CN109808914A - 一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法 - Google Patents

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李泷杲
黄翔
邓正平
褚文敏
曾琪
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Abstract

一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，其特征是在飞机大部件调姿对接过程中，通过测量大部件上的位姿参考点，基于位姿参考点坐标及定位器反馈的主动轴位移增量，自动识别定位器当前全局坐标。本发明特点在于：1）相比以往通过在定位器球铰中增加高精度传感器或在外部增加辅助测量杆，从而获取定位器坐标，所提方法无需对定位器球铰进行额外改造，降低装配成本。2）该方法可在每次调姿迭代后自动识别定位器当前全局坐标，从而减少了基于辅助测量杆测量定位器坐标的时间消耗，缩短了调姿对接周期。

Description

一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法
技术领域
本发明涉及飞机装配技术，尤其是一种大部件调姿系统的几何参数标定方法，具体地说是一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法。
背景技术
由于飞机、船舶等大部件结构尺寸大，在调姿过程中主要通过多个分布式定位器构成调姿机构实现大部件空间位姿的调整，定位器坐标的获取精度直接影响调姿驱动量计算或轨迹规划的精度。以往主要通过设计制造复杂的球铰结构或借助辅助测量杆测量定位器球铰坐标，成本较高，且对调姿效率造成不利影响。
因此，确有必要对现有技术进行改进以解决现有技术之不足。
发明内容
本发明的目的是针对现有的定位器坐标测量方法成本及效率问题，提供一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，其能够有效减少不必要的测量硬件成本及测量时间消耗。
本发明的技术方案中：
一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，其包括大部件、大尺寸测量系统、定位器、位姿参考点，其特征在于：在飞机大部件调姿对接过程中，通过测量大部件上的位姿参考点，基于位姿参考点坐标及定位器反馈的主动轴位移增量，自动识别定位器当前全局坐标。
具体的步骤如下所示：
1)通过定位器4的协同运动，对大部件1进行非纯平移的空间调姿；
2)通过测量系统6测量大部件1上的位姿参考点3的坐标，同时获得定位器4反馈的主动轴位移增量；
3)重复1)、2)三次或三次以上；
4)计算定位器球铰7当前在全局坐标系5下的坐标；
设从大部件1上架初始位姿(以0表示)到当前位姿(以k表示)，中间共执行了k 次调姿。令分别表示各定位器(此处为3个)从位姿0到位姿k的相对位移矢量，其中主动轴位移量为已知，而随动轴位移量未知。
首先，依据定位器4各轴方向矢量以及从初始位姿和当前位姿的调姿运动量，可建立如下单一支链矢量方程：
令表示定位器(4)轴方向矩阵，或定位器坐标系2相对全局坐标系5的旋转变换矩阵，其中符号^表示该矩阵不为标准旋转矩阵或正交矩阵，主要原因在于定位器4的轴装配误差导致各轴方向并不严格垂直。则式(1)转换为：
此外，根据不同位姿的相对变换矩阵球心位置具有如下关系：
其中通过常用的SVD法、四元数法等对位姿参考点3进行配准计算。
将(2)代入(3)，整理得到：
其中I3为三阶单位矩阵，
式(4)为定位器4坐标识别的基本方程。对于调姿系统中三个或多个定位器4，可得相同数量的方程(4)，并构建如下关系式：
其中
式(6)中表示求矩阵克罗内克积，式(7)中Diag表示块矩阵对角化。
考虑到矩阵中包含未知位移项将分解为已知位移矢量以及未知位移矢量即：
则式(5)重构为：
令A2具有如下形式：
式(11)中可表示为最终可得如下的单次调姿的定位器4的坐标解算方程：
通过前k次调姿，所有k个方程(13)构成标定方程组AJointXJoint＝ΔD，其中
式(16)中式(15)中XJoint表示包含定位器4当前坐标及随动轴位移量的未知参数矢量，根据最小二乘原理可得其解为
在大部件调姿过程中，不借助额外的传感器或辅助测量设备，而是基于位姿参考点3 的测量坐标及定位器4反馈的主动轴位移增量，自动识别计算定位器球铰7当前在全局坐标系5下的坐标。
定位器4的数量至少为三个，相对位移矢量分别用表示，n表示定位器的个数。
本发明具有如下有益效果：
1)相比以往通过在定位器球铰中增加高精度传感器或在外部增加辅助测量杆，从而获取定位器坐标，所提方法无需对定位器球铰进行额外改造，降低装配成本。
2)该方法可在每次调姿迭代后自动识别定位器当前全局坐标，从而减少了基于辅助测量杆测量定位器坐标的时间消耗，缩短了调姿对接周期。
附图说明
图1是本发明飞机大部件调姿系统示意图。
图2是是本发明飞机大部件随动式调姿机构示意图。
图中：1-大部件；2-定位器坐标系；3-位姿参考点；4-定位器；5-全局坐标系；6- 大尺寸测量系统；7-定位器球铰。
具体实施方式
下面结构附图和实施例对本发明作进一步的说明。
如图1-2所示。
请参照图1所示，本发明飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别系统包括大部件1、位姿参考点3、定位器4、大尺寸测量系统6，定位器球铰7。其中大尺寸测量系统6用于大部件1的位姿参考点3；多个定位器4(图中采用了3个，是最小数)协同运动用于实现大部件1的空间位姿调整；本发明的关键是基于位姿参考点3的测量坐标及定位器4反馈的主动轴位移增量，自动识别计算定位器球铰7当前在全局坐标系5下的坐标。
一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，具体包括如下步骤：
1)通过定位器4的协同运动，对大部件1进行非纯平移的空间调姿；
2)通过测量系统6测量大部件1上的位姿参考点3的坐标，同时获得定位器4反馈的主动轴位移增量；
3)重复1)、2)三次或三次以上；
4)计算定位器球铰7当前在全局坐标系5下的坐标；
设从大部件1上架初始位姿(以0表示)到当前位姿(以k表示)，中间共执行了k 次调姿。令分别表示各定位器从位姿0到位姿k的相对位移矢量，其中主动轴位移量 为已知，而随动轴位移量未知。如图2 所示。
首先，依据定位器4各轴方向矢量以及从初始位姿和当前位姿的调姿运动量，可建立如下单一支链矢量方程：
令表示定位器4轴方向矩阵，或定位器坐标系2相对全局坐标系5的旋转变换矩阵，其中符号^表示该矩阵不为标准旋转矩阵或正交矩阵，主要原因在于定位器4的轴装配误差导致各轴方向并不严格垂直。则式(1)转换为：
此外，根据不同位姿的相对变换矩阵球心位置具有如下关系：
其中通过常用的SVD法、四元数法等对位姿参考点3进行配准计算。
将(2)代入(3)，整理得到：
其中I3为三阶单位矩阵，
式(4)为定位器4坐标识别的基本方程。对于调姿系统中三个或多个定位器4，可得相同数量的方程(4)，并构建如下关系式：
其中
式(6)中表示求矩阵克罗内克积，式(7)中Diag表示块矩阵对角化。
考虑到矩阵中包含未知位移项将分解为已知位移矢量以及未知位移矢量即：
则式(5)重构为：
令A2具有如下形式：
式(11)中可表示为最终可得如下的单次调姿的定位器4的坐标解算方程：
通过前k次调姿，所有k个方程(13)构成标定方程组AJointXJoint＝ΔD，其中
式(16)中式(15)中XJoint表示包含定位器4当前坐标及随动轴位移量的未知参数矢量，根据最小二乘原理可得其解为
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
本发明未涉及部分与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。

