CN101362511A - 基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法。包括如下步骤：1)建立全局坐标系OXYZ，在全局坐标系下计算出飞机部件的当前位姿与目标位姿；2)生成飞机部件的自动调整路径与点动调整路径；3)根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器与飞机部件的球铰联结点的轨迹；4)将球铰联结点的轨迹转化为12电机轴同步控制网络的驱动参数；5)基于SynqNet总线构建12电机轴同步控制网络，单根电机轴的位置伺服采用全闭环数字控制；6)选择两个定位器，配置两者的关系为主从运动模式。本发明的优点在于：1)可以规划出飞机部件位姿调整的路径；2)可以实现定位器单轴运动的全闭环控制；3)可以实现位姿调整系统的12轴同步运动。

Description

基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法

技术领域

本发明涉及一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法。

背景技术

在航空航天制造领域，为实现大部件的对接装配，需要对飞机机身等大型刚体部件的位姿进行调整。传统的基于千斤顶和装配型架的调整方式，将飞机部件上的特征点视作空间的离散点，而不是刚体上相互距离保持不变的点。采用千斤顶调整部件位姿的核心思想是使得这些特征点尽量向装配型架逼近，并且，在采用多个千斤顶进行调整时，不考虑相互之间的距离协调问题。这种基于模拟量协调的调整方法过程简单，但是对飞机部件有拉扯或挤压现象，极易引起装配应力；每个部件与一个装配型架对应，缺乏柔性；每次调整的结果带有随机性，装配质量取决于工人的经验，可靠性和精度较低。

调姿工装是实现飞机数字化装配的关键设备，也是将控制指令转化为实际运动的执行机构。国外数字化装配技术的一个主要特征就是在飞机的总装阶段越来越多地使用自动化调姿工装，基于工业现场总线，构建多轴同步运动控制网络，实现多机械装置的协调运动，准确平稳地实现大部件位姿调整和对接。采用计算机控制的自动化千斤顶、激光跟踪定位系统等组成的柔性对接平台在波音、雷神等飞机公司得到了推广应用(郭恩明.国外飞机柔性装配技术.航空制造技术，2005，(9)：28-32)。与传统的对接平台相比，自动化装配系统的应用使装配质量大幅度提高，效率高，通用型强，能适应不同尺寸的机身结构(刘善国.先进飞机装配技术及其发展.航空制造技术，2006，(10)：38-41)。

大型飞机部件的位姿调整路径规划一般都基于逆运动学原理，首先将飞机部件视为刚体，根据刚体的初始、目标位姿，规划刚体的位姿路径，再分解到调姿工装的各支链上，得到支链轨迹。根据此方法规划的支链轨迹可能是任意形状的空间曲线，这给控制系统的位置跟踪带来了难度，因为商用的多轴协调控制系统如西门子ProfiNet、丹纳赫SynqNet一般只能支持诸如空间直线、平面圆弧等曲线形式，因此，为保证轨迹表达式的通用性，需要将具有任意形状的支链轨迹进行后续处理，生成控制系统可以执行的位置指令。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术不足，提供一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法。

基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法包括如下步骤：

1)建立全局坐标系OXYZ，并在飞机部件上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′，采用局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标表达飞机部件的位置，采用“翻转、俯仰、侧倾”表达飞机部件的姿态；

2)在全局坐标系下计算出飞机部件的当前位姿与目标位姿；

3)将飞机部件的自动调整路径处理为一次平移和一次旋转，从当前位姿到达目标位姿；

4)根据位姿的相对调整量生成飞机部件的点动调整路径；

5)根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器与飞机部件的球铰联结点的轨迹；

6)每个定位器有X、Y、Z三个方向运动的电机轴，共四个定位器，所以将球铰联结点的轨迹转化为12电机轴同步控制网络的驱动参数；

7)基于SynqNet总线构建12电机轴同步控制网络，单根电机轴的位置伺服采用带旋转变压器的伺服电机+直线光栅尺反馈构成全闭环数字控制；

8)选择一个定位器作为从动定位器，选择距离该从动定位器最近的定位器作为主动定位器，配置两者的关系为主从运动模式。

所述的在全局坐标系下计算出飞机部件的当前位姿与目标位姿步骤：

1)计算出当前或目标位姿下，飞机部件局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标，表达飞机部件的当前或目标位置P＝[P_x，P_y，P_z]^T；

