CN105403144B - 一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法 - Google Patents

一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法 Download PDF

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Abstract

一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，该方法有九大步骤：一、确定测量目标，规划测量范围；二、构建iGPS两站测量系统；三、获取测量目标坐标信息；四、求解测量目标角度；五、求解发射器光束基本参数；六、修正发射器光束基本参数；七、求解测量目标修正坐标信息；八、重复步骤三至七，对第二个发射器进行修正；九、求解测量目标动态测量信息。本发明解决了飞机装配过程中iGPS对测量目标进行实时跟踪测量时引入冗余误差的问题，最终达到对飞机装配过程实时监控的目的。

Description

一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法
技术领域
本发明提供一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，它涉及一种基于室内GPS即iGPS(indoor GPS)的自动化装配平台测量辅助系统的动态测量误差补偿方法，用于飞机自动化装配过程的实时监测与信息反馈，解决装配现场多目标实时跟踪测量的问题，属于数字化测量的技术领域。
背景技术
该iGPS测量系统是一种新型的大尺寸空间测量系统，具有高精度、高效率和多任务并行等特点，能提供全局性、实时性的测量数据。基于iGPS的自动化装配平台是解决飞机部件自动化装配的有效方案，能够解决飞机装配现场空间跨越大，精度要求高等难题。但是，作为一种光学测量设备，iGPS的测量精度会因装配过程中运动部件空间位置的实时变化而降低，引入动态测量误差。当前对于iGPS动态测量特性的研究还停留在定性研究阶段，没有给出其具体的动态测量特性。本发明针对iGPS测量原理，在静态测量方法的基础上，建立iGPS动态测量模型，提出发射器测角补偿原理，并利用两站坐标定位模型描述动态测量误差的产生及传递过程，从而加以补偿。实现飞机自动化装配过程中iGPS动态测量误差实时补偿。
发明内容
1、发明目的：
为了克服上述现有技术的不足，本发明提供了一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，它是一种用于飞机自动化装配过程的实时跟踪测量补偿方法，解决了飞机装配过程中iGPS对测量目标进行实时跟踪测量时引入冗余误差的问题，最终达到对飞机装配过程实时监控的目的。
2、技术方案：
本发明提供了一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法。研究现有的iGPS测量模型，利用两站坐标定位模型描述动态测量误差的产生及传递过程。通过对iGPS测角和目标运动速度进行分析，得到动态测量误差的补偿方法。
iGPS测量系统由发射器，传感器，标定杆、控制柜和数据处理软件组成。测量时，发射器产生1道红外LED选通信号和2道红外光平面信号，传感器接收到光信号后产生时间脉冲信号，PCE(Position Calculatied Engine，位置处理器)根据时间脉冲信号，得到传感器相对于发射器的角度信息，经TCP/IP协议发送到控制柜PC端，数据处理软件Surveyor根据这些角度信息解算出传感器的空间坐标信息。iGPS动态测量时，只要传感器能接收到2个发射器的光信号，并对每个发射器的测角值进行补偿，然后根据两站坐标定位原理可以确定传感器的动态测量坐标，从而实现了iGPS动态测量误差的实时补偿。
本发明一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，其具体步骤如下：
步骤一、确定测量目标，规划测量范围；
步骤二、构建iGPS两站测量系统；
步骤三、获取测量目标坐标信息；
步骤四、求解测量目标角度；
步骤五、求解发射器光束基本参数；
步骤六、修正发射器光束基本参数；
步骤七、求解测量目标修正坐标信息；
步骤八、重复步骤三至七，对第二个发射器进行修正；
步骤九、求解测量目标动态测量信息。
其中，在步骤一中所述的“测量目标”，是指位于运动平台测量组件上的传感器；
其中，在步骤二中所述的“iGPS两站测量系统”，是指利用两台发射器构建的iGPS测量系统，其具体构建过程如下：