Claims (4)

1.一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，其特征是：在飞机大部件(1)调姿对接过程中，通过大尺寸测量系统(6)测量大部件(1)上的位姿参考点(3)，基于位姿参考点(3)的测量坐标及定位器(4)反馈的主动轴位移增量，自动识别计算定位器球铰(7)当前在全局坐标系(5)下的坐标。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征是它包括如下步骤：
1)通过定位器(4)的协同运动，对大部件(1)进行非纯平移的空间调姿；
2)通过测量系统(6)测量大部件(1)上的位姿参考点(3)的坐标，同时获得定位器(4)反馈的主动轴位移增量；
3)重复1)、2)三次或三次以上；
4)计算定位器球铰(7)当前在全局坐标系(5)下的坐标；
设从大部件(1)上架初始位姿到当前位姿，中间共执行了k次调姿,初始位姿以0表示,当前位姿以k表示；令 分别表示各定位器从位姿0到位姿k的相对位移矢量，其中主动轴位移量为已知，而随动轴位移量 未知；
首先，依据定位器(4)各轴方向矢量以及从初始位姿和当前位姿的调姿运动量，建立如下单一支链矢量方程：
令表示定位器(4)轴方向矩阵，或定位器坐标系(2)相对全局坐标系(5)的旋转变换矩阵，其中符号^表示该矩阵不为标准旋转矩阵或正交矩阵，主要原因在于定位器(4)的轴装配误差导致各轴方向并不严格垂直；则式(1)转换为：
此外，根据不同位姿的相对变换矩阵球心位置具有如下关系：
其中通过常用的SVD法、四元数法对位姿参考点(3)进行配准计算；
将(2)代入(3)，整理得到：
其中I3为三阶单位矩阵，
式(4)为定位器(4)坐标识别的基本方程；对于调姿系统中三个或多个定位器(4)，可得相同数量的方程(4)，并构建如下关系式：
其中
式(6)中表示求矩阵克罗内克积，式(7)中Diag表示块矩阵对角化；
考虑到矩阵中包含未知位移项将分解为已知位移矢量以及未知位移矢量即：
则式(5)重构为：
令A2具有如下形式：
式(11)中可表示为最终可得如下的单次调姿的定位器(4)的坐标解算方程：
通过前k次调姿，所有k个方程(13)构成标定方程组AJointXJoint＝ΔD，其中
式(16)中式(15)中XJoint表示包含定位器(4)当前坐标及随动轴位移量的未知参数矢量，根据最小二乘原理可得其解为
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：在大部件调姿过程中，不借助额外的传感器或辅助测量设备，而是基于位姿参考点(3)的测量坐标及定位器(4)反馈的主动轴位移增量，自动识别计算定位器球铰(7)当前在全局坐标系(5)下的坐标。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：定位器(4)的数量至少为三个，相对位移矢量分别用表示，n表示定位器的个数。
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