[发明专利]轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法

说明书

一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其包括步骤：形成关于该飞行器模型运动误差的一个补偿数据库；利用该解耦机构进行飞行器模型运动试验时，得到飞行器模型的位姿和各轴上加速度大小；根据该飞行器模型的位姿和各轴加速度，在该补偿数据库中搜索该飞行器模型运动误差；根据该飞行器模型运动误差，在该补偿数据库中搜索该飞行器模型需要被补偿的一个补偿量；根据该补偿量对该飞行器模型的运动误差进行补偿。该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法能够对该飞行器模型的位姿误差进行实时的补偿，以提高该飞行器模型的位姿精度。

技术领域

本发明涉及一种在解耦条件下解决分离体因惯性力引起机构弹性变形而导致机构末端出现运动误差的误差补偿方法，特别涉及一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法。

背景技术

在研究空气流动规律、研究航空航天飞行器及其它物体气动特性时，往往需要通过试验以得到最真实可靠的空气动力学数据，而经常采用的方法就是进行风洞试验。风洞试验是利用风扇、压气机或高压气源驱动空气在风洞管道内形成可控制的人工气流，将试验的飞行器模型放在风洞试验段中，用精密仪器来测量模型在风洞中的各项特征数据并以此分析模型的空气动力特性。

当飞行器模型在风洞中进行试验时，需要得到飞行器模型确定位姿下的各个试验参数，如果本想得到某个位姿下的试验参数却因为运动误差而采集的另外一个位姿下的试验参数，这样一来得到的结果本身就包含有一定的误差，因此飞行器模型的运动精度对风洞试验结果的准确性起着非常重要的作用。

飞行器模型固定在分离体机构的末端，它的运动由分离体上的六组串联机构的运动来控制，每组机构控制飞行器模型的一个自由度，总的有六个自由度，它们分别为：三自由度直线位移x(前后)、y(升沉)、z(左右)以及三自由度角度转动α(俯仰)、β(偏航)、γ(滚转)。每组机构的运动由电机驱动丝杠来实现，所以当传动链的精度确定之后，飞行器模型的运动精度由每个自由度上的电机来控制调节。除去传动链传动精度外，飞行器模型的运动精度会受温度，气动力，惯性力等的影响。因为分离体机构的质量及尺寸比较大，使得机构惯性力对飞行器模型的运动精度影响比较显著，故对机构惯性力引起的机构变形导致飞行器模型出现运动误差的补偿方法进行研究显得相当重要。因此，本发明提供一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，以解决上述问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其中该轨迹跟踪试验中解耦机构惯性力引起飞行器模型运动误差补偿方法能够保证该飞行器模型试验的精度和可靠性。

为了达到上述目的，本发明提供一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其中该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法包括以下步骤：

步骤1，形成关于该飞行器模型运动误差的一个补偿数据库；

步骤2，利用该解耦机构进行飞行器模型运动试验时，得到飞行器模型的位姿和各轴上加速度大小；

步骤3，根据该飞行器模型的位姿和各轴加速度，在该补偿数据库中搜索该飞行器模型需要被补偿的一个补偿量；

步骤4，根据该补偿量对各轴驱动电机进行控制补偿，以此来补偿飞行器模型运动误差。

作为对本发明的该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法的进一步优选的实施例，在该步骤1中，进一步包括步骤：

步骤1.1，按实际情况建立该解耦机构的三维模型，并导入Ansys仿真软件中进行分析，确定该解耦机构末端为一特定位姿；

步骤1.2，在该位姿下分别运动解耦机构的各自由度，分别得到该飞行器模型在该特定位姿下因不同加速度引起的该飞行器末端的运动误差；