專利名稱：基于3-2-1隨動式定位器的飛機部件位姿調(diào)整方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機部件位姿調(diào)整方法，更具體地是一種基于3-2-1隨動式定位器的飛機部件位姿調(diào)整方法。
背景技術(shù)：
傳統(tǒng)飛機大部件對接裝配(機身前中后段對接、機翼機身對接等)，采用手動式定位器支撐飛機部件和光學(xué)輔助定位的方法，實現(xiàn)部件的位姿調(diào)整。這種方式由于完全依賴于人工經(jīng)驗和手動操作，勞動強度大，調(diào)姿效率低，調(diào)姿精度難以保證。為克服傳統(tǒng)飛機部件調(diào)姿方法不足，結(jié)合高精度測量設(shè)備(激光跟蹤測量儀、室內(nèi)GPS或激光雷達)，采用定位器自動聯(lián)動數(shù)字化驅(qū)動與控制技術(shù)，實現(xiàn)飛機部件位姿精確自動調(diào)整以成為現(xiàn)代飛機制造業(yè)發(fā)展趨勢。近十余年來，波音777、787，空客的A340、A380已逐步采用飛機大部件自動定位器聯(lián)動驅(qū)動與控制系統(tǒng)代替手動對接。在飛機部件位姿調(diào)整過程中，自動定位器通過工藝接頭與飛機部件相連；通過多個自動定位器相互空間平移運動組合，最終實現(xiàn)飛機部件的精確空間平移和旋轉(zhuǎn)。目前，依據(jù)自由度驅(qū)動的差別，自動定位器分為兩類主動式和隨動式。主動式是指在CTZ三個方向都有伺服電機驅(qū)動，類似于三坐標(biāo)數(shù)控機床。隨動式是指在XYZ三個方向僅僅有一個或兩個方向上伺服電機驅(qū)動，剩余的兩個或一個方向上不受約束，處于自由滑動狀態(tài)。飛機部件調(diào)姿過程，如果全部采用主動式定位器構(gòu)成自動定位系統(tǒng)，能夠精確控制所有定位器在三個自由度上的空間位置，但也存在如下問題1)主動式自動定位調(diào)姿算法復(fù)雜。主動式自動定位調(diào)姿系統(tǒng)為自由度冗余系統(tǒng)。 一個定位器有3個自由度，如果使用3個定位器則構(gòu)成9個自由度，而飛機部件空間剛體運動只有6個自由度3個平移和3個旋轉(zhuǎn)冗余3個自由度。為了保證飛機部件能夠?qū)崿F(xiàn)剛體運動，調(diào)姿算法必須有足夠的穩(wěn)定性和精確性，其計算結(jié)果能夠確保所有定位器自由度必須協(xié)調(diào)運動，使得飛機部件在運動過程中不會發(fā)生形變，避免導(dǎo)致部件或定位系統(tǒng)發(fā)生破壞。2)由于系統(tǒng)調(diào)姿過程中，存在運動冗余協(xié)調(diào)的問題，因此對整個系統(tǒng)的定位機構(gòu)運動精度、運動反饋裝置、運動控制系統(tǒng)的協(xié)調(diào)控制性能都提出很高的要求定位運動機構(gòu)必須有足夠的結(jié)構(gòu)剛強度加工制造精度，以確保飛機自重載荷下不會發(fā)生變形和破壞，并且能夠精確運動到指定位置；運動反饋裝置，如力傳傳感器、位移傳感器，必須能精確地準確反饋運動機構(gòu)當(dāng)前狀態(tài)和位置，對發(fā)生的問題(碰撞、卡死)能夠及時反饋；運動控制系統(tǒng)必須能夠依照位姿算法生成的結(jié)果，有效并精確地控制多個軸進行同步協(xié)調(diào)運動，確保部件的剛體柔性運動?；谶@些要求，將導(dǎo)致系統(tǒng)硬件架構(gòu)過于復(fù)雜，可靠度低。3)目前，飛機制造廠用于飛機部件對接裝配的定位器大多采用手搖隨動式定位器。如果采用全自由度系統(tǒng)，勢必需要重新設(shè)計并制造全新的系統(tǒng)，舊有系統(tǒng)無法重新利用，造成生產(chǎn)成本增加和不必要的浪費。舊有的系統(tǒng)可通過技術(shù)改造，對手動驅(qū)動部位加裝伺服電機，構(gòu)成隨動式自動定位器。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明解決的技術(shù)問題是提供一種基于3-2-1隨動式定位器的飛機部件位姿調(diào)整方法；為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明一種基于3-2-1隨動式定位器的飛機部件位姿調(diào)整方法，包括以下步驟步驟一、將待調(diào)整飛機部件通過球鉸型工藝接頭放置在3個分別為三自由度定位器3a、二自由度定位器北和單自由度定位器3c上；步驟二、在待調(diào)整飛機部件上設(shè)置N個測量點，其中N彡4且N為正整數(shù)，利用激光跟蹤儀測量每個測量點獲得每個測量點的實測坐標(biāo)；步驟三、控制系統(tǒng)根據(jù)測量點的實測坐標(biāo)和目標(biāo)坐標(biāo)計算待調(diào)整飛機部件當(dāng)前空間姿態(tài)和目標(biāo)姿態(tài)的差異，即為待調(diào)整飛機部件的空間姿態(tài)角度調(diào)整量α、β、Υ，實測坐標(biāo)和目標(biāo)坐標(biāo)滿足
權(quán)利要求
