專利名稱：一種飛機機身柔性化、自動化調姿方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種飛機數(shù)字化裝配過程中的飛機機身柔性化、自動化調姿方法。

背景技術：
在飛機制造領域，為了實現(xiàn)最佳質量的機身對接裝配，提升飛機空氣動力學性能，對合裝配前需要對飛機機身等大型剛體部件的位姿進行調整。
飛機機身部件是一種獨特的對象，其體積和質量大，位姿調整精度要求高，且不允許調整工裝對機身表面或內部構件造成損傷。在傳統(tǒng)的基于型架的制造裝配過程中，一般采用多個千斤頂支撐機身，人工輔助定位的方式實現(xiàn)部件的位姿調整。這種方式存在著調整精度低、裝配應力大等問題。而且這種工作方法針對不同裝配對象要采用大量的標準工裝和專用裝配工裝，其柔性、通用性差，成本高，自動化程度低。


發(fā)明內容
本發(fā)明的目的是針對上述部件位姿調整方法的不足及飛機裝配時對機身進行精確調姿的需要，提供一種飛機機身柔性化、自動化調姿方法。
飛機機身柔性化、自動化調姿方法包括調姿準備階段、機身調姿階段和調姿結果評價與分析階段三階段，其中 調姿準備階段包括如下步驟 1)利用多個三坐標定位器實現(xiàn)對機身的球形鉸接支撐； 2)在飛機的機身與機翼交點孔、機身與鴨翼交點孔、機身與垂尾交點孔及機身與起落架交點孔關鍵協(xié)調部位布置激光跟蹤儀測量靶標； 3)激光跟蹤儀測量安裝在固定平臺上的公共觀測點，直接利用激光跟蹤儀的轉站功能使激光跟蹤儀的測量坐標系與全局坐標系一致； 機身調姿階段包括如下步驟 4)由激光跟蹤儀對機身上安裝的靶標進行測量，獲取靶標在全局坐標系下的空間位置； 5)將靶標在全局坐標系下的空間位置與機身數(shù)字化標準模型進行匹配計算，獲取機身在全局坐標系下的姿態(tài)； 6)根據(jù)目標姿態(tài)與機身在全局坐標系下的姿態(tài)的偏差，計算三坐標定位器的運動軌跡； 7)根據(jù)剛體不變性原理，基于理論調姿路徑，評價三坐標定位器之間的運動協(xié)同性，若不滿足同步協(xié)同性條件，則重新計算調姿路徑，執(zhí)行步驟6)，若滿足，則執(zhí)行步驟8)； 8)按照規(guī)劃路徑驅動三坐標定位器進行機身姿態(tài)調整，實時對三坐標定位器位置進行采樣，獲取三坐標定位器位置數(shù)據(jù)； 9)根據(jù)三坐標定位器位置數(shù)據(jù)評價三坐標定位器之間的運動協(xié)同性； 調姿結果評價與分析階段包括如下步驟 10)結束調姿后，由激光跟蹤儀對機身上安裝的靶標進行測量，獲取靶標在全局坐標系下的空間位置； 11)將測量結果與機身數(shù)字化標準模型進行匹配計算，若機身姿態(tài)偏差與交點孔的位置都在設定容差范圍內，調姿操作結束，否則重新執(zhí)行步驟6)或由人工通過手輪操作控制三坐標定位器的運動來調整機身位姿。
所述的利用多個三坐標定位器實現(xiàn)對機身的球形鉸接支撐步驟在機身結構框上安裝球形工藝接頭，三坐標定位器頂端與工藝接頭接觸的部位設計為錐面，球體在錐面中轉動時，其轉動中心保持不變，實現(xiàn)對機身的球形鉸接支撐。
所述的將靶標在全局坐標系下的空間位置與機身數(shù)字化標準模型進行匹配計算，獲取機身在全局坐標系下的姿態(tài)步驟 機身姿態(tài)用旋轉序列和平移向量合成的六元組v表示，v＝[a，β，γ，px，py，pz]表示飛機機身從初始姿態(tài)到當前姿態(tài)通過先繞參考坐標系的x軸旋轉α度，繞y軸旋轉β度，再繞z軸旋轉γ度，最后在x，y，z方向上各平移px，py，pz獲得， 把測量機身靶標得到靶標在全局坐標系下的空間位置與機身數(shù)字化標準模型中點理論位置的匹配和約束都表達成最小二乘的形式，采用多目標優(yōu)化的模型，對點匹配和各約束分配權值wi，優(yōu)化目標函數(shù)形如 min(ξm(v)wm+ξc1(v)wc1+ξci(v)wci+...+ξcn(v)wcn)， 其中ξm(v)表示匹配誤差，wm表示匹配的權值，ξci(v)表示第i個約束的誤差，wci表示第i個約束的權值， 其中匹配誤差表示為 ξm(v)＝Σ‖xBi-(R(v)xAi+t(v))‖2， 其中，R(v)和t(v)表示由姿態(tài)參數(shù)確定的旋轉矩陣和平移矩陣。xAi和xBi分別表示測量點的理論值和相應的測量值， 對稱約束誤差表示為 其中 {a，b，c，d}為對稱平面πax+by+cz+d＝0的參數(shù)， PA1、PB1為機身有對稱約束的測量點的理論值，

