專利名稱：一種基于四個(gè)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)明涉及一種基于四個(gè)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(duì)接裝配，需要對(duì)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(duì)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(duì)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、質(zhì)量較小，系統(tǒng)剛度要求不高的場(chǎng)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(dòng)平臺(tái)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(gè)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(dòng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。國(guó)外數(shù)字化裝配技術(shù)的一個(gè)主要特征就是在飛機(jī)的總裝階段越來越多地使用自動(dòng)化調(diào)姿工裝，基于工業(yè)現(xiàn)場(chǎng)總線，構(gòu)建多軸同步運(yùn)動(dòng)控制網(wǎng)絡(luò)，實(shí)現(xiàn)多機(jī)械裝置的協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，準(zhǔn)確平穩(wěn)地實(shí)現(xiàn)大部件位姿調(diào)整和對(duì)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(duì)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)“JoinCell for the G150 Aircraft”(Samuel O.Smith，Dr.Peter B.Zieve and MichaelGurievsky，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(gè)可移動(dòng)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(duì)接。每段機(jī)身采用4—6個(gè)可移動(dòng)千斤頂進(jìn)行支撐，通過自動(dòng)化控制，實(shí)現(xiàn)機(jī)身段位姿調(diào)整和對(duì)接。德國(guó)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(duì)接裝配。文獻(xiàn)“船體分段找正對(duì)接系統(tǒng)——一個(gè)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(dòng)化學(xué)報(bào)，2002，28(5)708-714)提出采用多臺(tái)三自由度機(jī)器人協(xié)調(diào)動(dòng)作，實(shí)現(xiàn)船體分段位姿找正和對(duì)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，提供一種基于四個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)及方法。
基于四個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)包括4個(gè)三坐標(biāo)定位器、球形工藝接頭、激光跟蹤儀、待調(diào)整飛機(jī)部件、靶標(biāo)反射球，由4個(gè)三坐標(biāo)定位器通過球形工藝接頭支撐待調(diào)整飛機(jī)部件，在待調(diào)整飛機(jī)部件安裝有靶標(biāo)反射球，采用激光跟蹤儀跟蹤靶標(biāo)反射球的空間位置，三坐標(biāo)定位器包括底板、X向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、Y向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、位移傳感器，在底板上從下而上依次設(shè)有X向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、Y向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，在Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)上端設(shè)有與球形工藝接頭相配合的圓錐面腔，圓錐面腔內(nèi)裝有位移傳感器； 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)部件的重心位于四個(gè)定位器組成的四邊形內(nèi)。
基于四個(gè)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4個(gè)三坐標(biāo)定位器上， 2)向激光跟蹤儀發(fā)送指令，令其在工作現(xiàn)場(chǎng)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(gè)局部坐標(biāo)系O′X′Y′Z′； 3)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)； 4)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； 5)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； 6)根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡； 7)根據(jù)定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡，四個(gè)定位器協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)位姿調(diào)整； 8)在線監(jiān)測(cè)各定位器的位移傳感器，根據(jù)位移傳感器讀數(shù)對(duì)定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置進(jìn)行補(bǔ)償。
