CN101907893B - 基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统及调试方法 - Google Patents

Abstract

本发明基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，它包括飞机部件调姿机构和激光跟踪系统。其之间的位置关系是后者设置在前者周围。该飞机部件调姿机构含待调姿的飞机部件、两个PSS支链、两个PPRS支链、固定上述四个支链最下端导轨的静平台；其位置连接关系是：两个PSS支链两端通过球铰与飞机部件、球铰副滑块连接，导轨固定与静平台上；两个PPRS支链一端通过球铰与飞机部件连接，另一端采用转动副与转动副滑块连接，转动副滑块与上导轨组成滑动副，上导轨与下导轨组成滑动副，下导轨固定于静平台上。该激光跟踪系统为激光跟踪仪及其附件。该系统调试方法有七大步骤。本发明实现了待装部件空间任意调整，采用激光检测，保证了装配精度。

Description

基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统及调试方法

(一)技术领域

本发明涉及一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统及调试方法，属于飞机部件装配技术领域。

(二)技术背景

目前，我国的飞机装配仍然沿用前苏联六、七十年代的装配技术，这种工作方法制造周期长、装配协调环节多、协调的工艺技术方法复杂。特别地，在大部件对接装配时，两个部件被分别放在托架或拖车平台上，对接环面上通常有一圈连接孔和连接销，推动一部件缓慢靠近另一部件，观察调整连接孔与销，对准后插入。这种方法使得对接面上孔销配合精度低，易产生应力，对疲劳强度影响大。在制造业飞速发展的今天，传统的装配技术已经不能满足当前生产的需要，这也是我国落后于先进国家的重要原因之一。

而国外的飞机制造业中，数字化装配技术已经进入了实用化阶段。在大部件调姿对接装配中，大部件采用多个定位器进行支撑，通过自动化控制，实现大部件的位姿调整和对接。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，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。我国在数字化装配技术方面也有了一定的研究，浙江大学提出了基于三个、四个定位器的两种调姿装配体统，并进行了相关研究。但是，基于定位器的调姿装配系统，一般都需要冗余控制，对控制方法提出了更高的要求。

鉴于以上分析，飞机部件在调姿装配过程中，与并联机构中动平台的运动形式非常相似，因此可以试想把并联机构用于飞机部件的调姿装配之中。迄今为止，国内外许多学者对并联机构的相关问题做了大量的研究，包括运动学、力学、工作空间、精度、奇异性、灵巧性、控制等等许多方面，并且取得了很多显著成果，对于并联机构相关技术的把握正趋于成熟。

并联机构具有刚度重量比大、承载能力强、响应速度快等许多优点，目前已经在加工中心、定位和定向机械、测量机、装配机械等领域得到了应用。近年来，把并联机构用于支撑调姿方面的研究也取得了一定成果，例如同济大学针对3RPS并联机构用于发动机支撑台架进行了相关研究；2001年，盛英等把Stewart并联机构用于车载雷达天线自动调平系统，从而为并联机构在自动调平支撑系统中的应用提供了一条可行的参考依据；德国波鸿鲁尔大学于1999年在校园建造的大型天文望远镜，它采用Stewart平台的并联机构作为调姿支撑机构，等等。此外，并联机构可不采用冗余驱动就能够实现六自由度的调姿运动，控制简单。鉴于以上研究，可见并联机构具有用于大型部件的调姿装配系统的潜能。

(三)发明内容

1、目的：本发明是针对飞机装配工作的实际需要，提供一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统及调试方法。该系统及调试方法可以较好的解决现有技术的不足。

2、技术方案：

(1)见图1，一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，它包括：飞机部件调姿机构和激光跟踪系统。其之间的位置关系是后者设置在前者周围。其中飞机部件调姿机构包括：待调姿的飞机部件、两个PSS支链、两个PPRS支链、固定上述四个支链最下端导轨的静平台，部件调姿机构的结构形式是一个基于四支链的六自由度并联机构。它们之间的位置连接关系是：其中两个PSS支链两端通过球铰与飞机部件、球铰副滑块连接，球铰副滑块与静平台导轨组成滑动副；两个PPRS支链一端通过球铰与飞机部件连接，另一端采用转动副与转动副滑块连接，转动副滑块与上导轨组成滑动副，上导轨与下导轨组成滑动副，下导轨固定于静平台上。把飞机部件视为动平台，则整个结构可以视为一个基于四支链的六自由度并联机构。激光跟踪系统为激光跟踪仪及其附件。

所述待调姿的飞机部件，是指飞机大部件，机翼或者机身；

所述PSS支链，是由支撑杆、球铰、球铰副滑块、导轨组成；该支撑杆是圆形实心金属杆件，或者圆形金属管件，该球铰是自制产品，主要由球头和球窝组成；球窝的直径与球头直径一致；该球铰副滑块是底部带有凹槽、上部带有球窝的件，球窝用来安装球头；该导轨是上部带有凹槽的矩形件，市购产品；

所述PPRS支链，是由支撑杆、球铰、转动副滑块、上导轨与下导轨组成；该支撑杆一端与球铰连接，另一端与转动副滑块连接；该支撑杆与PSS支链中的支撑杆结构形式相同，但长度有差异；该球铰与PSS支链中的球铰相同；该转动副滑块是底部带有凹槽、上部带有两个耳座的件；该上导轨、下导轨都是是上部带有凹槽的矩形件，市购产品。