為相應的測量值。
多點在同一平面上的約束的誤差可表示為 ξc2(v)＝Σ‖(R(v)xAki+t(v))[abc]T+d‖2 其中{a，b，c，d}為約束平面πax+by+cz+d＝0的參數(shù)。xAki表示要約束到平面上去的測量點的理論值， 多點在同一直線上的約束的誤差可表示為 其中 xAki＝[xAkix，xAkiy，xAkiz]為要約束到直線上的測量點的理論值，

為相應測量點的測量值。
所述的根據(jù)目標姿態(tài)與機身在全局坐標系下的姿態(tài)的偏差，計算三坐標定位器的運動軌跡步驟 機身坐標系O′X′Y′Z′的姿態(tài)是按照順序繞全局坐標系OXYZ的各坐標軸依次旋轉而生成的繞X軸旋轉角度a，繞Y軸旋轉角度b，繞Z旋轉角度c，即姿態(tài)表示為L＝[x，y，z，a，b，c]T，對于位姿調整的路徑規(guī)劃，規(guī)定機身從當前位姿運動到目標位姿是經(jīng)過一次平移和一次旋轉完成的， 設機身的當前位姿為 L0＝[x0，y0，z0，a0，b0，c0]T， 機身的目標位姿為 Lf＝[xf，yf，zf，af，bf，cf]T， 則機身的平移調整量為 P＝[Px Py Pz]T＝[xf，yf，zf]T-[x0，y0，z0]T 機身的姿態(tài)調整量為 RPY＝[a b c]T＝[af，bf，cf]T-[a0，b0，c0]T 計算出以等效角位移矢量表達的姿態(tài)調整量w，計算過程如下 首先根據(jù)RPY計算機身的姿態(tài)調整矩陣R，計算公式為 其中R為3×3的姿態(tài)變換矩陣 再根據(jù)R計算等效角位移w＝dθ＝θ[d1 d2 d3]T，其中d為等效轉軸，θ為等效轉角，計算公式為 解得 對于位置調整量P和角度調整量θ分別在時間T1和T2內采樣，即可獲得定位器的調姿運動路徑。
所述的評價三坐標定位器之間的運動協(xié)同性步驟 設定位器頂點位置構成三角形ABC，則在單步調姿操作中，分別計算和和取Δd＝max(Δd1，Δd2，Δd3，Δd4，Δd5，Δd6)，δ＝0.05mm，若Δd<δ，則三坐標定位器之間的運動協(xié)同性滿足要求，否則認為三坐標定位器之間的運動不能保持剛體不變性，需要重新進行路徑規(guī)劃或中止當前調姿過程。
本發(fā)明提出的機身柔性化、自動化調姿方法，采用比較先進的數(shù)字化定位器(三坐標定位器)和測量儀器(激光跟蹤儀)，不但可以滿足飛機裝配中對機身的精確調姿要求，而且效率高，適應性好。
本發(fā)明的優(yōu)點在于1)建立機身調姿的數(shù)字量評價體系，實現(xiàn)機身數(shù)字化調姿；2)機身由多個定位器(≥3個)單元支撐并實現(xiàn)調姿，在調姿過程中實時監(jiān)控定位器的運動協(xié)同性，實現(xiàn)機身無應力調姿；3)具有良好的柔性和兼容性，在定位器的行程范圍內，可以滿足多種機型的調姿要求；4)可對調姿結果進行定量的評價分析，獲取機身在現(xiàn)場坐標系下的位姿信息，有利于后續(xù)的機身對合；5)整個調姿過程由主控系統(tǒng)、調姿控制系統(tǒng)、測量系統(tǒng)協(xié)同完成，三個系統(tǒng)各司其職，實現(xiàn)機身自動化調姿。



圖1為依據(jù)本發(fā)明實施方式的機身數(shù)字化調姿工序流程圖； 圖2為依據(jù)本發(fā)明實施方式的三坐標定位器結構示意圖； 圖3為依據(jù)本發(fā)明實施方式的工藝接頭球頭與三坐標定位器球頭夾緊機構球鉸配合示意圖； 圖4為依據(jù)本發(fā)明實施方式的大型剛體結構、工藝接頭及靶標位置示意圖； 圖5為依據(jù)本發(fā)明實施方式的公共觀測點布置示意圖； 圖中底座1、上拖板2、立柱3、球頭夾緊機構4、伸縮柱5、縱橫拖板6、工藝接頭球頭7、1號靶標8、2號靶標9、3號接頭球心10、大型剛體11、3號靶標12、1號接頭球心13、4號靶標14、2號接頭球心15、1號公共觀測點BP1 16、3號公共觀測點BP2 17、2號公共觀測點BP3 18、4號公共觀測點BP4 18。