所述的向激光跟蹤儀發(fā)送指令，令其在工作現(xiàn)場(chǎng)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(gè)局部坐標(biāo)系O′X′Y′Z′步驟 1)在工作現(xiàn)場(chǎng)的地基上安裝6～8個(gè)靶標(biāo)反射球，其中3～4為一組，指定全局坐標(biāo)系的X軸方向，另外3～4為一組，指定全局坐標(biāo)系的Y軸方向，選定一個(gè)靶標(biāo)反射球心作為坐標(biāo)原點(diǎn)，依照右手規(guī)則建立全局坐標(biāo)系OXYZ； 2)在待調(diào)整飛機(jī)部件上安裝3～10個(gè)靶標(biāo)反射球，反射球心不在同一直線上，測(cè)量球心在全局坐標(biāo)系OXYZ下的坐標(biāo)，與待調(diào)整飛機(jī)部件的設(shè)計(jì)模型比對(duì)，根據(jù)比對(duì)結(jié)果建立局部坐標(biāo)系O′X′Y′Z′； 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)計(jì)算出當(dāng)前或目標(biāo)位姿下，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(gè)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、b、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)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(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡步驟 1)對(duì)于待調(diào)整飛機(jī)部件的平移路徑，采用基于時(shí)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(dòng)機(jī)構(gòu)獲得較好的動(dòng)力學(xué)特性； 2)對(duì)于待調(diào)整飛機(jī)部件的旋轉(zhuǎn)路徑，采用基于時(shí)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(dòng)機(jī)構(gòu)獲得較好的動(dòng)力學(xué)特性。
所述的在線監(jiān)測(cè)各定位器的位移傳感器，根據(jù)位移傳感器讀數(shù)對(duì)定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置進(jìn)行補(bǔ)償步驟 1)當(dāng)某定位器位移傳感器讀數(shù)為-0.05～-0.1mm時(shí)，中斷位姿調(diào)整，請(qǐng)求激光跟蹤儀重新檢測(cè)待調(diào)整飛機(jī)部件上各靶標(biāo)球心的坐標(biāo)，與待調(diào)整飛機(jī)部件的設(shè)計(jì)模型比對(duì)，根據(jù)比對(duì)結(jié)果計(jì)算出工藝球頭球心在全局坐標(biāo)系下的坐標(biāo)； 2)各定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)任意時(shí)刻在全局坐標(biāo)系下的位置都是確定的，與工藝球頭球心的坐標(biāo)相對(duì)應(yīng)，當(dāng)定位器位移傳感器的讀數(shù)在-0.05～-0.1mm時(shí)，該定位器的各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置與球形工藝接頭的球頭球心坐標(biāo)有誤差，計(jì)算出誤差量后，對(duì)該定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置進(jìn)行補(bǔ)償，使得該定位器的位移傳感器讀數(shù)在0～-0.05mm區(qū)間內(nèi)。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于1)可以實(shí)現(xiàn)對(duì)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(dòng)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(dòng)調(diào)整。



附圖是一種基于四個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖； 圖中底板1、X向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)2、Y向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)3、Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)4、位移傳感器5、球形工藝接頭6、激光跟蹤儀7、待調(diào)整飛機(jī)部件8、靶標(biāo)反射球9。

具體實(shí)施例方式 如附圖所示，基于四個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)包括包括四個(gè)三坐標(biāo)定位器、球形工藝接頭6、激光跟蹤儀7、待調(diào)整飛機(jī)部件8、靶標(biāo)反射球9，由4個(gè)三坐標(biāo)定位器通過球形工藝接頭6支撐待調(diào)整飛機(jī)部件8，在待調(diào)整飛機(jī)部件8安裝有靶標(biāo)反射球9，采用激光跟蹤儀7跟蹤靶標(biāo)反射球9的空間位置，三坐標(biāo)定位器包括底板1、X向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)2、Y向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)3、Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)4、位移傳感器5，在底板1上從下而上依次設(shè)有X向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)2、Y向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)3、Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)4，在Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)4上端設(shè)有與球形工藝接頭6相配合的圓錐面腔，圓錐面腔內(nèi)裝有位移傳感器5； 所述的待調(diào)整飛機(jī)部件8為框梁結(jié)構(gòu)，球形工藝接頭6安裝在待調(diào)整飛機(jī)部件8的框梁上，待調(diào)整飛機(jī)部件8的重心位于四個(gè)定位器組成的四邊形內(nèi)。