2)令飞机部件局部坐标系的3个坐标轴从与全局坐标系各坐标轴重合的状态开始，依次绕全局坐标系X、Y、Z轴旋转a、b、c弧度到达当前或目标姿态，并以该角度序列表达飞机部件的当前或目标姿态RPY＝[a，b，c]^T；

3)综合当前或目标位置、当前或目标姿态，写出飞机部件的当前位姿或目标位姿L＝[P_x，P_y，P_z，a，b，c]^T。

所述的根据位姿的相对调整量生成飞机部件的点动调整路径步骤：是采用如下8种方法实现：

1)飞机部件沿全局坐标系X轴平移，相对调整量为P_x；

2)飞机部件沿全局坐标系Y轴平移，相对调整量为P_y；

3)飞机部件沿全局坐标系Z轴平移，相对调整量为P_z；

4)飞机部件沿全局坐标系矢量V的方向平移，相对调整量为P_v；

5)飞机部件绕全局坐标系X轴旋转，相对调整量为a度；

6)飞机部件绕全局坐标系Y轴旋转，相对调整量为b度；

7)飞机部件绕全局坐标系Z轴旋转，相对调整量为c度；

8)飞机部件绕全局坐标系矢量V旋转，相对调整量为v度。

所述的根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器与飞机部件的球铰联结点的轨迹步骤：

1)对于飞机部件的平移路径，采用基于时间的3～5次多项式法规划位置调整量，以使球铰联结点获得较好的动力学特性；

2)对于飞机部件的旋转路径，采用基于时间的3～5次多项式法规划角度调整量，以使球铰联结点获得较好的动力学特性。

所述的每个定位器有X、Y、Z三个方向运动的电机轴，共四个定位器，所以将球铰联结点的轨迹转化为12电机轴同步控制网络的驱动参数步骤：

1)对定位器与飞机部件的球铰联结点的连续轨迹进行分割，并以直线段将分割点连接，构成多直线段轨迹，共有4条多直线段轨迹，每个直线段的长度为0.01～0.05mm；

2)每个直线段配置的时间间隔为0.05～0.25s，每个直线段轨迹的速度为0.04～0.1mm/s。

所述的基于SynqNet总线构建12电机轴同步控制网络，单根电机轴的位置伺服采用带旋转变压器的伺服电机+直线光栅尺反馈构成全闭环数字控制步骤：使用ZMP运动控制卡，配合使用12个Danaher S200系列驱动器、AKM系列伺服电机及海德汉直线光栅尺组成的网络节点，构成12电机轴同步控制网络。

所述的选择一个定位器作为从动定位器，选择距离该从属定位器最近的定位器作为主动定位器，配置两者的关系为主从运动模式步骤:将主动定位器的X、Y、Z电机轴配置为Master，与主动定位器各电机轴对应，将从动定位器的X、Y、Z电机轴配置为Slave。从动定位器的各电机轴跟随主动定位器相应的电机轴运动。

本发明的优点在于：1)可以规划出飞机部件位姿调整的路径；2)可以实现定位器单轴运动的全闭环控制；3)可以实现位姿调整系统的12轴同步运动。

附图说明

图1是本发明的基于SynqNet总线的12轴同步运动控制网络；

图2是本发明的单轴全闭环位置伺服控制框图；

图3是本发明的从动电机轴跟随主动电机轴运动的控制框图；

图4是本发明的基于四个定位器的飞机部件位姿调整系统结构示意图；

图5是本发明的球铰联结点轨迹分割示意图。

图中：定位器1、联结点2、待调整飞机部件3。

具体实施方式

基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法包括如下步骤：

1)建立全局坐标系OXYZ，并在待调整飞机部件3上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′，采用局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标表达待调整飞机部件3的位置，采用“翻转、俯仰、侧倾”表达待调整飞机部件3的姿态；