所述静平台，是指经平整修饰好的水泥地基。

所述激光跟踪系统，包括激光跟踪仪、靶镜、激光反射球。

其中，本发明中的滑动副均采用丝杠和螺母结构来实现单自由度传递运动，螺母与球铰副滑块、转动副滑块固定连接，球铰副滑块、转动副滑块在导轨上滑动。

其中，本发明中的四根支链均采用支撑杆，支撑杆的长度根据具体要求制定；其布置形式可调，即可以把两种结构形式的支链(PSS支链与PPRS支链)交叉布置，仍为六自由度并联机构。

其中，本发明中，与静平台固定连接的四根导轨相互平行。

其中，该支撑杆的直径范围是40mm～60mm。

其中，该球头的直径范围是50mm～70mm。

其中，该转动副的转轴直径范围是50mm～65mm。

(2)一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统的调试方法，该方法具体步骤如下：

步骤一：在飞机部件装配现场的地基上安装固定靶镜，利用激光跟踪仪测量靶镜坐标，在地基上建立一个装配坐标系O-XYZ；

步骤二：在飞机部件上安装靶镜，通过测量靶镜坐标，在飞机部件上建立飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P

步骤三：计算出飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即为飞机部件的当前位姿P_start；

步骤四：在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初始值；

步骤五：设机身上的对接点为B₁B₂B₃，测量出对接点在坐标系O-XYZ中的坐标；设飞机部件上的对接点为P₁P₂P₃，计算出对接点P₁P₂P₃与机身对接点B₁B₂B₃实现对接时，飞机部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿P_aim；

步骤六：飞机部件在目标位姿P_aim下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终止值；

步骤七：计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需要的输入量。

所述步骤一在地基上建立一个装配坐标系O-XYZ，其实现方法为：

在地基上固定好激光跟踪仪，在地基上安装一个靶镜t_o，其位置大致在飞机部件中心正下方即可，作为装配坐标系O-XYZ的原点O；在地基上安装另一个靶镜t_X，使靶镜t_X与靶镜t_o连线与导轨(6)安装方向大致垂直，以向量

作为X轴；在异于靶镜t_o和靶镜t_X的静平台上安装靶镜t_Y，则3个靶境t_o、t_X、t_Y就可以确定一个平面，在此平面上确定一个向量

使向量

与向量

垂直，作为Y轴，利用右手定则确定Z轴；如图1所示。

所述步骤二在飞机部件上建立飞机部件坐标系O_P-X_PX_PX_P，其实现方法为：

在飞机部件大致中心处安装一个靶镜t_OP作为飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P的原点O_P，在飞机部件上大致与靶镜t_X垂直对应的位置处安装靶镜t_XP，以向量

作为X_P轴；确定Y_P轴和Z_P的方法与确定Y轴和Z轴的方法相同，最后确定出飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P；如图1所示。

所述步骤三计算出飞机部件当前位姿P_start，其实现方法为：

利用激光跟踪仪测量飞机部件上靶镜t_OP在装配坐标系中的位置，作为飞机部件在装配坐标系中的初始位置T₀＝[x₀ y₀ z₀]^T；在上述过程中，装配坐标系O-XYZ和飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P已经建立，把飞机部件坐标系的3个坐标轴看成是装配坐标系中的3个向量，则飞机部件坐标系在装配坐标系中的姿态可以用转换矩阵R₀表示出来，矩阵R₀中包含飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P相对于装配坐标系O-XYZ的X、Y、Z轴转过的角度A₀、B₀、C₀；这里采用的是RPY角表示飞机部件的姿态，则坐标系转换矩阵R₀可以表示为：

$R_0=\left[\begin{array}{ccc}\cos C_0\cos B_0& -\sin C_0\cos A_0+\cos C_0\sin B_0\sin A_0& \sin C_0\sin A_0+\cos C_0\sin B_0\cos A_0\\ \sin C_0\cos B_0& \cos C_0\cos A_0+\sin C_0\sin B_0\sin A_0& -\cos C_0\sin A_0+\sin C_0\sin B_0\cos A_0\\ -\sin B_0& \cos B_0\sin A_0& \cos B_0\cos A_0\end{array}\right]---\left(1\right)$

令

则可以求得飞机部件的初始姿态角度：

$\left\{\begin{array}{c}{B}_0=a\tan 2(-n_z,\sqrt{n_x^2+n_y^2})\\ A_0=a\tan 2(o_x,n_x)\\ C_0=a\tan 2(a_y,a_z)\end{array}\right.---\left(2\right)$

根据T₀和式(2)可以得到飞机部件的当前位姿：P_start＝[x₀ y₀ z₀ A₀ B₀ C₀]。

所述步骤四在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初始值，其实现方法为：

设支撑杆为L_j(j＝1、2、3、4)，其在装配坐标系中的杆长向量记为

设飞机部件上与各个支撑杆对应的球铰为A_j，其在飞机部件坐标系中的初始坐标记为a_j＝[x_j y_j z_j]^T；记各个支撑杆所对应的球铰副滑块、转动副滑块为B_j，其在装配坐标系中的初始坐标记为b_j0＝[x_j0 y_i0 z_j0]^T；则由并联机构反解可知：

