專利名稱：基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控制方法。
背景技術(shù)：
在航空航天制造領(lǐng)域，為實(shí)現(xiàn)大部件的對(duì)接裝配，需要對(duì)飛機(jī)機(jī)身等大型 部件的位姿進(jìn)行調(diào)整。傳統(tǒng)的基于千斤頂和裝配型架的調(diào)整方式，將飛機(jī)部件 上的特征點(diǎn)視作空間的離散點(diǎn)，而不是剛體上距離保持不變的點(diǎn)。采用千斤頂 調(diào)整部件位姿的核心思想是使得這些特征點(diǎn)盡量向裝配型架逼近，并且，在采 用多個(gè)千斤頂進(jìn)行調(diào)整時(shí)，不考慮相互之間的距離協(xié)調(diào)問題。這種基于模擬量 協(xié)調(diào)的調(diào)整方法過程簡(jiǎn)單，但是對(duì)飛機(jī)部件有拉扯或擠壓現(xiàn)象，極易引起裝配 應(yīng)力；每個(gè)部件與一個(gè)裝配型架對(duì)應(yīng)，缺乏柔性；每次調(diào)整的結(jié)果帶有隨機(jī)性，
裝配質(zhì)量取決于工人的經(jīng)驗(yàn)，可靠性和精度較低。
調(diào)姿工裝是實(shí)現(xiàn)飛機(jī)數(shù)字化裝配的關(guān)鍵設(shè)備，也是將控制指令轉(zhuǎn)化為實(shí)際 運(yùn)動(dòng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。國(guó)外數(shù)字化裝配技術(shù)的一個(gè)主要特征就是在飛機(jī)的總裝階段 越來越多地使用自動(dòng)化調(diào)姿工裝，基于工業(yè)現(xiàn)場(chǎng)總線，構(gòu)建多軸同步運(yùn)動(dòng)控制 網(wǎng)絡(luò)，實(shí)現(xiàn)多機(jī)械裝置的協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，準(zhǔn)確平穩(wěn)地實(shí)現(xiàn)大部件位姿調(diào)整和對(duì)接。 采用計(jì)算機(jī)控制的自動(dòng)化千斤頂、激光跟蹤定位系統(tǒng)等組成的柔性對(duì)接平臺(tái)在 波音、雷神等飛機(jī)公司得到了推廣應(yīng)用(郭恩明.國(guó)外飛機(jī)柔性裝配技術(shù).航空
制造技術(shù)，2005,(9): 28-32)。與傳統(tǒng)的對(duì)接平臺(tái)相比，自動(dòng)化裝配系統(tǒng)的應(yīng)用 使裝配質(zhì)量大幅度提高，效率高，通用型強(qiáng)，能適應(yīng)不同尺寸的機(jī)身結(jié)構(gòu)(劉 善國(guó).先進(jìn)飛機(jī)裝配技術(shù)及其發(fā)展.航空制造技術(shù)，2006,(10): 38-41)。
大型飛機(jī)部件的位姿調(diào)整路徑規(guī)劃一般都基于逆運(yùn)動(dòng)學(xué)原理，首先將飛機(jī) 部件視為剛體，根據(jù)剛體的初始、目標(biāo)位姿，規(guī)劃剛體的位姿路徑，再分解到 調(diào)姿工裝與飛機(jī)部件的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)上，得到聯(lián)結(jié)點(diǎn)軌跡。根據(jù)此方法規(guī)劃的聯(lián) 結(jié)點(diǎn)軌跡可能是任意形狀的空間曲線，這給控制系統(tǒng)的位置跟蹤帶來了難度， 因?yàn)樯逃玫亩噍S協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)如西門子ProfiNet、丹納赫SynqNet —般只能支持 諸如空間直線、平面圓弧等曲線形式，因此，為保證軌跡表達(dá)式的通用性，需 要將具有任意形狀的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)軌跡進(jìn)行后續(xù)處理，生成控制系統(tǒng)可以執(zhí)行的 位置指令。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部 件位姿調(diào)整協(xié)同控制方法。
基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控制方法包括如下步驟
1) 將飛機(jī)部件的自動(dòng)調(diào)整路徑處理為一次平移和一次旋轉(zhuǎn)，從當(dāng)前位姿到 達(dá)目標(biāo)位姿；
2) 根據(jù)位姿的相對(duì)調(diào)整量生成飛機(jī)部件的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑；
