飞机大部件调姿平台力位混合控制系统设计

为了解决调姿平台中,由于三坐标定位器自身各轴垂直度和相互各轴平行度误差引起的调姿误差以及对飞机大部件造成内力的问题,提出一种飞机大部件调姿平台的力/位置混合控制方法.通过建立调姿误差模型,分析三坐标定位器自身垂直度和相互平行度误差对姿态控制以及部件内力的影响;根据机构雅可比矩阵条件数,提出调姿平台力控制轴和位置控制轴分配策略;通过静态误差计算得到,在三坐标定位器垂直度误差为0.05mm/m,同向轴两两之间最大平行度误差为0.1mm/m且平均平行度误差为0.07mm/m时,在给定的部件尺寸和调姿轨迹下,力/位置混合控制方法的调姿精度优于全位置控制方法,并且显著降低了调姿部件内力.实验结果表明,力控制器在位置扰动下能稳定跟随力矩指令,动态误差在±0.03N·m内,满足定位器调姿控制要求.     

基于三坐标定位器支撑的飞机大部件调姿内力

以基于定位器支撑的飞机大部件调姿、对接系统为研究对象,建立逆运动学及动力学模型.按照协调运动要求,分析其冗余驱动的本质.针对定位器的定位误差会直接引起调姿内力的问题,分析采用关节驱动力的最小范数解和改进定位器结构设计等措施以减小调姿内力,并提出一种消除调姿内力的方法,阐明它的应用特点.实验研究表明,基于定位器支撑的飞机大部件调姿过程中由内力引起的大部件附加变形较小,不会威胁到大部件安全.通过内力消除方法可以有效释放调姿内力,能够满足飞机数字化装配过程无应力装配的要求.     

三坐标定位器部件刚度配置方法

为满足机身调姿工装的定位精度要求并兼顾调姿工装的制造工艺、成本等要求,建立三坐标定位器部件刚度配置与机身位姿误差、变形之间的关系模型,提出三坐标定位器的部件刚度配置方法,给出三坐标定位器部件刚度配置的评价标准与流程.对机身的位姿误差、变形进行参数化定义,将调姿工装有限元模型与定位器空间定位误差模型结合,用于计算机身的位姿误差、变形.以典型的五次多项调姿路径为例,计算不同的刚度配置条件下机身的位姿误差、变形,并进行正交试验分析,得到三坐标定位器部件刚度配置的约束条件,以三坐标定位器的重量为优化目标,给出一种刚度配置.计算结果表明,经刚度配置优化后,三坐标定位器的重量可减少2.1 t.     

定位器模型参考自适应控制系统设计

为了消除飞机大部件调姿系统中大部件质量难以在定位器间均衡分配引起的定位器位置伺服控制的不确定性,提出基于模型参考自适应控制的闭环位置伺服控制系统.在控制系统的设计中,根据李雅普诺夫稳定理论求解控制律和自适应律,确定自适应律算法所涉及矩阵的类型.为避免激发系统的高频未建模动态,引入低通滤波器,以保证运动的平稳性和准确性.实验结果证明:基于模型参考自适应控制的伺服系统可以在定位器负载发生变化时保持控制系统性能的一致性,保证动态误差在0~0.05mm,稳态误差为零.     

一种精密三坐标POGO柱设计与精度研究

针对飞机数字化装配中大部件调姿与对合问题,提出一种由3个具有三平动自由度的分支机构构成并联机构对飞机大部件进行支撑和姿态调整的方法.根据飞机大部件调姿对合装配工艺要求,三坐标POGO柱应具有高的设计指标,对POGO柱结构进行详细设计,并提出用于提高其工作性能的关键措施.通过综合分析引起POGO空间定位误差的因素,建立空间定位误差的数学模型,进而得到确定导轨安装基准面形位公差的方法.实验结果表明,基于3个精密三坐标POGO柱的大部件调姿方法能够满足飞机部件调姿的高精度、高刚度要求.将精密三坐标POGO柱作为数字化柔性装配系统的基础部件,通过模块化配置还可以适应各类大型部件姿态调整的应用需求.     

机翼数控定位器布局及行程优化

针对机翼部件装配后姿态调整和精加工的需求,研制了可用于支撑多种机翼的三坐标数控定位器,并对定位器在数字化调姿及精加工平台上的布局及其在平台内投影的行程进行了分析;根据定位器行程在平台上的投影为长方形的特点,建立了数控定位器行程的优化函数,利用遗传算法计算出定位器的最优布局和行程范围;最后,通过实例对分析方法进行验证.结果表明:所提出的方法是可行的,为机翼柔性支撑中定位器的布局和结构设计提供了依据.     

