本發(fā)明涉及一種氣動(dòng)載荷彈性誤差補(bǔ)償方法，特別涉及一種氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的非解耦六自由度機(jī)構(gòu)末端位姿誤差補(bǔ)償法。

背景技術(shù)：

風(fēng)洞是進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)研究與飛行器研制的最基本試驗(yàn)設(shè)備,每一種新型飛行器的研制都必須在風(fēng)洞試驗(yàn)中進(jìn)行大量的吹風(fēng)試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)的主要目的是獲取高精度的準(zhǔn)確可靠的空氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)。工業(yè)、軍事技術(shù)發(fā)展領(lǐng)域要求機(jī)構(gòu)物體運(yùn)動(dòng)精度高，試驗(yàn)段內(nèi)的氣動(dòng)載荷對(duì)飛行器末端變形產(chǎn)生一定影響，飛行器末端姿態(tài)的高精度控制直接決定風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。

風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，模型末端受到氣動(dòng)載荷作用試驗(yàn)支撐運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)會(huì)發(fā)生彈性變形，測(cè)量模型的實(shí)際位姿會(huì)偏離期望位姿，這就存在一定誤差，這種變形誤差對(duì)飛行器的氣動(dòng)特性會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重影響，為了降低變形誤差，需要采用措施及時(shí)修正彈性變形誤差，從而提高模擬飛行器試驗(yàn)精度。因此，本發(fā)明提供一種非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)氣動(dòng)載荷彈性誤差補(bǔ)償方法，以解決上述問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種使用可靠的且能夠保證風(fēng)洞試驗(yàn)精度的氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的非解耦六自由度機(jī)構(gòu)末端位姿誤差補(bǔ)償法，該誤差補(bǔ)償方法能夠確保該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)在參與該風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)的精度。

為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明提供一種氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的非解耦六自由度機(jī)構(gòu)末端位姿誤差補(bǔ)償法，其中該氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的非解耦六自由度機(jī)構(gòu)末端位姿誤差補(bǔ)償法包括如下步驟：

I：統(tǒng)計(jì)一飛行器模型末端的位姿，以建立與該飛行器末端的位姿相關(guān)的一位姿數(shù)據(jù)庫；

II：根據(jù)末端單位氣動(dòng)載荷與末端位姿，建立一彈性變形誤差數(shù)據(jù)庫；

III：查閱彈性變形誤差數(shù)據(jù)庫，求得一位姿下的氣動(dòng)載荷末端位姿誤差，由機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)逆解，得到伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度誤差補(bǔ)償量，實(shí)時(shí)修正伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度，及時(shí)補(bǔ)償氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的彈性變形誤差。

作為對(duì)本發(fā)明的該氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的非解耦六自由度機(jī)構(gòu)末端位姿誤差補(bǔ)償法的進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施例在該步驟III中可替換步驟：

III.1：查閱彈性變形誤差數(shù)據(jù)庫，得到一位姿下氣動(dòng)載荷末端位姿誤差，建立一末端位姿誤差補(bǔ)償表。

III.2：直接查閱末端位姿誤差補(bǔ)償表，得到伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度誤差補(bǔ)償量，實(shí)時(shí)修正旋轉(zhuǎn)角度，實(shí)現(xiàn)全行程動(dòng)態(tài)補(bǔ)償氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的彈性變形誤差，降低氣動(dòng)載荷的彈性變形誤差。

本發(fā)明的該氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的非解耦六自由度機(jī)構(gòu)末端位姿誤差補(bǔ)償法的優(yōu)勢(shì)在于：統(tǒng)計(jì)一飛行器模型末端的位姿，建立氣動(dòng)載荷影響下的飛行器模型末端的一彈性變形誤差數(shù)據(jù)庫，通過彈性變形誤差數(shù)據(jù)庫，得到末端位姿誤差，通過機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)逆解或檢索末端位姿補(bǔ)償表兩種方法求得伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度補(bǔ)償量。在后續(xù)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，根據(jù)該飛行器模型末端的位姿與受到的氣動(dòng)載荷，在彈性變形誤差補(bǔ)償數(shù)據(jù)庫中快速地查找到一補(bǔ)償值，以對(duì)該飛行器末端的位姿進(jìn)行補(bǔ)償，通過這樣的步驟，能夠減少繁重復(fù)雜的測(cè)量計(jì)算過程，縮短相應(yīng)的試驗(yàn)時(shí)間，更為重要的是，通過該誤差補(bǔ)償方法，能夠提高整體風(fēng)洞試驗(yàn)效率，以保證該風(fēng)動(dòng)試驗(yàn)的順利進(jìn)行和可靠性。