2)在全局坐标系下计算出待调整飞机部件3的当前位姿与目标位姿；

3)将待调整飞机部件3的自动调整路径处理为一次平移和一次旋转，从当前位姿到达目标位姿；

4)根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件3的点动调整路径；

5)根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器1与待调整飞机部件3的球铰联结点2的轨迹；

6)每个定位器有X、Y、Z三个方向运动的电机轴，共四个定位器，所以将球铰联结点的轨迹转化为12电机轴同步控制网络的驱动参数；

7)基于SynqNet总线构建12电机轴同步控制网络，单根电机轴的位置伺服采用带旋转变压器的伺服电机+直线光栅尺反馈构成全闭环数字控制；

8)选择一个定位器作为从动定位器，选择距离该从动定位器最近的定位器作为主动定位器，配置两者的关系为主从运动模式。

所述的在全局坐标系下计算出待调整飞机部件3的当前位姿与目标位姿步骤：

1)计算出当前或目标位姿下，待调整飞机部件3局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标，表达待调整飞机部件3的当前或目标位置P＝[P_x，P_y，P_z]^T；

2)令待调整飞机部件3局部坐标系的三个坐标轴从与全局坐标系各坐标轴重合的状态开始，依次绕全局坐标系X、Y、Z轴旋转a、b、c弧度到达当前或目标姿态，并以该角度序列表达待调整飞机部件3的当前或目标姿态RPY＝[a，b，c]^T；

3)综合当前或目标位置、当前或目标姿态，写出待调整飞机部件3的当前位姿或目标位姿L＝[P_x，P_y，P_z，a，b，c]^T。

所述的将待调整飞机部件3的自动调整路径处理为一次平移和一次旋转，从当前位姿到达目标位姿步骤：

设待调整飞机部件3的当前位姿为：

L₀＝[x₀，y₀，z₀，a₀，b₀，c₀]^T

待调整飞机部件3的目标位姿为：

L_f＝[x_f，y_f，z_f，a_f，b_f，c_f]^T

则待调整飞机部件3的平移调整量为：

P＝[P_x P_y P_z]^T＝[x_f，y_f，z_f]^T-[x₀，y₀，z₀]^T

待调整飞机部件3的姿态调整量为：

RPY＝[a b c]^T＝[a_f，b_f，c_f]^T-[a₀，b₀，c₀]^T

再根据RPY角计算出以等效角位移矢量表达的姿态调整量w，计算过程如下：

首先根据RPY角计算待调整飞机部件3的姿态调整矩阵R，计算公式为：

$R=\left[\begin{array}{ccc}\cos c\cos b& -\sin c\cos a+\cos c\sin b\sin a& \sin c\sin a+\cos c\sin b\cos a\\ \sin c\cos b& \cos c\cos a+\sin c\sin b\sin a& -\cos c\sin a+\sin c\sin b\cos a\\ -\sin b& \cos b\sin a& \cos b\cos a\end{array}\right]---\left(1\right)$

其中R为3×3的姿态变换矩阵：

$R=\left[\begin{array}{ccc}{r}_{11}& r_{12}& r_{13}\\ r_{21}& r_{22}& r_{23}\\ r_{31}& r_{32}& r_{33}\end{array}\right]---\left(2\right)$

再根据R计算等效角位移w＝dθ＝θ[d₁ d₂ d₃]^T，其中d为等效转轴，θ为等效转角，计算公式为：

$R=\left[\begin{array}{ccc}{d}_1^2(1-\cos \mathrm{\θ})+\cos \mathrm{\θ}& d_1{d}_2(1-\cos \mathrm{\θ})-d_3\sin \mathrm{\θ}& d_1{d}_3(1-\cos \mathrm{\θ})+d_2\sin \mathrm{\θ}\\ d_1{d}_2(1-\cos \mathrm{\θ})+d_3\sin \mathrm{\θ}& d_2^2(1-\cos \mathrm{\θ})+\cos \mathrm{\θ}& d_2{d}_3(1-\cos \mathrm{\θ})-d_1\sin \mathrm{\θ}\\ d_1{d}_3(1-\cos \mathrm{\θ})-d_2\sin \mathrm{\θ}& d_2{d}_3(1-\cos \mathrm{\θ})+d_1\sin \mathrm{\θ}& d_3^2(1-\cos \mathrm{\θ})+\cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]---\left(3\right)$

