一種考慮長桁基準(zhǔn)對齊及直線度要求的飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿方法
【專利摘要】一種考慮長桁基準(zhǔn)對齊及直線度要求的飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿方法，有五大步驟：利用激光跟蹤儀測量固定機(jī)身段及調(diào)姿機(jī)身段端面基準(zhǔn)點(diǎn)、直線導(dǎo)軌基準(zhǔn)點(diǎn)及與調(diào)姿機(jī)身段連接的調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位器接頭位置坐標(biāo)；建立機(jī)身端面基準(zhǔn)點(diǎn)匹配及直線度匹配目標(biāo)函數(shù)，從而建立了飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿計(jì)算的數(shù)學(xué)模型；采用Gauss-Newton法進(jìn)行飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿模型迭代計(jì)算，得到調(diào)姿機(jī)身段與固定機(jī)身段最優(yōu)對接的位置坐標(biāo)及從初始位置到目標(biāo)位置的變換矩陣；根據(jù)獲得的變換矩陣計(jì)算與調(diào)姿機(jī)身段連接的調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位器接頭目標(biāo)位置坐標(biāo)，通過調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位器從初始位置到目標(biāo)位置的運(yùn)動(dòng)控制，實(shí)現(xiàn)調(diào)姿機(jī)身段與固定機(jī)身段對接。
【專利說明】一種考慮長桁基準(zhǔn)對齊及直線度要求的飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿 方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛機(jī)裝配【技術(shù)領(lǐng)域】，涉及一種考慮長桁基準(zhǔn)對齊及直線度要求的飛機(jī) 機(jī)身對接調(diào)姿方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 大型飛機(jī)機(jī)身等大部件對接裝配是一個(gè)復(fù)雜過程，在飛機(jī)機(jī)身端面上長衍位置的 對準(zhǔn)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)身對接。在飛機(jī)機(jī)身對接過程中，不僅需要考慮機(jī)身端面基準(zhǔn)點(diǎn)位置匹配， 還要考慮飛機(jī)機(jī)身整體直線度的問題。傳統(tǒng)飛機(jī)機(jī)身等大部件對接裝配主要采用大型固定 對接平臺，依靠裝配型架與工藝補(bǔ)償?shù)姆椒▍f(xié)調(diào)對接部件，使用吊車和牽引配合的手工試 對接方式完成對接過程，存在著工裝設(shè)計(jì)制造周期長、精度穩(wěn)定性差、通用性差等缺陷。隨 著計(jì)算機(jī)技術(shù)及數(shù)控技術(shù)的發(fā)展，形成了以數(shù)字化柔性裝配技術(shù)為主的飛機(jī)裝配技術(shù)，通 過飛機(jī)裝配柔性調(diào)姿系統(tǒng)對飛機(jī)大部件測量、調(diào)姿計(jì)算及運(yùn)動(dòng)控制，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)身等大部 件自動(dòng)化對接裝配，極大的提高了飛機(jī)總裝的工藝技術(shù)水平，提升了總裝過程的柔性和可 靠性。
[0003] 飛機(jī)機(jī)身等大部件對接裝配的調(diào)姿計(jì)算，主要是計(jì)算飛機(jī)機(jī)身初始位姿參數(shù)與目 標(biāo)位姿參數(shù)之間偏差，目前初始位姿參數(shù)通過激光跟蹤儀等測量設(shè)備對飛機(jī)機(jī)身上布置的 關(guān)鍵基準(zhǔn)點(diǎn)坐標(biāo)進(jìn)行測量，在此基礎(chǔ)上采用奇異值分解法、三點(diǎn)法、最小二乘法或幾種組合 算法計(jì)算飛機(jī)機(jī)身在全局坐標(biāo)系下的位姿參數(shù)，而飛機(jī)機(jī)身的目標(biāo)位姿為設(shè)計(jì)位姿，目標(biāo) 位姿參數(shù)與初始位姿參數(shù)之差即為調(diào)姿參數(shù)，通過控制調(diào)姿系統(tǒng)把每一段機(jī)身從初始位姿 調(diào)整到設(shè)計(jì)好的目標(biāo)位姿即完成對接調(diào)姿，在調(diào)姿計(jì)算中，飛機(jī)機(jī)身所有關(guān)鍵特征均融合 到了六個(gè)位姿參數(shù)中，與另一對接飛機(jī)機(jī)身段的關(guān)鍵特征無關(guān)，缺乏對兩段飛機(jī)機(jī)身段端 面基準(zhǔn)點(diǎn)匹配、直線座椅導(dǎo)軌直線度匹配等的綜合考慮。