一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法
【專利摘要】一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，步驟為：一、在工裝底座上安裝固定靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡坐標(biāo)，建立固定坐標(biāo)系{A}；二、在飛機(jī)側(cè)壁部件上安裝靶鏡，在飛機(jī)側(cè)壁部件上建立隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}；三、在每臺(tái)定位器上安裝靶鏡并建立驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系{Mi}；四、計(jì)算出隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}在固定坐標(biāo)系{A}中的位姿，即為飛機(jī)側(cè)壁部件的初始位姿；五、在四個(gè)夾持點(diǎn)處安裝靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡坐標(biāo)，得到夾持點(diǎn)在固定坐標(biāo)系{A}中的初始坐標(biāo)；反解驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系{M}下的位矢；六、旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃；七、平移運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃。本發(fā)明有效降低了調(diào)姿機(jī)構(gòu)多軸協(xié)調(diào)驅(qū)動(dòng)的控制難度，解決了裝配過(guò)程中飛機(jī)側(cè)壁部件始末位姿已知而運(yùn)動(dòng)路徑不確定的位姿調(diào)整軌跡規(guī)劃問(wèn)題。
【專利說(shuō)明】一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法
(—)【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明提供一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，它是基于六自由度并聯(lián)機(jī)構(gòu)飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，屬于飛機(jī)部件裝配【技術(shù)領(lǐng)域】。
(二)技術(shù)背景
[0002]近一二十年來(lái)，以波音公司和空客公司為代表的航空制造企業(yè)大力發(fā)展數(shù)字化裝配技術(shù)，普遍采用數(shù)字化柔性裝配工裝。這樣大量的通用性強(qiáng)的數(shù)字化工裝可以重復(fù)使用，不僅可以縮短生產(chǎn)周期、改進(jìn)裝配過(guò)程、大大提高裝配質(zhì)量及其工作效率，而且由于其通用性和靈活性可以適用于集中不同飛機(jī)產(chǎn)品或零部件的裝配，大幅度地減少了工裝數(shù)量。目前，我國(guó)的飛機(jī)裝配技術(shù)與發(fā)達(dá)國(guó)家相比還很落后。各主機(jī)廠基本上還是沿襲著過(guò)去幾十年來(lái)以手工作坊模式為主的飛機(jī)裝配技術(shù)，采用大量的標(biāo)準(zhǔn)工裝和專用裝配工裝。
[0003]飛機(jī)部件在調(diào)姿裝配過(guò)程中大多采用多個(gè)定位器進(jìn)行支撐，通過(guò)自動(dòng)化控制，實(shí)現(xiàn)部件的位姿調(diào)姿和對(duì)接?；诙帱c(diǎn)支撐的柔性裝配工裝作為并聯(lián)機(jī)構(gòu)的一種典型應(yīng)用有剛度重量比大、承載能力強(qiáng)、響應(yīng)速度快等優(yōu)點(diǎn)，但是基于定位器的調(diào)姿裝配系統(tǒng)，一般都需要多軸冗余驅(qū)動(dòng)，對(duì)控制方法提出了更高的要求。
[0004]軌跡規(guī)劃是許多運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過(guò)程中必須要考慮的一個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題，其規(guī)劃的合理與否將直接關(guān)系到機(jī)構(gòu)是否能按要求完成工作任務(wù)。一個(gè)好的軌跡規(guī)劃甚至能使機(jī)構(gòu)的某些性能指標(biāo)得到優(yōu)化，比如時(shí)間、能量消耗、驅(qū)動(dòng)力(力矩)等，這些都是并聯(lián)機(jī)構(gòu)常見(jiàn)的軌跡規(guī)劃目標(biāo)。對(duì)多軸運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行合理的軌跡規(guī)劃，降低控制難度很有必要。