根据公式(错误！未找到引用源。)，可解得：

$\mathrm{\θ}=\arccos \left(\frac{r_{11}+r_{22}+r_{33}}{2}\right),\left[\begin{array}{c}{d}_1\\ d_2\\ d_3\end{array}\right]=\frac{1}{2\sin \mathrm{\θ}}\left[\begin{array}{c}{r}_{32}-r_{23}\\ r_{13}-r_{31}\\ r_{21}-r_{12}\end{array}\right]---\left(4\right)$

令待调整飞机部件3完成平移调整量P和姿态调整量w，即可从当前位姿到达目标位姿。

所述的根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件3的点动调整路径步骤：是采用如下8种方法实现：

对于位姿的点动调整，规定待调整飞机部件3从当前位姿可以依照下述8种方法运动，每种方法都是一个功能独立的模块：

1)待调整飞机部件3沿全局坐标系X轴平移，相对调整量为P_x；

2)待调整飞机部件3沿全局坐标系Y轴平移，相对调整量为P_y；

3)待调整飞机部件3沿全局坐标系Z轴平移，相对调整量为P_z；

4)待调整飞机部件3沿全局坐标系矢量V的方向平移，相对调整量为P_v；

5)待调整飞机部件3绕全局坐标系X轴旋转，相对调整量为a度；

6)待调整飞机部件3绕全局坐标系Y轴旋转，相对调整量为b度；

7)待调整飞机部件3绕全局坐标系Z轴旋转，相对调整量为c度；

8)待调整飞机部件3绕全局坐标系矢量V旋转，相对调整量为v度。

待调整飞机部件3位姿的自动调整适用于初步调整，系统根据初始位姿和目标位姿自动完成，无需人工干预；而点动调整则用于精确调整或部件对接，用户需根据现场工况选择调整量，以比较小的步长向目标位姿逼近。

位姿的点动调整事实上是已知平移方向+调整量或已知旋转轴+调整量的调整。以点动调整情形1)为例，用户输入调整量p后，则系统自动生成平移调整量：

P＝[p，0，0]^T

姿态调整量：

RPY＝[0，0，0]^T

对P进行5次多项式插值，生成位置调整曲线P(t)，规划方法与自动调整相同。

所述的根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器与飞机部件的球铰联结点的轨迹步骤：

对于位置调整量P，设在时间T₁内完成，则：

P₀＝0，P_T1＝P；v₀＝0，v_T1＝0；a₀＝0，a_T1＝0

其中P、v、a分别为位移、速度和加速度，P₀、P_T1分别为0时刻与T₁时刻的位移，v₀、v_T1、a₀、a_T1具有相似含义。

设位置调整曲线表达式为：P(t)＝k₀+k₁t+k₂t²+k₃t³+k₄t⁴+k₅t⁵，则多项式的系数满足6个约束条件：

$\left.\begin{array}{c}{P}_0=k_0\\ P_{T1}=k_0+k_1{T}_1+k_2{T}_1^2+{k_{3}T}_1^3+k_4{T}_1^4+k_5{T}_1^5\\ {\stackrel{\·}{P}}_0=k_1\\ {\stackrel{\·}{P}}_f=k_1+2k_2{T}_1+3k_3{T}_1+4k_4{T}_1+5k_5{T}_1\\ {\stackrel{\·\·}{P}}_0=2k_2\\ {\stackrel{\·\·}{P}}_f=2k_2+6k_3{T}_1+12k_4{T}_1^2+20k_5{T}_1^3\end{array}\right\}---\left(5\right)$