3) 根據(jù)自動(dòng)調(diào)整路徑與點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑規(guī)劃出定位器與飛機(jī)部件的球鉸聯(lián)結(jié) 點(diǎn)的軌跡；
4) 每個(gè)定位器有X、 Y、 Z三個(gè)方向運(yùn)動(dòng)的電機(jī)軸，共三個(gè)定位器，所以 將球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)的軌跡轉(zhuǎn)化為9電機(jī)軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)；
5) 將自動(dòng)和點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑轉(zhuǎn)化為9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)；
6) 基于SynqNet總線構(gòu)建9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)，單根軸的位置伺服采用全閉 環(huán)數(shù)字控制方式實(shí)現(xiàn)。
所述的根據(jù)位姿的相對(duì)調(diào)整量生成飛機(jī)部件的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑步驟是采用 如下8種方法實(shí)現(xiàn)對(duì)位姿的相對(duì)調(diào)整量生成飛機(jī)部件的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑
1) 飛機(jī)部件位姿沿全局坐標(biāo)系X軸平移；
2) 飛機(jī)部件位姿沿全局坐標(biāo)系Y軸平移；
3) 飛機(jī)部件位姿沿全局坐標(biāo)系Z軸平移；
4) 飛機(jī)部件位姿沿全局坐標(biāo)系矢量V的方向平移；
5) 飛機(jī)部件位姿繞全局坐標(biāo)系X軸旋轉(zhuǎn)；
6) 飛機(jī)部件位姿繞全局坐標(biāo)系Y軸旋轉(zhuǎn)；
7) 飛機(jī)部件位姿繞全局坐標(biāo)系Z軸旋轉(zhuǎn)；
8) 飛機(jī)部件位姿繞全局坐標(biāo)系矢量V旋轉(zhuǎn)。
所述的根據(jù)自動(dòng)調(diào)整路徑與點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑規(guī)劃出定位器與飛機(jī)部件的球鉸 聯(lián)結(jié)點(diǎn)的軌跡步驟-
1) 對(duì)于飛機(jī)部件的平移路徑，采用基于時(shí)間的5 10次多項(xiàng)式法規(guī)劃位置 調(diào)整量，以使球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)獲得較好的動(dòng)力學(xué)特性；
2) 對(duì)于飛機(jī)部件的旋轉(zhuǎn)路徑，采用基于時(shí)間的5 10次多項(xiàng)式法規(guī)劃角度 調(diào)整量，以使球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)獲得較好的動(dòng)力學(xué)特性。
所述的將自動(dòng)和點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑轉(zhuǎn)化為9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)步驟
1) 對(duì)定位器與飛機(jī)部件的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)的連續(xù)軌跡進(jìn)行分割，并以直線段將 分割點(diǎn)連接，構(gòu)成多直線段軌跡，共有3條多直線段軌跡，每個(gè)直線段的長(zhǎng)度 為0.01 0.05mm。
2) 每個(gè)直線段配置的時(shí)間間隔為0.05 0.25 s，每個(gè)直線段軌跡的速度為 0.1 0.2mm/s。
所述的基于SynqNet總線構(gòu)建9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)，單根軸的位置伺服采用 全閉環(huán)數(shù)字控制方式實(shí)現(xiàn)步驟使用ZMP運(yùn)動(dòng)控制卡，配合使用9個(gè)Danaher S200系列驅(qū)動(dòng)器、AKM系列伺服電機(jī)及海德漢直線光柵尺組成的網(wǎng)絡(luò)節(jié)點(diǎn)，構(gòu) 成9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于1)可以規(guī)劃出飛機(jī)部件位姿調(diào)整的路徑；2)可以實(shí) 現(xiàn)定位器單軸運(yùn)動(dòng)的全閉環(huán)控制；3)可以實(shí)現(xiàn)位姿調(diào)整系統(tǒng)的9軸同步運(yùn)動(dòng)。


