CN106275501A - 一种六自由度调姿平台的控制系统及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种六自由度调姿平台的控制系统及控制方法，针对悬挂式翼身对接特点，应用作为飞机部件运输和自动对接的平台，在数字化测量设备的引导下，实现飞行器结构间的全向运输与数字化快速对接装配。可在一定尺寸范围内自动适应飞机大部件尺寸，实现飞机大部件外场拆卸、运输、维护、重定位安装一体化，大大提高飞机使用和维护效能。鉴于以上理由，本发明可以广泛用于飞机部件的智能装配领域。

Description

一种六自由度调姿平台的控制系统及控制方法

技术领域

本发明涉及智能装配领域，特别是关于一种六自由度调姿平台的控制系统及控制方法。

背景技术

装配是飞机制造过程中最为关键的一个环节，在很大程度上决定了飞机的最终质量、制造成本和周期，是整个飞机制造过程的龙头、关键和核心技术。飞机零件的柔性、装配变形、零件数量大、误差源多、产品结构复杂、设计评估难、装配工艺复杂、检测控制难等导致了飞机装配精度控制极为困难。目前国内飞机总装配是靠工装和工艺补偿来保证部件之间的协调，这种方法精度低、效率低、可靠性差，极易出现超差问题。

二十世纪九十年代以后，随着飞机作战性能的快速提升，使得飞机机体制造更加复杂、困难、制造成本急剧上升，进而对飞机的量产和制造质量都产生了较大影响。针对这一问题，国外飞机制造企业对飞机装配技术提出了高质量、高效率、低成本并能适应多品种产品的生产要求，对飞机柔性运输与装配技术的需求越来越强烈。与此同时，随着技术的发展，各种新的装配工艺技术与计算机技术的飞跃发展使得飞机数字化、自动化装配的实现具备了必要的技术基础。先进国家的航空企业已经开发并应用了飞机数字化、自动化装配技术于多种飞机的研制生产中，取得了显著成效。

目前，我国航空工业已经迎来新的发展时期，不仅承担着紧迫的高新工程重大任务，而且还参与国际飞机制造业的分工和竞争，因此迫切需要提升飞机研制生产能力以增强我国航空企业国际竞争力。特别是我国下一代飞机的研制，其在巡航性、机动性、安全性、使用寿命、生产成本和产能等方面的高要求已经使飞机装配结构形式、材料、装配质量较传统飞机发生了重大变化。依靠我国目前使用工装和工艺补偿的落后装配技术一方面缺乏对多系列、多类型飞机部件装配的适应能力，工艺装备精度重复性差，影响企业的市场快速反应能力，无法满足飞机量产和经济性的要求；安装精度和装配效率低下，同时传统装配方法无法满足飞机数字化和自动化装配的要求。因此需要研究集综合光、机、电、计算机为一体的全向移动自动柔性装配平台。基于测量辅助的全向移动自动柔性装配平台的飞机数字化柔性装配是现代民机制造不可缺少的必备技术，国外同行的技术封锁，使自主研究基于智能移动的飞机柔性装配平台成为唯一选择。

发明内容

本发明为了解决现有技术中存在的不足，本发明的目的是提供一种六自由度调姿平台的控制系统及控制方法，针对悬挂式翼身对接特点，应用所述作为飞机部件运输和自动对接的平台，在数字化测量设备的引导下，实现飞行器结构间的全向运输与数字化快速对接装配。可在一定尺寸范围内自动适应飞机大部件尺寸，实现飞机大部件外场拆卸、运输、维护、重定位安装一体化，大大提高飞机使用和维护效能。