基于四個(gè)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8通過球形工藝接頭6放置在4個(gè)三坐標(biāo)定位器上， 2)向激光跟蹤儀7發(fā)送指令，令其在工作現(xiàn)場(chǎng)建立全局坐標(biāo)系OXYZ，并在待調(diào)整飛機(jī)部件8上固結(jié)一個(gè)局部坐標(biāo)系O′X′Y′Z′； 3)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8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8的姿態(tài)； 4)在全局坐標(biāo)系下計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件8的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿； 5)規(guī)劃出待調(diào)整飛機(jī)部件8從當(dāng)前位姿到目標(biāo)位姿的路徑； 6)根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡； 7)根據(jù)定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡，四個(gè)定位器協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)位姿調(diào)整； 8)在線監(jiān)測(cè)各定位器的位移傳感器5，根據(jù)位移傳感器5讀數(shù)對(duì)定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置進(jìn)行補(bǔ)償。
所述的向激光跟蹤儀7發(fā)送指令，令其在工作現(xiàn)場(chǎng)建立全局坐標(biāo)系OXYZ，并在待調(diào)整飛機(jī)部件8上固結(jié)一個(gè)局部坐標(biāo)系O′X′Y′Z′步驟 1)在工作現(xiàn)場(chǎng)的地基上安裝6～8個(gè)靶標(biāo)反射球9，其中3～4為一組，指定全局坐標(biāo)系的X軸方向，另外3～4為一組，指定全局坐標(biāo)系的Y軸方向，選定一個(gè)靶標(biāo)反射球心作為坐標(biāo)原點(diǎn)，依照右手規(guī)則建立全局坐標(biāo)系OXYZ； 2)在待調(diào)整飛機(jī)部件8上安裝3～10個(gè)靶標(biāo)反射球8，反射球心不在同一直線上，測(cè)量球心在全局坐標(biāo)系OXYZ下的坐標(biāo)，與待調(diào)整飛機(jī)部件8的設(shè)計(jì)模型比對(duì)，根據(jù)比對(duì)結(jié)果建立局部坐標(biāo)系O′X′Y′Z′； 所述的在全局坐標(biāo)系下計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件8的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿步驟 1)計(jì)算出當(dāng)前或目標(biāo)位姿下，待調(diào)整飛機(jī)部件8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8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8局部坐標(biāo)系的三個(gè)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、b、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8的當(dāng)前或目標(biāo)姿態(tài)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8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8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8的當(dāng)前位姿為 L0＝[x0，y0，z0，a0，b0，c0]T 待調(diào)整飛機(jī)部件8的目標(biāo)位姿為 Lf＝[xf，yf，zf，af，bf，cf]T 則待調(diào)整飛機(jī)部件8的平移調(diào)整量為 P＝[Px Py Pz]T＝[xf，yf，zf]T-[x0，y0，z0]T 待調(diào)整飛機(jī)部件8的姿態(tài)調(diào)整量為 RPY＝[abc]T＝[af，bf，cf]T-[a0，b0，c0]T 再根據(jù)RPY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)RPY角計(jì)算待調(diào)整飛機(jī)部件8的姿態(tài)調(diào)整矩陣R，計(jì)算公式為 其中R為3×3的姿態(tài)變換矩陣 再根據(jù)R計(jì)算等效角位移w＝dθ＝θ[d1 d2 d3]T，其中d為等效轉(zhuǎn)軸，θ為等效轉(zhuǎn)角，計(jì)算公式為 根據(jù)公式(錯(cuò)誤！未找到引用源。)，可解得 令待調(diào)整飛機(jī)部件8完成平移調(diào)整量P和姿態(tài)調(diào)整量w，即可從當(dāng)前位姿到達(dá)目標(biāo)位姿。
所述的根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡步驟 對(duì)于位置調(diào)整量P，設(shè)在時(shí)間T1內(nèi)完成，則 P0＝0，PT1＝P；v0＝0，vT1＝0；a0＝0，aT1＝0 其中P、v、a分別為位移、速度和加速度，P0、PT1分別為0時(shí)刻與T1時(shí)刻的位移，v0、vT1、a0、aT1具有相似含義。
設(shè)位置調(diào)整曲線表達(dá)式為P(t)＝k0+k1t+k2t2+k3t3+k4t4+k5t5，則多項(xiàng)式的系數(shù)滿足6個(gè)約束條件 公式(錯(cuò)誤！未找到引用源。)含有6個(gè)未知數(shù)，6個(gè)方程，其解為 根據(jù)公式(錯(cuò)誤！未找到引用源。)，可解得曲線P(t)的各項(xiàng)系數(shù)，該曲線具有平滑變化的速度、加速度。時(shí)間T1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(shí)間內(nèi)，定位器1達(dá)到的最大速度和加速度都不會(huì)超過系統(tǒng)允許的最大值。
對(duì)于角度調(diào)整量θ，設(shè)在時(shí)間T2內(nèi)完成，則 θ0＝0，θT2＝θ； ω0＝0，ωT2＝0；γ0＝0，γT2＝0 其中θ、ω、γ分別為角位移、角速度和角加速度，θ0、θT2分別為0時(shí)刻與T2時(shí)刻的角位移，ω0、ωT2、γ0、γT2具有相似含義。設(shè)角度調(diào)整曲線表達(dá)式為θ(t)＝l0+l1t+l2t2+l3t3+l4t4+l5t5，根據(jù)這些已知條件，可解得 根據(jù)公式(錯(cuò)誤！未找到引用源。)，可解得曲線θ(t)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(shí)間T2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(shí)間內(nèi)，定位器1能達(dá)到的最大速度和加速度都不會(huì)超過系統(tǒng)允許的最大值。
根據(jù)公式 w(t)＝dθ(t)(8) 解得角位移曲線w(t)，將w(t)代入公式(3)可得姿態(tài)變換矩陣函數(shù)R(t) 位置調(diào)整曲線P(t)與姿態(tài)變換矩陣函數(shù)R(t)就是待調(diào)整飛機(jī)部件7的自動(dòng)位姿調(diào)整路徑。