圖1是本發(fā)明的基于SynqNet總線的9軸同步運(yùn)動(dòng)控制網(wǎng)絡(luò)示意圖； 圖2是本發(fā)明的單軸全閉環(huán)位置伺服控制框圖3是本發(fā)明的基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖，-圖4是本發(fā)明的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)軌跡分割示意圖； 圖中定位器l、聯(lián)結(jié)點(diǎn)2、待調(diào)整飛機(jī)部件3。
具體實(shí)施例方式
基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控制方法包括如下步驟
1) 將待調(diào)整飛機(jī)部件3的自動(dòng)調(diào)整路徑處理為一次平移和一次旋轉(zhuǎn)，從當(dāng) 前位姿到達(dá)目標(biāo)位姿；
2) 根據(jù)位姿的相對(duì)調(diào)整量生成待調(diào)整飛機(jī)部件3的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑；
3) 根據(jù)自動(dòng)調(diào)整路徑與點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑規(guī)劃出定位器1與待調(diào)整飛機(jī)部件3 的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)2的軌跡；
4) 每個(gè)定位器有X、 Y、 Z三個(gè)方向運(yùn)動(dòng)的電機(jī)軸，共三個(gè)定位器，所以 將球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)的軌跡轉(zhuǎn)化為9電機(jī)軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)；
5) 將自動(dòng)和點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑轉(zhuǎn)化為9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)；
6) 基于SynqNet總線構(gòu)建9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)，單根軸的位置伺服采用全閉 環(huán)數(shù)字控制方式實(shí)現(xiàn)。
所述的將待調(diào)整飛機(jī)部件3的自動(dòng)調(diào)整路徑處理為一次平移和一次旋轉(zhuǎn)， 從當(dāng)前位姿到達(dá)目標(biāo)位姿步驟
設(shè)待調(diào)整飛機(jī)部件3的當(dāng)前位姿為
<formula>formula see original document page 6</formula>
待調(diào)整飛機(jī)部件3的目標(biāo)位姿為
<formula>formula see original document page 6</formula>
則待調(diào)整飛機(jī)部件3的平移調(diào)整量為
<formula>formula see original document page 6</formula> 待調(diào)整飛機(jī)部件3的姿態(tài)調(diào)整量為<formula>formula see original document page 7</formula>再根據(jù)PPY角計(jì)算出以等效角位移矢量表達(dá)的姿態(tài)調(diào)整量w，計(jì)算過程如
下:
首先根據(jù)PPY角計(jì)算待調(diào)整飛機(jī)部件3的姿態(tài)調(diào)整矩陣R，計(jì)算公式為;<formula>formula see original document page 7</formula>a
(1)
其中及為3x3的姿態(tài)變換矩陣:
及
<formula>formula see original document page 7</formula>(2)
再根據(jù)及計(jì)算等效角位移<formula>formula see original document page 7</formula>，其中rf為等效轉(zhuǎn)軸為等
效轉(zhuǎn)角，計(jì)算公式為
<formula>formula see original document page 7</formula> (3)