具體實施例方式 飛機機身柔性化、自動化調姿方法包括調姿準備階段、機身調姿階段和調姿結果評價與分析階段三階段，其中 調姿準備階段包括如下步驟 1)利用多個三坐標定位器實現(xiàn)對機身的球形鉸接支撐； 2)在飛機的機身與機翼交點孔、機身與鴨翼交點孔、機身與垂尾交點孔及機身與起落架交點孔關鍵協(xié)調部位布置激光跟蹤儀測量靶標； 3)激光跟蹤儀測量安裝在固定平臺上的公共觀測點，直接利用激光跟蹤儀的轉站功能使激光跟蹤儀的測量坐標系與全局坐標系一致； 機身調姿階段包括如下步驟 4)由激光跟蹤儀對機身上安裝的靶標進行測量，獲取靶標在全局坐標系下的空間位置； 5)將靶標在全局坐標系下的空間位置與機身數(shù)字化標準模型進行匹配計算，獲取機身在全局坐標系下的姿態(tài)； 6)根據(jù)目標姿態(tài)與機身在全局坐標系下的姿態(tài)的偏差，計算三坐標定位器的運動軌跡； 7)根據(jù)剛體不變性原理，基于理論調姿路徑，評價三坐標定位器之間的運動協(xié)同性，若不滿足同步協(xié)同性條件，則重新計算調姿路徑，執(zhí)行步驟6)，若滿足，則執(zhí)行步驟8)； 8)按照規(guī)劃路徑驅動三坐標定位器進行機身姿態(tài)調整，實時對三坐標定位器位置進行采樣，獲取三坐標定位器位置數(shù)據(jù)； 9)根據(jù)三坐標定位器位置數(shù)據(jù)評價三坐標定位器之間的運動協(xié)同性； 調姿結果評價與分析階段包括如下步驟 10)結束調姿后，由激光跟蹤儀對機身上安裝的靶標進行測量，獲取靶標在全局坐標系下的空間位置； 11)將測量結果與機身數(shù)字化標準模型進行匹配計算，若機身姿態(tài)偏差與交點孔的位置都在設定容差范圍內，調姿操作結束，否則重新執(zhí)行步驟6)或由人工通過手輪操作控制三坐標定位器的運動來調整機身位姿。
所述的利用多個三坐標定位器實現(xiàn)對機身的球形鉸接支撐步驟在機身結構框上安裝球形工藝接頭，三坐標定位器頂端與工藝接頭接觸的部位設計為錐面，球體在錐面中轉動時，其轉動中心保持不變，實現(xiàn)對機身的球形鉸接支撐。
所述的將靶標在全局坐標系下的空間位置與機身數(shù)字化標準模型進行匹配計算，獲取機身在全局坐標系下的姿態(tài)步驟 機身姿態(tài)用旋轉序列和平移向量合成的六元組v表示，v＝[α，β，γ，px，py，pz]表示飛機機身從初始姿態(tài)到當前姿態(tài)通過先繞參考坐標系的x軸旋轉α度，繞y軸旋轉β度，再繞z軸旋轉γ度，最后在x，y，z方向上各平移px，py，pz獲得， 把測量機身靶標得到靶標在全局坐標系下的空間位置與機身數(shù)字化標準模型中點理論位置的匹配和約束都表達成最小二乘的形式，采用多目標優(yōu)化的模型，對點匹配和各約束分配權值wi，優(yōu)化目標函數(shù)形如 min(ξm(v)wm+ξc1(v)wc1+ξci(v)wci+...+ξcn(v)wcn)， 其中ξm(v)表示匹配誤差，wm表示匹配的權值，ξci(v)表示第i個約束的誤差，wci表示第i個約束的權值， 其中匹配誤差表示為 ξm(v)＝Σ‖xBi-(R(v)xAi+t(v))‖2， 其中，R(v)和t(v)表示由姿態(tài)參數(shù)確定的旋轉矩陣和平移矩陣。xAi和xBi分別表示測量點的理論值和相應的測量值， 對稱約束誤差表示為 其中 {a，b，c，d}為對稱平面πax+by+cz+d＝0的參數(shù)， PA1、PB1為機身有對稱約束的測量點的理論值，

為相應的測量值。
多點在同一平面上的約束的誤差可表示為 ξc2(v)＝Σ‖(R(v)xAki+t(v))[a b c]T+d‖2 其中{a，b，c，d}為約束平面πax+by+cz+d＝0的參數(shù)。xAki表示要約束到平面上去的測量點的理論值， 多點在同一直線上的約束的誤差可表示為 其中 xAki＝[xAkix，xAkiy，xAkiz]為要約束到直線上的測量點的理論值，

為相應測量點的測量值。