(三)
【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]1、目的:
[0006]本發(fā)明的目的是提出一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，它是結(jié)合自主設(shè)計(jì)的面向飛機(jī)側(cè)壁部件柔性裝配調(diào)姿機(jī)構(gòu)，提出一種基于側(cè)壁部件始末位姿已知而運(yùn)動(dòng)路徑完全不確定的位姿調(diào)整軌跡規(guī)劃方法，以降低調(diào)姿機(jī)構(gòu)多軸協(xié)調(diào)驅(qū)動(dòng)的控制難度。
[0007]2、技術(shù)方案:
[0008](I)先介紹柔性裝配調(diào)姿機(jī)構(gòu):見(jiàn)圖1所示，該六自由度并聯(lián)機(jī)構(gòu)飛機(jī)側(cè)壁部件柔性裝配調(diào)姿機(jī)構(gòu)，主要由四臺(tái)呈前后兩排、高低搭配布局的精密三坐標(biāo)定位器組成。見(jiàn)圖2，將飛機(jī)側(cè)壁部件視為動(dòng)平臺(tái)，與四臺(tái)定位器共同組成4-PPPS并聯(lián)機(jī)構(gòu)，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)飛機(jī)側(cè)壁部件空間6自由度位姿調(diào)整。它們之間的連接關(guān)系是:每個(gè)PPPS支鏈末端與飛機(jī)側(cè)壁部件通過(guò)球鉸連接組成球鉸副，然后依次通過(guò)三個(gè)互相正交的移動(dòng)副與靜平臺(tái)相連。前排兩臺(tái)定位器用于支撐飛機(jī)側(cè)壁部件底部部位；后排兩臺(tái)定位器用于支撐側(cè)壁部件頂部部位。每臺(tái)三坐標(biāo)定位器包括4部分:x向移動(dòng)組件、y向移動(dòng)組件、z向移動(dòng)組件以及工藝接頭。飛機(jī)側(cè)壁部件與定位器之間通過(guò)工藝接頭連接，該工藝接頭可視為球關(guān)節(jié)。定位器X、Y、z向的移動(dòng)由伺服電機(jī)進(jìn)行精密驅(qū)動(dòng)。
[0009]所述PPPS支鏈?zhǔn)怯汕蜚q、支撐臂、十字托快、立柱、導(dǎo)軌、底座組成。支撐臂末端通過(guò)球鉸與飛機(jī)側(cè)壁部件相連，支撐臂與十字托快、十字托快與立柱、立柱與底座依次通過(guò)導(dǎo)軌滑塊相連組成移動(dòng)副。
[0010]所述靜平臺(tái)是指與地面固定的調(diào)整水平的裝配型架底座、
[0011]本發(fā)明中的移動(dòng)副采用滾珠絲杠和螺母結(jié)構(gòu)來(lái)實(shí)現(xiàn)單自由度傳遞運(yùn)動(dòng)，螺母與被驅(qū)動(dòng)組件固定，各移動(dòng)組件均沿滾動(dòng)直線導(dǎo)軌移動(dòng)。
[0012]本發(fā)明中同一方向的導(dǎo)軌互相平行，不同方向的導(dǎo)軌互相正交。
[0013](2)本發(fā)明一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，該方法步驟如下:
[0014]步驟一:在飛機(jī)部件裝配現(xiàn)場(chǎng)的工裝底座上安裝固定靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡坐標(biāo)，在工裝底座上建立一個(gè)固定坐標(biāo)系o-xyz，記為{A}；
[0015]步驟二:在飛機(jī)側(cè)壁部件上安裝靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡在固定坐標(biāo)系{A}中坐標(biāo)，在飛機(jī)側(cè)壁部件上建立一個(gè)隨動(dòng)坐標(biāo)系o’ -X, y’ z’，記為{B};其坐標(biāo)原點(diǎn)在{A}中的位矢pA= (px Py ρζ)τ，在{A}中的姿態(tài)矩陣Rab;
[0016]步驟三:在每臺(tái)定位器上安裝靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡在固定坐標(biāo)系{A}中坐標(biāo)Oi，在每臺(tái)定位器上建立一個(gè)驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系O1-XiyiZi,記為{MJ (i = 1、2、3、4)，坐標(biāo)原點(diǎn)在{Α}中的位置矢量為VS
[0017]步驟四:計(jì)算出隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}在固定坐標(biāo)系{Α}中的位姿，即為飛機(jī)側(cè)壁部件的初始位姿，記為Utl;