根據(jù)公式(錯(cuò)誤！未找到引用源。)，可解得
<formula>formula see original document page 7</formula>(4)
令待調(diào)整飛機(jī)部件3完成平移調(diào)整量P和姿態(tài)調(diào)整量w，即可從當(dāng)前位姿 到達(dá)目標(biāo)位姿。
所述的根據(jù)位姿的相對(duì)調(diào)整量生成待調(diào)整飛機(jī)部件3的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑步驟: 是采用如下8種方法實(shí)現(xiàn)
對(duì)于位姿的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整，規(guī)定待調(diào)整飛機(jī)部件3從當(dāng)前位姿可以依照下述8
種方法運(yùn)動(dòng)，每種方法都是一個(gè)功能獨(dú)立的模塊
1) 沿全局坐標(biāo)系X軸平移；
2) 沿全局坐標(biāo)系Y軸平移；
3) 沿全局坐標(biāo)系Z軸平移；
4) 沿全局坐標(biāo)系矢量V的方向平移；
5) 繞全局坐標(biāo)系X軸旋轉(zhuǎn)；
6) 繞全局坐標(biāo)系Y軸旋轉(zhuǎn)；
7) 繞全局坐標(biāo)系Z軸旋轉(zhuǎn)；
8) 繞全局坐標(biāo)系矢量V旋轉(zhuǎn)。
待調(diào)整飛機(jī)部件3位姿的自動(dòng)調(diào)整適用于初步調(diào)整，系統(tǒng)根據(jù)初始位姿和 目標(biāo)位姿自動(dòng)完成，無需人工干預(yù)；而點(diǎn)動(dòng)調(diào)整則用于精確調(diào)整或部件對(duì)接， 用戶需根據(jù)現(xiàn)場(chǎng)工況選擇調(diào)整量，以比較小的步長(zhǎng)向目標(biāo)位姿逼近。
位姿的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整事實(shí)上是已知平移方向+調(diào)整量或已知旋轉(zhuǎn)軸+調(diào)整量的調(diào) 整。以點(diǎn)動(dòng)調(diào)整情形l)為例，用戶輸入調(diào)整量p后，則系統(tǒng)自動(dòng)生成平移調(diào)整量:
P=[P,0， 0]T姿態(tài)調(diào)整量RPY=
T
對(duì)P進(jìn)行5次多項(xiàng)式插值，生成位置調(diào)整曲線i^)，規(guī)劃方法與自動(dòng)調(diào)整相同。
所述的根據(jù)自動(dòng)調(diào)整路徑與點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑規(guī)劃出定位器與飛機(jī)部件的球鉸
聯(lián)結(jié)點(diǎn)的軌跡步驟
對(duì)于位置調(diào)整量凡設(shè)在時(shí)間"內(nèi)完成，則:
<formula>formula see original document page 8</formula> 其中p、v、a分別為位移、速度和加速度，P0,PT1分別為0時(shí)刻與T1時(shí)刻
的位移， v0,vT1,a0,aT1 具有相似含義。
設(shè)位置調(diào)整曲線表達(dá)式為<formula>formula see original document page 8</formula>，則多項(xiàng)式 的系數(shù)滿足6個(gè)約束條件
<formula>formula see original document page 8</formula> 公式(錯(cuò)誤！未找到引用源。)含有6個(gè)未知數(shù)，6個(gè)方程，其解為
=<formula>formula see original document page 8</formula>
根據(jù)公式(錯(cuò)誤！未找到引用源。)，可解得曲線尸W的各項(xiàng)系數(shù)，該曲線具
有平滑變化的速度、
加速度。時(shí)間r,是根據(jù)圖3位姿調(diào)整系統(tǒng)的物理特性確定的，在該時(shí)間內(nèi)，定 位器i達(dá)到的最大速度和加速度都不會(huì)超過系統(tǒng)允許的最大值。
對(duì)于角度調(diào)整量0，設(shè)在時(shí)間K內(nèi)完成，貝U:
= 0,=化
&>0 = 0, wn = 0; y0 = 0, y 7 = 0 其中隊(duì)w、 y分別為角位移、角速度和角加速度，&、 ^2分別為0時(shí)刻與 r2時(shí)刻的角位移，wQ、 《n、 yc、 yn具有相似含義。設(shè)角度調(diào)整曲線表達(dá)式為0(f) =/0 + /^+// + // + // + /5,，豐艮據(jù)這些已知條j牛，可解得
