[发明专利]一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构

说明书

技术领域

本发明主要应用于飞机机身自动化位姿调整，涉及一种六自由度无冗余驱动的机 身自动调姿机构。

背景技术

传统装配机构的结构形式分为串联、并联和串并混联三种机构。与串联机构相比， 并联机构拥有刚度大、精度高的优点，但其工作空间小。串并混联机构增大并联机构的装配 对象。虽然串并混联机构在一定程度上增大了工作空间，但对于大尺寸的飞机大部件而言， 串并混联机构的工作空间仍明显不足。为此，飞机大部件装配往往采用一种12驱动、6驱动 冗余的定位器式调姿机构。12驱动定位器式调姿机构弥补了传统串并混联机构工作空间小 的不足，但该调姿机构驱动电机数过多，整个调姿机构需要安装12个伺服电机，联动控制要 求高，控制系统复杂，制造安装维护成本高。实际工程应用时，机身位姿往往离其目标位姿 较近，位姿调整量很小，调姿过程中，调姿机构不存在奇异点；而且调姿过程缓慢，动力学曲 线不存在突变。因此，12驱动定位器式调姿机构存在较多的驱动浪费，没有很好的利用冗余 驱动机构的优点。

发明内容

本发明提出了一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，旨在解决飞机装配 过程中机身位姿调整机构冗余驱动过多，联动控制要求高，控制系统复杂，制造安装维护成 本高的不足。

本发明采用的技术方案如下：一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，其 特征在于：

1、构建机身与定位器的了解托架，了解托架的外形机身外形一致，托架与机身接触面 的材料为帆布；

2、在连接托架下方布设4个定位器；

3、定位器驱动数的分别方式为3-2-1-0，即各定位器的驱动数为3个、2个、1个和0，定位 器驱动顺序从定位器A开始,定位器B、定位器C和定位器D均为随动；定位器A的起始顺序， 不做强制要求；

4、各定位器的运动方向彼此平行，且分别与飞机装配坐标系平行，即运动方向矢量x平 行于装配坐标系x轴方向x_g，运动方向矢量y平行于装配坐标系y轴方向y_g，运动方向矢量z平 行于装配坐标系z轴方向z_g；

5、定位器各运动彼此独立，无耦合关系。

本发明的有益效果为：不仅满足了筒状机身进行大部件对接装配时6自由度位姿 调整需要，而且近可能的减少了定位器数量，简化了调整机构。

附图说明

图1、图2是本发明中实施例的示意图。

图1六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构。

图2球副转角计算示意图。

在图中，1为中机身，2为连接托架，3为定位器A，4、定位器B，5为定位器C，6、定位器 D，7为球绞。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

本发明是提供一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，该机构构建方法 为：

步骤1、针对不同型号机身外形曲面设计不同曲率的托架，托架的材料为木质，且包裹 一层柔软耐磨的帆布；

步骤2、托架2与机身1直接接触，通过钩头螺栓固连，以确保调姿过程中两者没有相对 运动；

步骤3、按图1所示定位器布设示意图，定位器驱动数的分别方式为3-2-1-0，定位器驱 动顺序从定位器A（3）开始,定位器B（4）、定位器C（5）和定位器D（6）均为随动；

步骤4、安装时应保证各定位器的运动方向彼此平行，且分别与飞机装配坐标系平行， 即运动方向矢量x平行于装配坐标系的x_g，运动方向矢量y平行于装配坐标系的y_g，运动方向 矢量z平行于装配坐标系的z_g。

步骤5、定位器与托架通过球绞7连接。

步骤6、各定位器驱动通过运动学逆解完成。

步骤7、球绞转角计算公式为：，其中，，。应满足转角约束，为球角的最大转动方向。

步骤8、定位器行程应满足行程约束条件：，、定位器运动学逆解的期限位置矢量。