[0018]步驟五:在四個(gè)夾持點(diǎn)處安裝靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡坐標(biāo)，得到夾持點(diǎn)在固定坐標(biāo)系{Α}中的初始坐標(biāo)，記為qiA，(i=l、2、3、4);反解驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系{M}下的位矢qiM;
[0019]步驟六:旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃；先設(shè)定該軌跡規(guī)劃的邊界條件，即設(shè)定調(diào)姿時(shí)間T，給定飛機(jī)側(cè)壁部件目標(biāo)位姿Ut以及調(diào)姿過(guò)程運(yùn)動(dòng)學(xué)邊界條件，記為:
[0020]I)位姿邊界條件:U (O) =U0，U (T) =Ut ；
[0021]2)速度邊界條件:v (0)=v。，V (T) =ντ ；
[0022]3)加速度邊界條件:a(0)=a。，a (T) =aT ；
[0023]計(jì)算各定位器驅(qū)動(dòng)量；
[0024]步驟七:平移運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃；先設(shè)定該軌跡規(guī)劃的邊界條件，即設(shè)定調(diào)姿時(shí)間T，給定飛機(jī)側(cè)壁部件目標(biāo)位姿Ut以及調(diào)姿過(guò)程運(yùn)動(dòng)學(xué)邊界條件，記為:
[0025]I)位姿邊界條件:U (O) =U0，U (T) =Ut ；
[0026]2)速度邊界條件:v(0)=vQ, V (T) =ντ ；
[0027]3)加速度邊界條件:a(0)=aQ, a(T)=aT。
[0028]計(jì)算各定位器驅(qū)動(dòng)量。
[0029]其中，在步驟一中所述的“在工裝底座上建立一個(gè)固定坐標(biāo)系o-xyz，記為{A} ”，其建立方法為:
[0030]在底座上先安裝一個(gè)靶鏡&，其位置約在底座中部即可，作為固定坐標(biāo)系{A}的原點(diǎn)O ;在O點(diǎn)豎直方向和與X向?qū)叫蟹较蛏戏謩e安裝一靶鏡fz、fx。以向量G作為X軸，以向量方向作為Z軸方向，根據(jù)右手定則確定y軸方向，如圖1所示。
[0031]其中，在步驟二中所述的“在飛機(jī)側(cè)壁部件上建立隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}”，其建立方法為；
[0032]在飛機(jī)側(cè)壁部件大致中心處安裝一靶鏡f。，作為動(dòng)坐標(biāo)系{B}的原點(diǎn)O'，在飛機(jī)側(cè)壁部件上大致與靶鏡f。,豎直和水平方向上安裝靶鏡fz,，fx,。以向量;作為x'軸， 以向量/y/y方向作為z'軸方向，根據(jù)右手定則確定y'軸方向。
[0033]其中，在步驟三中所述的“在每臺(tái)定位器上建立一個(gè)驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系oi-xVzi，記為 {MJ ”，其建立的方法為；
[0034]在立柱底部安裝一靶鏡f。1作為驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系{MJ的原點(diǎn)oS x\ y\ z'軸方向均與 固定坐標(biāo)系{A}的x、y、z軸方向?qū)?yīng)一致。
[0035]其中，在步驟四中所述的“計(jì)算出隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}在固定坐標(biāo)系{A}中的位姿，即 為飛機(jī)側(cè)壁部件的初始位姿，記為％”，其計(jì)算的方法為：
[0036]利用激光跟蹤儀測(cè)量飛機(jī)側(cè)壁部件上靶鏡f。，在固定坐標(biāo)系{A}中的位置，作為 飛機(jī)側(cè)壁部件在固定坐標(biāo)系{A}中的初始位矢pA=(px py pz)T。設(shè)初始狀態(tài)下，隨動(dòng)坐標(biāo)系 {B}相對(duì)于固定坐標(biāo)系{A}z、x、z轉(zhuǎn)動(dòng)順序的歐拉角為a (0)、3 (0)、y (0)。則隨動(dòng)坐標(biāo) 系{B}相對(duì)于固定坐標(biāo)系{A}的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為：