所述的根據(jù)目標姿態(tài)與機身在全局坐標系下的姿態(tài)的偏差，計算三坐標定位器的運動軌跡步驟 機身坐標系O′X′Y′Z′的姿態(tài)是按照順序繞全局坐標系OXYZ的各坐標軸依次旋轉而生成的繞X軸旋轉角度a，繞Y軸旋轉角度b，繞Z旋轉角度c，即姿態(tài)表示為L＝[x，y，z，a，b，c]T，對于位姿調整的路徑規(guī)劃，規(guī)定機身從當前位姿運動到目標位姿是經(jīng)過一次平移和一次旋轉完成的， 設機身的當前位姿為 L0＝[x0，y0，z0，a0，b0，c0]T， 機身的目標位姿為 Lf＝[xf，yf，zf，af，bf，cf]T， 則機身的平移調整量為 P＝[Px Py Pz]T＝[xf，yf，zf]T-[x0，y0，z0]T 機身的姿態(tài)調整量為 RPY＝[a b c]T＝[af，bf，cf]T-[a0，b0，c0]T 計算出以等效角位移矢量表達的姿態(tài)調整量w，計算過程如下 首先根據(jù)RPY計算機身的姿態(tài)調整矩陣R，計算公式為 其中R為3×3的姿態(tài)變換矩陣 再根據(jù)R計算等效角位移w＝dθ＝θ[d1 d2 d3]T，其中d為等效轉軸，θ為等效轉角，計算公式為 解得 對于位置調整量P和角度調整量θ分別在時間T1和T2內采樣，即可獲得定位器的調姿運動路徑。
所述的評價三坐標定位器之間的運動協(xié)同性步驟 設定位器頂點位置構成三角形ABC，則在單步調姿操作中，分別計算和和取Δd＝max(Δd1，Δd2，Δd3，Δd4，Δd5，Δd6)，δ＝0.05mm，若Δd<δ，則三坐標定位器之間的運動協(xié)同性滿足要求，否則認為三坐標定位器之間的運動不能保持剛體不變性，需要重新進行路徑規(guī)劃或中止當前調姿過程。
本發(fā)明的一個實施例為按照本發(fā)明提出的自動化調姿方法進行工作的調姿系統(tǒng)，主要由電控柜、靶球、靶座、大型剛體、三坐標定位器一、激光跟蹤儀、三坐標定位器二、三坐標定位器三組成，可實現(xiàn)大型剛體六自由度調姿。大型剛體的六自由度為，在全局坐標系下，沿X向的平移X，沿Y向的平移Y，沿Z向的平移Z，以及繞X軸的轉動角度A，繞X軸的轉動角度B，繞X軸的轉動角度C。
實施例中使用的三坐標定位器的機械結構如圖2所示，主要由底座1、縱橫拖板6、上拖板2、立柱3、伸縮柱5和球頭夾緊機構4組成。底座1安裝在地基上，底座1上設有縱橫拖板6，縱橫拖板6可相對于底座1沿Y向移動，縱橫拖板6上設上拖板2，上拖板2可沿X向移動，上拖板2上設有立柱3，立柱3中設有伸縮柱5，伸縮柱5可沿Z向移動，伸縮柱5的端部設有球頭夾緊機構4。三坐標定位器的具體設計參數(shù)如下 ①重力方向負載2000kg，側向載荷100N； ②行程X向為80mm，Y向為80mm，Z向為160mm； ③X向與Y向的不垂直度(全行程范圍內)小于0.025mm，Z向與XY平面的不垂直度(全行程范圍內)小于0.025mm； ④三個軸向定位精度0.01mm，重復定位精度0.005mm，三個方向最大運動速度為120mm/min。
如圖3所示，剛體的工藝接頭與三坐標定位器之間采用球鉸連接，工藝接頭的球頭7與三坐標定位器球頭夾緊機構4的錐面之間形成球面副。
如圖4所示，實施例中調姿的對象為一大型剛體，大型剛體11為一型鋼焊接而成的鋼架，大型剛體上設1號靶標8、2號靶標9、3號工藝接頭10、大型剛體11、3號靶標12、1號工藝接頭13、4號靶標14、2號工藝接頭15。工藝接頭固定在剛體上，起支撐作用。
三坐標定位器三個運動軸向均為電機驅動，電機選用美國Dannaher公司生產的Kellermorgen伺服電機，其中X和Y向由電機直接驅動滾珠絲杠導軌滑塊副傳動，Z向由電機經(jīng)過諧波減速器驅動滾珠絲杠導軌滑塊副傳動，減速比為1∶60，電機驅動器為CDServoStar系列。
采用貴陽新天科技有限公司生產的LCXF-LK系光柵尺作為三個方向的直線位移傳感器，分辨率為0.001mm，精度為0.003mm。
采用基于SynqNet實時現(xiàn)場總線控制方式，運動控制卡采用MotionEngineering公司生產的ZMP卡。
測量系統(tǒng)采用瑞士Leica LTD640激光跟蹤儀，該儀器利用兩個相互垂直編碼器和一個激光干涉儀協(xié)同工作，可以通過靶球把光線原路折回的原理，獲得靶球所在的測量點的三維坐標。其內置的絕對測距儀(ADM)可以在激光斷光后進行續(xù)接，繼續(xù)進行測量，大大降低了激光測量的難度。利用LTD640進行測量，其測量半徑可達40m，分辨率為0.001mm，在全行程范圍內測量精度可達15μ+5μ/m。
