專利名稱：基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)及方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)及方法。
背景技術(shù)：
在航空航天制造領(lǐng)域，為實(shí)現(xiàn)部件的對接裝配，需要對飛機(jī)機(jī)身等大型剛 體部件的位姿進(jìn)行調(diào)整。飛機(jī)機(jī)身部件是一種獨(dú)特的操作對象，其體積、質(zhì)量 大，位姿調(diào)整精度要求高，且不允許調(diào)整工裝對機(jī)身表面或內(nèi)部構(gòu)件造成損傷。 目前廣泛應(yīng)用的串聯(lián)機(jī)器人主要適用于體積和質(zhì)量較小，系統(tǒng)剛度要求不高的 場合。常用的并聯(lián)機(jī)構(gòu)，只是應(yīng)用于模擬飛行器仿真或并聯(lián)機(jī)床制造領(lǐng)域，其 動平臺的體積、質(zhì)量無法與機(jī)身部件相比，系統(tǒng)剛度及定位精度都不能滿足飛 機(jī)機(jī)身部件的調(diào)整要求。
在傳統(tǒng)的基于型架的飛機(jī)裝配過程中， 一般采用多個千斤頂托起機(jī)身，人 工輔助定位的方式實(shí)現(xiàn)部件的位姿調(diào)整。這種方式存在著調(diào)整精度低、裝配應(yīng) 力大等問題。調(diào)姿工裝是實(shí)現(xiàn)飛機(jī)數(shù)字化裝配的關(guān)鍵設(shè)備，也是將控制指令轉(zhuǎn) 化為實(shí)際運(yùn)動的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。國外數(shù)字化裝配技術(shù)的一個主要特征就是在飛機(jī)的 總裝階段越來越多地使用自動化調(diào)姿工裝，基于工業(yè)現(xiàn)場總線，構(gòu)建多軸同步 運(yùn)動控制網(wǎng)絡(luò)，實(shí)現(xiàn)多機(jī)械裝置的協(xié)調(diào)運(yùn)動，準(zhǔn)確平穩(wěn)地實(shí)現(xiàn)大部件位姿調(diào)整 和對接。因此，為保證部件應(yīng)力變形小、工裝調(diào)整方便、調(diào)整精度高，針對具有扁平或近似橢圓型的飛機(jī)前段機(jī)身、尾段機(jī)身、機(jī)翼、垂尾等部件，文獻(xiàn)"Join Cell for the G150 Aircraft" (Samuel O. Smith, Dr. Peter B. Zieve and Michael Gurievsky, 2006 SAE International, 2006.1.31)在Gulfstream G150型飛機(jī)裝配中，
給出了一種采用多個可移動千斤頂支撐機(jī)身段，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)身部件的位姿調(diào)整 和對接。每段機(jī)身采用4一6個可移動千斤頂進(jìn)行支撐，通過自動化控制，實(shí)現(xiàn) 機(jī)身段位姿調(diào)整和對接。德國寶捷公司、西班牙SERRA公司和M.Torris公司等 飛機(jī)數(shù)字化裝配設(shè)備制造商，也分別提出了各種三坐標(biāo)支撐機(jī)構(gòu)，用于實(shí)現(xiàn)飛 機(jī)大部件的位姿調(diào)整和對接裝配。文獻(xiàn)"船體分段找正對接系統(tǒng)——一個多機(jī)器 人協(xié)調(diào)操作系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)"(景奉水，譚民，候增廣，王云寬.自動化學(xué) 報,2002,28(5):708-714)提出采用多臺三自由度機(jī)器人協(xié)調(diào)動作，實(shí)現(xiàn)船體分段 位姿找正和對接。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)及方法。
基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)包括個三坐標(biāo)定位器、球形工藝 接頭、待調(diào)整待調(diào)整飛機(jī)部件，由三個三坐標(biāo)定位器通過球形工藝接頭支撐待 調(diào)整待調(diào)整飛機(jī)部件，三坐標(biāo)定位器包括底板、X向運(yùn)動機(jī)構(gòu)、Y向運(yùn)動機(jī)構(gòu)、
Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)，在底板上從下而上依次設(shè)有X向運(yùn)動機(jī)構(gòu)、Y向運(yùn)動機(jī)構(gòu)、Z 向運(yùn)動機(jī)構(gòu)，在Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)上端設(shè)有與球形工藝接頭相配合的圓錐面腔。
