CN105479450B - 一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，旨在解决机身位姿调整机构冗余驱动过多引起的不足。驱动冗余的调姿机构能避免机构的奇异性，改善并联机构的动力学性能，但该类调姿机构驱动数过多，联动控制要求高，控制系统复杂，制造安装维护成本高，限制了驱动行程。实际工程应用时，机身位姿往往离其目标位姿较近，位姿调整量很小，调姿过程中，调姿机构不存在奇异点；而且调姿过程缓慢，动力学曲线不存在突变。因此，在飞机装配中，没有利用冗余驱动机构的优点，冗余驱动调姿机构存在较多的驱动浪费。本发明特点在于：1）采用6个驱动，实现机身6自由度的调整。2）各驱动的数量分布为3‑2‑1‑0。3）没有冗余驱动。
Description
技术领域
本发明主要应用于飞机机身自动化位姿调整，涉及一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构。
背景技术
传统装配机构的结构形式分为串联、并联和串并混联三种机构。与串联机构相比，并联机构拥有刚度大、精度高的优点，但其工作空间小。串并混联机构增大并联机构的装配对象。虽然串并混联机构在一定程度上增大了工作空间，但对于大尺寸的飞机大部件而言，串并混联机构的工作空间仍明显不足。为此，飞机大部件装配往往采用一种12驱动、6驱动冗余的定位器式调姿机构。12驱动定位器式调姿机构弥补了传统串并混联机构工作空间小的不足，但该调姿机构驱动电机数过多，整个调姿机构需要安装12个伺服电机，联动控制要求高，控制系统复杂，制造安装维护成本高。实际工程应用时，机身位姿往往离其目标位姿较近，位姿调整量很小，调姿过程中，调姿机构不存在奇异点；而且调姿过程缓慢，动力学曲线不存在突变。因此，12驱动定位器式调姿机构存在较多的驱动浪费，没有很好的利用冗余驱动机构的优点。
发明内容
本发明提出了一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，旨在解决飞机装配过程中机身位姿调整机构冗余驱动过多，联动控制要求高，控制系统复杂，制造安装维护成本高的不足。
本发明采用的技术方案如下：一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，其特征在于：
1、构建机身与定位器的了解托架，了解托架的外形机身外形一致，托架与机身接触面的材料为帆布；
2、在连接托架下方布设4个定位器；
3、定位器驱动数的分别方式为3-2-1-0，即各定位器的驱动数为3个、2个、1个和0，定位器驱动顺序从定位器A开始, 定位器B、定位器C和定位器D均为随动；定位器A的起始顺序，不做强制要求；
4、各定位器的运动方向彼此平行，且分别与飞机装配坐标系平行，即运动方向矢量x平行于装配坐标系x轴方向x g ，运动方向矢量y平行于装配坐标系y轴方向y g ，运动方向矢量z平行于装配坐标系z轴方向z g ；
5、定位器各运动彼此独立，无耦合关系。
本发明的有益效果为：不仅满足了筒状机身进行大部件对接装配时6自由度位姿调整需要，而且近可能的减少了定位器数量，简化了调整机构。
附图说明
图1、图2是本发明中实施例的示意图。
图1六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构。
图2 球副转角计算示意图。
在图中，1为中机身，2为连接托架，3为定位器A，4、定位器B，5为定位器C，6、定位器D，7为球绞。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
本发明是提供一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，该机构构建方法为：
步骤1、针对不同型号机身外形曲面设计不同曲率的托架，托架的材料为木质，且包裹一层柔软耐磨的帆布；
步骤2、托架2与机身1直接接触，通过钩头螺栓固连，以确保调姿过程中两者没有相对运动；
步骤3、按图1所示定位器布设示意图，定位器驱动数的分别方式为3-2-1-0，定位器驱动顺序从定位器A（3）开始, 定位器B（4）、定位器C（5）和定位器D（6）均为随动；
步骤4、安装时应保证各定位器的运动方向彼此平行，且分别与飞机装配坐标系平行，即运动方向矢量x平行于装配坐标系的x g ，运动方向矢量y平行于装配坐标系的y g ，运动方向矢量z平行于装配坐标系的z g 。
步骤5、定位器与托架通过球绞7连接。
步骤6、各定位器驱动通过运动学逆解完成。
步骤7、球绞转角计算公式为：，其中，，。应满足转角约束，为球角的最大转动方向。
步骤8、定位器行程应满足行程约束条件：，、定位器运动学逆解的期限位置矢量。
Claims (1)
1.一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，其特征在于：步骤（1）构建机身与定位器的连接托架，连接托架的外形与所述机身外形一致，所述连接托架与所述机身接触面的材料为帆布；步骤（2）在连接托架下方布设4个定位器；步骤（3）4个所述定位器的驱动数为3个、2个、1个和0，定位器驱动顺序从定位器A开始, 定位器B、定位器C和定位器D均为随动；定位器A的起始顺序，不做强制要求；步骤（4）各定位器的运动方向彼此平行，且分别与飞机装配坐标系平行，即运动方向矢量x平行于装配坐标系x轴方向xg，运动方向矢量y平行于装配坐标系y轴方向yg，运动方向矢量z平行于装配坐标系z轴方向zg；步骤（5）定位器各运动彼此独立，无耦合关系。
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