CN102514724A - 基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法，首先根据测量点的实测坐标和目标坐标计算待调整飞机部件当前空间姿态和目标姿态的差异，在待调整飞机部件上设置N个测量点，之后计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异，并根据该差异驱动三自由度定位器、二自由度定位器和单自由度定位器运动，本发明的调姿算法简单，容易实现；适应性好，不会导致飞机部件调姿过程中出现非刚体性运动，确保调姿过程安全。

Description

基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法

技术领域

本发明涉及一种飞机部件位姿调整方法，更具体地是一种基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法。

技术背景

传统飞机大部件对接装配(机身前中后段对接、机翼机身对接等)，采用手动式定位器支撑飞机部件和光学辅助定位的方法，实现部件的位姿调整。这种方式由于完全依赖于人工经验和手动操作，劳动强度大，调姿效率低，调姿精度难以保证。为克服传统飞机部件调姿方法不足，结合高精度测量设备(激光跟踪测量仪、室内GPS或激光雷达)，采用定位器自动联动数字化驱动与控制技术，实现飞机部件位姿精确自动调整以成为现代飞机制造业发展趋势。近十余年来，波音777、787，空客的A340、A380已逐步采用飞机大部件自动定位器联动驱动与控制系统代替手动对接。

在飞机部件位姿调整过程中，自动定位器通过工艺接头与飞机部件相连；通过多个自动定位器相互空间平移运动组合，最终实现飞机部件的精确空间平移和旋转。目前，依据自由度驱动的差别，自动定位器分为两类：主动式和随动式。主动式是指在XYZ三个方向都有伺服电机驱动，类似于三坐标数控机床。随动式是指在XYZ三个方向仅仅有一个或两个方向上伺服电机驱动，剩余的两个或一个方向上不受约束，处于自由滑动状态。

飞机部件调姿过程，如果全部采用主动式定位器构成自动定位系统，能够精确控制所有定位器在三个自由度上的空间位置，但也存在如下问题：

1)主动式自动定位调姿算法复杂。主动式自动定位调姿系统为自由度冗余系统。一个定位器有3个自由度，如果使用3个定位器则构成9个自由度，而飞机部件空间刚体运动只有6个自由度：3个平移和3个旋转冗余3个自由度。为了保证飞机部件能够实现刚体运动，调姿算法必须有足够的稳定性和精确性，其计算结果能够确保所有定位器自由度必须协调运动，使得飞机部件在运动过程中不会发生形变，避免导致部件或定位系统发生破坏。

2)由于系统调姿过程中，存在运动冗余协调的问题，因此对整个系统的定位机构运动精度、运动反馈装置、运动控制系统的协调控制性能都提出很高的要求：定位运动机构必须有足够的结构刚强度加工制造精度，以确保飞机自重载荷下不会发生变形和破坏，并且能够精确运动到指定位置；运动反馈装置，如力传传感器、位移传感器，必须能精确地准确反馈运动机构当前状态和位置，对发生的问题(碰撞、卡死)能够及时反馈；运动控制系统必须能够依照位姿算法生成的结果，有效并精确地控制多个轴进行同步协调运动，确保部件的刚体柔性运动。基于这些要求，将导致系统硬件架构过于复杂，可靠度低。

3)目前，飞机制造厂用于飞机部件对接装配的定位器大多采用手摇随动式定位器。如果采用全自由度系统，势必需要重新设计并制造全新的系统，旧有系统无法重新利用，造成生产成本增加和不必要的浪费。旧有的系统可通过技术改造，对手动驱动部位加装伺服电机，构成随动式自动定位器。

发明内容

本发明解决的技术问题是提供一种基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法；

为了解决上述技术问题，本发明一种基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法，包括以下步骤：

步骤一、将待调整飞机部件通过球铰型工艺接头放置在3个分别为三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c上；

步骤二、在待调整飞机部件上设置N个测量点，其中N≥4且N为正整数，利用激光跟踪仪测量每个测量点获得每个测量点的实测坐标；

步骤三、控制系统根据测量点的实测坐标和目标坐标计算待调整飞机部件当前空间姿态和目标姿态的差异，即为待调整飞机部件的空间姿态角度调整量α、β、γ，实测坐标和目标坐标满足：

