CN110986919A - 基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置，主要包括基座、拉线编码器、零位支撑装置以及动平台。本发明在传统的刚性或柔顺并联机构的构型基础上，通过拉线编码器这一线性传感器代替传统的刚性或柔顺驱动元件，减少了万向铰链以及球关节等关节元件的使用，结构复杂度大为简化。在此基础上，利用并联机构的运动学与静力学理论，依靠拉线编码器获得机构各支链长度以及输出力，即可计算出与机构动平台相连的测试对象的空间六维位姿及受力情况。本发明既可作为测试平台对多旋翼等飞行器的飞行状态进行测试及监控，也可作为独立的传感器测量机器人或其它工业装备的位姿及输出力。

Description

基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置

技术领域

本发明属于测量设备领域，涉及一种用于对外力或者位置进行检测的测试设备，尤其涉及一种用于对多旋翼无人机、机器人执行器等装备的六维位姿或静态力/扭矩进行检测的装置。

背景技术

位置或力/扭矩传感器作为机器人及自动化等工业装备的核心部件，被科研及工业领域所广泛使用。但在通常情况下，用于对机器人或自动化类设备进行六维位姿或输出力测量的装置功能相对单一，即力/位测量难以兼得，并且设备的价格都相对昂贵。

经过对现有技术的检索发现，目前能够进行多自由度力或者位置测量的装置很多是通过并联机构的原理实现的，但多数为刚体机构或利用压电陶瓷等微动原件实现的柔顺并联机构。该类装置结构及组成元件相对复杂且成本较高。比如，中国专利申请公布号CN106247934A公开(公告)日2016.12.21，公开了一种基于6-SPS并联机构的六维位姿测量装置，该装置利用安装在支链上的光栅尺测量支链长度，通过测量对象的运动带动平台移动，从而通过光栅尺的读数对测量对象的末端进行位姿解算；中国专利申请公布号CN108527334A公开(公告)日2018.09.14，公开了一种多自由度柔顺并联机构，该装置通过安装于各支链的压电陶瓷驱动器的位置变化实现装置末端的位姿测量。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术存在的上述不足，提出一种基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置。

本发明是通过以下技术方案实现的：一种基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置，该装置包括机构基座上底板3、基座上下底板连接件4、机构基座下底板6、零位支撑装置7、拉线编码器5、机构测量动平台1；其中，机构基座上底板3与机构基座下底板6通过基座上下底板连接件4固定连接；零位支撑装置7一端固定连接机构基座上底板3，另一端开有定位孔；机构测量动平台1中心设有定位销；在初始位姿下，定位孔和定位销相连接；拉线编码器5安装在机构基座下底板6上，拉线编码器5上的测量线缆2连接机构测量动平台1，测量线缆2的出线口与机构基座上底板3的上表面处于同一平面；测量线缆2末端与机构测量动平台1的下表面处于同一平面。

进一步地，所述机构测量动平台1上开有待测目标的安装孔位。

进一步地，所述拉线编码器5至少有六个。

一种基于上述基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置的位姿测试方法，包括以下步骤：

(4.1)待测目标相对于参考坐标系{B}的空间六维位姿T为：

T＝[x y z α β γ]^T

其中，x，y，z表示待测目标相对于参考坐标系{B}的位置参数，α，β，γ表示待测目标相对于参考坐标系{B}的欧拉角；在初始位姿下，机构测量动平台1通过零位支撑装置7连接机构基座上底板3，此时待测目标为零位位姿T₀；

(4.2)待测目标开始飞行时，测量线缆2的拉线长度θ＝{θ_i|i＝1～n}随之改变，其中n为拉线编码器5的个数，θ_i是第i个拉线编码器5的读数；从拉线编码器5读取第k次位姿下拉线长度θ_k；

(4.3)第k-1次飞行器位姿T_k-1已知，通过下式计算第k-1次位姿下的拉线长度θ_k-1：

t＝[x y z]^T

其中，l_i为测量线缆2拉线方向的单位矢量；r_bi表示测量线缆2出线口在参考坐标系{B}下的位置矢量；ρ_i表示测量线缆2末端在连体坐标系{M}下的位置矢量；R表示机构测量动平台1相对于参考坐标系{B}的姿态矩阵；

(4.4)通过公式1求导得到雅克比矩阵J：

其中，J_r表示欧拉角矢量与机构测量动平台1角速度的传递矩阵，J_Ti为第i个拉线编码器5的雅克比矩阵；

(4.5)判断拉线长度差δθ＝θ_k-θ_k-1是否小于设定的阈值：若是，则第k次位姿T_k＝T_k-1；若否，则以T_k-1为计算位姿T_k的迭代初值，通过计算当前迭代步下的雅克比矩阵J_k计算位姿偏差δT_k＝J_kδθ_k，将δT_k补偿到T_k-1＝T_k-1+δT_k中，重复迭代计算δθ，直到δθ小于设定的阈值得到T_k。