为达到上述目的，本发明主要提供如下技术方案：一种六自由度调姿平台的控制系统，其特征在于：它包括一工控机、一激光跟踪仪、一运动控制器、若干调姿定位机构、若干光栅尺和若干三轴力矩传感器；其中，所述工控机无线连接所述激光跟踪仪；所述工控机有线连接所述运动控制器，所述运动控制器有线连接所述调姿定位机构，所述调姿定位机构上设置待组装机翼；每一所述调姿定位机构包括四个调姿定位器，每一所述调姿定位器设置三个所述光栅尺，且所述光栅尺有线连接所述运动控制器；每一所述调姿定位器顶端设置一所述三轴力矩传感器，所述三轴力矩传感器有线连接所述运动控制器；上述所述工控机内预先设置将待组装机身和待组装机翼的坐标信息转成姿态信息的公式、待组装机翼目标姿态、根据待组装机翼的姿态和目标姿态得到调整姿态的转化公式、待组装机翼姿态和所述调姿定位器运动的转换公式、所述调姿定位器的扭矩值范围以及目标姿态的容差范围；所述激光跟踪仪将检测的待组装机身和待组装机翼的坐标信息传送给所述工控机；所述工控机将坐标信息转换成姿态信息，且所述工控机将获取的姿态信息与其内预先设置的待组装机翼的目标姿态信息做比对，得出机翼的调整姿态信息和机翼下方的所述调姿定位器的运动最终位置信息，并将该姿态信息的控制命令通过所述运动控制器传送给所述调姿定位机构内的每一所述调姿定位器，所述调姿定位器根据控制命令调整相应的X轴、Y轴、Z轴、绕X轴、绕Y轴和绕Z轴的距离，实现其上的待组装机翼的六自由度调姿；调姿完成后，所述激光跟踪仪将检测的待组装机身和待组装机翼的最终坐标信息传送给所述工控机，所述工控机将其转成最终姿态信息，并根据内置的目标姿态的容差范围进行判断，若待组装机翼的最终姿态与目标姿态误差在预先设定的容差范围之内，则完成待组装机身和待组装机翼的组装，否则，继续调整直到满足容差范围完成组装；所述光栅尺采集每一所述调姿定位器的位置信息，并将该位置信息通过所述运动控制器传送给所述工控机，与所述工控机内的所述调姿定位器的运动最终位置信息做比对，若相同，则不处理，若不同，则所述工控机通过所述运动控制器下达控制命令给所述调姿定位器，直到得到所述工控机内的所述调姿定位器的运动最终位置信息；所述三轴力矩传感器将所述调姿定位器的力通过所述运动控制器传送给所述工控机，所述工控机根据其内预先设置的所述调姿定位器的扭矩值范围进行比较，若不在该范围之内，则通过所述运动控制器发送停止运动的控制命令给所述调姿定位器，否则，不处理。

一种六自由度调姿平台的控制系统的控制方法，它包括以下步骤：1)将所述激光跟踪仪和所述调姿定位器准备就绪；2)将悬臂式飞机的待组装机身运输至待组装机身工装位置上；3)将待组装机翼吊装至所述调姿定位器上；4)利用所述激光跟踪仪测量待组装机身与待组装机翼上的公共检测点，并将测量信息上传至所述工控机；5)所述工控机根据测量信息建立全局参考坐标系OXYZ，并计算出待组装机翼当前姿态信息；6)所述工控机根据待组装机翼当前姿态信息和预先设置的待组装机翼目标姿态，在全局参考坐标系OXYZ中对所述调姿定位器运动轨迹进行规划及计算，并将计算结果传送至所述运动控制器；7)所述运动控制器通过控制调姿定位器共同运动，完成待组装机翼的六自由度姿态调整；8)并发送给所述工控机，所述工控机经过计算得到最终姿态，并根据内置的容差范围进行判断，若待组装机翼的最终姿态与目标姿态误差在预先设定的容差范围之内，则完成待组装机身和待组装机翼的组装；否则，重复步骤4)至8)继续调整直到满足容差范围完成组装。

所述步骤7)还包括：所述光栅尺采集每一所述调姿定位器的位置信息，并将该位置信息通过所述运动控制器传送给所述工控机，与所述工控机内的所述调姿定位器的运动最终位置信息做比对，若相同，则不处理，若不同，则所述工控机通过所述运动控制器下达控制命令给所述调姿定位器，直到得到所述工控机内的所述调姿定位器的运动最终位置信息。

所述步骤7)还包括：所述三轴力矩传感器将所述调姿定位器的力通过所述运动控制器传送给所述工控机，所述工控机根据其内预先设置的所述调姿定位器的扭矩值范围进行比较，若不在该范围之内，则通过所述运动控制器发送停止运动的控制命令给所述调姿定位器，否则，不处理。