$b_{j0}=R_0{a}_j+T_0-\stackrel{\→}{L_{j0}}---\left(3\right)$

对于两个PSS支链，b_j0＝[x_j0 y_j0 z_j0]^T中的y_j0为该驱动轴初始值，即球铰副滑块初始位置；对于两个PPRS支链，b_j0＝[x_j0 y_j0 z_j0]T中的x_j0和y_j0为该驱动轴初始值，即转动副滑块初始位置。

$\left\{\begin{array}{c}{y}_{10}=b_{10}\left(2\right)\\ y_{20}=b_{20}\left(2\right)\\ x_{30}=b_{30}\left(1\right)\\ y_{30}=b_{30}\left(2\right)\\ y_{40}=b_{40}\left(1\right)\\ y_{40}=b_{40}\left(2\right)\end{array}\right.---\left(4\right)$

其中，b₁₀(2)表示b₁₀中第二个元素，其余相同

所述步骤五计算出飞机部件的目标位姿p_aim，其实现方法为：

在机身上的对接点Q₁Q₂Q₃处安装靶镜，标定出Q₁Q₂Q₃在装配坐标系的坐标；在飞机部件上对接点P₁P₂P₃处安装靶镜，标定出P₁P₂P₃在飞机部件坐标系的坐标；计算出对接点P₁P₂P₃与机身对接点Q₁Q₂Q₃实现对接时，飞机部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿P_aim；

Q_n＝R₁P_n+T₁(n＝1、2、3)          (5)

根据式(5)计算出R₁和T₁，其中

T₁＝[x₁y₁z₁]^T                    (6)

$R_1=\left[\begin{array}{ccc}\cos C_1\cos B_1& -\sin C_1\cos A_1+\cos C_1\sin B_1\sin A_1& \sin C_1\sin A_1+\cos C_1\sin B_1\cos A_1\\ \sin C_1\cos B_1& \cos C_1\cos A_1+\sin C_1\sin B_1\sin A_1& -\cos C_1\sin A_1+\sin C_1\sin B_1\cos A_1\\ -\sin B_1& \cos B_1\sin A_1& \cos B_1\cos A_1\end{array}\right]---\left(7\right)$

根据式(6)、(7)，利用步骤三的方法，可以求得飞机部件对接时的目标位姿：P_aim＝[x₁ y₁ z₁ A₁ B₁ C₁]。

所述步骤六飞机部件在目标位姿P_aim下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终止值；其实现方法是：

按照步骤四的方法，可得：

$b_{j1}=R_1{a}_j+T_1-\stackrel{\→}{L_{j1}}---\left(8\right)$

对于两个PSS支链，b_j1＝[x_j1 y_j1 z_j1]^T中的y_j1为该驱动轴终止值，即球铰副滑块终止位置；对于两个PPRS支链，b_j1＝[x_j1 y_j1 z_j1]^T中的x_j1和y_j1为该驱动轴终止值，即转动副滑块终止位置。

$\left\{\begin{array}{c}{y}_{11}=b_{11}\left(2\right)\\ y_{21}=b_{21}\left(2\right)\\ x_{31}=b_{31}\left(1\right)\\ y_{31}=b_{31}\left(2\right)\\ x_{41}=b_{41}\left(1\right)\\ y_{41}=b_{41}\left(2\right)\end{array}\right.---\left(9\right)$

所述步骤七计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需要的输入量，其实现方法是：

步骤四中6个驱动器的初始值(4)与步骤六中6个驱动器的终止值(9)之差，即为6个驱动器所需要的输入量。结果为：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{y}_1=b_{11}\left(2\right)-b_{10}\left(2\right)\\ \mathrm{\Δ}{y}_2=b_{21}\left(2\right)-b_{20}\left(2\right)\\ \mathrm{\Δ}{x}_3=b_{31}\left(1\right)-b_{30}\left(1\right)\\ \mathrm{\Δ}{y}_3=b_{31}\left(2\right)-b_{30}\left(2\right)\\ \mathrm{\Δ}{x}_4=b_{41}\left(1\right)-b_{40}\left(1\right)\\ \mathrm{\Δ}{y}_4=b_{41}\left(2\right)-b_{40}\left(2\right)\end{array}\right.---\left(10\right)$

3、优点及功效：调姿对接机构为并联机构形式，四个支链对飞机部件起到支撑作用，充分发挥和利用了并联机构承载能力强的优点；该新型并联机构具有六个自由度，可以使飞机部件实现空间六个自由度的任意调整；由于与静平台连接的四个导轨相互平行，所以该系统可以使调姿过程与装配过程分步进行，即飞机部件在调姿完成后，沿平行导轨平移实现装配，也可以使调姿装配过程同时进行；该调姿装配系统不存在冗余控制和非期望的输出运动，易于控制；大部件调姿的范围要求较小，避开了并联机构工作空间小的缺点；并联机构的结构形式简单，支链的布置形式可根据需要进行调节。

在飞机部件的调姿装配过程中，采用激光跟踪系统对整个过程进行检测，对测量数据进行分析，保证了调姿和对接过程的精度。

(四)附图说明：

图1是本发明的结构示意图。

图2是PSS支链1、2的结构示意图。(a)为PSS支链1、2中球铰副滑块5的结构简图；(b)为PSS支链1、2的结构简图。

图3是PPRS支链1、2的结构示意图。(a)为PPRS支链1、2中转动副滑块21的结构简图；(b)为转动副滑块21的俯视图，θ为转动副与转动副滑块21沿上导轨21滑动方向的夹角；(c)为PPRS支链1、2的结构简图。