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于:該方法步驟如下: 步驟一:在飛機(jī)部件裝配現(xiàn)場(chǎng)的工裝底座上安裝固定靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡坐標(biāo)，在工裝底座上建立一個(gè)固定坐標(biāo)系o-Xyz，記為{A}； 步驟二:在飛機(jī)側(cè)壁部件上安裝靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡在固定坐標(biāo)系{A}中坐標(biāo)，在飛機(jī)側(cè)壁部件上建立一個(gè)隨動(dòng)坐標(biāo)系V -X, z'，記為{B};其坐標(biāo)原點(diǎn)在{A}中的位矢pA= (px Py Pz)τ，在{A}中的姿態(tài)矩陣Rab ; 步驟三:在每臺(tái)定位器上安裝靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡在固定坐標(biāo)系{A}中坐標(biāo)Oi,在每臺(tái)定位器上建立一個(gè)驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系O1-XiyiZi,記為{MJ，i=l、2、3、4，坐標(biāo)原點(diǎn)在{A}中的位置矢量為HiiiS 步驟四:計(jì)算出隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}在固定坐標(biāo)系{A}中的位姿，即為飛機(jī)側(cè)壁部件的初始位姿，記為Utl; 步驟五:在四個(gè)夾持點(diǎn)處安裝靶鏡，利用激光跟蹤儀測(cè)量靶鏡坐標(biāo)，得到夾持點(diǎn)在固定坐標(biāo)系{A}中的初始坐標(biāo)，記為qiA，i=l、2、3、4 ;反解驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系{M}下的位矢qiM; 步驟六:旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃；先設(shè)定該軌跡規(guī)劃的邊界條件，即設(shè)定調(diào)姿時(shí)間T，給定飛機(jī)側(cè)壁部件目標(biāo)位姿Ut以及調(diào)姿過(guò)程運(yùn)動(dòng)學(xué)邊界條件，記為: .1)位姿邊界條件:U(0)=UQ，U(T)=Ut ； .2)速度邊界條件:v(0)=vQ,V (T) =ντ ； .3)加速度邊界條件:a(0)=a0 ,a (T) =aT ； 計(jì)算各定位器驅(qū)動(dòng)量； 步驟七:平移運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃；先設(shè)定該軌跡規(guī)劃的邊界條件，即設(shè)定調(diào)姿時(shí)間T，給定飛機(jī)側(cè)壁部件目標(biāo)位姿Ut以及調(diào)姿過(guò)程運(yùn)動(dòng)學(xué)邊界條件，記為: .1)位姿邊界條件:U(0)=UQ，U(T)=Ut ； .2)速度邊界條件:v(0)=vQ,V (T) =ντ ； .3)加速度邊界條件:a(0)=a0,a (T) =aT ； 計(jì)算各定位器驅(qū)動(dòng)量。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于: 在步驟一中所述的“在工裝底座上建立一個(gè)固定坐標(biāo)系o-xyz，記為{A}”，其建立方法為:在底座上先安裝一個(gè)靶鏡fo，其位置在底座中部即可，作為固定坐標(biāo)系{A}的原點(diǎn)ο ;在.O點(diǎn)豎直方向和與X向?qū)叫蟹较蛏戏謩e安裝一靶鏡fz、fx，以向量作為X軸，以向量/ f方向作為Z軸方向,根據(jù)右手定則確定y軸方向。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于: 在步驟二中所述的“在飛機(jī)側(cè)壁部件上建立隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}”，其建立方法為:在飛機(jī)側(cè)壁部件中心處安裝一靶鏡f。，作為動(dòng)坐標(biāo)系{B}的原點(diǎn)o'，在飛機(jī)側(cè)壁部件上與靶鏡f。,豎直和水平方向上安裝靶鏡fz,，fx,，以向量M作為Xr軸，以向量；方向作為Y軸方向，根據(jù)右手定則確定y'軸方向。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于: 在步驟三中所述的“在每臺(tái)定位器上建立一個(gè)驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系O1-XiyiZi，記為{MJ”，其建立的方法為:在立柱底部安裝一靶鏡f。1作為驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系{MJ的原點(diǎn)Oi, X^yiJ軸方向均與固定坐標(biāo)系{A}的X、y、z軸方向?qū)?yīng)一致。