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明為了克服現(xiàn)有飛機(jī)機(jī)身等大部件對接裝配時(shí)僅根據(jù)設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)提供的目 標(biāo)位姿參數(shù)控制調(diào)姿系統(tǒng)進(jìn)行機(jī)身對接帶來的對兩段對接機(jī)身的匹配信息考慮不足的問 題，提供一種考慮長桁基準(zhǔn)對齊及直線度要求的飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿方法，根據(jù)最小二乘法 建立兩段對接機(jī)身端面基準(zhǔn)點(diǎn)匹配及機(jī)身導(dǎo)軌直線度匹配目標(biāo)函數(shù)，借鑒人工對接試配思 路采用Gauss-Newton法對飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿模型進(jìn)行迭代計(jì)算，獲得了飛機(jī)調(diào)姿機(jī)身段 目標(biāo)位姿參數(shù)，為調(diào)姿系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)控制提供位姿基礎(chǔ)。
[0005] 發(fā)明這種考慮基準(zhǔn)點(diǎn)對齊及直線度要求的飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿方法，其特征在于該 方法利用最小二乘法建立兩段對接機(jī)身端面基準(zhǔn)點(diǎn)匹配和機(jī)身直線度匹配目標(biāo)函數(shù)、采用 Gauss-Newton法對飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿模型進(jìn)行迭代計(jì)算以及通過控制與調(diào)姿機(jī)身段連接 的調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位器接頭從初始位置坐標(biāo)到達(dá)目標(biāo)位置坐標(biāo)，實(shí)現(xiàn)調(diào)姿機(jī)身段與固定 機(jī)身段端面基準(zhǔn)點(diǎn)和機(jī)身直線度最優(yōu)匹配對接的方法，該方法具體步驟如下：
[0006] 步驟一、利用激光跟蹤儀等測量設(shè)備測量固定機(jī)身段及調(diào)姿機(jī)身段端面基準(zhǔn)點(diǎn)、 直線導(dǎo)軌基準(zhǔn)點(diǎn)及與調(diào)姿機(jī)身段連接的調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位器接頭初始位置坐標(biāo)，并轉(zhuǎn)換 為全局坐標(biāo)。
[0007] 步驟二、設(shè)調(diào)姿機(jī)身段通過繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)θχ、0y、θ ζ角度，并沿x、y、z軸平移 gx、gy、gz，得到調(diào)姿機(jī)身段目標(biāo)位置，利用最小二乘法，建立經(jīng)旋轉(zhuǎn)平移后調(diào)姿機(jī)身段端面 基準(zhǔn)點(diǎn)匹配及機(jī)身直線度匹配目標(biāo)函數(shù)，并根據(jù)重要性設(shè)置權(quán)值。
[0008] 步驟三、根據(jù)連續(xù)函數(shù)最小值原理，目標(biāo)函數(shù)偏導(dǎo)數(shù)等于零，得到六個(gè)六元非線性 方程組，從而建立了飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿計(jì)算的數(shù)學(xué)模型。
[0009] 步驟四、利用Gauss-Newton法進(jìn)行飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿迭代計(jì)算。給定初始值，采 用Gauss-Newton法數(shù)值求解非線性方程，若求解結(jié)果與目標(biāo)值偏差較大，則以此次求解初 值為下一次計(jì)算的初始值進(jìn)行迭代求解，直到求解結(jié)果與目標(biāo)值偏差在設(shè)定范圍內(nèi)，若在 設(shè)定迭代次數(shù)仍不能收斂，則改變初始值重新進(jìn)行計(jì)算。通過數(shù)值求解，得到了調(diào)姿機(jī)身段 初始位姿與目標(biāo)位姿的坐標(biāo)變換矩陣。
