CN112198837B - 一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法 - Google Patents

一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法，涉及大型结构件数字化装配技术领域；为了解决需要传统入位方法定位精度不高的问题；具体包括以下步骤：通过激光跟踪仪测量出飞机结构件的位姿并通过构建力控制轴的传动模型，确定混合控制参数；使球窝沿X/Y方向运动，让球头和球窝的位置在X/Y方向尽量重合；球窝沿Z方向运行，直至与球窝接触；通过混合控制使球窝依从运动阶段沿Z轴抬升，直至球头完全进入球窝；所述定位单元包括伺服电机、滚珠丝杠螺母、直线导轨和滑动平台组成。本发明定位单元水平方向进行力控制，使得球窝能够自适应地接近球头，保证入位过程的安全性，减少了装配应力，操作简单快捷。

Description

一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法
技术领域
本发明涉及大型结构件数字化装配技术领域，尤其涉及一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法。
背景技术
在飞机结构件数字化装配系统中，通常使用模块化定位单元作为执行机构实现飞机结构件的位姿调整。定位单元通过由球头球窝组成的球铰实现对飞机结构件的支撑和姿态调整。飞机结构件通过AGV等运输到装配车间后，驱动定位单元使得球头准确落入球窝内的过程称为定位单元入位。为了提高调姿精度，球头球窝的间隙很小，超过了绝大多数的测量设备测量精度。入位过程中，如果球头和球窝球之间存在位置偏差，定位单元将对飞机结构件施加的侧向力，造成装配应力，这将极大地影响装配质量。
经检索，中国专利申请号为CN200910152796.1的专利，公开了一种飞机大部件精确入位的方法及其装置。该装置安装于定位器与飞机大部件连接过渡部位，定位器是一种可以实现三个相互垂直方向运动、定位精度高、工作可靠的模块化单元，通过一定配置，可构成对飞机大部件的有效支撑和姿态调整。飞机大部件精确入位装置具有定位器托板，定位器托板底部设有传感器固定支架，传感器固定支架安装有4个直线位移传感器，定位器托板上部设有压板，压板顶部设有发射器支架，发射器支架上安装有多个激光发射器，定位器托板内部安装有球托，球托与定位器托板上的内孔过盈装配连接，定位器托板外侧装有多个气缸，气缸的活塞杆和锁紧方销相连。上述专利中的飞机大部件精确入位的方法及其装置存在以下不足：手持工艺球头放入定位器球托中由此作为初始入位标定值，步骤繁琐，并且结构较为复杂。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有技术中存在的缺点，而提出的一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法。
为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：
一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法，包括以下步骤：
S1：通过激光跟踪仪测量出飞机结构件的位姿并通过构建力控制轴的传动模型，确定混合控制参数；
S2：使球窝沿X/Y方向运动，让球头和球窝的位置在X/Y方向尽量重合；
S3：球窝沿Z方向运行，直至与球窝接触；
S4：通过混合控制使球窝依从运动阶段沿Z轴抬升，直至球头完全进入球窝。
优选地：所述定位单元包括伺服电机、滚珠丝杠螺母、直线导轨和滑动平台组成。
优选地：所述混合控制参数的计算，包括以下步骤：
S21：使用激光跟踪仪测量飞机结构件位姿，计算出球头在全局坐标系中的位置；
S22：根据力矩平衡原理，计算出飞机大部件的理论支撑力；
S23：进行力控制轴传动系统建模；
S24：根据传动系统模型进行力控制轴的PID参数优化。
优选地：所述球头在全局坐标系中的坐标为
Figure RE-GDA0002816740370000031
优选地：所述S24具体为根据力控制轴的控制框图在Malab建立仿真模型，进行PID参数调节。
优选地：所述力控制轴为定位单元的X/Y轴。
优选地：所述S2中具体包括以下内容：
S31：球窝的位置测量；
S32：根据球头和球窝的相对位置关系，驱动定位单元使球窝沿 X/Y方向运动，让球头和球窝的位置在X/Y方向尽量重合。
优选地：所述S3中还包括以下内容：
S41：球窝和定位单元末端之间安装有三维力传感器，将定位单元的X/Y轴锁死，驱动定位单元的Z轴，使球窝接近球头；
S42：三维力传感器检测到球头和球窝的接触力，球窝立即停止运动。
优选地：所述S4中还包括以下内容：
S51：在控制系统中将定位单元的X/Y轴切换为力控制模式，定位单元的Z轴为位置控制轴；
S52：球窝沿Z方向继续上升，定位单元的X/Y通过力反馈控制使球窝沿着球头外表面做依从运动；