步骤1、安置两个发射器，应保证发射器位置能够覆盖测量对象，选取具有最佳测量效果的对角形覆盖；
步骤2、设备供电，连接控制柜；
步骤3、使用基准尺对iGPS测量系统进行标定，解算两发射器的空间坐标信息和姿态信息，完成iGPS测量系统坐标系的建立；
步骤4、将矢量棒vector bar通过控制软件surveyor融合到iGPS测量系统的坐标系下，完成iGPS测量系统的构建。
其中，在步骤三中所述的“获取测量目标坐标信息”，是通过iGPS数据采集软件Surveyor来实现测量目标坐标信息的获取，该软件是iGPS测量系统配套软件；而“坐标信息”，指的是测量目标在iGPS测量系统的笛卡尔坐标值；
其中，在步骤四中所述的“求解测量目标角度”，该测量目标角度是指传感器相对于发射器局部坐标系的方位角和俯仰角θ，其求解过程是根据步骤二所述的发射器坐标信息、姿态信息和步骤三所述的测量目标坐标信息得到的，其具体实现过程是根据发射器和传感器的坐标信息，计算传感器在发射器局部坐标系下的位置矢量，进而求解出传感器相对于发射器的方位角和俯仰角θ；
其中，在步骤五中所述的“求解发射器光束基本参数”，发射器光束指的是iGPS测量系统中发射器所发射的两扇形光束，其基本参数包括：光束扫过传感器时在水平面上与x轴的夹角φ1、φ2和相对于初始时间t0的转动时间t1、t2；其具体求解过程是根据步骤四所述的测量目标角度解算的，其中φ1、φ2可由下式求解
转动时间t1、t2可根据下式求解
式中，φoff是两光平面在水平面上的夹角，大小是90度，ω是发射器的旋转角速度。
其中，在步骤六中所述的“修正发射器光束基本参数”，是指修正后的夹角φ1'和φ'2，修正过程是通过对运动造成的时间延迟进行补偿完成的，其具体修正过程如下：
两扇形光束在扫过测量目标时，在水平面上与x轴的夹角为：
式中，φoff是两光平面在水平面上的夹角，大小是90度，ω是发射器的旋转角速度，Δφ1和Δφ2是补偿角，表示传感器相对于与发射器z轴成一定夹角旋转轴转过的角度，等效值为
式中，ωm1，ωm2是等效角速度，取逆时针方向为正，近似等于和v是传感器的运动速度大小，r是传感器到发射器局部坐标系原点的距离，α和β是等效系数。
其中，在步骤七中所述的“求解测量目标修正坐标信息”，其过程是在上述步骤的基础上完成的，在得到测量目标相对于发射器的坐标信息和修正的发射器光束基本参数后，得到传感器相对于发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角θ'
式中，各参数与以上步骤中所述一致。
其中，在步骤九中所述的“求解测量目标动态测量信息”，指的是利用上述步骤所述方法，结合两站坐标定位模型求解测量目标实时的经过补偿的测量信息，其具体求解过程根据下式进行解算：
式中，R1和R2是两发射器在全局坐标系下的姿态角矩阵，由步骤二所述的发射器姿态信息描述；(xA,yA,zA)T和(xB,yB,zB)T是步骤二所述的发射器空间坐标信息；r1和r2是传感器与两发射器的距离，根据步骤二所述的发射器坐标信息和步骤三所述的测量目标坐标信息得到；和θ1'是传感器相对于第一个发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角；和θ'2是传感器相对于第二个发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角；(x,y,z)T是传感器实时的经过补偿的测量信息。
3、发明的优点及功效
与现有技术相比，本发明的有益效果是通过对iGPS测量系统动态测量结果进行分析，得出iGPS测量系统动态测量过程中误差引入的原理，通过建模，达到了评估动态测量误差的目的，并实现了测量过程的实时补偿，这对于飞机自动化装配的实现具有重大的意义，有助于改善飞机装配测量不能实时跟踪的现状。
附图说明
图1为发射器测角值示意图。
图2为iGPS测量过程示意图。
图中序号、符号、代号说明如下：
P(x,y,z)是传感器的空间坐标信息，φ1、φ2是两光平面扫过传感器时在水平面上与x轴的夹角，t1、t2是相对于初始时刻t0的转动时间，φoff是两光平面在水平面上的夹角，大小是90度，和θ是传感器相对于发射器的方位角和俯仰角；
图3为iGPS两站坐标定位模型示意图，图中序号、符号、代号说明如下：
(xA,yA,zA)和(xB,yB,zB)是两发射器空间坐标信息；r1和r2是传感器与两发射器的距离，和θ1'是传感器相对于第一个发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角，和θ'2是传感器相对于第二个发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角，P(x,y,z)是传感器实时的经过补偿的测量信息。