對大型剛體的柔性化、自動化調姿方法主要采用本發(fā)明公開的調姿方法，主要分為調姿準備階段、調姿階段和調姿結果評價與分析階段三階段。以一次調姿為例，調姿過程如下。
調姿準備階段的主要步驟是 1)利用三個三坐標定位器實現(xiàn)對大型剛體的球形鉸接支撐。
在進行調姿前，首先要用三個三坐標定位器把大型剛體支撐起來。所采用的方法是將大型剛體置于三坐標定位器上方后，驅動三個三坐標定位器的縱橫拖板6上設上拖板2分別進行X向和Y向運動，使球頭夾緊機構4對準大型剛體上的工藝接頭球頭7，最后驅動各三坐標定位器的伸縮柱5沿Z向升起，支撐起大型剛體。
為了保證大型剛體準確入位，利用激光跟蹤儀測量獲得工藝接頭球頭7的位置，然后控制三坐標定位器運動到相應位置的正下方，保證三坐標定位器準確支撐大型剛體。通過在工藝接頭球頭7上涂抹紅丹漆，當球頭與三坐標定位器的球頭夾緊機構4接觸時候，球頭上的紅丹漆會留下壓痕。入位后，讓三坐標定位器下降，重新將用大型剛體支撐在三坐標定位器上方，觀察球頭上紅丹漆的壓痕。如果球頭上的環(huán)形壓痕完整均勻，表明球頭和三坐標定位器的球頭夾緊機構4接觸緊密，該位置是最佳入位位置。
2)在大型剛體上放置激光跟蹤儀測量靶標，并建立大型剛體的數(shù)字化模型。
在實施例中用熱塑膠將四個激光跟蹤儀測量靶標粘在大型剛體上，如圖5所示，沒有準確的位置。
為了給出姿態(tài)調整的目標，也給調姿誤差評價提供依據(jù)，通過測量建立大型剛體的數(shù)字化模型。建立的過程如下 利用激光跟蹤儀測量四個靶標的坐標，同時測量大型剛體上設的工藝接頭球頭7上的若干個點，擬合一個球，獲得工藝接頭球頭的球心位置，測量結果如表1所示。
表1 工藝接頭球頭及測量點原始測量數(shù)據(jù) 以三個球頭所在的平面為XOY平面，SP2和SP3的連線方向為X方向，建立大型剛體的坐標系，把原始測量數(shù)據(jù)進行坐標變換，轉換到大型剛體坐標系下，如表2所示 表2 工藝接頭球頭及測量點在大型剛體坐標系下的坐標 已知靶球座補償高度25mm，靶球座的支撐座偏高5mm，套筒設計偏高118mm，球心位置相對測得的三坐標定位器位置偏高118-25-5＝88mm。為便于調姿，設定理想狀態(tài)下，大型剛體的坐標系在全局坐標系下的位置為
，則大型剛體在全局坐標系下的理論坐標如表3所示。
表3 工藝接頭球頭及測量點在全局坐標系下的理輪位置 3)激光跟蹤儀測量安裝在地基上的公共觀測點，利用激光跟蹤儀的轉站功能使激光跟蹤儀的測量坐標系與全局坐標系一致。
建立全局坐標系，就是要使測量系統(tǒng)、主控系統(tǒng)和控制系統(tǒng)在統(tǒng)一的裝配坐標系下工作，使相互之間傳遞的數(shù)據(jù)在統(tǒng)一的坐標系下。控制系統(tǒng)各三坐標定位器在統(tǒng)一坐標系下協(xié)同運動，實現(xiàn)無應力的剛體姿態(tài)調整。
如圖5所示，在地基上布置1號公共觀測點BP1 16、2號公共觀測點BP2 17、3號公共觀測點BP3 18、4號公共觀測點BP4 19，作為測量系統(tǒng)轉站的基準。
激光跟蹤儀布置在可同時測量各三坐標定位器支撐位置和公共觀測點的地方，讓三坐標定位器單軸在其全行程范圍內運動，每運動2mm，讓激光跟蹤儀測量記錄三坐標定位器位置。將測量數(shù)據(jù)擬合成直線，從而獲得三坐標定位器各軸的方向矢量，測量結果如表4所示。
表4 各三坐標定位器軸線方向測量結果
同時，測量平臺上的4個公共觀測點，其坐標如表5所示。
表5 公共觀測點原始測量坐標
取3個三坐標定位器Z軸方向的平均值作為全局坐標系的Z軸，定位器2和定位器3坐標原點的連線方向為X軸方向，以P1為XOY平面參考原點，3個三坐標定位器原點所構成的三角形的重心在XOY平面上的投影為原點位置，對原始測量數(shù)據(jù)進行坐標變換，計算得到公共觀測點在全局坐標系下的坐標，如表6所示。