本发明由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、本发明由于采用激光跟踪仪将检测的待组装机身和待组装机翼的坐标信息传送给工控机；工控机将坐标信息转换成姿态信息，且工控机将获取的姿态信息与其内预先设置的待组装机翼的目标姿态信息做比对，得出机翼的调整姿态信息和机翼下方的调姿定位器的运动最终位置信息，并将该姿态信息的控制命令通过运动控制器传送给调姿定位机构内的每一调姿定位器，即运动控制器通过电子凸轮和电子齿轮的方式驱动姿定位器的伺服电机，伺服电机根据接收的信号相应的调整X，Y，Z三个方向或者每两个调姿定位器公共合作实现绕X轴、Y轴和Z轴的六自由度调整，从而实现其上的机翼六自由度调姿。调姿完成后，激光跟踪仪将检测的待组装机身和待组装机翼的最终坐标信息工控机，工控机将其转成最终姿态信息，并根据内置的容差范围进行判断，若待组装机翼的最终姿态与目标姿态误差在预先设定的容差范围之内，则完成待组装机身和待组装机翼的组装，否则，继续调整直到满足容差范围完成组装，本发明由于采用以上自动化安装技术，因此安装精度和效率都比较高，从而能够适应飞机数字化和自动化装配的要求，并且由于采用非人工方式的自动安装，因此工艺装备精度重复性好，能够满足飞机量产和经济性的需求。2、本发明由于采用光栅尺采集每一调姿定位器的位置信息，并将该位置信息通过运动控制器传送给工控机，与工控机内的调姿定位器的运动最终位置信息做比对，若相同，则不处理；若不同，则工控机通过运动控制器下达控制命令给调姿定位器，直到得到工控机内的调姿定位器的运动最终位置信息，从而实现在X、Y、Z三个方向上全闭环控制，从而提高本发明装置的调姿精度和效率。3、本发明采用三轴力矩传感器将调姿定位器的力通过运动控制器传送给工控机，工控机根据其内预先设置的调姿定位器的扭矩值范围进行比较，若不在该范围之内，则说明已经将待组装机翼安装到待组装机身上却仍在安装或者调姿定位器损坏，因此力才逐渐增大。通过运动控制器发送停止运动的控制命令给调姿定位器，从而起到一定的安全作用，保护相应部件。4、本发明采用激光跟踪仪进行姿态测量，技术成熟，测量精度高，从而保证获取的信息精度较高。5、本发明采用的运动控制器带有多轴电子齿轮与电子凸轮控制功能，编程方便、开发周期短且同步性良好。鉴于以上理由，本发明可以广泛用于飞机部件的智能装配领域。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明装置的整体结构示意图；

图中，1是工控机、2是激光跟踪仪、3是运动控制器、4是调姿定位机构、5是光栅尺、6是三轴力矩传感器，41是调姿定位器。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，一种六自由度调姿平台的控制系统，它包括一工控机1、一激光跟踪仪2、一运动控制器3、若干调姿定位机构4、若干光栅尺5和若干三轴力矩传感器6。

其中，工控机1无线连接用于测量待组装机身和待组装机翼的坐标信息的激光跟踪仪2，工控机1有线连接运动控制器3。运动控制器3有线连接调姿定位机构4，调姿定位机构4上设置待组装机翼，每一调姿定位机构4包括四个调姿定位器41，每一调姿定位器41设置三个光栅尺5，且光栅尺5有线连接运动控制器3。每一调姿定位器41顶端设置一用于测量调姿定位器41力矩的三轴力矩传感器6，三轴力矩传感器6有线连接运动控制器3。上述工控机1内预先设置将待组装机身和待组装机翼的坐标信息转成姿态信息的公式、待组装机翼目标姿态、根据待组装机翼的姿态和目标姿态得到调整姿态的转化公式、待组装机翼姿态和调姿定位器运动的转换公式、调姿定位器41的扭矩值范围以及目标姿态的容差范围。

上述实施例中，调姿定位器41为现有设备，故不再详述，调姿定位器41具有三个伺服电机即X轴伺服电机、Y轴伺服电机和Z轴伺服电机，三个伺服电机分别控制X轴、Y轴和Z轴三个方向上的运动，每一伺服电机电连接运动控制器3，通过运动控制器3下达不同的控制命令实现相应的运动。两个调姿定位器41共同作用实现待组装机翼绕X轴、Y轴或者Z轴的转动，从而实现六自由度调整待组装机翼的姿态。

进一步地，本发明装置的运动控制器3还可以包括有线连接触摸式操作面板，或者无线连接手持式操作面板，从而通过二者观测控制状况或者进行输入相应的信息进行控制。

进一步地，本发明装置还可以包括用于运输待组装机身的全向移动平台(此为本领域常用的部件，故不再详述)，全向移动平台通过运动控制器3连接工控机1，通过工控机1实现自动运输待组装机身。

进一步地，运动控制器3带有多轴电子齿轮与电子凸轮控制功能(这两项功能为现有技术，故不再详述)，编程方便、开发周期短且同步性良好。

进一步地，运动控制器3针对调姿定位器41的伺服电机的控制采用PROFINET。

本发明装置工作时：

将待组装机翼吊装至调姿定位器41上并锁紧球头即固定待组装机翼在调姿定位器41；

激光跟踪仪2将检测的待组装机身和待组装机翼的坐标信息传送给工控机1；

工控机1将坐标信息转换成姿态信息，且工控机1将获取的姿态信息与其内预先设置的待组装机翼的目标姿态信息做比对，得出机翼的调整姿态信息和机翼下方的调姿定位器41的运动最终位置信息，并将该姿态信息的控制命令通过运动控制器3传送给调姿定位机构内的每一调姿定位器41，即运动控制器3通过电子凸轮和电子齿轮的方式驱动姿定位器41的伺服电机，伺服电机根据接收的信号相应的调整X，Y，Z三个方向或者每两个调姿定位器41公共合作实现绕X轴、Y轴和Z轴的六自由度调整，从而实现其上的机翼六自由度调姿。