$\left\{\begin{array}{c}{X}_{1o}={\mathrm{RX}}_1+P_o\\ X_{2o}={\mathrm{RX}}_2+P_o\\ \mathrm{KK}\\ X_{\mathrm{no}}={\mathrm{RX}}_n+P_o\end{array}\right.$

其中P_o＝[x_o y_o z_o]^T为部件平移量，R为飞机部件姿态矩阵，X_1o X_2o…X_no为测量点的目标坐标，X₁ X₂…X_n为测量点的实测坐标；

步骤四、控制系统利用步骤三中角度调整量α、β、γ，计算出三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴方向上的调整量Δx_3a Δy_3a Δz_3a、Δy_3b Δz_3b、Δx_3c：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{x}_{3a}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{3a}\\ {\mathrm{\Δz}}_{3a}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_{3a}\\ y_{3a}\\ z_{3a}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}{x}_{3a}\\ y_{3a}\\ z_{3a}\end{array}\right]$

$\left[\begin{array}{c}0\\ \mathrm{\Δ}{y}_{3b}\\ \mathrm{\Δ}{z}_{3b}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3b}\\ z_{3b}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3b}\\ z_{3b}\end{array}\right]$

$\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ \mathrm{\Δ}{z}_{3c}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3c}\\ z_{3c}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3c}\\ z_{3c}\end{array}\right]$

其中[x_3a y_3a z_3a]^T为三自由度定位器3a的当前空间坐标值，[0 y_3b z_3b]^T为二自由度定位器3b的当前空间坐标Y和Z轴值，[0 0 z_3c]^T为单自由度定位器3c的当前空间坐标的Z轴值；

步骤五、三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c依据上述调整量Δx_3a Δy_3a Δz_3a、Δy_3b Δz_3b、Δz_3c，驱动三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴向上运动；

步骤六、使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量，获得测量点的新坐标；

步骤七、根据步骤六中测量到的测量点的新坐标，控制系统计算获得待调整飞机部件当前空间姿态与目标姿态的差异，若α、β、γ均等于零，则执行步骤八，否则返回步骤四；

步骤八、控制系统计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异Δx，Δy，Δz：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δx}\\ \mathrm{\Δy}\\ \mathrm{\Δz}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_o\\ y_o\\ z_o\end{array}\right]$

其中，x_o y_o z_o为平移调整量；

步骤九、根据步骤八中计算出的差异，驱动三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴向上运动，运动量分别为Δx Δy Δz，Δy Δz，Δz；

步骤十、再次使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量，获得测量点的新坐标；

步骤十一、根据步骤十中测量到的测量点的新坐标，控制系统计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异，若Δx，Δy，Δz均等于零，则结束调姿过程，否则返回步骤八。

本发明与现有技术相比，其显著的优点：

1)本发明采用的调姿算法简单，容易实现，克服了主动式自动定位调姿算法复杂的困难；

2)适应性好，不会导致飞机部件调姿过程中出现非刚体性运动，确保调姿过程安全；

3)对定位系统软硬件要求低，可有效降低生产成本。

附图说明

图1为本发明中实施例的示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

本发明一种基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法，包括以下步骤：

步骤一、将待调整飞机部件通过球铰型工艺接头放置在3个分别为三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c上；

步骤二、在待调整飞机部件上设置N个测量点，其中N≥4且N为正整数，利用激光跟踪仪测量每个测量点获得每个测量点的实测坐标；

步骤三、控制系统根据测量点的实测坐标和目标坐标计算待调整飞机部件当前空间姿态和目标姿态的差异，即为待调整飞机部件的空间姿态角度调整量α、β、γ，具体为：记待调整飞机部件空间姿态角调整量为α、β、γ，部件姿态矩阵R为：