图中符号说明如下：

1飞机部件；2、7、12、18球铰；3、8、13、19支撑杆；4、9球铰；5、10球铰副滑块；15、21转动副滑块；6、11导轨；14、20转动副；16、22上导轨；17、23下导轨；24静平台；25靶镜；26激光跟踪仪；27激光反射球。211、213支座；212、214轴孔；215滑槽；51球窝；52滑槽。

(五)具体实施方式：

下面对本发明给予进一步说明：

(1)请参见图1所示，本发明一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，它包括：飞机部件调姿机构和激光跟踪系统。其之间的位置关系是后者设置在前者周围。其中飞机部件调姿机构由飞机部件1、四个支链(PSS支链1，PSS支链2，PPRS支链1，PPRS支链2)、静平台24构成。飞机部件1通过四个球铰2、7、12、18与四个支链连接，导轨6、11与下导轨17、23固定在静平台24上。激光跟踪系统由激光跟踪仪26、靶镜25和激光反射球27组成，激光跟踪仪26的型号是T3激光跟踪仪；靶镜的数量为20个，激光反射球1个。

请参见图2(b)所示，PSS支链1与PSS支链2的结构形式相同，以PSS支链1为例进行说明：支撑杆3通过球铰4与球铰副滑块5连接，球铰副滑块5与导轨6形成滑动副。

请参见图3(c)所示，PPRS支链1与PPRS支链2的结构形式相同，以PPRS支链2为例进行说明：支撑杆19通过转动副20与转动副滑块21连接，转动副滑块21与上导轨22形成滑动副，上导轨22与下导轨23形成滑动副。

所述激光跟踪系统，包括激光跟踪仪26、靶镜25和激光反射球27。所述待调姿的飞机部件1，是指机翼，质量12000千克，长20米，机翼对接端的宽度为6.5米，另一端宽3.8米；

所述静平台24，是选择水泥地基作为静平台24，导轨6、11和下导轨17、23固定在水泥地基上。

本发明中的四根支链的布置形式可调，即可以把PSS支链1与PPRS支链1对调位置，或者把PSS支链2与PPRS支链2对调位置，形成另一种布置形式，仍然是四个支链的六自由度并联机构。

本发明中的支撑杆3、8、13、19的长度根据具体要求制定，具体长度见调姿方法的具体步骤；

本发明中有6个滑动副，分别为：球铰副滑块5与导轨6、球铰副滑块10与导轨11、转动副滑块15与上导轨16、上导轨16与下导轨17、转动副滑块21与上导轨22、上导轨22与下导轨23组成的滑动副。在上导轨16与下导轨17、上导轨22与下导轨23组成的滑动副中，把上导轨16、22视为滑块。

本发明中的6个滑动副为6个驱动输入，6个滑动副均采用丝杠和螺母结构来实现单自由度传递运动，螺母与球铰副滑块、转动副滑块固定连接，球铰副滑块、转动副滑块在导轨上滑动。

本发明中的6个驱动输入均采用伺服电机驱动，可直接利用伺服电机自带的旋转编码器或光栅尺作为位移传感器。

基于新型六自由度并联机构的飞机部件调姿装配系统的工作原理是：根据调姿要求所生成的控制方法，利用伺服电机驱动6个滑动副(球铰副滑块5与导轨6、球铰副滑块10与导轨11、转动副滑块15与上导轨16、上导轨16与下导轨17、转动副滑块21与上导轨22、上导轨22与下导轨23组成的滑动副)，飞机部件就可以得到空间六自由度的运动。给定飞机部件的当前位姿和装配时的目标位姿之后，就可以根据并联机构反解求出调姿装配过程所需要的驱动输入量，使飞机部件从当前姿态调整到目标姿态，完成装配过程。其中，PSS支链1的球铰副滑块5与PSS支链2的球铰副滑块10相同，只分别沿导轨6、11做一个轴向的单自由度滑动。PPRS支链1中的两个滑动副与PPRS支链2中的两个滑动副分别相同，以PPRS支链2为例说明：当驱动转动副滑块21沿上导轨22做单轴向的滑动时，上导轨22沿下导轨23同时做单轴向的滑动，由于转动副20的存在，PPRS支链2的两个滑动副需要满足一定的运动学关系。

(2)本发明一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统的调试方法，该方法具体步骤如下：

步骤一：在飞机部件装配现场的地基上安装固定靶镜，利用激光跟踪仪测量靶镜坐标，在地基上建立一个装配坐标系O-XYZ；

步骤二：在飞机部件上安装靶镜，通过测量靶镜坐标，在飞机部件上建立飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P

步骤三：计算出飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即为飞机部件

的当前位姿P_start；

步骤四：在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初始值；

步骤五：设机身上的对接点为B₁B₂B₃，标定出对接点在坐标系O-XYZ中的坐标；设飞机部件上的对接点为P₁P₂P₃，计算出对接点P₁P₂P₃与机身对接点B₁B₂B₃实现对接时，飞机部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿P_aim；

