[发明专利]一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法

说明书

本发明公开了一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法，涉及大型结构件数字化装配技术领域；为了解决需要传统入位方法定位精度不高的问题；具体包括以下步骤：通过激光跟踪仪测量出飞机结构件的位姿并通过构建力控制轴的传动模型，确定混合控制参数；使球窝沿X/Y方向运动，让球头和球窝的位置在X/Y方向尽量重合；球窝沿Z方向运行，直至与球窝接触；通过混合控制使球窝依从运动阶段沿Z轴抬升，直至球头完全进入球窝；所述定位单元包括伺服电机、滚珠丝杠螺母、直线导轨和滑动平台组成。本发明定位单元水平方向进行力控制，使得球窝能够自适应地接近球头，保证入位过程的安全性，减少了装配应力，操作简单快捷。

技术领域

本发明涉及大型结构件数字化装配技术领域，尤其涉及一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法。

背景技术

在飞机结构件数字化装配系统中，通常使用模块化定位单元作为执行机构实现飞机结构件的位姿调整。定位单元通过由球头球窝组成的球铰实现对飞机结构件的支撑和姿态调整。飞机结构件通过AGV等运输到装配车间后，驱动定位单元使得球头准确落入球窝内的过程称为定位单元入位。为了提高调姿精度，球头球窝的间隙很小，超过了绝大多数的测量设备测量精度。入位过程中，如果球头和球窝球之间存在位置偏差，定位单元将对飞机结构件施加的侧向力，造成装配应力，这将极大地影响装配质量。

经检索，中国专利申请号为CN200910152796.1的专利，公开了一种飞机大部件精确入位的方法及其装置。该装置安装于定位器与飞机大部件连接过渡部位，定位器是一种可以实现三个相互垂直方向运动、定位精度高、工作可靠的模块化单元，通过一定配置，可构成对飞机大部件的有效支撑和姿态调整。飞机大部件精确入位装置具有定位器托板，定位器托板底部设有传感器固定支架，传感器固定支架安装有4个直线位移传感器，定位器托板上部设有压板，压板顶部设有发射器支架，发射器支架上安装有多个激光发射器，定位器托板内部安装有球托，球托与定位器托板上的内孔过盈装配连接，定位器托板外侧装有多个气缸，气缸的活塞杆和锁紧方销相连。上述专利中的飞机大部件精确入位的方法及其装置存在以下不足：手持工艺球头放入定位器球托中由此作为初始入位标定值，步骤繁琐，并且结构较为复杂。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中存在的缺点，而提出的一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法。

为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法，包括以下步骤：

S1：通过激光跟踪仪测量出飞机结构件的位姿并通过构建力控制轴的传动模型，确定混合控制参数；

S2：使球窝沿X/Y方向运动，让球头和球窝的位置在X/Y方向尽量重合；

S3：球窝沿Z方向运行，直至与球窝接触；

S4：通过混合控制使球窝依从运动阶段沿Z轴抬升，直至球头完全进入球窝。

优选地：所述定位单元包括伺服电机、滚珠丝杠螺母、直线导轨和滑动平台组成。

优选地：所述混合控制参数的计算，包括以下步骤：

S21：使用激光跟踪仪测量飞机结构件位姿，计算出球头在全局坐标系中的位置；

S22：根据力矩平衡原理，计算出飞机大部件的理论支撑力；

S23：进行力控制轴传动系统建模；

S24：根据传动系统模型进行力控制轴的PID参数优化。

优选地：所述球头在全局坐标系中的坐标为

优选地：所述S24具体为根据力控制轴的控制框图在Malab建立仿真模型，进行PID参数调节。

优选地：所述力控制轴为定位单元的X/Y轴。