附圖說明

為了獲得本發(fā)明的上述和其他優(yōu)點(diǎn)和特點(diǎn)，以下將參照附圖中所示的本發(fā)明的具體實(shí)施例對(duì)以上概述的本發(fā)明進(jìn)行更具體的說明。應(yīng)理解的是，這些附圖僅示出了本發(fā)明的典型實(shí)施例，因此不應(yīng)被視為對(duì)本發(fā)明的范圍的限制，通過使用附圖，將對(duì)本發(fā)明進(jìn)行更具體和更詳細(xì)的說明和闡述。在附圖中：

圖1是風(fēng)動(dòng)試驗(yàn)中的非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)的立體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2是氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的非解耦六自由度機(jī)構(gòu)末端位姿誤差補(bǔ)償法的流程示意圖。

具體實(shí)施方式

以下描述用于揭露本發(fā)明以使本領(lǐng)域技術(shù)人員能夠?qū)崿F(xiàn)本發(fā)明。以下描述中的優(yōu)選實(shí)施例只作為舉例，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以想到其他顯而易見的變型。在以下描述中界定的本發(fā)明的基本原理可以應(yīng)用于其他實(shí)施方案、變形方案、改進(jìn)方案、等同方案以及沒有背離本發(fā)明的精神和范圍的其他技術(shù)方案。

如圖1和圖2所示，依本發(fā)明的發(fā)明精神提供一種氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的非解耦六自由度機(jī)構(gòu)末端位姿誤差補(bǔ)償法，以對(duì)非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)參與風(fēng)動(dòng)試驗(yàn)時(shí)進(jìn)行誤差補(bǔ)償，從而提高該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)的可靠性和精確度，以保證該風(fēng)動(dòng)試驗(yàn)的順利進(jìn)行。

在圖1中示出的該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)，該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)包括一個(gè)基座1、一個(gè)Z向運(yùn)動(dòng)構(gòu)件2、一個(gè)X向運(yùn)動(dòng)構(gòu)件3、一個(gè)偏航β運(yùn)動(dòng)構(gòu)件4、一個(gè)Y向運(yùn)動(dòng)構(gòu)件5、一個(gè)俯仰α運(yùn)動(dòng)構(gòu)件6以及一個(gè)滾轉(zhuǎn)γ運(yùn)動(dòng)構(gòu)件7，這七個(gè)部分組成該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)，其中該Z向運(yùn)動(dòng)構(gòu)件2、該X向運(yùn)動(dòng)構(gòu)件3、該偏航β運(yùn)動(dòng)構(gòu)件4、該Y向運(yùn)動(dòng)構(gòu)件5、該俯仰α運(yùn)動(dòng)構(gòu)件6以及該滾轉(zhuǎn)γ運(yùn)動(dòng)構(gòu)件7采用內(nèi)嵌式的結(jié)構(gòu)組合在一起，以形成該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)，以使該機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)緊湊、整體剛度好且可靠性更高。該Z向運(yùn)動(dòng)構(gòu)件2、該X向運(yùn)動(dòng)構(gòu)件3、該偏航β運(yùn)動(dòng)構(gòu)件4、該Y向運(yùn)動(dòng)構(gòu)件5、該俯仰α運(yùn)動(dòng)構(gòu)件6和該滾轉(zhuǎn)γ運(yùn)動(dòng)構(gòu)件7分別由伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)，以使該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)的每個(gè)自由度由對(duì)應(yīng)的伺服電機(jī)單獨(dú)地控制驅(qū)動(dòng)，當(dāng)飛行器模型中心不在偏航圓弧導(dǎo)軌圓心與俯仰圓弧導(dǎo)軌圓心的連線上時(shí)，該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)不完全解耦，即形成該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)。

在使用該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)參與該風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，本發(fā)明提供了一種氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的非解耦六自由度機(jī)構(gòu)末端位姿誤差補(bǔ)償法，該誤差補(bǔ)償方法基于建立大量的理論與試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫，根據(jù)輸出量參數(shù)，快速地查詢檢索得到修正輸入量值，以使該誤差補(bǔ)償方法具有響應(yīng)時(shí)間快、精度高、效率高、實(shí)時(shí)彈性誤差變形補(bǔ)償?shù)忍攸c(diǎn)，其中輸出量參數(shù)為飛行器模型末端位姿和所受氣動(dòng)載荷量，其中修正輸入量值為伺服電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)角度補(bǔ)償量。

具體地說，該誤差補(bǔ)償方法進(jìn)一步包括圖2流程圖所示步驟：

步驟一、計(jì)算得到飛行器模型末端的位姿，其中位姿是對(duì)飛行器模型末端所處狀態(tài)的描述，即3個(gè)運(yùn)動(dòng)位移x(t)、y(t)、z(t)和3個(gè)運(yùn)動(dòng)角度α(t)、β(t)、γ(t)。該非解耦空間六自由度機(jī)構(gòu)的輸入量用伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度表示，旋轉(zhuǎn)角度為θ＝[θ1(t),θ2(t),θ3(t),θ4(t),θ5(t),θ6(t)]。經(jīng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)的正解算法得到飛行器末端位姿W＝[x(t),y(t),z(t),α(t),β(t),γ(t)]，存儲(chǔ)建立正解位姿數(shù)據(jù)表A。