表6 公共觀測點在全局坐標系下的坐標 各三坐標定位器原點在全局坐標系下的坐標如表7所示 表7 各三坐標定位器原點在全局坐標系下的坐標 建立全局坐標系后，即使跟蹤儀移動，也能通過測量公共觀測點使測量數(shù)據(jù)仍在建立的全局坐標系下。
大型剛體的調姿主要通過主控系統(tǒng)軟件及控制系統(tǒng)軟件控制三坐標定位器運動來完成。
主控系統(tǒng)軟件主要承擔調姿流程控制、數(shù)據(jù)處理、調姿過程監(jiān)控等功能，包括任務流程管理、姿態(tài)評價分析、網(wǎng)絡通訊接口、調姿仿真分析、日志管理、現(xiàn)場監(jiān)控等基本功能模塊。主控系統(tǒng)根據(jù)設定的調姿流程，向激光跟蹤儀和控制系統(tǒng)下發(fā)操作執(zhí)行命令，在調姿前，由激光跟蹤儀根據(jù)給定的理論位置自動測量剛體上的靶標位置，并將測量數(shù)據(jù)上傳至主控系統(tǒng)，主控系統(tǒng)基于此進行姿態(tài)評價分析，計算剛體的當前姿態(tài)，并將目標姿態(tài)和當前姿態(tài)下發(fā)至控制系統(tǒng)，由控制系統(tǒng)規(guī)劃計算調姿路徑并上傳至主控系統(tǒng)，由主控系統(tǒng)對其進行仿真分析，若路徑合理則通知控制系統(tǒng)執(zhí)行調姿操作，否則需要重新規(guī)劃計算。在調姿過程中，主控系統(tǒng)從控制系統(tǒng)中采集三坐標定位器的運動過程數(shù)據(jù)并監(jiān)控三坐標定位器的協(xié)同運動。調姿結束后，根據(jù)激光跟蹤儀的測量結果評價調姿誤差是否滿足容差要求。
控制系統(tǒng)軟件包括網(wǎng)絡通信與數(shù)據(jù)傳輸、調姿路徑規(guī)劃、運動控制、實時現(xiàn)場監(jiān)控(包括設備運行狀態(tài)監(jiān)控，故障報警、診斷、記錄等功能)等功能模塊。網(wǎng)絡通信與數(shù)據(jù)傳輸模塊實現(xiàn)控制系統(tǒng)與主控系統(tǒng)間的網(wǎng)絡連接與數(shù)據(jù)通信功能；調姿路徑規(guī)劃模塊根據(jù)給定大型剛體的當前姿態(tài)和目標姿態(tài)，計算合理的路徑規(guī)劃，生成三坐標定位器各驅動軸的運動軌跡；運動控制模塊基于Danaher公司提供的運動控制編程接口(MPI)，根據(jù)給定的運動模式，驅動三坐標定位器各軸沿調姿路徑同步協(xié)調運動到位，實現(xiàn)剛體姿態(tài)變換；實時現(xiàn)場監(jiān)控模塊實現(xiàn)現(xiàn)場設備運行狀態(tài)監(jiān)控，故障報警、診斷、記錄等功能。
調姿階段完成的主要步驟是 1)主控系統(tǒng)軟件下發(fā)任務指令，由激光跟蹤儀測量大型剛體上靶標的在全局坐標下的空間位置，并將測量結果(1號靶標X649.9799mmY-826.471mm Z1660.9171mm；2號靶標 X-505.2738mmY-1055.18mm Z1936.654mm；3號靶標 X643.6805mmY1078.8326mm Z1950.5908mm；4號靶標 X-601.6688mm Y1134.897mm Z1606.1332mm)上傳到主控系統(tǒng)軟件； 2)主控系統(tǒng)軟件根據(jù)檢測點測量結果，將靶標在全局坐標系下的空間位置與建立的大型剛體數(shù)字化模型按照本專利公開的算法進行匹配計算，得到當前大型剛體位姿(X＝-0.0045mm，Y＝0.0088mm，Z＝0.007mm，A＝0.0001deg，B＝0.0002deg，C＝-0.0002deg)，并將當前位姿和目標位姿(X＝—2mm，Y＝2mm，Z＝3mm，A＝0.1deg，B＝0.1deg，C＝0.1deg)下傳到控制系統(tǒng)軟件； 3)控制系統(tǒng)根據(jù)當前位姿和目標位姿的偏差，計算三坐標定位器的運動軌跡，并驅動三坐標定位器同步協(xié)調運動，實現(xiàn)大型剛體位姿調整； 根據(jù)上述調姿操作流程，依次將大型剛體調整到目標位姿。