调姿完成后，激光跟踪仪2将检测的待组装机身和待组装机翼的最终坐标信息工控机1，工控机1将其转成最终姿态信息，并根据内置的容差范围进行判断，若待组装机翼的最终姿态与目标姿态误差在预先设定的容差范围之内，则完成待组装机身和待组装机翼的组装，否则，继续调整直到满足容差范围完成组装；

上述调姿过程中，光栅尺5采集每一调姿定位器41的位置信息，并将该位置信息通过运动控制器3传送给工控机1，与工控机1内的调姿定位器41的运动最终位置信息做比对，若相同，则不处理；若不同，则工控机1通过运动控制器3下达控制命令给调姿定位器41，直到得到工控机1内的调姿定位器41的运动最终位置信息，实现在X、Y、Z三个方向上全闭环控制，从而提高本发明装置的调姿精度和效率。

上述调姿过程中，三轴力矩传感器6将调姿定位器41的力通过运动控制器3传送给工控机1，工控机1根据其内预先设置的调姿定位器41的扭矩值范围进行比较，若不在该范围之内，则说明已经将待组装机翼安装到待组装机身上却仍在安装或者调姿定位器41损坏，因此力才逐渐增大。通过运动控制器3发送停止运动的控制命令给调姿定位器41，从而起到一定的安全作用，保护相应部件；否则，不处理。

一种六自由度调姿平台的控制方法，它包括以下步骤：

1)将激光跟踪仪2、全向移动平台及调姿定位器41准备就绪；

2)通过全向移动平台将悬臂式飞机的待组装机身运输至待组装机身工装位置上；

3)将待组装机翼吊装至调姿定位器41上并锁紧球头即固定待组装机翼在调姿定位器41；

4)利用激光跟踪仪2测量待组装机身与待组装机翼上的公共检测点，即待组装机身与待组装机翼的初始坐标信息，并将测量信息上传至工控机1；

5)工控机1根据测量信息建立全局参考坐标系OXYZ，即统一待组装机身和待组装机翼的坐标在同一坐标系内，从而方便运算，进而计算出待组装机翼当前姿态信息；

6)工控机1根据待组装机翼当前姿态信息和预先设置的待组装机翼目标姿态分析，在全局参考坐标系OXYZ中对调姿定位器41运动轨迹进行规划及计算，并将计算结果传送至运动控制器3；

7)运动控制器3通过电子凸轮和电子齿轮的方式驱动姿定位器41的伺服电机，协同控制多个调姿定位器41共同运动，完成待组装机翼的六自由度姿态调整，在运动过程中通过三轴力矩传感器6实时检测各个调姿定位器41的力，防止应力超过设定范围；

8)调姿完成后，激光跟踪仪2测量待组装机身和待组装机翼上的公共检测点，并发送给工控机1，工控机1经过计算得到最终姿态，并根据内置的容差范围进行判断，若待组装机翼的最终姿态与目标姿态误差在预先设定的容差范围之内，则完成待组装机身和待组装机翼的组装；否则，重复步骤4)至8)继续调整直到满足容差范围完成组装。

上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。

Claims (7)

1.一种六自由度调姿平台的控制系统，其特征在于：它包括一工控机、一激光跟踪仪、一运动控制器、若干调姿定位机构、若干光栅尺和若干三轴力矩传感器；

其中，所述工控机无线连接所述激光跟踪仪；所述工控机有线连接所述运动控制器，所述运动控制器有线连接所述调姿定位机构，所述调姿定位机构上设置待组装机翼；每一所述调姿定位机构包括四个调姿定位器，每一所述调姿定位器设置三个所述光栅尺，且所述光栅尺有线连接所述运动控制器；每一所述调姿定位器顶端设置一所述三轴力矩传感器，所述三轴力矩传感器有线连接所述运动控制器；上述所述工控机内预先设置将待组装机身和待组装机翼的坐标信息转成姿态信息的公式、待组装机翼目标姿态、根据待组装机翼的姿态和目标姿态得到调整姿态的转化公式、待组装机翼姿态和所述调姿定位器运动的转换公式、所述调姿定位器的扭矩值范围以及目标姿态的容差范围；