所述的待調(diào)整飛機(jī)部件為框梁結(jié)構(gòu)，球形工藝接頭安裝在待調(diào)整飛機(jī)部件 的框梁上，待調(diào)整飛機(jī)部件的重心位于三個定位器組成的三角形內(nèi)。
基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整方法包括以下步驟
1) 將待調(diào)整飛機(jī)部件通過球形工藝接頭放置在三個三坐標(biāo)定位器上，
2) 建立全局坐標(biāo)系OXYZ，并在待調(diào)整飛機(jī)部件上固結(jié)一個局部坐標(biāo)系 O'X'Y'Z'，采用局部坐標(biāo)系原點(diǎn)O'在全局坐標(biāo)系OXYZ下的坐標(biāo)表達(dá)待調(diào)整飛 機(jī)部件的位置，采用翻轉(zhuǎn)、俯仰、側(cè)傾表達(dá)待調(diào)整飛機(jī)部件的姿態(tài)；
3) 在全局坐標(biāo)系下計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿；
4) 規(guī)劃出待調(diào)整飛機(jī)部件從當(dāng)前位姿到目標(biāo)位姿的路徑；
5) 根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡；
6) 根據(jù)定位器各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡，三個定位器協(xié)調(diào)運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)位姿調(diào)整。 所述的在全局坐標(biāo)系下計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿步驟
1) 當(dāng)前或目標(biāo)位姿下，以待調(diào)整飛機(jī)部件局部坐標(biāo)系原點(diǎn)O'在全局坐標(biāo)系 OXYZ下的坐標(biāo)，表達(dá)待調(diào)整飛機(jī)部件的當(dāng)前或目標(biāo)位置P= [Px,Py,Pz]T;
2) 令待調(diào)整飛機(jī)部件局部坐標(biāo)系的三個坐標(biāo)軸從與全局坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸重 合的狀態(tài)開始，依次繞全局坐標(biāo)系X、 Y、 Z軸旋轉(zhuǎn)"、6、 c弧度到達(dá)當(dāng)前或目 標(biāo)姿態(tài)，并以該角度序列表達(dá)待調(diào)整飛機(jī)部件的當(dāng)前或目標(biāo)姿態(tài)及RPY=[a,b,c]T
3) 綜合當(dāng)前或目標(biāo)位置、當(dāng)前或目標(biāo)姿態(tài)，寫出待調(diào)整飛機(jī)部件的當(dāng)前位 姿或目標(biāo)位姿L = [Px，Py,Pz,a,b,c]T。
所述的規(guī)劃出待調(diào)整飛機(jī)部件從當(dāng)前位姿到目標(biāo)位姿的路徑步驟將路徑
處理為一次平移和一次旋轉(zhuǎn)，從當(dāng)前位姿到達(dá)目標(biāo)位姿。
所述的根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡步驟
1)對于待調(diào)整飛機(jī)部件的平移路徑，采用基于時間的3 5次多項(xiàng)式法規(guī)
劃位置調(diào)整量，以使定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)獲得較好的動力學(xué)特性；
2)對于待調(diào)整飛機(jī)部件的旋轉(zhuǎn)路徑，采用基于時間的3 5次多項(xiàng)式法規(guī)
劃角度調(diào)整量，以使定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)獲得較好的動力學(xué)特性。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于1)可以實(shí)現(xiàn)對待調(diào)整飛機(jī)部件的支撐；2)可以實(shí)現(xiàn) 待調(diào)整飛機(jī)部件位置和姿態(tài)的自動調(diào)整；3)可以實(shí)現(xiàn)待調(diào)整飛機(jī)部件位置和姿 態(tài)的點(diǎn)動調(diào)整。


附圖是基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖中底板l、 X向運(yùn)動機(jī)構(gòu)2、 Y向運(yùn)動機(jī)構(gòu)3、 Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)4、球形工