步骤六：飞机部件在目标位姿P_aim下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终止值；

步骤七：计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需要的输入量。

所述在水泥地基上建立一个装配坐标系O-XYZ，其方法为：

在水泥地基上固定好激光跟踪仪26，在地基上安装一个靶镜t_o，其位置大致在飞机部件中心正下方即可，作为装配坐标系O-XYZ的原点O；在地基上安装另一个靶镜t_X，使靶镜t_X与靶镜t_o连线与导轨6安装方向大致垂直，以向量

作为X轴；在异于靶镜t_o和靶镜t_X的静平台上安装靶镜t_Y，则3个靶境t_o、t_X、t_Y就可以确定一个平面，在此平面上确定一个向量

使向量与向量垂直，作为Y轴，利用右手定则确定Z轴；如图1所示。

所述在飞机部件1上建立飞机部件1坐标系O_P-X_PY_PZ_P，其方法为：

在飞机部件1的大致中心处安装一个靶镜t_OP作为飞机部件1的坐标系O_P-X_PY_PZ_P的原点O_P，在飞机部件1上大致与靶镜t_X垂直对应的位置处安装靶镜t_XP，以向量

作为X_P轴；确定Y_P轴和Z_P的方法与确定Y轴和Z轴的方法相同，最后确定出飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P；如图1所示。

所述计算出飞机部件1当前位姿P_start，其方法为：

利用激光跟踪仪26测量飞机部件1上靶镜t_OP在装配坐标系中的位置，作为飞机部件在装配坐标系中的初始位置T₀＝[X₀ y₀ z₀]^T；在上述过程中，装配坐标系O-XYZ和飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P已经建立，把飞机部件坐标系的3个坐标轴在装配坐标系中以3个单位向量的形式表示出来，记为n_x、n_y和n_z，则飞机部件坐标系在装配坐标系中的姿态可以用转换矩阵R₀表示出来，矩阵R₀中包含飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P相对于装配坐标系O-XYZ的X、Y、Z轴转过的角度A₀、B₀、C₀；这里采用的是RPY角表示飞机部件的姿态，则坐标系转换矩阵R₀可以表示为：

$R_0=\left[\begin{array}{ccc}\cos C_0\cos B_0& -\sin C_0\cos A_0+\cos C_0\sin B_0\sin A_0& \sin C_0\sin A_0+\cos C_0\sin B_0\cos A_0\\ \sin C_0\cos B_0& \cos C_0\cos A_0+\sin C_0\sin B_0\sin A_0& -\cos C_0\sin A_0+\sin C_0\sin B_0\cos A_0\\ -\sin B_0& \cos B_0\sin A_0& \cos B_0\cos A_0\end{array}\right]---\left(1\right)$

令

则可以求得飞机部件的初始姿态角度：

$\left\{\begin{array}{c}{B}_0=a\tan 2(-n_z,\sqrt{n_x^2+n_y^2})\\ A_0=a\tan 2(o_x,n_x)\\ C_0=a\tan 2(a_y,a_z)\end{array}\right.---\left(2\right)$

根据T₀和式(2)可以得到飞机部件的当前位姿：P_start＝[x₀ y₀ z₀ A₀ B₀ C₀]。

实际验算中，

T₀＝[20.4100 mm-31.1428mm 2617.8305mm]^T，

所以飞机部件的当前位姿：P_start＝[20.4100mm -31.1428mm 2617.8305mm 1.32°0.87°0.541°]。

所述步骤四在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初始值，其实现方法为：

设支撑杆3、8、13、19为L_j(j＝3、8、13、19)，其在装配坐标系中的杆长向量记为

设飞机部件上与各个支撑杆对应的球铰为A_j，其在飞机部件坐标系中的坐标记为a_j＝[x_j y_j z_j]^T；记支撑杆3、8所对应的球铰副滑块与支撑杆13、19所对应的转动副滑块为B_j，其在装配坐标系中的坐标记为b_j0＝[x_j0 y_j0 z_j0]^T；则由并联机构反解可知：

$b_{j0}=R_0{a}_j+T_0-\stackrel{\→}{L_{j0}}---\left(3\right)$

对于两个PSS支链，b_j0＝[x_j0 y_j0 z_j0]^T中的y_j0为该驱动轴初始值，即球铰副滑块初始位置；对于两个PPRS支链，b_j0＝[x_j0 y_j0 z_j0]^T中的x_j0和y_j0为该驱动轴初始值，即转动副滑块初始位置。

$\left\{\begin{array}{c}{y}_{30}=b_{30}\left(2\right)\\ y_{80}=b_{80}\left(2\right)\\ x_{130}=b_{130}\left(1\right)\\ y_{130}=b_{130}\left(2\right)\\ x_{190}=b_{190}\left(1\right)\\ y_{190}=b_{190}\left(2\right)\end{array}\right.---\left(4\right)$

其中，b₃₀(2)表示b₃₀中第二个元素，其余相同。

实际验算中，

转动副滑块14、20的转动副轴线与各自滑动方向夹角为：θ₁₄＝135°，θ₂₀＝45°；

$\left\{\begin{array}{c}{L}_3=2650.0\mathrm{mm}\\ L_8=2650.0\mathrm{mm}\\ L_{13}=2700.0\mathrm{mm}\\ L_{19}=2750.0\mathrm{mm}\end{array}\right.,$ $\left\{\begin{array}{c}{a}_3=\begin{array}{ccc}[-1473.2000\mathrm{mm}& 7591.4000\mathrm{mm}& -290.1950\mathrm{mm}]\end{array}\\ a_8=\begin{array}{ccc}[1668.4100\mathrm{mm}& 7332.8100\mathrm{mm}& -349.6740\mathrm{mm}],\end{array}\\ a_{13}=\begin{array}{ccc}[-2484.3000\mathrm{mm}& -7515.8800\mathrm{mm}& -469.0790\mathrm{mm}]\end{array}\\ a_{19}=\begin{array}{ccc}[2710.1400\mathrm{mm}& -7844.5300\mathrm{mm}& -453.0850\mathrm{mm}]\end{array}\end{array}\right.$