[0010] 步驟五、利用步驟四得到的坐標(biāo)變換矩陣，計(jì)算與調(diào)姿機(jī)身段連接的調(diào)姿系統(tǒng)三 坐標(biāo)定位器接頭的目標(biāo)位置，通過調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位器運(yùn)動(dòng)控制，實(shí)現(xiàn)調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo) 定位器接頭從初始位置到目標(biāo)位置的移動(dòng)，可以保證調(diào)姿機(jī)身段從初始位姿到目標(biāo)位姿的 調(diào)整，從而實(shí)現(xiàn)與固定機(jī)身段端面基準(zhǔn)點(diǎn)和機(jī)身直線度最優(yōu)匹配對接。
[0011] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：
[0012] (1)本發(fā)明解決了目前飛機(jī)機(jī)身等大部件對接過程中不能考慮飛機(jī)機(jī)身直線度的 不足，建立了對接機(jī)身段基準(zhǔn)點(diǎn)位置匹配及直線度匹配的計(jì)算模型，能夠?qū)崿F(xiàn)調(diào)姿機(jī)身段 與固定機(jī)身段端面基準(zhǔn)點(diǎn)和機(jī)身直線度最優(yōu)匹配對接。
[0013] (2)對于本發(fā)明的應(yīng)用范圍，涉及基準(zhǔn)點(diǎn)對齊及直線度匹配的研宄。該方法既適用 于飛機(jī)機(jī)身等大部件對接裝配，對于船舶分段裝配等分段對接的基準(zhǔn)點(diǎn)匹配也有很好的指 導(dǎo)作用。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0014] 圖1為本發(fā)明一種考慮基準(zhǔn)點(diǎn)對齊及直線度要求的飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿方法流程 圖；
[0015] 圖2為機(jī)身對接調(diào)姿計(jì)算模型Gauss-Newton迭代算法流程圖；
[0016] 圖3為機(jī)身端面基準(zhǔn)點(diǎn)的布置圖；
[0017] 圖4為機(jī)身對接示意圖；
[0018] 圖5為機(jī)身對接定位器運(yùn)動(dòng)控制不意圖；
[0019] 圖中符號說明如下：
[0020] 圖2中，F(xiàn)LAG為算法迭代結(jié)束條件，N為迭代次數(shù)，xO為算法初始值，MO為初始計(jì) 算矩陣，M為過程矩陣；圖5中PU P2、P3、P4為四個(gè)定位器接頭初始位置坐標(biāo)，ΡΓ、P2'、 P3'、P4'為四個(gè)定位器接頭目標(biāo)位置坐標(biāo)

【具體實(shí)施方式】
[0021] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明方法的實(shí)施方式做詳細(xì)說明。該方法的流程圖如圖1所 不ο
[0022] 發(fā)明這種考慮基準(zhǔn)點(diǎn)對齊及直線度要求的飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿方法，其特征在于 (1)該方法利用最小二乘法建立兩段對接機(jī)身端面基準(zhǔn)點(diǎn)匹配和機(jī)身直線度匹配目標(biāo)函 數(shù)；（2)采用Gauss-Newton法對飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿模型進(jìn)行迭代計(jì)算；（3)通過控制與調(diào) 姿機(jī)身段連接的調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位器接頭從初始位置坐標(biāo)到達(dá)目標(biāo)位置坐標(biāo)實(shí)現(xiàn)調(diào)姿 機(jī)身段與固定機(jī)身段端面基準(zhǔn)點(diǎn)和機(jī)身直線度最優(yōu)匹配對接的方法，該方法具體步驟如 下：