藝接頭5、聯(lián)結(jié)點(diǎn)6、待調(diào)整飛機(jī)部件7。
具體實(shí)施例方式
如附圖所示，基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)包括三個三坐標(biāo)定 位器、球形工藝接頭5、待調(diào)整飛機(jī)部件7，由三個三坐標(biāo)定位器通過球形工藝 接頭5支撐待調(diào)整飛機(jī)部件7，三坐標(biāo)定位器包括底板1、 X向運(yùn)動機(jī)構(gòu)2、 Y 向運(yùn)動機(jī)構(gòu)3、 Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)4，在底板1上從下而上依次設(shè)有X向運(yùn)動機(jī)構(gòu)2、 Y向運(yùn)動機(jī)構(gòu)3、 Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)4，在Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)4上端設(shè)有與球形工藝接頭 5相配合的圓錐面腔。
所述的待調(diào)整飛機(jī)部件7為框梁結(jié)構(gòu)，球形工藝接頭5安裝在待調(diào)整飛機(jī) 部件7的框梁上，待調(diào)整飛機(jī)部件7的重心位于三個定位器組成的三角形內(nèi)。
基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整方法包括以下步驟
1) 將待調(diào)整飛機(jī)部件7通過球形工藝接頭5放置在3個三坐標(biāo)定位器上，
2) 建立全局坐標(biāo)系OXYZ，并在待調(diào)整飛機(jī)部件7上固結(jié)一個局部坐標(biāo)系 O'X'Y'Z'，采用局部坐標(biāo)系原點(diǎn)O'在全局坐標(biāo)系OXYZ下的坐標(biāo)表達(dá)待調(diào)整飛 機(jī)部件7的位置，釆用翻轉(zhuǎn)、俯仰、側(cè)傾表達(dá)待調(diào)整飛機(jī)部件7的姿態(tài)；
3) 在全局坐標(biāo)系下計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件7的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿；
4) 規(guī)劃出待調(diào)整飛機(jī)部件7從當(dāng)前位姿到目標(biāo)位姿的路徑；
5) 根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡；
6) 根據(jù)定位器各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡，三個定位器協(xié)調(diào)運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)位姿調(diào)整。 所述的在全局坐標(biāo)系下計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件7的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿步
驟
1) 當(dāng)前或目標(biāo)位姿下，以待調(diào)整飛機(jī)部件7局部坐標(biāo)系原點(diǎn)0'在全局坐標(biāo) 系OXYZ下的坐標(biāo)，表達(dá)待調(diào)整飛機(jī)部件7的當(dāng)前或目標(biāo)位置[A，
2) 令待調(diào)整飛機(jī)部件7局部坐標(biāo)系的三個坐標(biāo)軸從與全局坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸
重合的狀態(tài)開始，依次繞全局坐標(biāo)系X、 Y、 Z軸旋轉(zhuǎn)"、6、 c弧度到達(dá)當(dāng)前或 目標(biāo)姿態(tài)，并以該角度序列表達(dá)待調(diào)整飛機(jī)部件7的當(dāng)前或目標(biāo)姿態(tài)及戶1^[", 6，
3)綜合當(dāng)前或目標(biāo)位置、當(dāng)前或目標(biāo)姿態(tài)，寫出待調(diào)整飛機(jī)部件7的當(dāng)前 位姿或目標(biāo)位姿1 = [A, ^， A， ", 6, cf 。
所述的規(guī)劃出待調(diào)整飛機(jī)部件7從當(dāng)前位姿到目標(biāo)位姿的路徑步驟將路
徑處理為一次平移和一次旋轉(zhuǎn)，從當(dāng)前位姿到達(dá)目標(biāo)位姿 設(shè)待調(diào)整飛機(jī)部件7的當(dāng)前位姿為
丄0 = |>0, >"。， z。， "o, 60， c。]7 待調(diào)整飛機(jī)部件7的目標(biāo)位姿為
則待調(diào)整飛機(jī)部件7的平移調(diào)整量為-.
