[发明专利]一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法

说明书

一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，其特征是在飞机大部件调姿对接过程中，通过测量大部件上的位姿参考点，基于位姿参考点坐标及定位器反馈的主动轴位移增量，自动识别定位器当前全局坐标。本发明特点在于：1）相比以往通过在定位器球铰中增加高精度传感器或在外部增加辅助测量杆，从而获取定位器坐标，所提方法无需对定位器球铰进行额外改造，降低装配成本。2）该方法可在每次调姿迭代后自动识别定位器当前全局坐标，从而减少了基于辅助测量杆测量定位器坐标的时间消耗，缩短了调姿对接周期。

技术领域

本发明涉及飞机装配技术，尤其是一种大部件调姿系统的几何参数标定方法，具体地说是一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法。

背景技术

由于飞机、船舶等大部件结构尺寸大，在调姿过程中主要通过多个分布式定位器构成调姿机构实现大部件空间位姿的调整，定位器坐标的获取精度直接影响调姿驱动量计算或轨迹规划的精度。以往主要通过设计制造复杂的球铰结构或借助辅助测量杆测量定位器球铰坐标，成本较高，且对调姿效率造成不利影响。

因此，确有必要对现有技术进行改进以解决现有技术之不足。

发明内容

本发明的目的是针对现有的定位器坐标测量方法成本及效率问题，提供一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，其能够有效减少不必要的测量硬件成本及测量时间消耗。

本发明的技术方案中：

一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，其包括大部件、大尺寸测量系统、定位器、位姿参考点，其特征在于：在飞机大部件调姿对接过程中，通过测量大部件上的位姿参考点，基于位姿参考点坐标及定位器反馈的主动轴位移增量，自动识别定位器当前全局坐标。

具体的步骤如下所示：

1)通过定位器4的协同运动，对大部件1进行非纯平移的空间调姿；

2)通过测量系统6测量大部件1上的位姿参考点3的坐标，同时获得定位器4反馈的主动轴位移增量；

3)重复1)、2)三次或三次以上；

4)计算定位器球铰7当前在全局坐标系5下的坐标；

设从大部件1上架初始位姿(以0表示)到当前位姿(以k表示)，中间共执行了k 次调姿。令分别表示各定位器(此处为3个)从位姿0到位姿k的相对位移矢量，其中主动轴位移量为已知，而随动轴位移量未知。

首先，依据定位器4各轴方向矢量以及从初始位姿和当前位姿的调姿运动量，可建立如下单一支链矢量方程：

令表示定位器(4)轴方向矩阵，或定位器坐标系2相对全局坐标系5的旋转变换矩阵，其中符号^表示该矩阵不为标准旋转矩阵或正交矩阵，主要原因在于定位器4的轴装配误差导致各轴方向并不严格垂直。则式(1)转换为：

此外，根据不同位姿的相对变换矩阵球心位置具有如下关系：

其中通过常用的SVD法、四元数法等对位姿参考点3进行配准计算。

将(2)代入(3)，整理得到：

其中I₃为三阶单位矩阵，

式(4)为定位器4坐标识别的基本方程。对于调姿系统中三个或多个定位器4，可得相同数量的方程(4)，并构建如下关系式：

其中