$\left\{\begin{array}{c}{b}_{30}=\begin{array}{ccc}[-2473.2000\mathrm{mm}& 7850.6640\mathrm{mm}& 0\mathrm{mm}]\end{array}\\ b_{80}=\begin{array}{ccc}[2668.4100\mathrm{mm}& 7637.7508\mathrm{mm}& 0\mathrm{mm}]\end{array}\\ b_{130}=\begin{array}{ccc}[-3726.8186\mathrm{mm}& -8881.8559\mathrm{mm}& 0\mathrm{mm}]\end{array}\\ b_{190}=\begin{array}{ccc}[4120.0482\mathrm{mm}& -9162.9110\mathrm{mm}& 0\mathrm{mm}]\end{array}\end{array}\right.$

即转动副滑块初始位置： $\left\{\begin{array}{c}{y}_{30}=7850.6640\mathrm{mm}\\ y_{80}=7637.7508\mathrm{mm}\\ x_{130}=-3726.8186\mathrm{mm}\\ y_{130}=-8881.8559\mathrm{mm}\\ x_{190}=4120.0482\mathrm{mm}\\ y_{190}=-9162.9110\mathrm{mm}\end{array}\right..$

所述步骤五计算出飞机部件的目标位姿P_aim，其实现方法为：

在机身上的对接点Q₁Q₂Q₃处安装靶镜，标定出Q₁Q₂q₃在装配坐标系的坐标；在飞机部件上对接点P₁P₂P₃处安装靶镜，标定出P₁P₂P₃在飞机部件坐标系的坐标；计算出对接点P₁P₂P₃与机身对接点Q₁Q₂Q₃实现对接时，飞机部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿P_aim；

Q_n＝R₁P_n+T₁(n＝1、2、3)          (5)

根据式(5)计算出r₁和T₁，其中

T₁＝[x₁ y₁ z₁]^T                  (6)

$R_1=\left[\begin{array}{ccc}\cos C_1\cos B_1& -\sin C_1\cos A_1+\cos C_1\sin B_1\sin A_1& \sin C_1\sin A_1+\cos C_1\sin B_1\cos A_1\\ \sin C_1\cos B_1& \cos C_1\cos A_1+\sin C_1\sin B_1\sin A_1& -\cos C_1\sin A_1+\sin C_1\sin B_1\cos A_1\\ -\sin B_1& \cos B_1\sin A_1& \cos B_1\cos A_1\end{array}\right]---\left(7\right)$

根据式(6)、(7)，利用步骤三的方法，可以求得飞机部件对接时的目标位姿：

P_aim＝[x₁ y₁ z₁ A₁ B₁ C₁]。

实际验算中， $\left\{\begin{array}{c}{P}_1=\begin{array}{ccc}[-2528.1000\mathrm{mm}& 10691.7205\mathrm{mm}& -163.1950\mathrm{mm}]\end{array}\\ P_2=\begin{array}{ccc}[-301.7421\mathrm{mm}& 10705.4055\mathrm{mm}& -404.4905\mathrm{mm}],\end{array}\\ P_3=\begin{array}{ccc}[2557.9180\mathrm{mm}& 10822.4177\mathrm{mm}& -239.9950\mathrm{mm}]\end{array}\end{array}\right.$

$\left\{\begin{array}{c}{Q}_1=\begin{array}{ccc}[-2442.0796\mathrm{mm}& 10712.7988\mathrm{mm}& 2449.7048\mathrm{mm}]\end{array}\\ Q_2=\begin{array}{ccc}[-215.6464\mathrm{mm}& 10725.9782\mathrm{mm}& 2208.6826\mathrm{mm}],\end{array}\\ Q_3=\begin{array}{ccc}[2643.9659\mathrm{mm}& 10842.1107\mathrm{mm}& 2373.5810\mathrm{mm}]\end{array}\end{array}\right.$

算得： $T_1={\begin{array}{ccc}[83.0151\mathrm{mm}& 20.3259\mathrm{mm}& 2608.7302\mathrm{mm}]\end{array}}^T,R_1=\left[\begin{array}{ccc}1.0000& 0.0003& -0.0001\\ -0.0003& 1.0000& -0.0004\\ 0.0001& 0.0004& 1.0000\end{array}\right],$

求得飞机部件对接时的目标位姿：

P_aim＝[83.0151mm 20.3259mm 2608.7302mm 0.024°-0.007°-0.016°]。

所述步骤六飞机部件在目标位姿P_aim下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终止值；其实现方法是：

按照步骤四的方法，可得：

$b_{j1}=R_1{a}_j+T_1-\stackrel{\→}{L_{j1}}---\left(8\right)$

对于两个PSS支链，b_j1＝[x_j1 y_j1 z_j1]^T中的y_j1为该驱动轴终止值，即球铰副滑块终止位置；对于两个PPRS支链，b_j1＝[x_j1 y_j1 z_j1]^T中的x_j1和y_j1为该驱动轴终止值，即转动副滑块终止位置。