調姿結果評價與分析階段的主要步驟是 1)結束調姿后，由激光跟蹤儀對大型剛體上安裝的靶標進行測量，獲取靶標在全局坐標系下的空間位置(1號靶標X652.2061mm Y-826.2053mm Z1661.3535mm；2號靶標X-502.1876mm Y-1057.3237mm Z1938.7009mm；3號靶標 X643.2446mm Y1078.5711mm Z1954.38mm；4號靶標X-602.7847mm Y1133.1259mm Z1612.1797mm)。
2)主控系統(tǒng)根據(jù)將測量得到的靶標在全局坐標系下的空間位置與大型剛體數(shù)字化模型進行匹配計算，得到調姿后的實際位姿(X-1.9812mm Y1.9798 Zmm2.983 A0.0986deg B0.0993deg C0.0952deg)。調姿誤差為沿X軸方向平動的位置誤差為0.0188mm，沿Y軸方向平動的位置誤差為0.0202mm，沿Z軸方向平動的位置誤差為0.017mm，繞X軸方向轉動的轉角誤差為0.0014deg，繞Y軸方向轉動的轉角誤差為0.0007deg，繞Z軸方向轉動的轉角誤差為0.0048deg，調姿誤差滿足容差要求，不需要重新調姿。
權利要求
1.一種飛機機身柔性化、自動化調姿方法，其特征在于，包括調姿準備階段、機身調姿階段和調姿結果評價與分析階段三階段，其中
調姿準備階段包括如下步驟
1)利用多個三坐標定位器實現(xiàn)對機身的球形鉸接支撐；
2)在飛機的機身與機翼交點孔、機身與鴨翼交點孔、機身與垂尾交點孔及機身與起落架交點孔關鍵協(xié)調部位布置激光跟蹤儀測量靶標；
3)激光跟蹤儀測量安裝在固定平臺上的公共觀測點，直接利用激光跟蹤儀的轉站功能使激光跟蹤儀的測量坐標系與全局坐標系一致；
機身調姿階段包括如下步驟
4)由激光跟蹤儀對機身上安裝的靶標進行測量，獲取靶標在全局坐標系下的空間位置；
5)將靶標在全局坐標系下的空間位置與機身數(shù)字化標準模型進行匹配計算，獲取機身在全局坐標系下的姿態(tài)；
6)根據(jù)目標姿態(tài)與機身在全局坐標系下的姿態(tài)的偏差，計算三坐標定位器的運動軌跡；
7)根據(jù)剛體不變性原理，基于理論調姿路徑，評價三坐標定位器之間的運動協(xié)同性，若不滿足同步協(xié)同性條件，則重新計算調姿路徑，執(zhí)行步驟6)，若滿足，則執(zhí)行步驟8)；
8)按照規(guī)劃路徑驅動三坐標定位器進行機身姿態(tài)調整，實時對三坐標定位器位置進行采樣，獲取三坐標定位器位置數(shù)據(jù)；
9)根據(jù)三坐標定位器位置數(shù)據(jù)評價三坐標定位器之間的運動協(xié)同性；
調姿結果評價與分析階段包括如下步驟
10)結束調姿后，由激光跟蹤儀對機身上安裝的靶標進行測量，獲取靶標在全局坐標系下的空間位置；
11)將測量結果與機身數(shù)字化標準模型進行匹配計算，若機身姿態(tài)偏差與交點孔的位置都在設定容差范圍內，調姿操作結束，否則重新執(zhí)行步驟6)或由人工通過手輪操作控制三坐標定位器的運動來調整機身位姿。
2.根據(jù)權利要求1所述的一種飛機機身柔性化、自動化調姿方法，其特征在于所述的利用多個三坐標定位器實現(xiàn)對機身的球形鉸接支撐步驟在機身結構框上安裝球形工藝接頭，三坐標定位器頂端與工藝接頭接觸的部位設計為錐面，球體在錐面中轉動時，其轉動中心保持不變，實現(xiàn)對機身的球形鉸接支撐。
3.根據(jù)權利要求1所述的一種飛機機身柔性化、自動化調姿方法，其特征在于所述的將靶標在全局坐標系下的空間位置與機身數(shù)字化標準模型進行匹配計算，獲取機身在全局坐標系下的姿態(tài)步驟
機身姿態(tài)用旋轉序列和平移向量合成的六元組v表示，v＝[α，β，γ，px，py，pz]表示飛機機身從初始姿態(tài)到當前姿態(tài)通過先繞參考坐標系的x軸旋轉α度，繞y軸旋轉β度，再繞z軸旋轉γ度，最后在x，y，z方向上各平移px，py，pz獲得，
把測量機身靶標得到靶標在全局坐標系下的空間位置與機身數(shù)字化標準模型中點理論位置的匹配和約束都表達成最小二乘的形式，采用多目標優(yōu)化的模型，對點匹配和各約束分配權值wi，優(yōu)化目標函數(shù)形如
min(ξm(v)wm+ξcl(v)wcl+ξci(v)wci+...+ξcn(v)wcn)，
其中ξm(v)表示匹配誤差，wm表示匹配的權值，ξci(v)表示第i個約束的誤差，wci表示第i個約束的權值，