图4为本发明流程框图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明作详细的介绍。
本发明一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，见图1-图4，其具体步骤如下：
步骤一、确定测量目标，规划测量范围；
步骤二、构建iGPS两站测量系统；
步骤三、获取测量目标坐标信息；
步骤四、求解测量目标角度；
步骤五、求解发射器光束基本参数；
步骤六、修正发射器光束基本参数；
步骤七、求解测量目标修正坐标信息；
步骤八、重复步骤三至七，对第二个发射器进行修正；
步骤九、求解测量目标动态测量信息。
其中，在步骤一中所述的“测量目标”，是指位于运动平台测量组件上的传感器；
其中，在步骤二中所述的“iGPS两站测量系统”，是指利用两台发射器构建的iGPS测量系统，其具体构建过程如下：
步骤1、安置两个发射器，应保证发射器位置能够覆盖测量对象，选取具有最佳测量效果的对角形覆盖；
步骤2、设备供电，连接控制柜；
步骤3、使用基准尺对iGPS测量系统进行标定，解算两发射器的空间坐标信息和姿态信息，完成iGPS测量系统坐标系的建立；
步骤4、将矢量棒vector bar通过控制软件surveyor融合到iGPS测量系统的坐标系下，完成iGPS测量系统的构建。
其中，在步骤三中所述的“获取测量目标坐标信息”，是通过iGPS数据采集软件Surveyor来实现测量目标坐标信息的获取，该软件是iGPS测量系统配套软件；而“坐标信息”，指的是测量目标在iGPS测量系统的笛卡尔坐标值；
其中，在步骤四中所述的“求解测量目标角度”，该测量目标角度是指传感器相对于发射器局部坐标系的方位角和俯仰角θ，见图1。其求解过程是根据步骤二所述的发射器坐标信息、姿态信息和步骤三所述的测量目标坐标信息得到的，其具体实现过程是根据发射器和传感器的坐标信息，计算传感器在发射器局部坐标系下的位置矢量，进而求解出传感器相对于发射器的方位角和俯仰角θ；
其中，在步骤五中所述的“求解发射器光束基本参数”，发射器光束指的是iGPS测量系统中发射器所发射的两扇形光束，其基本参数包括：光束扫过传感器时在水平面上与x轴的夹角φ1、φ2和相对于初始时间t0的转动时间t1、t2，见图2；其具体求解过程是根据步骤四所述的测量目标角度解算的，其中φ1、φ2可由下式求解
转动时间t1、t2可根据下式求解
式中，φoff是两光平面在水平面上的夹角，大小是90度，ω是发射器的旋转角速度。
其中，在步骤六中所述的“修正发射器光束基本参数”，是指修正后的夹角φ1'和φ'2，修正过程是通过对运动造成的时间延迟进行补偿完成的，其具体修正过程如下：
两扇形光束在扫过测量目标时，在水平面上与x轴的夹角为：
式中，φoff是两光平面在水平面上的夹角，大小是90度，ω是发射器的旋转角速度，Δφ1和Δφ2是补偿角，表示传感器相对于与发射器z轴成一定夹角旋转轴转过的角度，等效值为
式中，ωm1，ωm2是等效角速度，取逆时针方向为正，近似等于和v是传感器的运动速度大小，r是传感器到发射器局部坐标系原点的距离，α和β是等效系数。
其中，在步骤七中所述的“求解测量目标修正坐标信息”，其过程是在上述步骤的基础上完成的，在得到测量目标相对于发射器的坐标信息和修正的发射器光束基本参数后，得到传感器相对于发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角θ'
式中，各参数与以上步骤中所述一致。
其中，在步骤九中所述的“求解测量目标动态测量信息”，指的是利用上述步骤所述方法，结合两站坐标定位模型求解测量目标实时的经过补偿的测量信息。实例中两发射器姿态角均为0，其姿态角矩阵为3阶单位矩阵，见图3。其具体求解过程根据下式进行解算：
式中，R1和R2是两发射器在全局坐标系下的姿态角矩阵，实例中皆为3阶单位矩阵，由步骤二所述的发射器姿态信息描述；(xA,yA,zA)T和(xB,yB,zB)T是步骤二所述的发射器空间坐标信息；r1和r2是传感器与两发射器的距离，根据步骤二所述的发射器坐标信息和步骤三所述的测量目标坐标信息得到；和θ1'是传感器相对于第一个发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角；和θ'2是传感器相对于第二个发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角；(x,y,z)T是传感器实时的经过补偿的测量信息。