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于: 在步驟四中所述的“計(jì)算出隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}在固定坐標(biāo)系{A}中的位姿，即為飛機(jī)側(cè)壁部件的初始位姿，記為Utl”，其計(jì)算的方法為: 利用激光跟蹤儀測(cè)量飛機(jī)側(cè)壁部件上靶鏡f。，在固定坐標(biāo)系{A}中的位置，作為飛機(jī)側(cè)壁部件在固定坐標(biāo)系{A}中的初始位矢pA=(px py pz)τ ;設(shè)初始狀態(tài)下,隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}相對(duì)于固定坐標(biāo)系{A} ζ、χ、ζ轉(zhuǎn)動(dòng)順序的歐拉角為a(0)、β (O)、Y (O)，則隨動(dòng)坐標(biāo)系{B}相對(duì)于固定坐標(biāo)系{Α}的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為:
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于: 在步驟五中所述的“反解驅(qū)動(dòng)坐標(biāo)系{MJ下的位矢
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于: 在步驟六中所述的“旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃”，該軌跡規(guī)劃的方法為: 采用五次多項(xiàng)式對(duì)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡進(jìn)行擬合，以歐拉角α為例，側(cè)壁部件從初始位姿到目標(biāo)位姿過(guò)程的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡方程表示為:
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于: 在步驟六中所述的“計(jì)算各定位器驅(qū)動(dòng)量”，其計(jì)算方法為:將式(9)中求得辦?Μ分別向{MJ坐標(biāo)軸方向投影即得到對(duì)應(yīng)驅(qū)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)量。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于: 在步驟七中所述的“平移運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃”，該軌跡規(guī)劃的方法為: 側(cè)壁部件完成姿態(tài)調(diào)整后，將處于目標(biāo)姿態(tài)[a (Te) β (Te) Y (Τκ)]τ，只需分別沿x、y、z三個(gè)方向進(jìn)行平移運(yùn)動(dòng)即完成位姿調(diào)整；針對(duì)側(cè)壁部件的平移運(yùn)動(dòng)采用“加速-勻速-減速”速度模式，以分段三次多項(xiàng)式進(jìn)行軌跡規(guī)劃；在平移運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃中，使加速過(guò)程和減速過(guò)程對(duì)稱，平移運(yùn)動(dòng)的軌跡UP(t)為:
UP(t) = [px(t) Py (t) Pz (t) a (Te) β (Te) Y (Te) ]τ (10) 式中Tp為側(cè)壁部件平移運(yùn)動(dòng)時(shí)間；將式(10)代入式(3)、(4)即求得側(cè)壁部件平移運(yùn)動(dòng)過(guò)程中定位器各關(guān)節(jié)的運(yùn)動(dòng)軌跡；
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)側(cè)壁部件裝配調(diào)姿軌跡規(guī)劃方法，其特征在于:在步驟七中所述的“計(jì)算各定位器驅(qū)動(dòng)量”，其計(jì)算方法為:將式(11)中求得的見(jiàn)Mi分別向{MJ坐標(biāo)軸方向投影即得到對(duì)應(yīng)驅(qū)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)量。
【文檔編號(hào)】B64F5/00GK103496449SQ201310384485
【公開(kāi)日】2014年1月8日 申請(qǐng)日期:2013年8月29日 優(yōu)先權(quán)日:2013年8月29日
【發(fā)明者】李衛(wèi)東, 王洪雨, 萬(wàn)敏, 涂曉君, 龔會(huì)民 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué), 成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司