$\left\{\begin{array}{c}{y}_{31}=b_{31}\left(2\right)\\ y_{81}=b_{81}\left(2\right)\\ x_{131}=b_{131}\left(1\right)\\ y_{131}=b_{131}\left(2\right)\\ x_{191}=b_{191}\left(1\right)\\ y_{191}=b_{191}\left(2\right)\end{array}\right.---\left(9\right)$

实际验算中，

$\left\{\begin{array}{c}{b}_{31}=\begin{array}{ccc}[-2473.2000\mathrm{mm}& 8286.7757\mathrm{mm}& 0\mathrm{mm}]\end{array}\\ b_{81}=\begin{array}{ccc}[2668.4100\mathrm{mm}& 8385.5899\mathrm{mm}& 0\mathrm{mm}],\end{array}\\ b_{131}=\begin{array}{ccc}[-3627.9128\mathrm{mm}& -8719.5607\mathrm{mm}& 0\mathrm{mm}]\end{array}\\ b_{191}=\begin{array}{ccc}[3943.3775\mathrm{mm}& -8977.4685\mathrm{mm}& 0\mathrm{mm}]\end{array}\end{array}\right.$

即转动副滑块终止位置： $\left\{\begin{array}{c}{y}_{31}=8286.7757\mathrm{mm}\\ y_{81}=8385.5899\mathrm{mm}\\ x_{131}=-3627.9128\mathrm{mm}\\ y_{131}=-8719.5607\mathrm{mm}\\ x_{191}=3943.3775\mathrm{mm}\\ y_{191}=-8977.4685\mathrm{mm}\end{array}\right..$

所述步骤七计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需要的输入量，其实现方法是：

步骤四中6个驱动器的初始值(4)与步骤六中6个驱动器的终止值(9)之差，即为6个驱动器所需要的输入量。结果为：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{y}_{31}=y_{31}-y_{30}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{81}=y_{81}-y_{80}\\ \mathrm{\Δ}{x}_{131}=x_{131}-x_{130}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{131}=y_{131}-y_{130}\\ \mathrm{\Δ}{x}_{191}=x_{191}-x_{190}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{191}=y_{191}-y_{190}\end{array}\right.---\left(10\right)$

实际验算中，

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{y}_{31}=436.1117\mathrm{mm}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{81}=748.1287\mathrm{mm}\\ \mathrm{\Δ}{x}_{131}=98.9024\mathrm{mm}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{131}=162.6653\mathrm{mm}\\ \mathrm{\Δ}{x}_{191}=-176.6075\mathrm{mm}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{191}=185.7575\mathrm{mm}\end{array}\right..$

Claims (8)

1.一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征在于：它包括：飞机部件调姿机构和激光跟踪系统；其之间的位置关系是后者设置在前者周围；该飞机部件调姿机构包括：待调姿的飞机部件、两个PSS支链、两个PPRS支链、固定上述四个支链最下端导轨的静平台；它们之间的位置连接关系是：其中两个PSS支链两端通过球铰与飞机部件、球铰副滑块连接，球铰副滑块与静平台导轨组成滑动副；两个PPRS支链一端通过球铰与飞机部件连接，另一端采用转动副与转动副滑块连接，转动副滑块与上导轨组成滑动副，上导轨与下导轨组成滑动副，下导轨固定于静平台上；激光跟踪系统为激光跟踪仪及其附件；

所述待调姿的飞机部件，是指飞机大部件机翼、机身；

所述PSS支链，是由支撑杆、球铰、球铰副滑块、导轨组成；该支撑杆是圆形实心金属杆、管件；该球铰由球头和球窝组成，球窝的直径同球头一致，是自制产品；该球铰副滑块是底部带有凹槽、上部带有球窝的件，球窝用来安装球头；该导轨是上部带有凹槽的矩形件，市购产品；

所述PPRS支链，是由支撑杆、球铰、转动副、转动副滑块、上导轨与下导轨组成；该支撑杆一端与球铰连接，另一端采用转动副与转动副滑块连接；该支撑杆是与PSS支链中支撑杆结构形式相同，但长度有差异；该球铰与PSS支链中的球铰相同；该转动副滑块是底部带有凹槽、上部带有两个耳座的件；该上导轨、下导轨都是上部带有凹槽的矩形件，市购产品；

所述静平台，是指经平整修饰好的水泥地基；

所述激光跟踪系统，包括激光跟踪仪、靶镜、激光反射球。

2.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征在于：该滑动副均采用丝杠和螺母结构来实现单自由度传递运动，螺母与球铰副滑块、转动副滑块固定连接，球铰副滑块、转动副滑块在导轨上滑动。

3.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征在于：两根PSS支链与两根PPRS支链均采用支撑杆，支撑杆的长度根据具体要求制定；其布置形式可调，即四支链可以顺序布置也可以交叉布置。

4.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征在于：与静平台固定连接的四根导轨相互平行。

5.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征 在于：该支撑杆的直径是40mm～60mm。

6.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征在于：该球铰的球头和球窝的直径是50mm～70mm。

7.根据权利要求1所述的一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统，其特征在于：该转动副的转轴直径是50mm～65mm。