其中匹配誤差表示為
ξm(v)＝∑‖xBi-(R(v)xAi+t(v))‖2，
其中，R(v)和t(v)表示由姿態(tài)參數(shù)確定的旋轉矩陣和平移矩陣。xAi和xBi分別表示測量點的理論值和相應的測量值，
對稱約束誤差表示為
其中
{a，b，c，d}為對稱平面πax+by+cz+d＝0的參數(shù)，
PA1、PB1為機身有對稱約束的測量點的理論值，
為相應的測量值。
多點在同一平面上的約束的誤差可表示為
ξc2(v)＝∑‖(R(v)xAki+t(v))[abc]T+d‖2
其中{a，b，c，d}為約束平面πax+by+cz+d＝0的參數(shù)。xAki表示要約束到平面上去的測量點的理論值，
多點在同一直線上的約束的誤差可表示為
其中
xAki＝[xAkix，xAkiy，xAkiz]為要約束到直線上的測量點的理論值，
為相應測量點的測量值。
4.根據(jù)權利要求1所述的一種飛機機身柔性化、自動化調姿方法，其特征在于所述的根據(jù)目標姿態(tài)與機身在全局坐標系下的姿態(tài)的偏差，計算三坐標定位器的運動軌跡步驟
機身坐標系O′X′Y′Z′的姿態(tài)是按照順序繞全局坐標系OXYZ的各坐標軸依次旋轉而生成的繞X軸旋轉角度a，繞Y軸旋轉角度b，繞Z旋轉角度c，即姿態(tài)表示為L＝[x，y，z，a，b，c]T，對于位姿調整的路徑規(guī)劃，規(guī)定機身從當前位姿運動到目標位姿是經(jīng)過一次平移和一次旋轉完成的，
設機身的當前位姿為
L0＝[x0，y0，z0，a0，b0，c0]T，
機身的目標位姿為
Lf＝[xf，yf，zf，af，bf，cf]T，
則機身的平移調整量為
P＝[PxPyPz]T＝[xf，yf，zf]T-[x0，y0，z0]T
機身的姿態(tài)調整量為
RPY＝[a b c]T＝[af，bf，cf]T-[a0，b0，c0]T
計算出以等效角位移矢量表達的姿態(tài)調整量w，計算過程如下
首先根據(jù)RPY計算機身的姿態(tài)調整矩陣R，計算公式為
其中R為3×3的姿態(tài)變換矩陣
再根據(jù)R計算等效角位移w＝dθ＝θ[d1d2d3]T，其中d為等效轉軸，θ為等效轉角，計算公式為
解得
對于位置調整量P和角度調整量θ分別在時間T1和T2內采樣，即可獲得定位器的調姿運動路徑。
5.根據(jù)權利要求1所述的一種飛機機身柔性化、自動化調姿方法，其特征在于所述的評價三坐標定位器之間的運動協(xié)同性步驟
設定位器頂點位置構成三角形ABC，則在單步調姿操作中，分別計算
和
和取Δd＝max(Δd1，Δd2，Δd3，Δd4，Δd5，Δd6)，δ＝0.05mm，若Δd<δ，則三坐標定位器之間的運動協(xié)同性滿足要求，否則認為三坐標定位器之間的運動不能保持剛體不變性，需要重新進行路徑規(guī)劃或中止當前調姿過程。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛機機身柔性化、自動化調姿方法。該方法由激光跟蹤儀測量機身上靶標的空間位置，將測量結果與數(shù)字化標準模型進行匹配分析，計算機身姿態(tài)，最后控制驅動多個三坐標定位器單元實現(xiàn)對機身的姿態(tài)調整。整個調姿過程包括調姿準備階段、機身調姿階段和調姿結果評價與分析階段三階段，實現(xiàn)機身的自動化、無應力調姿。本發(fā)明的優(yōu)點在于1)可實現(xiàn)機身數(shù)字化調姿；2)機身由多個定位器單元支撐，調姿過程中實時監(jiān)控其運動協(xié)同性，實現(xiàn)無應力調姿；3)具有良好的柔性和兼容性，可滿足多種機型的調姿要求；4)可對調姿結果進行定量的評價分析，獲取機身在現(xiàn)場坐標系下的位姿。
文檔編號B64F5/00GK101456452SQ20081016411
公開日2009年6月17日 申請日期2008年12月25日 優(yōu)先權日2008年12月25日
發(fā)明者柯映林, 楊衛(wèi)東, 青 王, 李江雄, 強 方, 蔣君俠, 秦龍剛, 畢運波, 賈叔士, 鵬 黃, 俞慈君, 余進海, 郭志敏, 陳學良, 黃浦縉, 蓋宇春, 剛 劉 申請人:浙江大學