公式(错误！未找到引用源。)含有6个未知数，6个方程，其解为：

$\left.\begin{array}{c}{k}_0=P_0\\ k_1={\stackrel{\·}{P}}_0\\ k_2={\stackrel{\·\·}{P}}_0/2\\ k_3=\frac{20P_{T1}-20P_0-(8{\stackrel{\·}{P}}_{T1}+12{\stackrel{\·}{P}}_0)T_1-(3{\stackrel{\·\·}{P}}_0-{\stackrel{\·\·}{P}}_{T1})T_1^2}{2T_1^3}\\ k_4=\frac{30P_{T1}-30P_0+(14{\stackrel{\·}{P}}_{T1}+16{\stackrel{\·}{P}}_0)T_1+(3{\stackrel{\·\·}{P}}_0-2{\stackrel{\·\·}{P}}_{T1})T_1^2}{2T_1^3}\\ k_5=\frac{12P_{T1}-12P_0-(6{\stackrel{\·}{P}}_{T1}+6{\stackrel{\·}{P}}_0)T_1-({\stackrel{\·\·}{P}}_0-{\stackrel{\·\·}{P}}_{T1})T_1^2}{2T_1^3}\end{array}\right\}---\left(6\right)$

根据公式(错误！未找到引用源。)，可解得曲线P(t)的各项系数，该曲线具有平滑变化的速度、加速度。时间T₁是根据图4位姿调整系统的物理特性确定的，在该时间内，定位器1达到的最大速度和加速度都不会超过系统允许的最大值。

对于角度调整量θ，设在时间T₂内完成，则：

θ₀＝0，θ_T2＝θ；

ω₀＝0，ω_T2＝0；γ₀＝0，γ_T2＝0

其中θ、ω、γ分别为角位移、角速度和角加速度，θ₀、θ_T2分别为0时刻与T₂时刻的角位移，ω₀、ω_T2、γ₀、γ_T2具有相似含义。设角度调整曲线表达式为：θ(t)＝l₀+l₁t+l₂t²+l₃t³+l₄t⁴+l₅t⁵，根据这些已知条件，可解得：

$\left.\begin{array}{c}{l}_0={\mathrm{\θ}}_0\\ l_1={\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0\\ l_2={\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_0/2\\ l_3=\frac{20{\mathrm{\θ}}_{T2}-20{\mathrm{\θ}}_0-(8{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_{T2}+12{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0)T_2-(3{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_0-{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_{T2})T_2^2}{2T_2^3}\\ l_4=\frac{30{\mathrm{\θ}}_{T2}-30{\mathrm{\θ}}_0+(14{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_{T2}+16{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0)T_2+(3{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_0-2{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_{T2})T_2^2}{2T_2^3}\\ l_5=\frac{12{\mathrm{\θ}}_{T2}-12{\mathrm{\θ}}_0-(6{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_{T2}+6{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_0)T_2-({\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_0-{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_{T2})T_2^2}{2T_2^3}\end{array}\right\}---\left(7\right)$

根据公式(错误！未找到引用源。)，可解得曲线θ(t)的各项系数，该曲线具有平滑变化的角速度、角加速度。时间T₂也是根据图4位姿调整系统的物理特性确定的，在该时间内，定位器1能达到的最大速度和加速度都不会超过系统允许的最大值。

根据公式：

w(t)＝dθ(t)                    (8)

解得角位移曲线w(t)，将w(t)代入公式(3)可得姿态变换矩阵函数R(t)：

$R\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccc}{d}_1^2[1-\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)]+\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)& d_1{d}_2[1-\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)]-d_3\sin \mathrm{\θ}\left(t\right)& d_1{d}_3[1-\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)]+d_2\sin \mathrm{\θ}\left(t\right)\\ d_1{d}_2[1-\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)]+d_3\sin \mathrm{\θ}\left(t\right)& d_2^2[1-\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)]+\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)& d_2{d}_3[1-\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)]-d_1\sin \mathrm{\θ}\left(t\right)\\ d_1{d}_3[1-\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)]-d_2\sin \mathrm{\θ}\left(t\right)& d_2{d}_3[1-\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)]+d_1\sin \mathrm{\θ}\left(t\right)& d_3^2[1-\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)]+\cos \mathrm{\θ}\left(t\right)\end{array}\right]---\left(9\right)$

位置调整曲线P(t)与姿态变换矩阵函数R(t)就是待调整飞机部件3的自动位姿调整路径。

基于逆运动学原理，可将规划出的位置调整曲线P(t)与姿态变换矩阵函数R(t)转化为相关调姿点的轨迹，该轨迹具有平滑变化的速度和加速度，转化方法如下：

如图3所示，设联结点2(包括A、B、C、D)在当前位姿下具有初始坐标A₀、B₀、C₀、D₀，则联结点轨迹(包括A(t)、B(t)、C(t)、D(t))为：

A(t)＝R(t)A₀+P(t)

