CN101362512A - 一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整系统及方法 - 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系统及方法。位姿调整系统包括四个三坐标定位器、球形工艺接头、待调整飞机部件、激光跟踪仪及靶标反射球，三坐标定位器包括底板，及从下而上依次设有的X向运动机构、Y向运动机构、Z向运动机构、位移传感器。位姿调整方法的步骤为：1)建立全局坐标系OXYZ，计算出待调整飞机部件的当前位姿与目标位姿；2)规划出待调整飞机部件从当前位姿到目标位姿的路径；3)根据该路径生成定位器的各向运动机构的轨迹；4)三个定位器协调运动，实现位姿调整。本发明的优点在于：1)可以实现对待调整飞机部件的支撑；2)可以实现待调整飞机部件位置和姿态的自动调整；3)可以实现待调整飞机部件位置和姿态的点动调整。

Description

一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整系统及方法

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系统及方法。

背景技术

在航空航天制造领域，为实现部件的对接装配，需要对飞机机身等大型刚体部件的位姿进行调整。飞机机身部件是一种独特的操作对象，其体积、质量大，位姿调整精度要求高，且不允许调整工装对机身表面或内部构件造成损伤。目前广泛应用的串联机器人主要适用于体积、质量较小，系统刚度要求不高的场合。常用的并联机构，只是应用于模拟飞行器仿真或并联机床制造领域，其动平台的体积、质量无法与机身部件相比，系统刚度及定位精度都不能满足飞机机身部件的调整要求。

在传统的基于型架的飞机装配过程中，一般采用多个千斤顶托起机身，人工辅助定位的方式实现部件的位姿调整。这种方式存在着调整精度低、装配应力大等问题。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。因此，为保证部件应力变形小、工装调整方便、调整精度高，针对具有扁平或近似椭圆型的飞机前段机身、尾段机身、机翼、垂尾等部件，文献“JoinCell for the G150 Aircraft”(Samuel O.Smith，Dr.Peter B.Zieve and MichaelGurievsky，2006 SAE International，2006.1.31)在Gulfstream G150型飞机装配中，给出了一种采用多个可移动千斤顶支撑机身段，实现飞机机身部件的位姿调整和对接。每段机身采用4—6个可移动千斤顶进行支撑，通过自动化控制，实现机身段位姿调整和对接。德国宝捷公司、西班牙SERRA公司和M.Torris公司等飞机数字化装配设备制造商，也分别提出了各种三坐标支撑机构，用于实现飞机大部件的位姿调整和对接装配。文献“船体分段找正对接系统——一个多机器人协调操作系统的实现”(景奉水，谭民，候增广，王云宽.自动化学报，2002，28(5)：708-714)提出采用多台三自由度机器人协调动作，实现船体分段位姿找正和对接。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整系统及方法。

基于四个定位器的飞机部件位姿调整系统包括4个三坐标定位器、球形工艺接头、激光跟踪仪、待调整飞机部件、靶标反射球，由4个三坐标定位器通过球形工艺接头支撑待调整飞机部件，在待调整飞机部件安装有靶标反射球，采用激光跟踪仪跟踪靶标反射球的空间位置，三坐标定位器包括底板、X向运动机构、Y向运动机构、Z向运动机构、位移传感器，在底板上从下而上依次设有X向运动机构、Y向运动机构、Z向运动机构，在Z向运动机构上端设有与球形工艺接头相配合的圆锥面腔，圆锥面腔内装有位移传感器；

所述的待调整飞机部件为框梁结构，球形工艺接头安装在待调整飞机部件的框梁上，待调整飞机部件的重心位于四个定位器组成的四边形内。

基于四个定位器的飞机部件位姿调整方法包括以下步骤：

1)将待调整飞机部件通过球形工艺接头放置在4个三坐标定位器上，

2)向激光跟踪仪发送指令，令其在工作现场建立全局坐标系OXYZ，并在待调整飞机部件上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′；

3)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的位置，采用翻转、俯仰、侧倾表达待调整飞机部件的姿态；

4)在全局坐标系下计算出待调整飞机部件的当前位姿与目标位姿；

5)规划出待调整飞机部件从当前位姿到目标位姿的路径；

6)根据该路径生成定位器的各向运动机构的轨迹；

7)根据定位器各向运动机构的轨迹，四个定位器协调运动，实现位姿调整；

8)在线监测各定位器的位移传感器，根据位移传感器读数对定位器各向运动机构的位置进行补偿。

所述的向激光跟踪仪发送指令，令其在工作现场建立全局坐标系OXYZ，并在待调整飞机部件上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′步骤：

1)在工作现场的地基上安装6～8个靶标反射球，其中3～4为一组，指定全局坐标系的X轴方向，另外3～4为一组，指定全局坐标系的Y轴方向，选定一个靶标反射球心作为坐标原点，依照右手规则建立全局坐标系OXYZ；

2)在待调整飞机部件上安装3～10个靶标反射球，反射球心不在同一直线上，测量球心在全局坐标系OXYZ下的坐标，与待调整飞机部件的设计模型比对，根据比对结果建立局部坐标系O′X′Y′Z′；