= [A & = 外z/ - [x0, y0, z0]r 待調(diào)整飛機(jī)部件7的姿態(tài)調(diào)整量為
及外=[a 6 cf= c/- [a0, 60， c0]r
再根據(jù)w戶r角計(jì)算出以等效角位移矢量表達(dá)的姿態(tài)調(diào)整量w，計(jì)算過程如
下:
首先根據(jù)及尸r角計(jì)算待調(diào)整飛機(jī)部件7的姿態(tài)調(diào)整矩陣及，計(jì)算公式為
cos c cos Z- sin c cos a + cos c sin 6 sin asin c sin a + cos c sin 6 cos a 7 = sin c cos 6cos c cos " + sin c sin 6 sin a一 cos c sin a + sin c sin 6 cos " (1)
一sin6 cos 6 sin a
其中及為3x3的姿態(tài)變換矩陣:
及
<formula>formula see original document page 7</formula>(2)
再根據(jù)及計(jì)算等效角位移M^必-0[4^^r，其中d為等效轉(zhuǎn)軸，e為等
效轉(zhuǎn)角，計(jì)算公式為 _
《2 (1 - cos + cos夕 (1 - cos 0 — d3 sin ^ 《(i3 (1 — cos夕)+ d2 sin 9
及= (1 - cos (9) + c/3 sin 6 d22 (1 - cos <9) + eos 0 仏(1 - cos 0) - ^ sin (9 (3 )
《^ 3(1 — cos 9) — d2 sin P c/2c/3(1 — cos 6) +《sin P c/32 (1 — cos夕)+ cos ^
根據(jù)公式(錯誤！未找到引用源。)，可解得
<formula>formula see original document page 7</formula>令待調(diào)整飛機(jī)部件7完成平移調(diào)整量P和姿態(tài)調(diào)整量vv，即可從當(dāng)前位姿
到達(dá)目標(biāo)位姿。
所述的根據(jù)該路徑生成定位器各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡步驟 對于位置調(diào)整量戶，設(shè)在時間K內(nèi)完成，貝IJ:
尸o = 0，戶n =戶；v。 = 0, Yi = 0; a0 = 0, n = 0 其中尸、v、 fl分別為位移、速度和加速度，/V戶n分別為0時刻與^時刻
的位移，vo、 vn、 "o、 "n具有相似含義。
設(shè)位置調(diào)整曲線表達(dá)式為戶(/) = ^ + /^ + ^:/ + /^3 + */ + /^5，則多項(xiàng)式
的系數(shù)滿足6個約束條件
尸o 二
pri "0 + + a27;2 + ft3r'3 + a, + 、r,
= & +2A27; +3>5:37; +4/t47; +5^7]
=2A:2 + 6*37; +12&47;2 + 20A:57;3 公式(錯誤！未找到引用源。)含有6個未知數(shù)，6個方程，
=尸o
(5)
;解為:
A2 =i 0/2
20i>ri -20P0 -(8》n +12聲0)7; -(3^0 -i^);2 一 30戶 - 30戶0 +(14>n +16聲0)7; +(3》0 -2》 )7^2
(6)
根據(jù)公式(錯誤！未找到引用源。)，可解得曲線i^)的各項(xiàng)系數(shù)，該曲線具 有平滑變化的速度、加速度。時間7^是根據(jù)附圖所示位姿調(diào)整系統(tǒng)的物理特性 確定的，在該時間內(nèi)，定位器1達(dá)到的最大速度和加速度都不會超過系統(tǒng)允許 的最大值。
對于角度調(diào)整量e，設(shè)在時間r2內(nèi)完成，貝廿
= o， =
,=0, 69/2 = 0; yo = 0, = 0
其中隊(duì)《、 y分別為角位移、角速度和角加速度，&、 ^2分別為0時刻與 r2時刻的角位移，Wo、 。n、》)^具有相似含義。設(shè)角度調(diào)整曲線表達(dá)式為《f) + + + + 根據(jù)這些已知條件，可解得<formula>formula see original document page 9</formula>(7)
<formula>formula see original document page 9</formula>(9)
根據(jù)公式(錯誤！未找到引用源。)，可解得曲線《0的各項(xiàng)系數(shù)，該曲線具
有平滑變化的角速度、角加速度。時間r2也是根據(jù)附圖所示位姿調(diào)整系統(tǒng)的物 理特性確定的，在該時間內(nèi)，定位器i能達(dá)到的最大速度和加速度都不會超過 系統(tǒng)允許的最大值。
根據(jù)公式
<formula>formula see original document page 9</formula>(8)
