基于 3-2-1 随动式定位器的飞机部件位姿调整方法 技术领域 本发明涉及一种飞机部件位姿调整方法， 更具体地是一种基于 3-2-1 随动式定位 器的飞机部件位姿调整方法。
技术背景 传统飞机大部件对接装配 ( 机身前中后段对接、 机翼机身对接等 )， 采用手动式定 位器支撑飞机部件和光学辅助定位的方法， 实现部件的位姿调整。这种方式由于完全依赖 于人工经验和手动操作， 劳动强度大， 调姿效率低， 调姿精度难以保证。为克服传统飞机部 件调姿方法不足， 结合高精度测量设备 ( 激光跟踪测量仪、 室内 GPS 或激光雷达 )， 采用定位 器自动联动数字化驱动与控制技术， 实现飞机部件位姿精确自动调整以成为现代飞机制造 业发展趋势。近十余年来， 波音 777、 787， 空客的 A340、 A380 已逐步采用飞机大部件自动定 位器联动驱动与控制系统代替手动对接。
在飞机部件位姿调整过程中， 自动定位器通过工艺接头与飞机部件相连 ； 通过多 个自动定位器相互空间平移运动组合， 最终实现飞机部件的精确空间平移和旋转。 目前， 依 据自由度驱动的差别， 自动定位器分为两类 ： 主动式和随动式。 主动式是指在 XYZ 三个方向 都有伺服电机驱动， 类似于三坐标数控机床。随动式是指在 XYZ 三个方向仅仅有一个或两 个方向上伺服电机驱动， 剩余的两个或一个方向上不受约束， 处于自由滑动状态。
飞机部件调姿过程， 如果全部采用主动式定位器构成自动定位系统， 能够精确控 制所有定位器在三个自由度上的空间位置， 但也存在如下问题 ：
1) 主动式自动定位调姿算法复杂。主动式自动定位调姿系统为自由度冗余系统。 一个定位器有 3 个自由度， 如果使用 3 个定位器则构成 9 个自由度， 而飞机部件空间刚体运 动只有 6 个自由度 ： 3 个平移和 3 个旋转冗余 3 个自由度。为了保证飞机部件能够实现刚 体运动， 调姿算法必须有足够的稳定性和精确性， 其计算结果能够确保所有定位器自由度 必须协调运动， 使得飞机部件在运动过程中不会发生形变， 避免导致部件或定位系统发生 破坏。
2) 由于系统调姿过程中， 存在运动冗余协调的问题， 因此对整个系统的定位机构 运动精度、 运动反馈装置、 运动控制系统的协调控制性能都提出很高的要求 ： 定位运动机构 必须有足够的结构刚强度加工制造精度， 以确保飞机自重载荷下不会发生变形和破坏， 并 且能够精确运动到指定位置 ； 运动反馈装置， 如力传传感器、 位移传感器， 必须能精确地准 确反馈运动机构当前状态和位置， 对发生的问题 ( 碰撞、 卡死 ) 能够及时反馈 ； 运动控制系 统必须能够依照位姿算法生成的结果， 有效并精确地控制多个轴进行同步协调运动， 确保 部件的刚体柔性运动。基于这些要求， 将导致系统硬件架构过于复杂， 可靠度低。
3) 目前， 飞机制造厂用于飞机部件对接装配的定位器大多采用手摇随动式定位 器。如果采用全自由度系统， 势必需要重新设计并制造全新的系统， 旧有系统无法重新利 用， 造成生产成本增加和不必要的浪费。 旧有的系统可通过技术改造， 对手动驱动部位加装 伺服电机， 构成随动式自动定位器。
发明内容 本发明解决的技术问题是提供一种基于 3-2-1 随动式定位器的飞机部件位姿调 整方法 ；
为了解决上述技术问题， 本发明一种基于 3-2-1 随动式定位器的飞机部件位姿调 整方法， 包括以下步骤 ：
步骤一、 将待调整飞机部件通过球铰型工艺接头放置在 3 个分别为三自由度定位 器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 上 ；
步骤二、 在待调整飞机部件上设置 N 个测量点， 其中 N ≥ 4 且 N 为正整数， 利用激 光跟踪仪测量每个测量点获得每个测量点的实测坐标 ；
步骤三、 控制系统根据测量点的实测坐标和目标坐标计算待调整飞机部件当前空 间姿态和目标姿态的差异， 即为待调整飞机部件的空间姿态角度调整量 α、 β、 γ， 实测坐 标和目标坐标满足 ：
其中 Po ＝ [xo yo zo]T 为部件平移量， R 为飞机部件姿态矩阵， X1o X2o… Xno 为测量 点的目标坐标， X1 X2… Xn 为测量点的实测坐标 ；
步骤四、 控制系统利用步骤三中角度调整量 α、 β、 γ， 计算出三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 分别在 XYZ、 YZ 和 Z 轴方向上的调整量 Δx3a Δy3a Δz3a、 Δy3b Δz3b、 Δx3c ：
其中 [x3a y3a z3a]T 为三自由度定位器 3a 的当前空间坐标值， [0 y3b z3b]T 为二自 由度定位器 3b 的当前空间坐标 Y 和 Z 轴值， [0 0 z3c]T 为单自由度定位器 3c 的当前空间坐 标的 Z 轴值 ；