所述的在全局坐标系下计算出待调整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，待调整飞机部件局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标，表达待调整飞机部件的当前或目标位置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的当前位姿或目标位姿L＝[P_x，P_y，P_z，a，b，c]^T。

所述的规划出待调整飞机部件从当前位姿到目标位姿的路径步骤：将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；

所述的根据该路径生成定位器的各向运动机构的轨迹步骤：

1)对于待调整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，以使定位器的各向运动机构获得较好的动力学特性；

2)对于待调整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，以使定位器的各向运动机构获得较好的动力学特性。

所述的在线监测各定位器的位移传感器，根据位移传感器读数对定位器各向运动机构的位置进行补偿步骤：

1)当某定位器位移传感器读数为-0.05～-0.1mm时，中断位姿调整，请求激光跟踪仪重新检测待调整飞机部件上各靶标球心的坐标，与待调整飞机部件的设计模型比对，根据比对结果计算出工艺球头球心在全局坐标系下的坐标；

2)各定位器各向运动机构任意时刻在全局坐标系下的位置都是确定的，与工艺球头球心的坐标相对应，当定位器位移传感器的读数在-0.05～-0.1mm时，该定位器的各向运动机构的位置与球形工艺接头的球头球心坐标有误差，计算出误差量后，对该定位器各向运动机构的位置进行补偿，使得该定位器的位移传感器读数在0～-0.05mm区间内。

本发明的优点在于：1)可以实现对待调整飞机部件的支撑；2)可以实现待调整飞机部件位置和姿态的自动调整；3)可以实现待调整飞机部件位置和姿态的点动调整。

附图说明

附图是一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整系统结构示意图；

图中：底板1、X向运动机构2、Y向运动机构3、Z向运动机构4、位移传感器5、球形工艺接头6、激光跟踪仪7、待调整飞机部件8、靶标反射球9。

具体实施方式

如附图所示，基于四个定位器的飞机部件位姿调整系统包括包括四个三坐标定位器、球形工艺接头6、激光跟踪仪7、待调整飞机部件8、靶标反射球9，由4个三坐标定位器通过球形工艺接头6支撑待调整飞机部件8，在待调整飞机部件8安装有靶标反射球9，采用激光跟踪仪7跟踪靶标反射球9的空间位置，三坐标定位器包括底板1、X向运动机构2、Y向运动机构3、Z向运动机构4、位移传感器5，在底板1上从下而上依次设有X向运动机构2、Y向运动机构3、Z向运动机构4，在Z向运动机构4上端设有与球形工艺接头6相配合的圆锥面腔，圆锥面腔内装有位移传感器5；

所述的待调整飞机部件8为框梁结构，球形工艺接头6安装在待调整飞机部件8的框梁上，待调整飞机部件8的重心位于四个定位器组成的四边形内。

基于四个定位器的飞机部件位姿调整方法包括以下步骤：

1)将待调整飞机部件8通过球形工艺接头6放置在4个三坐标定位器上，

2)向激光跟踪仪7发送指令，令其在工作现场建立全局坐标系OXYZ，并在待调整飞机部件8上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′；

3)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8的位置，采用翻转、俯仰、侧倾表达待调整飞机部件8的姿态；

4)在全局坐标系下计算出待调整飞机部件8的当前位姿与目标位姿；

5)规划出待调整飞机部件8从当前位姿到目标位姿的路径；

6)根据该路径生成定位器的各向运动机构的轨迹；

7)根据定位器各向运动机构的轨迹，四个定位器协调运动，实现位姿调整；

8)在线监测各定位器的位移传感器5，根据位移传感器5读数对定位器各向运动机构的位置进行补偿。

所述的向激光跟踪仪7发送指令，令其在工作现场建立全局坐标系OXYZ，并在待调整飞机部件8上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′步骤：

1)在工作现场的地基上安装6～8个靶标反射球9，其中3～4为一组，指定全局坐标系的X轴方向，另外3～4为一组，指定全局坐标系的Y轴方向，选定一个靶标反射球心作为坐标原点，依照右手规则建立全局坐标系OXYZ；

2)在待调整飞机部件8上安装3～10个靶标反射球8，反射球心不在同一直线上，测量球心在全局坐标系OXYZ下的坐标，与待调整飞机部件8的设计模型比对，根据比对结果建立局部坐标系O′X′Y′Z′；

所述的在全局坐标系下计算出待调整飞机部件8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8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8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8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8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8的当前位姿或目标位姿L＝[P_x，P_y，P_z，a，b，c]^T。

所述的规划出待调整飞机部件8从当前位姿到目标位姿的路径步骤：将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：

设待调整飞机部件8的当前位姿为：

L₀＝[x₀，y₀，z₀，a₀，b₀，c₀]^T

待调整飞机部件8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8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8的姿态调整量为：

RPY＝[abc]^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8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8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。

所述的根据该路径生成定位器的各向运动机构的轨迹步骤：

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是根据附图所示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也是根据附图所示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7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：