解得角位移曲線W0)，將W^)代入公式(3)可得姿態(tài)變換矩陣函數(shù)i (0:
<formula>formula see original document page 9</formula>位置調(diào)整曲線/^)與姿態(tài)變換矩陣函數(shù)及(0就是待調(diào)整飛機(jī)部件7的自動位 姿調(diào)整路徑。
基于逆運(yùn)動學(xué)原理，可將規(guī)劃出的位置調(diào)整曲線尸(0與姿態(tài)變換矩陣函數(shù) 及(/)轉(zhuǎn)化為相關(guān)調(diào)姿點(diǎn)的軌跡，該軌跡具有平滑變化的速度和加速度，轉(zhuǎn)化方法 如下
如附圖所示，設(shè)聯(lián)結(jié)點(diǎn)6 (包括J、 B、 C、 D)在當(dāng)前位姿下具有初始坐標(biāo)
為、50、 C0、 A)，則聯(lián)結(jié)點(diǎn)軌跡(包括」(f)、丑⑦、C(f)、 為
<formula>formula see original document page 9</formula>(10)
位姿調(diào)整包括兩個過程首先進(jìn)行平移，^時間內(nèi)完成；然后進(jìn)行旋轉(zhuǎn)， ^時間內(nèi)完成。因此，共耗時^ + 72。
權(quán)利要求
1．一種基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)，其特征在于包括三個三坐標(biāo)定位器、球形工藝接頭(5)、待調(diào)整飛機(jī)部件(7)，由3個三坐標(biāo)定位器通過球形工藝接頭(7)支撐待調(diào)整飛機(jī)部件(7)，三坐標(biāo)定位器包括底板(1)、X向運(yùn)動機(jī)構(gòu)(2)、Y向運(yùn)動機(jī)構(gòu)(3)、Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)(4)，在底板(1)上從下而上依次設(shè)有X向運(yùn)動機(jī)構(gòu)(2)、Y向運(yùn)動機(jī)構(gòu)(3)、Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)(4)，在Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)(4)上端設(shè)有與球形工藝接頭(5)相配合的圓錐面腔。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)， 其特征在于所述的待調(diào)整飛機(jī)部件(7)為框梁結(jié)構(gòu)，球形工藝接頭(5)安裝 在待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的框梁上，待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的重心位于三個定位 器組成的三角形內(nèi)。
3. —種基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整方法，其特征在于包括以下步驟1) 將待調(diào)整飛機(jī)部件(7)通過球形工藝接頭(5)放置在3個三坐標(biāo)定位 器上，2) 建立全局坐標(biāo)系OXYZ，并在待調(diào)整飛機(jī)部件(7)上固結(jié)一個局部坐 標(biāo)系O'X'Y'Z'，采用局部坐標(biāo)系原點(diǎn)O'在全局坐標(biāo)系OXYZ下的坐標(biāo)表達(dá)待調(diào) 整飛機(jī)部件(7)的位置，采用翻轉(zhuǎn)、俯仰、側(cè)傾表達(dá)待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的 姿態(tài)；3) 在全局坐標(biāo)系下計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿；4) 規(guī)劃出待調(diào)整飛機(jī)部件(7)從當(dāng)前位姿到目標(biāo)位姿的路徑；5) 根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡；6) 根據(jù)定位器各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡，三個定位器協(xié)調(diào)運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)位姿調(diào)整。