步骤五、 三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 依据上述调 整量 Δx3a Δy3a Δz3a、 Δy3b Δz3b、 Δz3c， 驱动三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单 自由度定位器 3c 分别在 XYZ、 YZ 和 Z 轴向上运动 ；
步骤六、 使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量， 获得测量点的新坐标 ；
步骤七、 根据步骤六中测量到的测量点的新坐标， 控制系统计算获得待调整飞机 部件当前空间姿态与目标姿态的差异， 若 α、 β、 γ 均等于零， 则执行步骤八， 否则返回步
骤四 ； 步骤八、 控制系统计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异 Δx， Δy， Δz ：
其中， xo yo zo 为平移调整量 ；
步骤九、 根据步骤八中计算出的差异， 驱动三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 分别在 XYZ、 YZ 和 Z 轴向上运动， 运动量分别为 Δx Δy Δz， Δy Δz， Δz ；
步骤十、 再次使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量， 获得测量点的新坐 标；
步骤十一、 根据步骤十中测量到的测量点的新坐标， 控制系统计算待调整飞机部 件当前空间位置与目标位置之间的差异， 若 Δx， Δy， Δz 均等于零， 则结束调姿过程， 否则 返回步骤八。
本发明与现有技术相比， 其显著的优点 ：
1) 本发明采用的调姿算法简单， 容易实现， 克服了主动式自动定位调姿算法复杂 的困难 ；
2) 适应性好， 不会导致飞机部件调姿过程中出现非刚体性运动， 确保调姿过程安 全；
3) 对定位系统软硬件要求低， 可有效降低生产成本。
附图说明
图 1 为本发明中实施例的示意图。具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
本发明一种基于 3-2-1 随动式定位器的飞机部件位姿调整方法， 包括以下步骤 ：
步骤一、 将待调整飞机部件通过球铰型工艺接头放置在 3 个分别为三自由度定位 器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 上 ；
步骤二、 在待调整飞机部件上设置 N 个测量点， 其中 N ≥ 4 且 N 为正整数， 利用激 光跟踪仪测量每个测量点获得每个测量点的实测坐标 ；
步骤三、 控制系统根据测量点的实测坐标和目标坐标计算待调整飞机部件当前空 间姿态和目标姿态的差异， 即为待调整飞机部件的空间姿态角度调整量 α、 β、 γ， 具体为 ： 记待调整飞机部件空间姿态角调整量为 α、 β、 γ， 部件姿态矩阵 R 为 ：
则有实测坐标和目标坐标满足 ：
其中 Po ＝ [xo yo zo]T 为部件平移量， 将式 (1) 改写为 ：
记式 (2) 的 Jocabi 矩阵为 ：
利用高斯 - 牛顿迭代法求解式 (2)， 得到， 迭代算法为 ：式 (3) 中， x ＝ [α β γ xo yo zo]T， αβγ 为姿态角调整量， xo yo zo 为平移调 整量， 迭代次数 k ＝ 1， L。
步骤四、 控制系统利用步骤三中角度调整量 α、 β、 γ， 计算出三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 分别在 XYZ、 YZ 和 Z 轴方向上的调整量 Δx3a Δy3a Δz3a、 Δy3b Δz3b、 Δz3c， 具体为 ：
其中 [x3a y3a z3a]T 为三自由度定位器 3a 的当前空间坐标值， [0 y3b z3b]T 为二自 由度定位器 3b 的当前空间坐标 Y 和 Z 轴值， [0 0 z3c]T 为单自由度定位器 3c 的当前空间坐 标的 Z 轴值 ；
步骤五、 三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 依据上述调 整量 Δx3a Δy3a Δz3a、 Δy3b Δz3b Δz3c， 驱动三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单 自由度定位器 3c 分别在 XYZ、 YZ 和 Z 轴向上运动 ；
