[发明专利]基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿法

说明书

一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法，解决了在非定常气动载荷作用下，六自由度机构的执行末端在不同位姿的弹性变形产生不可忽视的弹性变形误差，以至于影响风洞试验的精确性和可靠性的问题。其包步骤括建立一个六自由度机构的执行末端在单位六分量力的作用下不同位姿的关于该执行末端的弹性变形的一个末端弹性变形数据库；根据末端弹性变形数据库，建立该执行末端在不同位姿下的关于六个驱动电机运动旋转角度的一个末端位姿误差补偿数据库；以及在该六自由度机构进行风洞试验时，根据该末端位姿误差补偿数据库对该六自由度机构的该执行末端的误差进行补偿。

技术领域

本发明涉及一种用于风洞多体分离试验的空间六自由度机构，属于高超声速风洞试验领域，尤其是涉及一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法。

背景技术

高超声速风洞多体分离试验，是在高超声速风洞开展各类高超声速飞行器主体与分离体之间的安全分离特性和气动特性模拟试验研究。在风洞六自由度机构试验中，由于机构并非是绝对的刚性的，执行末端受载荷作用会产生弹性变形。在非定常气动载荷作用下，执行末端在不同位姿的弹性变形产生不可忽视的弹性变形误差，影响机构的精度，使用寿命，实验数据的准确性和真实性，即使在机构部件的加工，机构的安装、装配能很好的满足条件，仍有必要对机构的执行末端的的弹性变形进行误差补偿。因此，本发明提供一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法，以解决上述问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：在进行高超声速风洞多体分离试验的风洞六自由度机构中，由于该六自由度机构并非是绝对的刚性的，该六自由度机构的执行末端受载荷作用会产生弹性变形，在非定常气动载荷作用下该六自由度机构的执行末端在不同位姿的弹性变形产生不可忽视的弹性变形误差，以至于影响风洞试验的精确性和可靠性。

因此，本发明的目的在于提供一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法以解决上述问题，本发明的该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法采用的技术方案是包括如下步骤：

1、在风洞试验系统中，建立该六自由度机构的执行末端模型在单位六分量力作用下不同位姿的弹性变形构成的弹性变形误差表，即该六自由度机构的执行末端处于不同位姿下对应于末端弹性变形误差量的转换矩阵；

2、基于上述转换矩阵，通过运动学逆解，由该六自由度机构的执行末端模型在单位六分量力作用下不同位姿的弹性变形构成的弹性变形误差表反解得到并建立不同位姿六个旋转角度的末端位姿误差补偿表；

3、在某一时刻该六自由度机构的执行末端处于某一位姿时，检索弹性变形误差表，得到该位姿下单位六分量力作用下该六自由度机构的执行末端的弹性变形误差量。根据末端模型内部天平实时测量的末端六分量动态力，得到六维动态力弹性变形产生的末端位姿误差，基于末端位姿误差补偿表实时修正六个旋转角度，从而全行程动态补偿气动载荷作用产生的弹性变形误差，使气动载荷的弹性变形误差降低。

本发明进一步提供一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法，其包括：

步骤1，建立一个六自由度机构的执行末端在单位六分量力的作用下不同位姿的关于该执行末端的弹性变形的一个末端弹性变形数据库；

步骤2，根据末端弹性变形数据库，建立该执行末端在不同位姿下的关于六个驱动电机的运动旋转角度的一个末端位姿误差补偿数据库；以及

步骤3，在该六自由度机构进行风洞试验时，根据该末端位姿误差补偿数据库对该六自由度机构的该执行末端的误差进行补偿。

作为对本发明的该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法的进一步优选的实施例，在该步骤3中，进一步包括步骤：