$R=\left[\begin{array}{ccc}\mathrm{c\αc\β}& \mathrm{c\αs\βs\γ}-\mathrm{s\αc\γ}& \mathrm{c\αs\βc\γ}+\mathrm{s\αs\γ}\\ \mathrm{s\αc\β}& \mathrm{s\αs\βs\γ}+\mathrm{c\αc\γ}& \mathrm{s\αs\βc\γ}-\mathrm{c\αs\γ}\\ -\mathrm{s\β}& \mathrm{c\βs\γ}& \mathrm{c\βc\γ}\end{array}\right]$

则有实测坐标和目标坐标满足：

$\left\{\begin{array}{c}{X}_{1o}={\mathrm{RX}}_1+P_o\\ X_{2o}={\mathrm{RX}}_2+P_o\\ \mathrm{KK}\\ X_{\mathrm{no}}={\mathrm{RX}}_n+P_o\end{array}\right.---\left(1\right)$

其中P_o＝[x_o y_o z_o]^T为部件平移量，将式(1)改写为：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{RX}}_1+P_o-X_{1o}=0\\ {\mathrm{RX}}_2+P_o-X_{2o}=0\\ \mathrm{KK}\\ {\mathrm{RX}}_n+P_o-X_{\mathrm{no}}=0\end{array}\right.---\left(2\right)$

记式(2)的Jocabi矩阵为：

$\mathrm{Df}\left(x\right)=\left[\begin{array}{cccccc}\frac{\∂f_1}{\∂\mathrm{\α}}& \frac{\∂f_1}{\∂\mathrm{\β}}& \frac{\∂f_1}{\∂\mathrm{\γ}}& \frac{\∂f_1}{\∂x_o}& \frac{\∂f_1}{\∂y_o}& \frac{\∂f_1}{\∂z_o}\\ \frac{\∂f_2}{\∂\mathrm{\α}}& \frac{\∂f_2}{\∂\mathrm{\β}}& \frac{\∂f_2}{\∂\mathrm{\γ}}& \frac{\∂f_2}{\∂x_o}& \frac{\∂f_2}{\∂y_o}& \frac{\∂f_2}{\∂z_o}\\ \mathrm{KK}& & & & & \\ \frac{\∂f_{3n}}{\∂\mathrm{\α}}& \frac{\∂f_{3n}}{\∂\mathrm{\β}}& \frac{\∂f_{3n}}{\∂\mathrm{\γ}}& \frac{\∂f_{3n}}{\∂x_o}& \frac{\∂f_{3n}}{\∂y_o}& \frac{\∂f_{3n}}{\∂z_o}\end{array}\right]$

利用高斯-牛顿迭代法求解式(2)，得到，迭代算法为：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_{k+1}=x_k-P_k\\ (\mathrm{Df}{\left(x_k\right)}^T\mathrm{Df}\left(x_k\right)+{\mathrm{\μ}}_{k}I)P_k=\mathrm{Df}{\left(x_k\right)}^{T}f\left(x_k\right)\end{array}\right.---\left(3\right)$

式(3)中，x＝[α β γ x_o y_o z_o]^T，αβγ为姿态角调整量，x_o y_o z_o为平移调整量，迭代次数k＝1，L。

步骤四、控制系统利用步骤三中角度调整量α、β、γ，计算出三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴方向上的调整量Δx_3a Δy_3a Δz_3a、Δy_3b Δz_3b、Δz_3c，具体为：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{x}_{3a}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{3a}\\ {\mathrm{\Δz}}_{3a}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_{3a}\\ y_{3a}\\ z_{3a}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}{x}_{3a}\\ y_{3a}\\ z_{3a}\end{array}\right]---\left(4\right)$

$\left[\begin{array}{c}0\\ \mathrm{\Δ}{y}_{3b}\\ \mathrm{\Δ}{z}_{3b}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3b}\\ z_{3b}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3b}\\ z_{3b}\end{array}\right]---\left(5\right)$

$\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ \mathrm{\Δ}{z}_{3c}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3c}\\ z_{3c}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3c}\\ z_{3c}\end{array}\right]---\left(6\right)$