Claims (8)

1.一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：
步骤一、确定测量目标，规划测量范围；
步骤二、构建iGPS两站测量系统；
步骤三、获取测量目标坐标信息；
步骤四、求解测量目标角度；
步骤五、求解发射器光束基本参数；
步骤六、修正发射器光束基本参数；
步骤七、求解测量目标修正坐标信息；
步骤八、重复步骤三至七，对第二个发射器进行修正；
步骤九、求解测量目标动态测量信息；
其中，在步骤六中所述的“修正发射器光束基本参数”，是指修正后的夹角φ1'和φ2'，修正过程是通过对运动造成的时间延迟进行补偿完成的，其具体修正过程如下：
两扇形光束在扫过测量目标时，在水平面上与x轴的夹角为：
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式中，初始时间t0的转动时间为t1、t2，φoff是两光平面在水平面上的夹角，大小是90度，ω是发射器的旋转角速度，Δφ1和Δφ2是补偿角，表示传感器相对于与发射器z轴成一定夹角旋转轴转过的角度，等效值为
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式中，ωm1，ωm2是等效角速度，取逆时针方向为正，近似等于和v是传感器的运动速度大小，r是传感器到发射器局部坐标系原点的距离，α和β是等效系数。
2.根据权利要求1所述的一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，其特征在于：在步骤一中所述的“测量目标”，是指位于运动平台测量组件上的传感器。
3.根据权利要求1所述的一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，其特征在于：在步骤二中所述的“iGPS两站测量系统”，是指利用两台发射器构建的iGPS测量系统，其具体构建过程如下：
步骤1、安置两个发射器，应保证发射器位置能够覆盖测量对象，选取具有最佳测量效果的对角形覆盖；
步骤2、设备供电，连接控制柜；
步骤3、使用基准尺对iGPS测量系统进行标定，解算两发射器空间坐标信息和姿态信息，完成iGPS测量系统坐标系的建立；
步骤4、将矢量棒vector bar通过控制软件surveyor融合到iGPS测量系统的坐标系下，完成iGPS测量系统的构建。
4.根据权利要求3所述的一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，其特征在于：在步骤四中所述的“求解测量目标角度”，该测量目标角度是指传感器相对于发射器局部坐标系的方位角和俯仰角θ，其求解过程是根据步骤二所述的发射器空间坐标信息、姿态信息和步骤三所述的测量目标坐标信息得到的，其具体实现过程是根据发射器和传感器的坐标信息，计算传感器在发射器局部坐标系下的位置矢量，进而求解出传感器相对于发射器的方位角和俯仰角θ。
5.根据权利要求3所述的一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，其特征在于：在步骤九中所述的“求解测量目标动态测量信息”，指的是利用上述步骤所述方法，结合两站坐标定位模型求解测量目标实时的经过补偿的测量信息，其具体求解过程根据下式进行解算：
式中，R1和R2是两发射器在全局坐标系下的姿态角矩阵，由步骤二所述的发射器姿态信息描述；(xA,yA,zA)T和(xB,yB,zB)T是步骤二所述的发射器空间坐标信息；r1和r2是传感器与两发射器的距离，根据步骤二所述的发射器空间坐标信息和步骤三所述的测量目标坐标信息得到；和θ1'是传感器相对于第一个发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角；和θ2'是传感器相对于第二个发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角；(x,y,z)T是传感器实时的经过补偿的测量信息。