B(t)＝R(t)B₀+P(t)

C(t)＝R(t)C₀+P(t)

D(t)＝R(t)D₀+P(t)

                                           (10)

位姿调整包括两个过程：首先进行平移，T₁时间内完成；然后进行旋转，T₂时间内完成。因此，共耗时T₁+T₂。

所述的每个定位器有X、Y、Z三个方向运动的电机轴，共四个定位器，所以将球铰联结点的轨迹转化为12电机轴同步控制网络的驱动参数步骤：

1)图4所示的位姿调整系统采用四个定位器2，则需要生成4条球铰联结点轨迹，将每条轨迹按照统一的时间间隔进行分割，再把分割点以空间直线段连接，构成多直线段轨迹。图5所示实线为球铰联结点原轨迹，虚线为分割后的多直线段轨迹。分割的依据为：在本次时间间隔ΔT内，4条直线段的长度不超过Slice_Max。每条轨迹在X、Y、Z上投影轨迹的最大速度不超过规定的最大速度Velocity_Max.。

2)Slice_Max是为了保证，在本次时间间隔内，4条直线段上，任意时刻2点之间的空间距离D₁满足(单位mm)：

D₀-0.05<＝D₁<＝D₀+0.05

D₀是与D₁对应的调姿点之间的标准距离，例如调姿点A和调姿点B之间的距离|AB|(在调姿始末，该标准距离保持不变，表征调姿对象为刚体。)，则：

|AB|-0.05<＝|A′(t)B′(t)|<＝|AB|+0.05

3)Velocity_Max.是根据图3位姿调整系统的物理特性确定的，以低于该速度运动的轴可以达到很好的位置伺服精度。

4)计算出分割后的多直线段轨迹4在X、Y、Z方向上的投影。将投影轨迹与相应的时间间隔配成一组，在计算机内以二维数组的格式保存下来，等待ZMP运动控制卡取用。

所述的基于SynqNet总线构建12电机轴同步控制网络，单根电机轴的位置伺服采用带旋转变压器的伺服电机+直线光栅尺反馈构成全闭环数字控制步骤：1)以S200型驱动器，驱动AKM型系列伺服电机，辅以海德汉直线光栅尺作位置反馈，构成一个单轴运动节点，如图1所示。其中AKM电机的旋转变压器反馈线接S200驱动器的第一编码器接口，直线光栅尺反馈线接S200驱动器的第二编码器接口。

2)如图1所示，位姿调整系统共有12个单轴运动节点，采用ZMP运动控制卡，配合使用SynqNet总线方式搭建12轴同步运动控制网络。

3)单根轴的位置伺服采用全闭环数字控制方式实现，如图2所示。

所述的选择一个定位器作为从动定位器，选择距离该从属定位器最近的定位器作为主动定位器，配置两者的关系为主从运动模式步骤：

1)如图4所示，选择定位器D作为主动定位器，定位器C为从动定位器；

2)将主动定位器的X、Y、Z电机轴配置为Master，与主动定位器各电机轴对应，将从动定位器的X、Y、Z电机轴配置为Slave。从动定位器的各电机轴跟随主动定位器相应的电机轴运动；

3)从动电机轴跟随主动电机轴运动的控制框图如图3所示。

Claims (7)

1.一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法，其特征在于包括如下步骤：

1)建立全局坐标系OXYZ，并在待调整飞机部件(3)上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′，采用局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标表达待调整飞机部件(3)的位置，采用“翻转、俯仰、侧倾”表达待调整飞机部件(3)的姿态；

2)在全局坐标系下计算出待调整飞机部件(3)的当前位姿与目标位姿；

3)将待调整飞机部件(3)的自动调整路径处理为一次平移和一次旋转，从当前位姿到达目标位姿；

4)根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件(3)的点动调整路径；

5)根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器(1)与待调整飞机部件(3)的球铰联结点(2)的轨迹；