[0023] 步驟一、使用激光跟蹤儀等測量設(shè)備對兩段對接機(jī)身端面基準(zhǔn)點(diǎn)、導(dǎo)軌基準(zhǔn)點(diǎn)及 調(diào)姿機(jī)身段定位器接頭位置坐標(biāo)進(jìn)行測量，轉(zhuǎn)換到全局坐標(biāo)系下，得到的調(diào)姿機(jī)身段端面 基準(zhǔn)點(diǎn)坐標(biāo)為A i (xai, yai, zai) (i = 1，2···，m)，直線導(dǎo)軌基準(zhǔn)點(diǎn)坐標(biāo)為Bj (xbj, ybj, zbj) (j = I, 2…，η)，調(diào)姿機(jī)身段定位器接頭位置坐標(biāo)為Pk (xk, yk, zk) (k = I, 2···, K, K為定位器個(gè) 數(shù)）；固定機(jī)身段端面基準(zhǔn)點(diǎn)坐標(biāo)為A/ (xai'，yai'，zai'）（i = 1, 2···,πι)，導(dǎo)軌基準(zhǔn)點(diǎn)為 B/ (xb,，ybj'，zbj'）（j = 1，2...，η) 〇
[0024] 步驟二、調(diào)姿機(jī)身段在初始位置繞x、y、z軸逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)θχ、0y、θ ζ角度，沿x、y、 Z軸平移gx、gy、gz，坐標(biāo)變換表示為：
[0025] M ( θ χ，Θ y，Θ z，gx，gy，gz) = Mtl (gx，gy，gz) Mx ( θ χ) My ( Θ y) Mz ( θ z)式 1
[0026] 其中，Mz為繞z軸逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)Θ z角度變換矩陣：

【權(quán)利要求】
1. 一種考慮長桁基準(zhǔn)對齊及直線度要求的飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿方法，其特征在于：該方 法具體步驟如下： 步驟一、利用激光跟蹤儀測量固定機(jī)身段及調(diào)姿機(jī)身段端面基準(zhǔn)點(diǎn)、直線導(dǎo)軌基準(zhǔn)點(diǎn) 及與調(diào)姿機(jī)身段連接的調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位器接頭初始位置坐標(biāo)，并轉(zhuǎn)換為全局坐標(biāo)； 步驟二、設(shè)調(diào)姿機(jī)身段通過繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)0X、0y、9Z角度，并沿x、y、z軸平移g x、 gy、gz，得到調(diào)姿機(jī)身段目標(biāo)位置，利用最小二乘法，建立經(jīng)旋轉(zhuǎn)平移后調(diào)姿機(jī)身段端面基準(zhǔn) 點(diǎn)匹配及機(jī)身直線度匹配目標(biāo)函數(shù)，并根據(jù)重要性設(shè)置權(quán)值； 步驟三、根據(jù)連續(xù)函數(shù)最小值原理，目標(biāo)函數(shù)偏導(dǎo)數(shù)等于零，得到六個(gè)六元非線性方程 組，從而建立了飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿計(jì)算的數(shù)學(xué)模型； 步驟四、利用Gauss-Newton法進(jìn)行飛機(jī)機(jī)身對接調(diào)姿迭代計(jì)算，給定初始值，采用 Gauss-Newton法數(shù)值求解非線性方程，若求解結(jié)果與目標(biāo)值偏差較大，則以此次求解初值 為下一次計(jì)算的初始值進(jìn)行迭代求解，直到求解結(jié)果與目標(biāo)值偏差在設(shè)定范圍內(nèi)；若在設(shè) 定迭代次數(shù)仍不能收斂，則改變初始值重新進(jìn)行計(jì)算，通過數(shù)值求解，得到了調(diào)姿機(jī)身段初 始位姿與目標(biāo)位姿的坐標(biāo)變換矩陣； 步驟五、利用步驟四得到的坐標(biāo)變換矩陣，計(jì)算與調(diào)姿機(jī)身段連接的調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo) 定位器接頭的目標(biāo)位置，通過調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位器運(yùn)動(dòng)控制，實(shí)現(xiàn)調(diào)姿系統(tǒng)三坐標(biāo)定位 器接頭從初始位置到目標(biāo)位置的移動(dòng)，保證調(diào)姿機(jī)身段從初始位姿到目標(biāo)位姿的調(diào)整，從 而實(shí)現(xiàn)與固定機(jī)身段端面基準(zhǔn)點(diǎn)和機(jī)身直線度最優(yōu)匹配對接。
【文檔編號】B64F5/00GK104477402SQ201410650785
【公開日】2015年4月1日 申請日期:2014年11月15日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月15日
【發(fā)明者】張俐, 李圓 申請人:北京航空航天大學(xué)