6.根据权利要求1所述的一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，其特征在于：在步骤三中所述的“获取测量目标坐标信息”，是通过iGPS数据采集软件Surveyor来实现测量目标坐标信息的获取，该软件是iGPS测量系统配套软件；而“坐标信息”，指的是测量目标在iGPS测量系统的笛卡尔坐标值。
7.根据权利要求1所述的一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，其特征在于：在步骤五中所述的“求解发射器光束基本参数”，发射器光束指的是iGPS测量系统中发射器所发射的两扇形光束，其基本参数包括：光束扫过传感器时在水平面上与x轴的夹角φ1、φ2和相对于初始时间t0的转动时间t1、t2；其具体求解过程是根据步骤四所述的测量目标角度解算的，其中φ1、φ2由下式求解：
转动时间t1、t2根据下式求解
<mfenced open = "{" close = ""> <mtable> <mtr> <mtd> <mrow> <msub> <mi>t</mi> <mn>1</mn> </msub> <mo>=</mo> <mfrac> <msub> <mi>&amp;phi;</mi> <mn>1</mn> </msub> <mi>&amp;omega;</mi> </mfrac> <mo>+</mo> <msub> <mi>t</mi> <mn>0</mn> </msub> </mrow> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <mrow> <msub> <mi>t</mi> <mn>2</mn> </msub> <mo>=</mo> <mfrac> <mrow> <msub> <mi>&amp;phi;</mi> <mn>2</mn> </msub> <mo>+</mo> <msub> <mi>&amp;phi;</mi> <mrow> <mi>o</mi> <mi>f</mi> <mi>f</mi> </mrow> </msub> </mrow> <mi>&amp;omega;</mi> </mfrac> <mo>+</mo> <msub> <mi>t</mi> <mn>0</mn> </msub> </mrow> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced>
式中，φoff是两光平面在水平面上的夹角，大小是90度，ω是发射器的旋转角速度。
8.根据权利要求1所述的一种用于飞机自动化装配的iGPS动态测量误差实时补偿方法，其特征在于：在步骤七中所述的“求解测量目标修正坐标信息”，其过程是在上述步骤的基础上完成的，在得到测量目标相对于发射器的坐标信息和修正的发射器光束基本参数后，得到传感器相对于发射器经动态补偿后的方位角和俯仰角θ'
式中，各参数与以上步骤中所述一致。
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PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB03 Change of inventor or designer information
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Jing Xishuang

Inventor after: Zhao Gang

Inventor after: Zhang Chengyang

Inventor after: Chen Liangjie

Inventor after: Sun Zhanlei

Inventor after: Zhang Pengfei

Inventor before: Chen Liangjie

Inventor before: Sun Zhanlei

Inventor before: Jing Xishuang

Inventor before: Zhang Chengyang

Inventor before: Zhang Pengfei

Inventor before: Zhao Gang

GR01 Patent grant
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