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1、分析机身位置和姿态调整测量ok3s等提出了飞机自动化对接装配技术,利用柔性装配工装,由电机驱动实现翼身自动调姿[1],张斌等提出了基于POGO柱支撑的大型刚体位姿自动调整系统[2,3]。由于中机身调姿过程中存在许多误差源,实际位姿会偏离理论位姿,需测量实时位姿,形成位姿反馈,为减少位姿偏差提供前提条件。JohnHartmann等指出了数字化测量系统在飞机等飞行器快速形位测量和精准装配中的作用和意义[4~6]。邹方等介绍了激光跟踪仪在飞机对接装配中的应用,阐述了激光跟踪仪在飞机对接装配中保证对接精度的重要作用[7,8];梅中义等研究了基于激光跟踪定位的飞机部件对接的数字化柔性装配技术[9,10]
2、。虽然文献[7~10]介绍了激光跟踪仪测量飞机部件位姿的原理,但都只是针对静态位姿测量,整个调姿过程中,为修正运动轨迹,需多次中断调姿进程,测量部件静态位姿。该方法在进行多次、不连续的静态位姿测量时,激光跟踪仪均需重新引光,各测量点间距离远,增加了工作量,降低了调姿效率;同时调姿机构需频繁多次起停。文献[11]利用卡尔曼滤波给出了激光跟踪仪在空间目标位置跟踪应用的方法,然而在工程实际中部件装配不仅需要保证位置精度,还需确保姿态精度;同时标准的卡尔曼滤波无法避免线性化误差。为克服以上不足,本文以中机身调姿为研究对象,设计中机身自动调姿定位器,针对中机身调姿运动学特点,给出中机身轨迹拟合算法,研究
3、激光跟踪仪位姿跟踪策略,给出调姿基准点无偏卡尔曼滤波和外推迭代算法。在以上研究基础上,提出了基于定位器、动态位姿测量和调姿软件集成系统的中机身位姿自动精确调整方法,该方法实现了中机身位姿监控、实时驱动修正、位姿自动调整等功能。1中机身自动调姿定位器设计及其轨迹规划1.1中机身自动调姿托架式定位器设计如图1所示,用钩头螺栓将中机身固定在托架上,托架通过球绞工艺接头与调姿定位器相连。图2和图3分别为定位器结构及控制框图。定位器包括z向伸缩柱和x、y向驱动滑块,利用四个定位器驱动实现中机身调姿。1.2中机身调姿轨迹规划为保证调姿过程平稳、连续、无冲击,中机身运动轨迹须满足以下约束条件2中机身位姿标定
4、及定位器运动学逆解2.1中机身初始安装位姿标定方法以中机身设计坐标系作为中机身调姿坐标系(f-xfyfzf),选择精度容易保证、测量方便且无遮挡的点(p1~p4)作为调姿基准点(图1)。2.2定位器运动学逆解记中机身处于初始安装位姿时工艺接头球心。3.测量坐标为sqmj,在f-xfyfzf中的坐标为qfj,则有3中机身位姿跟踪测量及自动调姿3.1中机身位姿跟踪测量策略及自动调姿方法中机身上架后,在基准点位置分别安装靶球,激光跟踪仪摆放于中机身正前方;调姿过程中,利用激光跟踪仪提供的二次开发接口,通过编程,设定以基准点为搜索中心的空间搜索区域,驱动激光跟踪仪发出的激光至基准点理论坐标,再利用激光
5、跟踪仪对基准点附近空间区域自动搜索功能搜索靶球,实现当前基准点自动跟踪测量。然后,利用式(12)求得该测量时刻下一基准点的理论坐标,运用前一基准点相同的方法即可测得第二个基准点坐标。如此循环,可依次测得调姿过程中各基准点的动态坐标。为节约装配成本,采用一台激光跟踪仪实现中机身位姿跟踪测量。单台激光跟踪仪同一时间只能对单个基准点(靶球)进行测量,所以各基准点坐标测量时间不相同,需对各基准点测量时间进行统一,以便求解中机身位姿。为减少测量误差和其它噪声影响,运用无偏卡尔曼滤波和外推将所有测量坐标时间进行统一。利用统一后的坐标,使用与初始位姿标定相同的算法求解中机身动态位姿,比较动态位姿与理论位姿,
6、获得中机身调姿实时位姿误差。依据位姿误差,利用式(7)求得定位器实时位置与理论位置的差值,即定位器驱动应修正值,并将其与轨迹规划获得的定位器理论位置相融合,获得融合值后,调姿软件集成系统重新自动生成电机控制NC代码。同理,修正调姿基准点的跟踪测量搜索中心,实现中机身位姿跟踪测量。整个跟踪测量过程由专门研发的调姿软件集成系统完成位姿解算、轨迹规划、滤波递推NC代码生成等信息处理和信号发送功能,实现整个调姿过程的集中管理,统一控制。图5为基于调姿基准点的单台激光跟踪仪辅助中机身位姿自动调整流程图。3.2调姿动态系统的函数模型建立为使中机身调姿过程简单、可行且便于对阶段性调姿结果进行检测,将调姿划分
7、为4个阶段:1)横滚调姿:俯仰角、偏转角和位置均保持不变,横滚角调整至目标角度。2)俯仰调姿:横滚角、偏转角和位置均保持不变,俯仰角调整至目标角度。3)偏转调姿:横滚角、俯仰角和位置均保持不变,偏转角调整至目标角度。4)位置调整姿态保持不变,位置从初始位置调整至目标位置。(1)中机身调姿状态方程建立1)横滚调姿状态方程建立横滚调姿阶段,基准点理论坐标3.3调姿基准点无偏卡尔曼滤波和外推算法卡尔曼滤