<formula>formula see original document page 9</formula>
(7)
根據(jù)公式(錯(cuò)誤！未找到引用源。)，可解得曲線《f)的各項(xiàng)系數(shù)，該曲線具 有平滑變化的角速度、角加速度。時(shí)間T2也是根據(jù)圖3位姿調(diào)整系統(tǒng)的物理特 性確定的，在該時(shí)間內(nèi)，定位器1能達(dá)到的最大速度和加速度都不會(huì)超過系統(tǒng) 允許的最大值。
根據(jù)公式<formula>formula see original document page 9</formula>
(8)
解得角位移曲線w(f)，將>1^)代入公式(3)可得姿態(tài)變換矩陣函數(shù)R(t)
<formula>formula see original document page 9</formula>
位置調(diào)整曲線PW與姿態(tài)變換矩陣函數(shù)及(O就是待調(diào)整飛機(jī)部件3的自動(dòng)位 姿調(diào)整路徑。
基于逆運(yùn)動(dòng)學(xué)原理，可將規(guī)劃出的位置調(diào)整曲線i^)與姿態(tài)變換矩陣函數(shù) 轉(zhuǎn)化為相關(guān)調(diào)姿點(diǎn)的軌跡，該軌跡具有平滑變化的速度和加速度，轉(zhuǎn)化方法如下:
如圖3所示，設(shè)聯(lián)結(jié)點(diǎn)2 (包括丄B、 C、 Z))在當(dāng)前位姿下具有初始坐標(biāo) 為、50、 C0、 A)，則聯(lián)結(jié)點(diǎn)軌跡<formula>formula see original document page 9</formula>
<formula>formula see original document page 10</formula>
(10)
位姿調(diào)整包括兩個(gè)過程首先進(jìn)行平移，K時(shí)間內(nèi)完成；然后進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，
r2時(shí)間內(nèi)完成。因此，共耗時(shí)T1 + T2。
所述的將自動(dòng)和點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑轉(zhuǎn)化為9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)步驟
1) 圖3所示的位姿調(diào)整系統(tǒng)采用三個(gè)定位器2，則需要生成3條球鉸聯(lián)結(jié)
點(diǎn)軌跡，將每條軌跡按照統(tǒng)一的時(shí)間間隔進(jìn)行分割，再把分割點(diǎn)以空間直線段
連接，構(gòu)成多直線段軌跡。圖4所示實(shí)線為球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)原軌跡，虛線為分割后
的多直線段軌跡。分割的依據(jù)為在本次時(shí)間間隔Ar內(nèi)，3條直線段的長(zhǎng)度不
超過S&e—Mox。每條軌跡在X、 Y、 Z上投影軌跡的最大速度不超過規(guī)定的最 大速度附Velocity一Mox.。
2) S/^e一Afec是為了保證，在本次時(shí)間間隔內(nèi)，3條直線段上，任意時(shí)刻2 點(diǎn)之間的空間距離A滿足(單位mm):
Do-0.05 <=D1<=D0+0.05 D0是與a對(duì)應(yīng)的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)之間的標(biāo)準(zhǔn)距離，例如球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)j和球鉸聯(lián) 結(jié)點(diǎn)fi之間的距離^451 (在調(diào)姿始末，該標(biāo)準(zhǔn)距離保持不變，表征調(diào)姿對(duì)象為剛 體。)，則:
<formula>formula see original document page 10</formula>
3)Velocity一Mox.是根據(jù)圖3位姿調(diào)整系統(tǒng)的物理特性確定的，以低于該速 度運(yùn)動(dòng)的軸可以達(dá)到很好的位置伺服精度。
4) 計(jì)算出分割后的多直線段軌跡4在X、 Y、 Z方向上的投影。將投影軌 跡與相應(yīng)的時(shí)間間隔配成一組，在計(jì)算機(jī)內(nèi)以二維數(shù)組的格式保存下來，等待 ZMP運(yùn)動(dòng)控制卡取用。
所述的基于SynqNet總線構(gòu)建9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)，單根軸的位置伺服采用 全閉環(huán)數(shù)字控制方式實(shí)現(xiàn)步驟