基于逆運(yùn)動(dòng)學(xué)原理，可將規(guī)劃出的位置調(diào)整曲線P(t)與姿態(tài)變換矩陣函數(shù)R(t)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)A、B、C、D在當(dāng)前位姿下具有初始坐標(biāo)A0、B0、C0、D0，則聯(lián)結(jié)點(diǎn)軌跡A(t)、B(t)、C(t)、D(t)為 A(t)＝R(t)A0+P(t) B(t)＝R(t)B0+P(t) C(t)＝R(t)C0+P(t) D(t)＝R(t)D0+P(t) (10) 位姿調(diào)整包括兩個(gè)過程首先進(jìn)行平移，T1時(shí)間內(nèi)完成；然后進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，T2時(shí)間內(nèi)完成。因此，共耗時(shí)T1+T2。
所述的在線監(jiān)測(cè)各定位器的位移傳感器5，根據(jù)位移傳感器5讀數(shù)對(duì)定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置進(jìn)行補(bǔ)償步驟 1)當(dāng)某定位器位移傳感器8讀數(shù)為-0.05～-0.1mm時(shí)，中斷位姿調(diào)整，請(qǐng)求激光跟蹤儀7重新檢測(cè)待調(diào)整飛機(jī)部件8上各靶標(biāo)球心9的坐標(biāo)，與待調(diào)整飛機(jī)部件8的設(shè)計(jì)模型比對(duì)，根據(jù)比對(duì)結(jié)果計(jì)算出工藝球頭球心6在全局坐標(biāo)系下的坐標(biāo)； 2)各定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)任意時(shí)刻在全局坐標(biāo)系下的位置都是確定的，與工藝球頭球心的坐標(biāo)相對(duì)應(yīng)，當(dāng)定位器位移傳感器5的讀數(shù)在-0.05～-0.1mm時(shí)，該定位器的各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置與球形工藝接頭6的球頭球心坐標(biāo)有誤差，計(jì)算出誤差量后，對(duì)該定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置進(jìn)行補(bǔ)償，使得該定位器的位移傳感器讀數(shù)5在0～-0.05mm區(qū)間內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種基于四個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)，其特征在于包括4個(gè)三坐標(biāo)定位器、球形工藝接頭(6)、激光跟蹤儀(7)、待調(diào)整飛機(jī)部件(8)、靶標(biāo)反射球(9)，由4個(gè)三坐標(biāo)定位器通過球形工藝接頭(6)支撐待調(diào)整飛機(jī)部件(8)，在待調(diào)整飛機(jī)部件(8)安裝有靶標(biāo)反射球(9)，采用激光跟蹤儀(7)跟蹤靶標(biāo)反射球(9)的空間位置，三坐標(biāo)定位器包括底板(1)、X向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)(2)、Y向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)(3)、Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)(4)、位移傳感器(5)，在底板(1)上從下而上依次設(shè)有X向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)(2)、Y向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)(3)、Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)(4)，在Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)(4)上端設(shè)有與球形工藝接頭(6)相配合的圓錐面腔，圓錐面腔內(nèi)裝有位移傳感器(5)；。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于四個(gè)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(8)為框梁結(jié)構(gòu)，球形工藝接頭(6)安裝在待調(diào)整飛機(jī)部件(8)的框梁上，待調(diào)整飛機(jī)部件(8)的重心位于四個(gè)定位器組成的四邊形內(nèi)。
3.一種基于四個(gè)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(8)通過球形工藝接頭(6)放置在4個(gè)三坐標(biāo)定位器上，
2)向激光跟蹤儀(7)發(fā)送指令，令其在工作現(xiàn)場(chǎng)建立全局坐標(biāo)系OXYZ，并在待調(diào)整飛機(jī)部件(8)上固結(jié)一個(gè)局部坐標(biāo)系O′X′Y′Z′；
3)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(8)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(8)的姿態(tài)；
4)在全局坐標(biāo)系下計(jì)算出待調(diào)整飛機(jī)部件(8)的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿；
5)規(guī)劃出待調(diào)整飛機(jī)部件(8)從當(dāng)前位姿到目標(biāo)位姿的路徑；
6)根據(jù)該路徑生成定位器的各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡；
7)根據(jù)定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡，四個(gè)定位器協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)位姿調(diào)整；
8)在線監(jiān)測(cè)各定位器的位移傳感器(5)，根據(jù)位移傳感器(5)讀數(shù)對(duì)定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置進(jìn)行補(bǔ)償。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種基于四個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整方法，其特征在于所述的向激光跟蹤儀(7)發(fā)送指令，令其在工作現(xiàn)場(chǎng)建立全局坐標(biāo)系OXYZ，并在待調(diào)整飛機(jī)部件(8)上固結(jié)一個(gè)局部坐標(biāo)系O′X′Y′Z′步驟