进一步地，所述步骤(4.5)中设定的阈值不大于1×10^-10。

一种基于上述位姿测试方法的力测试方法，包括以下步骤：

(6.1)获得拉线编码器5的测量线缆2的拉线长度θ_i和输出力f_i的映射关系；

(6.2)根据步骤(4.5)获得当前待测目标空间六维位姿T_k后，根据公式2和3，通过并联机构的静力学理论获得当前待测目标所受的静态载荷F_k：

其中，f_k＝[f_1,k f_2,k ... f_n,k]^T。

进一步地，所述拉线编码器5的测量线缆2的拉线长度θ_i和输出力f_i的映射关系通过标定得到，具体为：拉压力传感器与线性滑轨滑动连接，拉线编码器5的测量线缆2末端连接拉压力传感器；改变测量线缆2拉线长度θ_i，通过拉压力传感器获取对应的输出力f_i，得到输出力-拉线长度的拟合曲线，完成标定。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明借鉴了6-UPS并联机构的设计思路，在并联机构的构型基础上，将传统的刚性/柔顺驱动器替换为拉线编码器，在已知拉线编码器力-位移输出特性的情况下，将被测物与测量装置动平台相固结，即利用被测目标的运动带动测量装置动平台，通过读取拉线编码器的长度及输出力，通过并联机构的运动学及静力学理论，即可同时实现六维位姿及静态力的测量。本发明能够有效降低系统复杂度与控制难度，同时保证一定的测量精度；将传统的转动、移动等刚性关节通过拉线进行有效替代，降低了测试装置的结构复杂度，同时拉线编码器的被动运动特性也避免使用复杂的运动控制器对装置进行控制，降低了控制难度及使用成本。本发明既可作为测试平台对多旋翼等飞行器的飞行状态进行测试及监控，也可作为独立的传感器测量机器人或其它工业装备的位姿。

附图说明

图1为本发明的整体结构示意图；

图2为基座上底板与零位支撑装置的结构示意图；

图3为以测量多旋翼飞行器为例的测试装置的使用示意图；

图4位用于计算所测对象六维位姿的流程图；

图中：1机构测量动平台、2测量线缆、3机构基座上底板、4基座上下底板连接件、5拉线编码器、6机构基座下底板、7零位支撑装置、8示例用多旋翼飞行器。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

本发明一种基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置，如图1所示，包括：机构基座上底板3、基座上下底板连接件4与机构基座下底板6，零位支撑装置7，拉线编码器5以及机构测量动平台1。

其中，机构基座上底板3与机构基座下底板6通过基座上下底板连接件4固定连接。

如图2所示，零位支撑装置7一端固定连接在机构基座上底板3上，另一端开有定位孔；机构测量动平台1中心设有定位销；在初始位姿下，所述定位孔和定位销相连接，用于确定机构测量动平台1的零位位姿，此时零位支撑装置7和机构测量动平台1具有明确的空间位姿关系，即即相对静止，以保证测试装置的零位精度。

机构测量动平台1上开有待测目标(多旋翼无人机、机器人执行器)的安装孔位，以保证两者能够相连接。

拉线编码器5安装在机构基座下底板6上，为保证能够测量六维位姿及静态载荷，拉线编码器5至少有六个；拉线编码器5上的测量线缆2连接机构测量动平台1，测量线缆2的出线口与机构基座上底板3的上表面处于同一平面，以利用拉线编码器5和其测量线缆2的结构特点，等效替代基于并联机构的传统多自由度力/位置测量装置中的万向铰链或者球关节。拉线编码器5的测量线缆2末端要与机构测量动平台1的下表面处于同一平面，以等效替代传统球关节的运动效果。拉线编码器5在测量长度的基础上，静态时具有明确的长度-输出力映射关系，以保证测试装置静态力的计算准确性，该映射关系可通过独立地对每个拉线编码器5进行长度-输出力标定获得。具体标定方法为：可将拉线编码器放置于一线性滑轨上，编码器输出端连接一拉压力传感器并能够使传感器在滑轨上移动；此时，通过改变拉线编码器长度，通过拉压力传感器获取该对应长度下的输出力信息；获取全长度下拉线编码器的输出力后，通过拟合输出力-拉线长度曲线，完成该编码器的长度-输出力标定。