其中[x_3a y_3a z_3a]^T为三自由度定位器3a的当前空间坐标值，[0 y_3b z_3b]^T为二自由度定位器3b的当前空间坐标Y和Z轴值，[0 0 z_3c]^T为单自由度定位器3c的当前空间坐标的Z轴值；

步骤五、三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c依据上述调整量Δx_3a Δy_3a Δz_3a、Δy_3b Δz_3b Δz_3c，驱动三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴向上运动；

步骤六、使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量，获得测量点的新坐标；

步骤七、根据步骤六中测量到的测量点的新坐标，控制系统计算获得待调整飞机部件当前空间姿态与目标姿态的差异，若α、β、γ均等于零，则执行步骤八，否则返回步骤四；

步骤八、控制系统计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异Δx，Δy，Δz，具体为：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δx}\\ \mathrm{\Δy}\\ \mathrm{\Δz}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_o\\ y_o\\ z_o\end{array}\right]---\left(7\right)$

步骤九、根据步骤八中计算出的差异，驱动三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴向上运动，运动量分别为Δx Δy Δz，Δy Δz，Δz；

步骤十、再次使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量，获得测量点的新坐标；

步骤十一、根据步骤十中测量到的测量点的新坐标，控制系统计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异，若Δx，Δy，Δz均等于零，则结束调姿过程，否则返回步骤八。

实施例

如图1所示，一种基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法，包括以下步骤：

步骤一、将待调整飞机部件2通过球铰型工艺接头放置在3个分别为三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c上；

步骤二、在待调整飞机部件上设置4个测量点2a、2b、2c、2d，利用激光跟踪仪1测量每个测量点获得每个测量点的实测坐标X_a、X_b、X_c和X_d；

步骤三、控制系统4据测量点的实测坐标X_a、X_b、X_c、X_d和目标坐标X_ao、X_bo、X_co、X_do计算待调整飞机部件当前空间姿态和目标姿态的差异，即为待调整飞机部件的空间姿态角度调整量α、β、γ，具体为：记待调整飞机部件2空间姿态角调整量为α、β、γ，部件姿态矩阵R为：

$R=\left[\begin{array}{ccc}\mathrm{c\αc\β}& \mathrm{c\αs\βs\γ}-\mathrm{s\αc\γ}& \mathrm{c\αs\βc\γ}+\mathrm{s\αs\γ}\\ \mathrm{s\αc\β}& \mathrm{s\αs\βs\γ}+\mathrm{c\αc\γ}& \mathrm{s\αs\βc\γ}-\mathrm{c\αs\γ}\\ -\mathrm{s\β}& \mathrm{c\βs\γ}& \mathrm{c\βc\γ}\end{array}\right]$

则有实测坐标和目标坐标满足：

$\left\{\begin{array}{c}{X}_{\mathrm{ao}}={\mathrm{RX}}_a+P_o\\ X_{\mathrm{bo}}={\mathrm{RX}}_b+P_o\\ X_{\mathrm{co}}={\mathrm{RX}}_c+P_o\\ X_{\mathrm{do}}={\mathrm{RX}}_d+P_o\end{array}\right.---\left(1\right)$

其中P_o＝[x_o y_o z_o]^T，为坐标系平移量，将式(1)改写为：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{RX}}_a+P_o-X_{\mathrm{ao}}=0\\ {\mathrm{RX}}_b+P_o-X_{\mathrm{bo}}=0\\ {\mathrm{RX}}_c+P_o-X_{\mathrm{co}}=0\\ {\mathrm{RX}}_d+P_o-X_{\mathrm{do}}=0\end{array}\right.---\left(2\right)$