S53：当三维力传感器检测到球窝与球头Z向的接触力达到理论支撑力后，定位单元停止运动。
本发明的有益效果为：
1.定位单元水平方向进行力控制，使得球窝能够自适应地接近球头，保证入位过程的安全性，减少了装配应力，操作简单快捷。
2.对飞机结构件的侧向力进行精确控制，能精确控制球头入位过程中的侧向力的大小，同时相比被动入位方式，定位器末端无需加装随动机构，降低了工装设计和制造的成本。
3.首先将定位器末端的球窝移动到球头下方，并将球头抬升直至球头与球窝接触，然后在球窝依从运动阶段将定位单元的运动分解成垂直方向运动和水平方向运动，定位器垂直方向进行位置控制使球头进入球窝，入位精确。
附图说明
图1为本发明提出的一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法的流程示意图；
图2为本发明提出的飞机结构件的调姿系统示意图；
图3为本发明提出的飞机结构件和定位单元完全相连后的受力示意图；
图4为本发明提出的定位单元X/Y轴的传动原理示意图；
图5为本发明提出的定位单元X/Y轴的传动框图；
图6为本发明提出的球头与球窝接触示意图；
图7为本发明提出的定位单元的力控制框图；
图8为本发明提出的接近阶段球窝X/Y方向运动示意图；
图9为本发明提出的抬升阶段球窝运动示意图；
图10为本发明提出的依从运动阶段球窝运动示意图。
图中：1飞机结构件、2定位单元、3球头、4球窝、5靶球、6 激光跟踪仪。
具体实施方式
下面结合具体实施方式对本专利的技术方案作进一步详细地说明。
下面详细描述本专利的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本专利，而不能理解为对本专利的限制。
在本专利的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利的限制。
在本专利的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“设置”应做广义理解，例如，可以是固定相连、设置，也可以是可拆卸连接、设置，或一体地连接、设置。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本专利中的具体含义。
一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法，如图1-10 所示，包括以下步骤：
S1：通过激光跟踪仪6测量出飞机结构件1的位姿并通过构建力控制轴的传动模型，确定混合控制参数；
S2：使球窝4沿X/Y方向运动，让球头3和球窝4的位置在X/Y 方向尽量重合；
S3：球窝4沿Z方向运行，直至与球窝4接触；
S4：通过混合控制使球窝4依从运动阶段沿Z轴抬升，直至球头 3完全进入球窝4。
所述定位单元2包括伺服电机、滚珠丝杠螺母、直线导轨和滑动平台组成。
所述混合控制参数的计算，包括以下步骤：
S21：使用激光跟踪仪6测量飞机结构件1位姿，计算出球头3 在全局坐标系中的位置，计算出飞机结构件1的当前姿态矩阵和位置向量分别为Rc和Tc；
具体的，根据理论设计模型，球头3在飞机结构件1局部坐标系中的坐标为
Figure RE-GDA0002816740370000071
则根据刚体转动原理可以计算出球头3在全局坐标系中的坐标为
Figure RE-GDA0002816740370000072
S22：根据力矩平衡原理，计算出飞机大部件的理论支撑力；
具体的，F1、F2、F3为定位单元2对飞机大部件的支撑力，G为飞机的重量，飞机结构件1的理论重心位置为
Figure RE-GDA0002816740370000073
球铰中心和飞机结构件1重心在飞机结构件1局部坐标系中的坐标
Figure RE-GDA0002816740370000074
和全局坐标系下的坐标
Figure RE-GDA0002816740370000075
需满足以下关系
Figure RE-GDA0002816740370000076
根据力矩平衡原理，当飞机结构件1处于静止状态时，飞机结构件1绕X/Y轴的力矩为0，因此得
Figure RE-GDA0002816740370000077
根据上述公式可以计算出飞机结构件1的理论支撑力。
S23：进行力控制轴传动系统建模；
具体的，图5中θ为伺服电机输入角位移，K1为丝杠的扭转刚度，转动阻尼为B1，丝杠导程为L，滑台的直线刚度为K2，滑动阻尼为B2，定位器的负载为F，负载惯量为M，输出位移为d，图6中 dl为入位过程中定位单元2输出的X/Y向轨迹，ds定位单元2末端 X/Y向的实际轨迹，定位单元2X/Y向的刚度为Ke。
S24：根据传动系统模型进行力控制轴的PID参数优化。
所述S24为根据力控制轴的控制框图在Malab建立仿真模型，进行PID参数调节，以提高系统响应速度减少接触力的稳态误差。