1)在工作現(xiàn)場(chǎng)的地基上安裝6～8個(gè)靶標(biāo)反射球(9)，其中3～4為一組，指定全局坐標(biāo)系的X軸方向，另外3～4為一組，指定全局坐標(biāo)系的Y軸方向，選定一個(gè)靶標(biāo)反射球心作為坐標(biāo)原點(diǎn)，依照右手規(guī)則建立全局坐標(biāo)系OXYZ；
2)在待調(diào)整飛機(jī)部件(8)上安裝3～10個(gè)靶標(biāo)反射球(8)，反射球心不在同一直線上，測(cè)量球心在全局坐標(biāo)系OXYZ下的坐標(biāo)，與待調(diào)整飛機(jī)部件(8)的設(shè)計(jì)模型比對(duì)，根據(jù)比對(duì)結(jié)果建立局部坐標(biāo)系O′X′Y′Z′；。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種基于四個(gè)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(8)的當(dāng)前位姿與目標(biāo)位姿步驟
1)計(jì)算出當(dāng)前或目標(biāo)位姿下，待調(diào)整飛機(jī)部件(8)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(8)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(8)局部坐標(biāo)系的三個(gè)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、b、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(8)的當(dāng)前或目標(biāo)姿態(tài)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(8)的當(dāng)前位姿或目標(biāo)位姿L＝[Px，Py，Pz，a，b，c]T。
6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種基于四個(gè)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(8)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。
7.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種基于四個(gè)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(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡步驟
1)對(duì)于待調(diào)整飛機(jī)部件(8)的平移路徑，采用基于時(shí)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(dòng)機(jī)構(gòu)獲得較好的動(dòng)力學(xué)特性；
2)對(duì)于待調(diào)整飛機(jī)部件(8)的旋轉(zhuǎn)路徑，采用基于時(shí)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(dòng)機(jī)構(gòu)獲得較好的動(dòng)力學(xué)特性。
8.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種基于四個(gè)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線監(jiān)測(cè)各定位器的位移傳感器(5)，根據(jù)位移傳感器(5)讀數(shù)對(duì)定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置進(jìn)行補(bǔ)償步驟
1)當(dāng)某定位器位移傳感器(8)讀數(shù)為-0.05～-0.1mm時(shí)，中斷位姿調(diào)整，請(qǐng)求激光跟蹤儀(7)重新檢測(cè)待調(diào)整飛機(jī)部件(8)上各靶標(biāo)球心(9)的坐標(biāo)，與待調(diào)整飛機(jī)部件(8)的設(shè)計(jì)模型比對(duì)，根據(jù)比對(duì)結(jié)果計(jì)算出工藝球頭球心(6)在全局坐標(biāo)系下的坐標(biāo)；
2)各定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)任意時(shí)刻在全局坐標(biāo)系下的位置都是確定的，與工藝球頭球心的坐標(biāo)相對(duì)應(yīng)，當(dāng)定位器位移傳感器(5)的讀數(shù)在-0.05～-0.1mm時(shí)，該定位器的各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置與球形工藝接頭(6)的球頭球心坐標(biāo)有誤差，計(jì)算出誤差量后，對(duì)該定位器各向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置進(jìn)行補(bǔ)償，使得該定位器的位移傳感器讀數(shù)(5)在0～-0.05mm區(qū)間內(nèi)。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于四個(gè)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)包括四個(gè)三坐標(biāo)定位器、球形工藝接頭、待調(diào)整飛機(jī)部件、激光跟蹤儀及靶標(biāo)反射球，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(dòng)機(jī)構(gòu)、Y向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、Z向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、位移傳感器。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(dòng)機(jī)構(gòu)的軌跡；4)三個(gè)定位器協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，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(duì)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(dòng)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(dòng)調(diào)整。
文檔編號(hào)B64F5/00GK101362512SQ200810161668
公開日2009年2月11日 申請(qǐng)日期2008年9月19日 優(yōu)先權(quán)日2008年9月19日
發(fā)明者柯映林, 楊衛(wèi)東, 李江雄, 余進(jìn)海, 強(qiáng) 方, 畢運(yùn)波, 俞慈君, 蔣君俠, 秦龍剛, 賈叔仕, 郭志敏, 斌 張 申請(qǐng)人:浙江大學(xué)