6)每个定位器有X、Y、Z三个方向运动的电机轴，共四个定位器，所以将球铰联结点的轨迹转化为12电机轴同步控制网络的驱动参数；

7)基于SynqNet总线构建12电机轴同步控制网络，单根电机轴的位置伺服采用带旋转变压器的伺服电机+直线光栅尺反馈构成全闭环数字控制；

8)选择一个定位器作为从动定位器，选择距离该从动定位器最近的定位器作为主动定位器，配置两者的关系为主从运动模式。

2.根据权利要求1所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法，其特征在于所述的在全局坐标系下计算出待调整飞机部件(3)的当前位姿与目标位姿步骤：

1)计算出当前或目标位姿下，待调整飞机部件(3)局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标，表达待调整飞机部件(3)的当前或目标位置P＝[P_x，P_y，P_z]^T；

2)令待调整飞机部件(3)局部坐标系的三个坐标轴从与全局坐标系各坐标轴重合的状态开始，依次绕全局坐标系X、Y、Z轴旋转a、b、c弧度到达当前或目标姿态，并以该角度序列表达待调整飞机部件(3)的当前或目标姿态RPY＝[a，b，c]^T；

3)综合当前或目标位置、当前或目标姿态，写出待调整飞机部件(3)的当前位姿或目标位姿L＝[P_x，P_y，P_z，a，b，c]^T。

3.根据权利要求1所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法，其特征在于所述的根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件(3)的点动调整路径步骤：是采用如下8种方法实现：

1)待调整飞机部件(3)沿全局坐标系X轴平移，相对调整量为P_x；

2)待调整飞机部件(3)沿全局坐标系Y轴平移，相对调整量为P_y；

3)待调整飞机部件(3)沿全局坐标系Z轴平移，相对调整量为P_z；

4)待调整飞机部件(3)沿全局坐标系矢量V的方向平移，相对调整量为P_v；

5)待调整飞机部件(3)绕全局坐标系X轴旋转，相对调整量为a度；

6)待调整飞机部件(3)绕全局坐标系Y轴旋转，相对调整量为b度；

7)待调整飞机部件(3)绕全局坐标系Z轴旋转，相对调整量为c度；

8)待调整飞机部件(3)绕全局坐标系矢量V旋转，相对调整量为v度。

4.根据权利要求1所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法，其特征在于所述的根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器(1)与待调整飞机部件(3)的球铰联结点(2)的轨迹步骤：

1)对于待调整飞机部件(3)的平移路径，采用基于时间的3～5次多项式法规划位置调整量，以使球铰联结点(2)获得较好的动力学特性；

2)对于待调整飞机部件(3)的旋转路径，采用基于时间的3～5次多项式法规划角度调整量，以使球铰联结点(2)获得较好的动力学特性。

5.根据权利要求1所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法，其特征在于所述的每个定位器有X、Y、Z三个方向运动的电机轴，共四个定位器，所以将球铰联结点的轨迹转化为12电机轴同步控制网络的驱动参数步骤：

1)对定位器(1)与待调整飞机部件(3)的球铰联结点(2)的连续轨迹进行分割，并以直线段将分割点连接，构成多直线段轨迹，共有4条多直线段轨迹，每个直线段的长度为0.01～0.05mm；

2)每个直线段配置的时间间隔为0.05～0.25s，每个直线段轨迹的速度为0.04～0.1mm/s。

6.根据权利要求1所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法，其特征在于所述的基于SynqNet总线构建12电机轴同步控制网络，单根电机轴的位置伺服采用带旋转变压器的伺服电机+直线光栅尺反馈构成全闭环数字控制步骤：使用ZMP运动控制卡，配合使用12个Danaher S200系列驱动器、AKM系列伺服电机及海德汉直线光栅尺组成的网络节点，构成12电机轴同步控制网络。

7.根据权利要求1所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整协同控制方法，其特征在于所述的选择一个定位器作为从动定位器，选择距离该从属定位器最近的定位器作为主动定位器，配置两者的关系为主从运动模式步骤：将主动定位器的X、Y、Z电机轴配置为Master，与主动定位器各电机轴对应，将从动定位器的X、Y、Z电机轴配置为Slave。从动定位器的各电机轴跟随主动定位器相应的电机轴运动。

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