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整方法， 其特征在于所述的在全局坐標(biāo)系下計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的當(dāng)前位姿與目 標(biāo)位姿步驟1) 當(dāng)前或目標(biāo)位姿下，以待調(diào)整飛機(jī)部件(7)局部坐標(biāo)系原點(diǎn)O'在全局 坐標(biāo)系OXYZ下的坐標(biāo)，表達(dá)待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的當(dāng)前或目標(biāo)位置尸=[A,尸y,尸/;2) 令待調(diào)整飛機(jī)部件(7)局部坐標(biāo)系的三個坐標(biāo)軸從與全局坐標(biāo)系各坐 標(biāo)軸重合的狀態(tài)開始，依次繞全局坐標(biāo)系X、 Y、 Z軸旋轉(zhuǎn)a、 Zk c弧度到達(dá)當(dāng) 前或目標(biāo)姿態(tài)，并以該角度序列表達(dá)待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的當(dāng)前或目標(biāo)姿態(tài)及戶r <formula>formula see original document page 3</formula>3)綜合當(dāng)前或目標(biāo)位置、當(dāng)前或目標(biāo)姿態(tài)，寫出待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的 當(dāng)前位姿或目標(biāo)位姿丄=[A, ^，尸z， ", 6, cf 。
5. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整方法， 其特征在于所述的規(guī)劃出待調(diào)整飛機(jī)部件(7)從當(dāng)前位姿到目標(biāo)位姿的路徑步 驟將路徑處理為一次平移和一次旋轉(zhuǎn)，從當(dāng)前位姿到達(dá)目標(biāo)位姿；。
6. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整方法，其特征在于所述的根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡步驟1) 對于待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的平移路徑，采用基于時間的3 5次多項(xiàng)式 法規(guī)劃位置調(diào)整量，以使定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)獲得較好的動力學(xué)特性；2) 對于待調(diào)整飛機(jī)部件(7)的旋轉(zhuǎn)路徑，采用基于時間的3 5次多項(xiàng)式 法規(guī)劃角度調(diào)整量，以使定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)獲得較好的動力學(xué)特性。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于三個定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)及方法。位姿調(diào)整系統(tǒng)包括三個三坐標(biāo)定位器、球形工藝接頭、待調(diào)整飛機(jī)部件，三坐標(biāo)定位器包括底板，及從下而上依次設(shè)有的X向運(yùn)動機(jī)構(gòu)、Y向運(yùn)動機(jī)構(gòu)、Z向運(yùn)動機(jī)構(gòu)。位姿調(diào)整方法的步驟為1)建立全局坐標(biāo)系OXYZ，計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿；2)規(guī)劃出待調(diào)整飛機(jī)部件從當(dāng)前位姿到目標(biāo)位姿的路徑；3)根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡；4)根據(jù)定位器各向運(yùn)動機(jī)構(gòu)的軌跡，三個定位器協(xié)調(diào)運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)位姿調(diào)整。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于1)可以實(shí)現(xiàn)對待調(diào)整飛機(jī)部件的支撐；2)可以實(shí)現(xiàn)待調(diào)整飛機(jī)部件位置和姿態(tài)的自動調(diào)整；3)可以實(shí)現(xiàn)待調(diào)整飛機(jī)部件位置和姿態(tài)的點(diǎn)動調(diào)整。
文檔編號B64F5/00GK101362514SQ200810161670
公開日2009年2月11日 申請日期2008年9月19日 優(yōu)先權(quán)日2008年9月19日
發(fā)明者余進(jìn)海, 俞慈君, 強(qiáng) 方, 李江雄, 楊衛(wèi)東, 柯映林, 畢運(yùn)波, 秦龍剛, 蔣君俠, 賈叔仕, 郭志敏 申請人:浙江大學(xué)