本发明位姿及载荷测量功能的实现分别依靠并联机构的正向运动学数值解法以及静力学理论实现。如图3所示，在实际使用时，待测目标与机构测量动平台1相连，通过待测目标的空间运动带动机构测量动平台1的运动，从而改变六个拉线编码器5被拉出的测量线缆2的长度；由于测量线缆2的出线口、末端分别与机构基座上底板3上表面、机构测量动平台1下表面重合，因此拉线编码器5的读数即为并联机构各支链的长度；利用并联机构运动学理论，通过数值方法可以解算出动平台的相应六维空间位姿，即获得待测目标空间位姿数据；在此基础上，已知拉线编码器5的力学输出特性，即可同时求解待测目标的受力情况。因此，该装置可以同时测量测对象的空间位姿及静态受力情况。

实施例1

以测量多旋翼飞行器的空中姿态为例说明本发明所提出测试装置的使用方法，本实例具体包括本发明所提出的测试装置以及多旋翼飞行器8。

多旋翼飞行器8通过预设的安装孔位连接机构测量动平台1。

在初始情况下，机构测量动平台1通过零位支撑装置7连接机构基座上底板3，根据测试装置及多旋翼飞行器的具体几何设计参数，可得此时多旋翼飞行器相对于参考坐标系{B}的空间六维位姿T₀为：

T₀＝[x₀ y₀ z₀ α₀ β₀ γ₀]^T

其中，x₀，y₀，z₀表示零位位姿下多旋翼飞行器8相对于参考坐标系{B}的位置参数，α₀，β₀与γ₀表示此时多旋翼飞行器8相对于参考坐标系{B}的欧拉角。

在多旋翼飞行器8开始飞行时，带动机构测量动平台1改变空间位姿，与机构测量动平台1相连的拉线编码器5的测量线缆2被拉出的长度随之改变；由于测量线缆2具备一定的拉伸力，六根测量线缆2在多旋翼飞行器8的飞行过程中始终处于拉紧状态。

在多旋翼飞行器8的飞行过程中，其空间六维位姿T可通过并联机构的运动学正解的数值解法快速得出，具体的计算流程如下所述并如图4所示。

若第k-1个飞行器位姿T_k-1已知，且第k次位姿下的各支链长度θ_k已通过拉线编码器5获得，则第k个位姿T_k的计算过程为：通过T_k-1以及6-UPS并联机构的运动学逆解算法，可求得位姿T_k-1所对应的拉线编码器长度θ_k-1，则第k次与k-1次位姿所对应的拉线编码器的长度差为δθ＝θ_k-θ_k-1；此时，可通过所设定的阈值(一般为1×10^-10)判断δθ是否足够小，若是，则代表T_k-1所代表的位姿即为当前的位姿T_k＝T_k-1，若否，则通过该机构的雅克比矩阵J_k计算位姿偏差δT_k：

δT_k＝J_kδθ_k

将计算得到的δT_k补偿到T_k-1＝T_k-1+δT_k中，再次计算δθ并判断是否足够小，重复迭代计算直到结果δθ满足阈值要求，即可得到当前位姿T_k的具体数值，达到测试装置测量飞行器空间位姿的目的。

该算法中机构的运动学位逆解及雅克比矩阵可由以下方式获得：令r_bi与ρ_i分别表示拉线编码器5的测量线缆2出线口与末端在坐标系{B}与{M}下的位置矢量，在给定机构测量动平台1空间六维位姿T后，每个拉线编码器5的测量线缆2拉线长度及方向可以写作：

θ_il_i＝Rρ_i+t-r_bi

其中，θ_i表示对应的拉线编码器5读数，l_i为测量线缆2拉线方向的单位矢量，R与t分别表示当前位形下机构测量动平台1相对于参考坐标系的姿态矩阵及位置矢量。

t＝[x y z]^T

其中，x，y，z表示待测目标相对于参考坐标系{B}的位置参数，α，β，γ表示待测目标相对于参考坐标系{B}的欧拉角。

将上式投影到对应的拉线矢量方向上，可得测量线缆2拉线长度为(即运动学逆解模型)：

对其求导，可得

其中，J_r表示欧拉角矢量与机构测量动平台1角速度的传递矩阵，对于不同的欧拉角定义方式，其具有不同的描述形式。将各支链对应的上式进行合并，即可得到该机构的雅克比矩阵

以上所述的测量装置位姿计算方法，一般可在迭代2-3次后快速收敛。

在获得当前飞行器位姿的情况下，若已知拉线编码器5的长度与输出力的准确关系，即每个拉线编码器5的输出力f_i,k，i＝1～6已知，则可通过并联机构的静力学理论获得当前飞行器所受的静态载荷F的情况