8.一种基于六自由度并联机构飞机部件调姿装配系统的调试方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：

步骤一：在飞机部件装配现场的静平台上安装固定靶镜，利用激光跟踪仪测量靶镜坐标，在静平台上建立一个装配坐标系O-XYZ；其实现方法为：在静平台固定好激光跟踪仪，在静平台上安装一个靶镜t_o，其位置大致在飞机部件中心正下方即可，作为装配坐标系O-XYZ的原点O；在静平台上安装另一个靶镜t_X，使靶镜t_X与靶镜t_o连线与导轨(6)安装方向大致垂直，以向量 

作为X轴；在异于靶镜t_o和靶镜t_X的静平台上安装靶镜t_Y，则3个靶境t_o、t_X、t_Y就可以确定一个平面，在此平面上可以确定一个向量 

使向量 与向量 垂直，作为Y轴，利用右手定则确定Z轴；

步骤二：在飞机部件上安装靶镜，通过测量靶镜坐标，在飞机部件上建立飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P；其实现方法为：在飞机部件大致中心处安装一个靶镜t_OP作为飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P的原点O_P，在飞机部件上大致与靶镜t_X垂直对应的位置处安装靶镜t_XP，以向量 

作为X_P轴；确定Y_P轴和Z_P的方法与确定Y轴和Z轴的方法相同，最后确定出飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P；

步骤三：计算出飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即为飞机部件的当前位姿P_start；其实现方法为：利用激光跟踪仪测量飞机部件上靶镜t_OP在装配坐标系中的位置，作为飞机部件在装配坐标系中的初始位置T₀＝[x₀ y₀ z₀]^T；在上述过程中，装配坐标系O-XYZ和飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P已经建立，把飞机部件坐标系的3个坐标轴看成是装配坐标系中的3个向量，则飞机部件坐标系在装配坐标系中的姿态可以用转换矩阵R₀表示出来，矩阵R₀中包含飞机部件坐标系O_P-X_PY_PZ_P相对于装配坐标系O-XYZ的X、Y、Z轴转过的角度A₀、B₀、C₀；这里采用的是RPY角表示飞机部件的姿态，则坐标系转换矩阵R₀可以表示为：

令

则可以求得飞机部件的初始姿态角度：

根据T₀和式(2)可以得到飞机部件的当前位姿：P_start＝[x₀ y₀ z₀ A₀ B₀ C₀]；

步骤四：在飞机部件处于当前位姿下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的初始值，其实现方法为：设支撑杆为L_j，其中，j＝1、2、3、4，其在装配坐标系中的杆长向量记为 

设飞机部件上与各个支撑杆对应的球铰为A_j，其在飞机部件坐标系中的初始坐标记为a_j＝[x_j y_j z_j]^T；记各个支撑杆所对应的球铰副滑块、转动副滑块为B_j，其在装配坐标系中的初始坐标记为b_j0＝[x_j0 y_j0 z_j0]^T；则由并联机构反解可知：

对于两个PSS支链，b_j0＝[x_j0 y_j0 z_j0]^T中的y_j0为该驱动轴初始值，即球铰副滑块初始位置；对于两个PPRS支链，b_j0＝[x_j0 y_j0 z_j0]^T中的x_j0和y_j0为该驱动轴初始值，即转动副滑块初始位置；

其中，b₁₀(2)表示b₁₀中第二个元素，其余相同；

步骤五：设机身上的对接点为Q₁Q₂Q₃，标定出对接点在坐标系O-XYZ中的坐标；设飞机部件上的对接点为P₁P₂P₃，计算出对接点P₁P₂P₃与机身对接点Q₁Q₂Q₃实现对接时，飞机部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿P_aim；其实现方法为：在机身上的对接点Q₁Q₂Q₃处安装靶镜，标定出Q₁Q₂Q₃在装配坐标系的坐标；在飞机部件上对接点P₁P₂P₃处安 装靶镜，标定出P₁P₂P₃在飞机部件坐标系的坐标；计算出对接点P₁P₂P₃与机身对接点Q₁Q₂Q₃实现对接时，飞机部件在装配坐标系O-XYZ中的位姿，即飞机部件的目标位姿P_aim；

Q_n＝R₁P_n+T₁，其中，n＝1、2、3                    (5)

根据式(5)计算出R₁和T₁，其中

T₁＝[x₁ y₁ z₁]^T                        (6)

根据式(6)、(7)，利用步骤三的方法，可以求得飞机部件对接时的目标位姿：P_aim＝[x₁ y₁ z₁ A₁ B₁ C₁]；

步骤六：飞机部件在目标位姿P_aim下，计算出6个驱动轴在装配坐标系中的终止值；其实现方法为：按照步骤四的方法，可得：

对于两个PSS支链，b_j1＝[x_j1 y_j1 z_j1]^T中的y_j1为该驱动轴终止值，即球铰副滑块终止位置；

对于两个PPRS支链，b_j1＝[x_j1 y_j1 z_j1]^T中的x_j1和y_j1为该驱动轴终止值，即转动副滑块终止位置；

步骤七：计算出飞机部件从当前位姿到达目标位姿的过程中，6个驱动器所需要的输入量；其实现方法是：步骤四中6个驱动器的初始值(4)与步骤六中6个驱动器的终止值(9)之差，即为6个驱动器所需要的输入量；结果为： 

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