步骤六、 使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量， 获得测量点的新坐标 ；
步骤七、 根据步骤六中测量到的测量点的新坐标， 控制系统计算获得待调整飞机 部件当前空间姿态与目标姿态的差异， 若 α、 β、 γ 均等于零， 则执行步骤八， 否则返回步
骤四 ； 步骤八、 控制系统计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异 Δx， Δy， Δz， 具体为 ：
步骤九、 根据步骤八中计算出的差异， 驱动三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 分别在 XYZ、 YZ 和 Z 轴向上运动， 运动量分别为 Δx Δy Δz， Δy Δz， Δz ；
步骤十、 再次使用激光跟踪测量仪对测量点进行重新测量， 获得测量点的新坐 标；
步骤十一、 根据步骤十中测量到的测量点的新坐标， 控制系统计算待调整飞机部 件当前空间位置与目标位置之间的差异， 若 Δx， Δy， Δz 均等于零， 则结束调姿过程， 否则 返回步骤八。
实施例
如图 1 所示， 一种基于 3-2-1 随动式定位器的飞机部件位姿调整方法， 包括以下步骤： 步骤一、 将待调整飞机部件 2 通过球铰型工艺接头放置在 3 个分别为三自由度定 位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 上 ；
步骤二、 在待调整飞机部件上设置 4 个测量点 2a、 2b、 2c、 2d， 利用激光跟踪仪 1 测 量每个测量点获得每个测量点的实测坐标 Xa、 Xb、 Xc 和 Xd ；
步骤三、 控制系统 4 据测量点的实测坐标 Xa、 Xb、 X c、 Xd 和目标坐标 Xao、 Xbo、 Xco、 Xdo 计算待调整飞机部件当前空间姿态和目标姿态的差异， 即为待调整飞机部件的空间姿态角 度调整量 α、 β、 γ， 具体为 ： 记待调整飞机部件 2 空间姿态角调整量为 α、 β、 γ， 部件姿 态矩阵 R 为 ：
则有实测坐标和目标坐标满足 ：
其中 Po ＝ [xo yo zo]T， 为坐标系平移量， 将式 (1) 改写为 ：
记式 (2) 的 Jocabi 矩阵为 ：
利用高斯 - 牛顿迭代法求解式 (2)， 得到， 迭代算法为 ：式 (3) 中， x ＝ [α β γ xo yo zo]T， 迭代次数 k ＝ 1， L。
步骤四、 控制系统 4 用步骤三中角度调整量 α、 β、 γ， 计算出三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 分别在 XYZ、 YZ 和 Z 轴方向上的调整量 Δx3a Δy3a Δz3a、 Δy3b Δz3b、 Δz3c， 具体为 ：
其中 [x3a y3a z3a]T 为三自由度定位器 3a 的当前空间坐标值， [0 y3b z3b]T 为二自 由度定位器 3b 的当前空间坐标 Y 和 Z 轴值， [0 0 z3c]T 为单自由度定位器 3c 的当前空间坐 标的 Z 轴值 ；
步骤五、 三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 依据上述调 整量 Δx3a Δy3a Δz3a、 Δy3b Δz3b、 Δz3c， 驱动三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单 自由度定位器 3c 分别在 XYZ、 YZ 和 Z 轴向上运动 ；
步骤六、 使用激光跟踪仪 1 对测量点进行重新测量， 获得测量点的新坐标 ；
步骤七、 根据步骤六中测量到的测量点的新坐标， 控制系统 4 计算获得待调整飞 机部件当前空间姿态与目标姿态的差异， 若 α、 β、 γ 均等于零， 则执行步骤八， 否则返回 步骤四 ；
步骤八、 控制系统 4 计算待调整飞机部件当前空间位置与目标位置之间的差异 Δx， Δy， Δz， 具体为 ：
步骤九、 根据步骤八中计算出的差异， 驱动三自由度定位器 3a、 二自由度定位器 3b 和单自由度定位器 3c 分别在 XYZ、 YZ 和 Z 轴向上运动， 运动量分别为 Δx Δy Δz， Δy Δz， Δz ；
步骤十、 再次使用激光跟踪仪 1 对测量点进行重新测量， 获得测量点的新坐标 ；
步骤十一、 根据步骤十中测量到的测量点的新坐标， 控制系统 4 计算待调整飞机 部件当前空间位置与目标位置之间的差异， 若 Δx， Δy， Δz 均等于零， 则结束调姿过程， 否 则返回步骤八。