步驟二、建立氣動(dòng)載荷影響下的彈性變形誤差表B。在風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)中，飛行器模型受到氣動(dòng)載荷的作用，通過飛行器模型內(nèi)部天平實(shí)時(shí)測(cè)量，可以得到飛行器模型末端六分量氣動(dòng)載荷Q＝[Fx,Fy,Fz,Mx,My,Mz]，經(jīng)六分量氣動(dòng)載荷單位化，得到單位六分量動(dòng)態(tài)力Q0＝[F0x,F0y,F0z,M0x,M0y,M0z]。氣動(dòng)載荷與單位六分量力具有線性關(guān)系。在單位六分量力作用下，飛行器模型末端不同位姿的彈性變形誤差量不同，由實(shí)際測(cè)量位姿量與正解位姿表，得到飛行器模型末端彈性變形誤差量(Δx,Δy,Δz,Δα,Δβ,Δγ)，根據(jù)彈性變形誤差量和單位六分量力，求得轉(zhuǎn)化矩陣，即在空間行程范圍內(nèi)存儲(chǔ)構(gòu)建的彈性變形誤差表B。在不同位姿表A所列的位姿下建立單位氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的彈性變形誤差表B。

步驟三、在不同位姿情況下，測(cè)量飛行器模型末端氣動(dòng)載荷，檢索彈性變形誤差表B得到單位氣動(dòng)載荷下的末端彈性變形誤差(ΔX,ΔY,ΔZ,Δα,Δβ,Δγ)，再乘以單位化載荷系數(shù)得到單位化前的氣動(dòng)載荷下的末端彈性變形誤差，直接由機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)逆解，得到不同位姿在氣動(dòng)載荷下伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度補(bǔ)償量(Δθ1,Δθ2,Δθ3,Δθ4,Δθ5,Δθ6)，及時(shí)修正伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度。

根據(jù)本發(fā)明的該誤差補(bǔ)償方法的另一個(gè)方面，該誤差補(bǔ)償方法還可以包括如下步驟：

步驟一、正解計(jì)算得到飛行器模型末端的位姿。設(shè)置伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度為已知輸入量，給定輸入量，即伺服電機(jī)的旋轉(zhuǎn)角度為θ＝[θ1,θ2,θ3,θ4,θ5,θ6]，通過機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)正解，運(yùn)用MATLAB計(jì)算得到飛行器模型末端的實(shí)時(shí)位姿W＝[x(t),y(t),z(t),α(t),β(t),γ(t)]。

步驟二、建立氣動(dòng)載荷影響下彈性變形誤差表B。在飛行器模型風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)中，建立飛行器模型在單位六分量力作用下不同位姿的彈性變形構(gòu)成的彈性變形誤差表B。

步驟三、建立末端位姿誤差補(bǔ)償表C。在彈性變形誤差表B基礎(chǔ)上，計(jì)算得到飛行器末端不同位姿誤差，由機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)逆解，建立不同位姿和單位氣動(dòng)載荷下6個(gè)旋轉(zhuǎn)角度補(bǔ)償量的末端位姿誤差補(bǔ)償表C。

由不同位姿和氣動(dòng)載荷查表B，獲得單位氣動(dòng)載荷下的末端彈性變形誤差，再檢索末端誤差補(bǔ)償表C，得到不同位姿在單位氣動(dòng)載荷下伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度補(bǔ)償量(Δθ1,Δθ2,Δθ3,Δθ4,Δθ5,Δθ6)，再經(jīng)縮放獲得不同位姿和不同氣動(dòng)載荷下伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)角度補(bǔ)償量，進(jìn)而修正6個(gè)旋轉(zhuǎn)角度，實(shí)現(xiàn)全行程動(dòng)態(tài)補(bǔ)償氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的彈性變形誤差，降低氣動(dòng)載荷的彈性變形誤差。

根據(jù)飛行器模型內(nèi)部天平實(shí)時(shí)測(cè)量的末端6分量動(dòng)態(tài)力，檢索彈性變形誤差表B得到6維動(dòng)態(tài)力彈性變形產(chǎn)生的末端位姿誤差，基于末端位姿誤差補(bǔ)償表C實(shí)時(shí)修正6個(gè)旋轉(zhuǎn)角度，從而全行程動(dòng)態(tài)補(bǔ)償氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的彈性變形誤差，

以上對(duì)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例進(jìn)行了詳細(xì)說明，但該內(nèi)容僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例，不能被認(rèn)為用于限定本發(fā)明的實(shí)施范圍。凡依本發(fā)明申請(qǐng)范圍所作的均等變化與改進(jìn)等，均應(yīng)仍歸屬于本發(fā)明的專利涵蓋范圍之內(nèi)。