如附图所示，设联结点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。

所述的在线监测各定位器的位移传感器5，根据位移传感器5读数对定位器各向运动机构的位置进行补偿步骤：

1)当某定位器位移传感器8读数为-0.05～-0.1mm时，中断位姿调整，请求激光跟踪仪7重新检测待调整飞机部件8上各靶标球心9的坐标，与待调整飞机部件8的设计模型比对，根据比对结果计算出工艺球头球心6在全局坐标系下的坐标；

2)各定位器各向运动机构任意时刻在全局坐标系下的位置都是确定的，与工艺球头球心的坐标相对应，当定位器位移传感器5的读数在-0.05～-0.1mm时，该定位器的各向运动机构的位置与球形工艺接头6的球头球心坐标有误差，计算出误差量后，对该定位器各向运动机构的位置进行补偿，使得该定位器的位移传感器读数5在0～-0.05mm区间内。

Claims (8)

1.一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整系统，其特征在于包括4个三坐标定位器、球形工艺接头(6)、激光跟踪仪(7)、待调整飞机部件(8)、靶标反射球(9)，由4个三坐标定位器通过球形工艺接头(6)支撑待调整飞机部件(8)，在待调整飞机部件(8)安装有靶标反射球(9)，采用激光跟踪仪(7)跟踪靶标反射球(9)的空间位置，三坐标定位器包括底板(1)、X向运动机构(2)、Y向运动机构(3)、Z向运动机构(4)、位移传感器(5)，在底板(1)上从下而上依次设有X向运动机构(2)、Y向运动机构(3)、Z向运动机构(4)，在Z向运动机构(4)上端设有与球形工艺接头(6)相配合的圆锥面腔，圆锥面腔内装有位移传感器(5)；。

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系统，其特征在于所述的待调整飞机部件(8)为框梁结构，球形工艺接头(6)安装在待调整飞机部件(8)的框梁上，待调整飞机部件(8)的重心位于四个定位器组成的四边形内。

3.一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整方法，其特征在于包括以下步骤：

1)将待调整飞机部件(8)通过球形工艺接头(6)放置在4个三坐标定位器上，

2)向激光跟踪仪(7)发送指令，令其在工作现场建立全局坐标系OXYZ，并在待调整飞机部件(8)上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′；

3)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(8)的位置，采用翻转、俯仰、侧倾表达待调整飞机部件(8)的姿态；

4)在全局坐标系下计算出待调整飞机部件(8)的当前位姿与目标位姿；

5)规划出待调整飞机部件(8)从当前位姿到目标位姿的路径；

6)根据该路径生成定位器的各向运动机构的轨迹；

7)根据定位器各向运动机构的轨迹，四个定位器协调运动，实现位姿调整；

8)在线监测各定位器的位移传感器(5)，根据位移传感器(5)读数对定位器各向运动机构的位置进行补偿。

4.根据权利要求3所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整方法，其特征在于所述的向激光跟踪仪(7)发送指令，令其在工作现场建立全局坐标系OXYZ，并在待调整飞机部件(8)上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′步骤：

1)在工作现场的地基上安装6～8个靶标反射球(9)，其中3～4为一组，指定全局坐标系的X轴方向，另外3～4为一组，指定全局坐标系的Y轴方向，选定一个靶标反射球心作为坐标原点，依照右手规则建立全局坐标系OXYZ；

2)在待调整飞机部件(8)上安装3～10个靶标反射球(8)，反射球心不在同一直线上，测量球心在全局坐标系OXYZ下的坐标，与待调整飞机部件(8)的设计模型比对，根据比对结果建立局部坐标系O′X′Y′Z′；。

5.根据权利要求3所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整方法，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(8)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(8)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(8)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(8)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(8)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(8)的当前位姿或目标位姿L＝[P_x，P_y，P_z，a，b，c]^T。

6.根据权利要求3所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整方法，其特征在于所述的规划出待调整飞机部件(8)从当前位姿到目标位姿的路径步骤：将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。

7.根据权利要求3所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整方法，其特征在于所述的根据该路径生成定位器的各向运动机构的轨迹步骤：

1)对于待调整飞机部件(8)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，以使定位器的各向运动机构获得较好的动力学特性；

2)对于待调整飞机部件(8)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，以使定位器的各向运动机构获得较好的动力学特性。

8.根据权利要求2所述的一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整方法，其特征在于所述的在线监测各定位器的位移传感器(5)，根据位移传感器(5)读数对定位器各向运动机构的位置进行补偿步骤：

1)当某定位器位移传感器(8)读数为-0.05～-0.1mm时，中断位姿调整，请求激光跟踪仪(7)重新检测待调整飞机部件(8)上各靶标球心(9)的坐标，与待调整飞机部件(8)的设计模型比对，根据比对结果计算出工艺球头球心(6)在全局坐标系下的坐标；

2)各定位器各向运动机构任意时刻在全局坐标系下的位置都是确定的，与工艺球头球心的坐标相对应，当定位器位移传感器(5)的读数在-0.05～-0.1mm时，该定位器的各向运动机构的位置与球形工艺接头(6)的球头球心坐标有误差，计算出误差量后，对该定位器各向运动机构的位置进行补偿，使得该定位器的位移传感器读数(5)在0～-0.05mm区间内。

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