1.基于3-2-1隨動式定位器的飛機部件位姿調(diào)整方法，其特征在于，包括以下步驟 步驟一、將待調(diào)整飛機部件通過球鉸型工藝接頭放置在3個分別為三自由度定位器3a、二自由度定位器北和單自由度定位器3c上；步驟二、在待調(diào)整飛機部件上設(shè)置N個測量點，其中N > 4且N為正整數(shù)，利用激光跟蹤儀測量每個測量點獲得每個測量點的實測坐標(biāo)；步驟三、控制系統(tǒng)根據(jù)測量點的實測坐標(biāo)和目標(biāo)坐標(biāo)計算待調(diào)整飛機部件當(dāng)前空間姿態(tài)和目標(biāo)姿態(tài)的差異，即為待調(diào)整飛機部件的空間姿態(tài)角度調(diào)整量α、β、Y ；步驟四、控制系統(tǒng)利用步驟三中角度調(diào)整量α、β、Y，計算出三自由度定位器3a、二自由度定位器北和單自由度定位器3c分別在XYZ、YZ和Z軸方向上的調(diào)整量Δ x3a Δ y3a Az3a、Ay3b Az3b> Az3c ；步驟五、三自由度定位器3a、二自由度定位器北和單自由度定位器3c依據(jù)上述調(diào)整量 Ax3a Ay3a Δ z3a> Δ y3b Δ ^，Δ ^驅(qū)動三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和單自由度定位器3c分別在XYZ、YZ和Z軸向上運動；步驟六、使用激光跟蹤測量儀對測量點進行重新測量，獲得測量點的新坐標(biāo)； 步驟七、根據(jù)步驟六中測量到的測量點的新坐標(biāo)，控制系統(tǒng)計算獲得待調(diào)整飛機部件當(dāng)前空間姿態(tài)與目標(biāo)姿態(tài)的差異，若α、β、Y均等于零，則執(zhí)行步驟八，否則返回步驟四； 步驟八、控制系統(tǒng)計算待調(diào)整飛機部件當(dāng)前空間位置與目標(biāo)位置之間的差異Δχ，Ay，Δζ ；步驟九、根據(jù)步驟八中計算出的差異，驅(qū)動三自由度定位器3a、二自由度定位器北和單自由度定位器3c分別在XYZjZ和Z軸向上運動，運動量分別為Δχ，Ay，Δζ，Ay，Δζ， Δζ ；步驟十、再次使用激光跟蹤測量儀對測量點進行重新測量，獲得測量點的新坐標(biāo)； 步驟十一、根據(jù)步驟十中測量到的測量點的新坐標(biāo)，控制系統(tǒng)計算待調(diào)整飛機部件當(dāng)前空間位置與目標(biāo)位置之間的差異，若ΔΧ，Δγ, Δ ζ均等于零，則結(jié)束調(diào)姿過程，否則返回步驟八。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于3-2-1隨動式定位器的飛機部件位姿調(diào)整方法，其特征在于所述步驟三中控制系統(tǒng)根據(jù)測量點的實測坐標(biāo)和目標(biāo)坐標(biāo)計算待調(diào)整飛機部件當(dāng)前空間姿態(tài)和目標(biāo)姿態(tài)的差異，則實測坐標(biāo)和目標(biāo)坐標(biāo)滿足X10 =RX1+P0 X20=RX2+P0 KK.K0 =RX,+P0其中P0 = [χ0 y0 ζ0]τ為部件平移量，R為飛機部件姿態(tài)矩陣，X10 X2o-Xno為測量點的目標(biāo)坐標(biāo)，&測量點的實測坐標(biāo)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于3-2-1隨動式定位器的飛機部件位姿調(diào)整方法，其特征在于所述步驟四中計算出三自由度定位器3a、二自由度定位器北和單自由度定位器3c 分別在XYZjZ和Z軸方向上的調(diào)整量A^c3a Ay3a Δ z3a> Δ y3b Δ^、Δζ3。，具體為
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于3-2-1隨動式定位器的飛機部件位姿調(diào)整方法，其特征在于所述步驟八中所述的控制系統(tǒng)計算待調(diào)整飛機部件當(dāng)前空間位置與目標(biāo)位置之間的差異Δχ，Δγ, Δζ，具體為
全文摘要
本發(fā)明公開了基于3-2-1隨動式定位器的飛機部件位姿調(diào)整方法，首先根據(jù)測量點的實測坐標(biāo)和目標(biāo)坐標(biāo)計算待調(diào)整飛機部件當(dāng)前空間姿態(tài)和目標(biāo)姿態(tài)的差異，在待調(diào)整飛機部件上設(shè)置N個測量點，之后計算待調(diào)整飛機部件當(dāng)前空間位置與目標(biāo)位置之間的差異，并根據(jù)該差異驅(qū)動三自由度定位器、二自由度定位器和單自由度定位器運動，本發(fā)明的調(diào)姿算法簡單，容易實現(xiàn)；適應(yīng)性好，不會導(dǎo)致飛機部件調(diào)姿過程中出現(xiàn)非剛體性運動，確保調(diào)姿過程安全。
文檔編號B64F5/00GK102514724SQ20111040182
公開日2012年6月27日 申請日期2011年12月6日 優(yōu)先權(quán)日2011年12月6日
發(fā)明者方偉, 李瀧杲, 陳磊, 黃翔 申請人:上海飛機制造有限公司, 南京航空航天大學(xué)