记式(2)的Jocabi矩阵为：

$\mathrm{Df}\left(x\right)=\left[\begin{array}{cccccc}\frac{\∂f_1}{\∂\mathrm{\α}}& \frac{\∂f_1}{\∂\mathrm{\β}}& \frac{\∂f_1}{\∂\mathrm{\γ}}& \frac{\∂f_1}{\∂x_o}& \frac{\∂f_1}{\∂y_o}& \frac{\∂f_1}{\∂z_o}\\ \frac{\∂f_2}{\∂\mathrm{\α}}& \frac{\∂f_2}{\∂\mathrm{\β}}& \frac{\∂f_2}{\∂\mathrm{\γ}}& \frac{\∂f_2}{\∂x_o}& \frac{\∂f_2}{\∂y_o}& \frac{\∂f_2}{\∂z_o}\\ \frac{\∂f_3}{\∂\mathrm{\α}}& \frac{\∂f_3}{\∂\mathrm{\β}}& \frac{\∂f_3}{\∂\mathrm{\γ}}& \frac{\∂f_3}{\∂x_o}& \frac{\∂f_3}{\∂y_o}& \frac{\∂f_3}{\∂z_o}\\ \frac{\∂f_4}{\∂\mathrm{\α}}& \frac{\∂f_4}{\∂\mathrm{\β}}& \frac{\∂f_4}{\∂\mathrm{\γ}}& \frac{\∂f_4}{\∂x_o}& \frac{\∂f_4}{\∂y_o}& \frac{\∂f_4}{\∂z_o}\end{array}\right]$

利用高斯-牛顿迭代法求解式(2)，得到，迭代算法为：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_{k+1}=x_k-P_k\\ (\mathrm{Df}{\left(x_k\right)}^T\mathrm{Df}\left(x_k\right)+{\mathrm{\μ}}_{k}I)P_k=\mathrm{Df}{\left(x_k\right)}^{T}f\left(x_k\right)\end{array}\right.---\left(3\right)$

式(3)中，x＝[α β γ x_o y_o z_o]^T，迭代次数k＝1，L。

步骤四、控制系统4用步骤三中角度调整量α、β、γ，计算出三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴方向上的调整量Δx_3a Δy_3a Δz_3a、Δy_3b Δz_3b、Δz_3c，具体为：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{x}_{3a}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{3a}\\ \mathrm{\Δ}{z}_{3a}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_{3a}\\ y_{3a}\\ z_{3a}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}{x}_{3a}\\ y_{3a}\\ z_{3a}\end{array}\right]---\left(4\right)$

$\left[\begin{array}{c}0\\ \mathrm{\Δ}{y}_{3b}\\ \mathrm{\Δ}{z}_{3b}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3b}\\ z_{3b}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3b}\\ z_{3b}\end{array}\right]---\left(5\right)$

$\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ \mathrm{\Δ}{z}_{3c}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3c}\\ z_{3c}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3c}\\ z_{3c}\end{array}\right]---\left(6\right)$

其中[x_3a y_3a z_3a]^T为三自由度定位器3a的当前空间坐标值，[0 y_3b z_3b]^T为二自由度定位器3b的当前空间坐标Y和Z轴值，[0 0 z_3c]^T为单自由度定位器3c的当前空间坐标的Z轴值；

步骤五、三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c依据上述调整量Δx_3a Δy_3a Δz_3a、Δy_3b Δz_3b、Δz_3c，驱动三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴向上运动；

步骤六、使用激光跟踪仪1对测量点进行重新测量，获得测量点的新坐标；

步骤七、根据步骤六中测量到的测量点的新坐标，控制系统4计算获得待调整飞机部件当前空间姿态与目标姿态的差异，若α、β、γ均等于零，则执行步骤八，否则返回步骤四；

步骤八、控制系统4计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异Δx，Δy，Δz，具体为：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δx}\\ \mathrm{\Δy}\\ \mathrm{\Δz}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_o\\ y_o\\ z_o\end{array}\right]---\left(7\right)$

步骤九、根据步骤八中计算出的差异，驱动三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴向上运动，运动量分别为Δx Δy Δz，Δy Δz，Δz；

步骤十、再次使用激光跟踪仪1对测量点进行重新测量，获得测量点的新坐标；

步骤十一、根据步骤十中测量到的测量点的新坐标，控制系统4计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异，若Δx，Δy，Δz均等于零，则结束调姿过程，否则返回步骤八。

Claims (4)