1) 以S200型驅(qū)動(dòng)器，驅(qū)動(dòng)AKM型系列伺服電機(jī)，輔以海德漢直線光柵尺 作位置反饋，構(gòu)成一個(gè)單軸運(yùn)動(dòng)節(jié)點(diǎn)，如圖1所示。其中AKM電機(jī)的旋轉(zhuǎn)變壓 器反饋線接S200驅(qū)動(dòng)器的第一編碼器接口，直線光柵尺反饋線接S200驅(qū)動(dòng)器 的第二編碼器接口。
2) 如圖1所示，位姿調(diào)整系統(tǒng)共有9個(gè)單軸運(yùn)動(dòng)節(jié)點(diǎn)，采用ZMP運(yùn)動(dòng)控 制卡，配合使用SynqNet總線方式搭建9軸同步運(yùn)動(dòng)控制網(wǎng)絡(luò)。
3) 單根軸的位置伺服采用全閉環(huán)數(shù)字控制方式實(shí)現(xiàn)，如圖2所示。
權(quán)利要求
1．一種基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控制方法，其特征在于包括如下步驟1)將待調(diào)整飛機(jī)部件(3)的自動(dòng)調(diào)整路徑處理為一次平移和一次旋轉(zhuǎn)，從當(dāng)前位姿到達(dá)目標(biāo)位姿；2)根據(jù)位姿的相對(duì)調(diào)整量生成待調(diào)整飛機(jī)部件(3)的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑；3)根據(jù)自動(dòng)調(diào)整路徑與點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑規(guī)劃出定位器(1)與待調(diào)整飛機(jī)部件(3)的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)(2)的軌跡；4)每個(gè)定位器有X、Y、Z三個(gè)方向運(yùn)動(dòng)的電機(jī)軸，共三個(gè)定位器，所以將球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)的軌跡轉(zhuǎn)化為9電機(jī)軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)；5)將自動(dòng)和點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑轉(zhuǎn)化為9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)；6)基于SynqNet總線構(gòu)建9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)，單根軸的位置伺服采用全閉環(huán)數(shù)字控制方式實(shí)現(xiàn)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控 制方法，其特征在于所述的根據(jù)位姿的相對(duì)調(diào)整量生成待調(diào)整飛機(jī)部件(3)的 點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑步驟是采用如下8種方法實(shí)現(xiàn)對(duì)位姿的相對(duì)調(diào)整量生成待調(diào)整 飛機(jī)部件(3)的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑1) 待調(diào)整飛機(jī)部件(3)位姿沿全局坐標(biāo)系X軸平移；2) 待調(diào)整飛機(jī)部件(3)位姿沿全局坐標(biāo)系Y軸平移；3) 待調(diào)整飛機(jī)部件(3)位姿沿全局坐標(biāo)系Z軸平移；4) 待調(diào)整飛機(jī)部件(3)位姿沿全局坐標(biāo)系矢量V的方向平移；5) 待調(diào)整飛機(jī)部件(3)位姿繞全局坐標(biāo)系X軸旋轉(zhuǎn)；6) 待調(diào)整飛機(jī)部件(3)位姿繞全局坐標(biāo)系Y軸旋轉(zhuǎn)；7) 待調(diào)整飛機(jī)部件(3)位姿繞全局坐標(biāo)系Z軸旋轉(zhuǎn)；8) 待調(diào)整飛機(jī)部件(3)位姿繞全局坐標(biāo)系矢量V旋轉(zhuǎn)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控 制方法，其特征在于所述的根據(jù)自動(dòng)調(diào)整路徑與點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑規(guī)劃出定位器(1)與待調(diào)整飛機(jī)部件(3)的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)(2)的軌跡步驟1) 