所述激光跟踪仪将检测的待组装机身和待组装机翼的坐标信息传送给所述工控机；所述工控机将坐标信息转换成姿态信息，且所述工控机将获取的姿态信息与其内预先设置的待组装机翼的目标姿态信息做比对，得出机翼的调整姿态信息和机翼下方的所述调姿定位器的运动最终位置信息，并将该姿态信息的控制命令通过所述运动控制器传送给所述调姿定位机构内的每一所述调姿定位器，所述调姿定位器根据控制命令调整相应的X轴、Y轴、Z轴、绕X轴、绕Y轴和绕Z轴的距离，实现其上的待组装机翼的六自由度调姿；调姿完成后，所述激光跟踪仪将检测的待组装机身和待组装机翼的最终坐标信息传送给所述工控机，所述工控机将其转成最终姿态信息，并根据内置的目标姿态的容差范围进行判断，若待组装机翼的最终姿态与目标姿态误差在预先设定的容差范围之内，则完成待组装机身和待组装机翼的组装，否则，继续调整直到满足容差范围完成组装；

所述光栅尺采集每一所述调姿定位器的位置信息，并将该位置信息通过所述运动控制器传送给所述工控机，与所述工控机内的所述调姿定位器的运动最终位置信息做比对，若相同，则不处理，若不同，则所述工控机通过所述运动控制器下达控制命令给所述调姿定位器，直到得到所述工控机内的所述调姿定位器的运动最终位置信息；

所述三轴力矩传感器将所述调姿定位器的力通过所述运动控制器传送给所述工控机，所述工控机根据其内预先设置的所述调姿定位器的扭矩值范围进行比较，若不在该范围之内，则通过所述运动控制器发送停止运动的控制命令给所述调姿定位器，否则，不处理。

2.根据权利要求1所述的一种六自由度调姿平台的控制系统，其特征在于：还包括触摸式操作面板，所述触摸式操作面板有线连接所述运动控制器。

3.根据权利要求1所述的一种六自由度调姿平台的控制系统，其特征在于：还包括手持式操作面板，所述手持式操作面板无线连接所述运动控制器。

4.根据权利要求1所述的一种六自由度调姿平台的控制系统，其特征在于：还包括用于运输待组装机身的全向移动平台，所述全向移动平台通过所述运动控制器连接所述工控机，通过所述工控机控制待组装机身位置。

5.一种根据权利要求1-4任意一项所述的六自由度调姿平台的控制系统的控制方法，它包括以下步骤：

1)将所述激光跟踪仪和所述调姿定位器准备就绪；

2)将悬臂式飞机的待组装机身运输至待组装机身工装位置上；

3)将待组装机翼吊装至所述调姿定位器上；

4)利用所述激光跟踪仪测量待组装机身与待组装机翼上的公共检测点，并将测量信息上传至所述工控机；

5)所述工控机根据测量信息建立全局参考坐标系OXYZ，并计算出待组装机翼当前姿态信息；

6)所述工控机根据待组装机翼当前姿态信息和预先设置的待组装机翼目标姿态，在全局参考坐标系OXYZ中对所述调姿定位器运动轨迹进行规划及计算，并将计算结果传送至所述运动控制器；

7)所述运动控制器通过控制调姿定位器共同运动，完成待组装机翼的六自由度姿态调整；

8)并发送给所述工控机，所述工控机经过计算得到最终姿态，并根据内置的容差范围进行判断，若待组装机翼的最终姿态与目标姿态误差在预先设定的容差范围之内，则完成待组装机身和待组装机翼的组装；否则，重复步骤4)至8)继续调整直到满足容差范围完成组装。

6.根据权利要求5所述的一种六自由度调姿平台的控制方法，其特征在于：所述步骤7)还包括：

所述光栅尺采集每一所述调姿定位器的位置信息，并将该位置信息通过所述运动控制器传送给所述工控机，与所述工控机内的所述调姿定位器的运动最终位置信息做比对，若相同，则不处理，若不同，则所述工控机通过所述运动控制器下达控制命令给所述调姿定位器，直到得到所述工控机内的所述调姿定位器的运动最终位置信息。

7.根据权利要求5所述的一种六自由度调姿平台的控制方法，其特征在于：所述步骤7)还包括：

所述三轴力矩传感器将所述调姿定位器的力通过所述运动控制器传送给所述工控机，所述工控机根据其内预先设置的所述调姿定位器的扭矩值范围进行比较，若不在该范围之内，则通过所述运动控制器发送停止运动的控制命令给所述调姿定位器，否则，不处理。