1.基于3-2-1随动式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：

步骤一、将待调整飞机部件通过球铰型工艺接头放置在3个分别为三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c上；

步骤二、在待调整飞机部件上设置N个测量点，其中N≥4且N为正整数，利用激光跟踪仪测量每个测量点获得每个测量点的实测坐标；

步骤三、控制系统根据测量点的实测坐标和目标坐标计算待调整飞机部件当前空间姿态和目标姿态的差异，即为待调整飞机部件的空间姿态角度调整量α、β、γ；

步骤四、控制系统利用步骤三中角度调整量α、β、γ，计算出三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴方向上的调整量Δx_3a Δy_3a Δz_3a、Δy_3b Δz_3b、Δz_3c；

步骤五、三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c依据上述调整量Δx_3a Δy_3a Δz_3a、Δy_3b Δz_3b，Δz_3c驱动三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴向上运动；

步骤六、使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量，获得测量点的新坐标；

步骤七、根据步骤六中测量到的测量点的新坐标，控制系统计算获得待调整飞机部件当前空间姿态与目标姿态的差异，若α、β、γ均等于零，则执行步骤八，否则返回步骤四；

步骤八、控制系统计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异Δx，Δy，Δz；

步骤九、根据步骤八中计算出的差异，驱动三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴向上运动，运动量分别为Δx，Δy，Δz，Δy，Δz，Δz；

步骤十、再次使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量，获得测量点的新坐标；

步骤十一、根据步骤十中测量到的测量点的新坐标，控制系统计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异，若Δx，Δy，Δz均等于零，则结束调姿过程，否则返回步骤八。

2.根据权利要求1所述的基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法，其特征在于：所述步骤三中控制系统根据测量点的实测坐标和目标坐标计算待调整飞机部件当前空间姿态和目标姿态的差异，则实测坐标和目标坐标满足：

$\left\{\begin{array}{c}{X}_{1o}={\mathrm{RX}}_1+P_o\\ X_{2o}={\mathrm{RX}}_2+P_o\\ \mathrm{KK}\\ X_{\mathrm{no}}={\mathrm{RX}}_n+P_o\end{array}\right.$

其中P_o＝[x_o y_o z_o]^T为部件平移量，R为飞机部件姿态矩阵，X_1o X_2o…X_no为测量点的目标坐标，X₁ X₂…X_n为测量点的实测坐标。

3.根据权利要求1所述的基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法，其特征在于：所述步骤四中计算出三自由度定位器3a、二自由度定位器3b和单自由度定位器3c分别在XYZ、YZ和Z轴方向上的调整量Δx_3a Δy_3a Δz_3a、Δy_3b Δz_3b、Δz_3c，具体为：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{x}_{3a}\\ \mathrm{\Δ}{y}_{3a}\\ {\mathrm{\Δz}}_{3a}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_{3a}\\ y_{3a}\\ z_{3a}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}{x}_{3a}\\ y_{3a}\\ z_{3a}\end{array}\right]$

$\left[\begin{array}{c}0\\ \mathrm{\Δ}{y}_{3b}\\ \mathrm{\Δ}{z}_{3b}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3b}\\ z_{3b}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3b}\\ z_{3b}\end{array}\right]$

$\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ \mathrm{\Δ}{z}_{3c}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3c}\\ z_{3c}\end{array}\right]-R\left[\begin{array}{c}0\\ y_{3c}\\ z_{3c}\end{array}\right]$

其中[x_3a y_3a z_3a]^T为三自由度定位器3a的当前空间坐标值，[0 y_3b z_3b]^T为二自由度定位器3b的当前空间坐标Y和Z轴值，[0 0 z_3c]^T为单自由度定位器3c的当前空间坐标的Z轴值。

4.根据权利要求1所述的基于3-2-1随动式定位器的飞机部件位姿调整方法，其特征在于：所述步骤八中所述的控制系统计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异Δx，Δy，Δz，具体为：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δx}\\ \mathrm{\Δy}\\ \mathrm{\Δz}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_o\\ y_o\\ z_o\end{array}\right]$

其中，x_o y_o z_o为平移调整量。

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