對(duì)于待調(diào)整飛機(jī)部件(3)的平移路徑，采用基于時(shí)間的5 10次多項(xiàng) 式法規(guī)劃位置調(diào)整量，以使球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)(2)獲得較好的動(dòng)力學(xué)特性；2) 對(duì)于待調(diào)整飛機(jī)部件(3)的旋轉(zhuǎn)路徑，采用基于時(shí)間的5 10次多項(xiàng) 式法規(guī)劃角度調(diào)整量，以使球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)(2)獲得較好的動(dòng)力學(xué)特性。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控 制方法，其特征在于所述的將自動(dòng)和點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑轉(zhuǎn)化為9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的 驅(qū)動(dòng)參數(shù)步驟1) 對(duì)定位器(1)與待調(diào)整飛機(jī)部件(3)的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)(2)的連續(xù)軌跡 進(jìn)行分割，并以直線段將分割點(diǎn)連接，構(gòu)成多直線段軌跡，共有3條多直線段 軌跡，每個(gè)直線段的長(zhǎng)度為0.01 0.05mm。2) 每個(gè)直線段配置的時(shí)間間隔為0.05 0.25 s，每個(gè)直線段軌跡的速度為 0.1 0.2mm/so
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控 制方法，其特征在于所述的基于SynqNet總線構(gòu)建9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)，單根軸 的位置伺服采用全閉環(huán)數(shù)字控制方式實(shí)現(xiàn)步驟使用ZMP運(yùn)動(dòng)控制卡，配合使 用9個(gè)Danaher S200系列驅(qū)動(dòng)器、AKM系列伺服電機(jī)及海德漢直線光柵尺組成 的網(wǎng)絡(luò)節(jié)點(diǎn)，構(gòu)成9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于三個(gè)定位器的飛機(jī)部件位姿調(diào)整協(xié)同控制方法。包括如下步驟1)將飛機(jī)部件的自動(dòng)調(diào)整路徑處理為一次平移和一次旋轉(zhuǎn)，從當(dāng)前位姿到達(dá)目標(biāo)位姿；2)根據(jù)位姿的相對(duì)調(diào)整量生成飛機(jī)部件的點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑；3)根據(jù)自動(dòng)調(diào)整路徑與點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑規(guī)劃出定位器與飛機(jī)部件的球鉸聯(lián)結(jié)點(diǎn)的軌跡；4)將自動(dòng)和點(diǎn)動(dòng)調(diào)整路徑轉(zhuǎn)化為9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)的驅(qū)動(dòng)參數(shù)；5)基于SynqNet總線構(gòu)建9軸同步控制網(wǎng)絡(luò)，單根軸的位置伺服采用全閉環(huán)數(shù)字控制方式實(shí)現(xiàn)。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于1)可以規(guī)劃出飛機(jī)部件位姿調(diào)整的路徑；2)可以實(shí)現(xiàn)定位器單軸運(yùn)動(dòng)的全閉環(huán)控制；3)可以實(shí)現(xiàn)位姿調(diào)整系統(tǒng)的9軸同步運(yùn)動(dòng)。
文檔編號(hào)B64F5/00GK101362513SQ200810161669
公開日2009年2月11日 申請(qǐng)日期2008年9月19日 優(yōu)先權(quán)日2008年9月19日
發(fā)明者余進(jìn)海, 俞慈君, 斌 張, 強(qiáng) 方, 李江雄, 楊衛(wèi)東, 柯映林, 畢運(yùn)波, 秦龍剛, 蔣君俠, 賈叔仕, 郭志敏 申請(qǐng)人:浙江大學(xué)