进一步的，所述力控制轴为定位单元2的X/Y轴，球窝4沿球头 3表面做依从运动时，定位单元2的Z轴为位置控制轴，使球窝4沿 Z方向抬升。
所述S2中具体包括以下内容：
S31：球窝4的位置测量；
具体为，使用激光跟踪仪6测量定位器末端靶球5坐标为
Figure RE-GDA0002816740370000081
设球窝4中心的位置为
Figure RE-GDA0002816740370000082
根据靶球5和球窝4的位置关系
Figure RE-GDA0002816740370000083
得出球窝4中心的位置为
Figure RE-GDA0002816740370000084
S32：根据球头3和球窝4的相对位置关系，驱动定位单元2使球窝4沿X/Y方向运动，让球头3和球窝4的位置在X/Y方向尽量重合。
具体的，计算出球窝4沿X/Y方向运动的位移为(dx,dy)，如图8 所示，此时定位单元2的X/Y为位置控制模式，驱动定位单元2的 X/Y轴，使球窝4中心在X/Y方向上与球头3中心尽量重合
Figure RE-GDA0002816740370000091
所述S3中还包括以下内容：
S41：球窝4和定位单元2末端之间安装有三维力传感器，将定位单元2的X/Y轴锁死，驱动定位单元2的Z轴，使球窝4接近球头 3，如图9所示；
S42：三维力传感器检测到球头3和球窝4的接触力，球窝4立即停止运动。
所述S4中还包括以下内容：
S51：在控制系统中将定位单元2的X/Y轴切换为力控制模式，定位单元2的Z轴为位置控制轴；
S52：球窝4沿Z方向继续上升，定位单元2的X/Y通过力反馈控制使球窝4沿着球头3外表面做依从运动，如图10所示；
S53：当三维力传感器检测到球窝4与球头3Z向的接触力达到理论支撑力后，定位单元2停止运动。
本实施例在使用时，首先将定位器末端的球窝移动到球头下方，并将球头抬升直至球头与球窝接触，然后在球窝依从运动阶段将定位单元的运动分解成垂直方向运动和水平方向运动，其中定位器垂直方向进行位置控制使球头进入球窝，定位单元水平方向进行力控制，使得球窝能够自适应地接近球头，保证入位过程的安全性，减少了装配应力，对飞机结构件的侧向力进行精确控制，能精确控制球头入位过程中的侧向力的大小；同时相比被动入位方式，定位器末端无需加装随动机构，降低了工装设计和制造的成本。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：通过激光跟踪仪(6)测量出飞机结构件(1)的位姿并通过构建力控制轴的传动模型，确定混合控制参数；
S2：使球窝(4)沿X/Y方向运动，让球头(3)和球窝(4)的位置在X/Y方向尽量重合；
S3：球窝(4)沿Z方向运行，直至与球窝(4)接触；
S4：通过混合控制使球窝(4)依从运动阶段沿Z轴抬升，直至球头(3)完全进入球窝(4)；
所述定位单元(2)包括伺服电机、滚珠丝杠螺母、直线导轨和滑动平台组成；
所述混合控制参数的计算，包括以下步骤：
S21：使用激光跟踪仪(6)测量飞机结构件(1)位姿，计算出球头(3)在全局坐标系中的位置；
S22：根据力矩平衡原理，计算出飞机大部件的理论支撑力；
S23：进行力控制轴传动系统建模；
S24：根据传动系统模型进行力控制轴的PID参数优化；
所述S2中具体包括以下内容：
S31：球窝(4)的位置测量；
S32：根据球头(3)和球窝(4)的相对位置关系，驱动定位单元(2)使球窝(4)沿X/Y方向运动，让球头(3)和球窝(4)的位置在X/Y方向尽量重合；
所述S3中还包括以下内容：
S41：球窝(4)和定位单元(2)末端之间安装有三维力传感器，将定位单元(2)的X/Y轴锁死，驱动定位单元(2)的Z轴，使球窝(4)接近球头(3)；
S42：三维力传感器检测到球头(3)和球窝(4)的接触力，球窝(4)立即停止运动；
所述S4中还包括以下内容：
S51：在控制系统中将定位单元(2)的X/Y轴切换为力控制模式，定位单元(2)的Z轴为位置控制轴；
S52：球窝(4)沿Z方向继续上升，定位单元(2)的X/Y通过力反馈控制使球窝(4)沿着球头(3)外表面做依从运动；
S53：当三维力传感器检测到球窝(4)与球头(3)Z向的接触力达到理论支撑力后，定位单元(2)停止运动。
2.根据权利要求1所述的一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法，其特征在于，所述球头(3)在全局坐标系中的坐标为
Figure FDA0003322869290000021
3.根据权利要求2所述的一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法，其特征在于，所述S24具体为根据力控制轴的控制框图在Malab建立仿真模型，进行PID参数调节。
4.根据权利要求3所述的一种基于混合控制的飞机结构件定位单位入位方法，其特征在于，所述力控制轴为定位单元(2)的X/Y轴。
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