线，航空发动机的俯仰角β随着绳索长度l3的变化，呈现下降趋势。通过放大航空发动机的俯仰角β随绳索长度l3变化趋势图时，可以看出航空发动机的俯仰角β随着绳索长度l3的变化呈二阶非线性变化趋势。
58.并联柔索机构和平面位姿平台对航空发动机吊装精度的分析：航空发动机的安装精度影响发动机安装质量的一致性，本技术对并联柔索机构和平面位姿平台进行精度建模，通过机构误差分析，评估并联柔索机构和平面位姿平台的安装精度，为航空发动机安装的精确位姿调整提供理论模型及精度数据支撑。
59.设并联柔索机构和平面位姿平台空间位姿的实际情况如下，其中：δm1：航向方向平面位姿平台移动产生的误差；δm2：翼展方向平面位姿平台移动产生的误差；δm3：偏向角度平面位姿平台偏航产生的误差；δl1: 绳索l1长度发生变化产生的误差；δl2: 绳索l2长度发生变化产生的误差；δl3: 绳索l3长度发生变化产生的误差；则并联柔索机构和平面位姿平台的精度表示为：
通过上面公式可知，航空发动机的航向位置、翼展位置及偏航角的自由度的误差与输入误差呈线性相关；航空发动机的高度位置、航空发动机的横滚角及航空发动机的俯仰角自由度的误差与输入误差呈非线性关系。为此，下面重点分析航空发动机的高度位置、航空发动机的横滚角及航空发动机的俯仰角自由度的作业精度。
60.并联柔索机构和平面位姿平台精度分析：基于工程设计经验，联柔索机构系统采用伺服电机和减速器的方式配置绳索的长度控制。考虑到驱动装置及传动装置自身精度、绳索的拉伸及系统误差，联柔索机构中三根绳索的输入误差（绳索长度误差）为δl1=δl2=δl3=0.1mm，则联柔索机构对于航空发动机的高度位置，于航空发动机的俯仰角，于航空发动机的横滚角自由度的作业精度分析如下：于航空发动机的高度位置误差：求取z坐标值时，当δl1=δl2=δl3=0.1mm时会产生最大误差经过计算其最大误差为0.099837≈0.1mm。
61.于航空发动机的俯仰角误差：当求取俯仰角时，δl1=δl2=0mm，δl3=0.1mm时会产生最大的误差，下图11为随着l3发生变化时俯仰角误差的变化趋势，其最大误差为 0.0027
°
。
62.于航空发动机的横滚角误差：当求取横滚角误差时，δl1=0.1mm，δl2=0mm时会产生最大误差其横滚角最大误差为0.0033
°
。
63.吊装试验验证：本技术基于前述联柔索机构和平面位姿平台开展了吊装作业测试，并通过测量系统提取了航空发动机的空间位置及姿态状态，并根据位姿误差进行在线调整，最终实现精准对接。本发明公开了一种吊装式航空发动机入位安装方法，在吊装式航空发动机安装过程中，能够完成发动机姿态调整，同时避开飞机短舱周围干涉，平顺将发动机送入到安装位置，实现空间的对准，进而完成发动机在航空发动机短舱内的安装，实现载荷均衡分布。