其中，f_k＝[f_1,k f_2,k f_3,k f_4,k f_5,k f_6,k]^T。

本实施例在不同的应用环境下可进行适当调整，比如拉线编码器的数量可进一步增加以增加传感器的数目，保证更加稳定的测量结果；测试对象也可以改为工业机器人末端执行器或其他的工业自动化设备。

Claims (7)

1.一种基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置，其特征在于，该装置包括机构基座上底板(3)、基座上下底板连接件(4)、机构基座下底板(6)、零位支撑装置(7)、拉线编码器(5)、机构测量动平台(1)等；其中，机构基座上底板(3)与机构基座下底板(6)通过基座上下底板连接件(4)固定连接；零位支撑装置(7)一端固定连接机构基座上底板(3)，另一端开有定位孔；机构测量动平台(1)中心设有定位销；在初始位姿下，定位孔和定位销相连接；拉线编码器(5)安装在机构基座下底板(6)上，拉线编码器(5)上的测量线缆(2)连接机构测量动平台(1)，测量线缆(2)的出线口与机构基座上底板(3)的上表面处于同一平面；测量线缆(2)末端与机构测量动平台(1)的下表面处于同一平面。

2.根据权利要求1所述基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置，其特征在于，所述机构测量动平台(1)上开有待测目标的安装孔位。

3.根据权利要求1所述基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置，其特征在于，所述拉线编码器(5)至少有六个。

4.一种基于权利要求1所述基于六自由度柔性并联机构的位姿/力测试装置的位姿测试方法，其特征在于，包括以下步骤：

(4.1)待测目标相对于参考坐标系{B}的空间六维位姿T为：

T＝[x y z α β γ]^T

其中，x，y，z表示待测目标相对于参考坐标系{B}的位置参数，α，β，γ表示待测目标相对于参考坐标系{B}的欧拉角；在初始位姿下，机构测量动平台(1)通过零位支撑装置(7)连接机构基座上底板(3)，此时待测目标为零位位姿T₀。

(4.2)待测目标开始飞行时，测量线缆(2)的拉线长度θ＝{θ_i|i＝1～n}随之改变，其中n为拉线编码器(5)的个数，θ_i是第i个拉线编码器(5)的读数；从拉线编码器(5)读取第k次位姿下拉线长度θ_k。

(4.3)第k-1次飞行器位姿T_k-1已知，通过下式计算第k-1次位姿下的拉线长度θ_k-1：

t＝[x y z]^T

其中，l_i为测量线缆(2)拉线方向的单位矢量；r_bi表示测量线缆(2)出线口在参考坐标系{B}下的位置矢量；ρ_i表示测量线缆(2)末端在连体坐标系{M}下的位置矢量；R表示机构测量动平台(1)相对于参考坐标系{B}的姿态矩阵。

(4.4)通过公式(1)求导得到雅克比矩阵J：

其中，J_r表示欧拉角矢量与机构测量动平台(1)角速度的传递矩阵，J_Ti为第i个拉线编码器(5)的雅克比矩阵。

(4.5)判断拉线长度差δθ＝θ_k-θ_k-1是否小于设定的阈值：若是，则第k次位姿T_k＝T_k-1；若否，则以T_k-1为计算位姿T_k的迭代初值，通过计算当前迭代步下的雅克比矩阵J_k计算位姿偏差δT_k＝J_kδθ_k，将δT_k补偿到T_k-1＝T_k-1+δT_k中，重复迭代计算δθ，直到δθ小于设定的阈值得到T_k。

5.根据权利要求4所述位姿/力测试方法，其特征在于，所述步骤(4.5)中设定的阈值不大于1×10^-10。

6.一种基于权利要求4所述位姿测试方法的力测试方法，其特征在于，包括以下步骤：

(6.1)获得拉线编码器(5)的测量线缆(2)的拉线长度θ_i和输出力f_i的映射关系；

(6.2)根据步骤(4.5)获得当前待测目标空间六维位姿T_k后，根据公式(2)和(3)，通过并联机构的静力学理论获得当前待测目标所受的静态载荷F_k：

其中，f_k＝[f_1,k f_2,k...f_n,k]^T。

7.根据权利要求6所述力测试方法，其特征在于，所述拉线编码器(5)的测量线缆(2)的拉线长度θ_i和输出力f_i的映射关系通过标定得到，具体为：拉压力传感器与线性滑轨滑动连接，拉线编码器(5)的测量线缆(2)末端连接拉压力传感器；改变测量线缆(2)拉线长度θ_i，通过拉压力传感器获取对应的输出力f_i，得到输出力-拉线长度的拟合曲线，完成标定。

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