一种自适应入位固持装置及试验研究

为解决飞机数字化装配中难以对机身大部件增加辅助固持并保持大部件位姿不变的技术难题,提出一种基于气浮和万向球座的大部件位姿跟随固持方法,并设计制造称之为随动定位器的专用柔性工装.结合某工程,进行定位器关键参数的分析计算和相关工艺试验研究,并对油压波动、相关零件磨损对锁紧力的影响以及芯轴自由端关键参数选择与入位可靠性问题进行了研究.结果表明,在芯轴角度偏差较小时,随动定位器可以在确保大部件位姿不被破坏的情况下,实现芯轴的小阻力自适应入位,并可以根据选定的工作油压和配合间隙可靠固持大部件,其性能可以满足工程要求.     

基于定位器的飞机大部件调姿系统静刚度

针对飞机数字化装配系统应具有良好姿态保持特性的要求,以典型的基于4个三坐标定位器支撑的飞机大部件位姿调整系统为研究对象,分析大部件在外力作用下,力与位姿变化之间的关系,建立系统的静刚度和单向刚度模型,有利于分析和评价系统的姿态保持特性.分析静刚度对系统精加工误差的影响,并得出系统设计过程中在考虑刚度要求时需要遵循的原则.采用有限元软件对模拟机身样件处于目标位姿时系统的静刚度进行计算,并与解析模型计算结果进行对比分析.结果表明,有限元法与解析法计算得到的系统静刚度基本相同,从而验证了解析模型的正确性.     

大部件姿态的快速计算与高精度多轴同步控制

为了解决一种六自由度大部件并联机构的姿态精确控制问题,提出一种快速的姿态计算方法和高精度的多轴同步协调控制技术.在基础平台上建立固定坐标系,在大部件的中心建立连体坐标系,基于这两个坐标系建立大部件姿态计算的运动学数学模型;在固定坐标系中通过对大部件上4个靶标的初始位置和目标位置的精确测量,即可快速计算出大部件4个支撑柱三坐标的位移增量;多轴同步协调控制技术采用同步误差积分补偿方法(CSEI),对4个支撑柱3个坐标轴共12个运动轴的同步位移误差进行动态积分补偿,显著地减少了系统的超调量和调节时间,提高了大部件姿态调整的速度和精度.仿真结果表明,所提出的姿态计算方法仅需一次矩阵变换,即可计算出4个柱子的坐标增量;CSEI方法较传统的PID方法调节时间减少1/2.     

五轴台垂直度、相交度、对准误差的测试方法

为测量五轴台的轴线垂直度、相交度以及对准误差,首先介绍了用水平仪测量非整周回转竖直轴系铅垂度的测试原理,及利用经纬仪将回转轴线引出的原理.在测量了三轴转台偏航轴、双轴转台偏航轴的铅垂度基础上,通过安装调整经纬仪的位姿,建立固联在经纬仪上的基准坐标系.在三轴转台的俯仰轴端安装十字靶标A、B,滚转轴端安装靶标C、D,在双轴转台的俯仰轴端安装靶标E、F.利用经纬仪将这3条轴的轴线分别引出.在三轴转台和双轴转台偏航轴端安装细丝S3和S2,用经纬仪将两偏航轴轴线某点引出.最后根据引出的3条轴线与两偏航轴轴线上两点,得出了五轴台的垂直度、相交度和对准误差.最后对垂直度、相交度、对准的测试误差进行了相应的误差分析,证明本测试方法能够满足精度要求.     

并联机器人误差检测与补偿的三平面法

为了提高并联机器人的定位精度,需对其进行误差检测与补偿.该文提出"三平面测量法",在并联机器人运动平台上建立3个近似相互垂直的平面,以三坐标测量机为辅助测量工具,获取这3个平面在某一固定坐标系下的平面方程,从而得到机器人实际位姿.建立6-DOF并联机器人误差方程,结合"三平面测量法"辨识出误差参数,实现并联机器人误差检测、标定及补偿.利用一台具有平行导轨的6-DOF精密并联机器人进行了试验验证.结果表明补偿后机器人期望和实际位姿之间的差别与机器人的重复位姿精度达到同一数量级,较补偿前明显改善.     

基于序列二次规划算法的定位器坐标快速标定方法

针对飞机数字化装配系统中可移动数控定位器坐标标架的标定问题,提出一种基于序列二次规划(SQP)优化算法的快速标定方法.在定位器上预设标记点,以设备处于零点位置时标记点在设备坐标系下的位置为理论位置,标记设备坐标标架.采用奇异值分解法求解标记点实测与理论坐标偏差的最小二乘模型,进行零位标定.针对定位器移位复位操作所致标记点偏移的情况,利用SQP优化算法计算定位器坐标标架.对零位标定及快速标定实例结果进行对比分析,结果表明,快速标定可减少激光跟踪仪的测量次数,有效避免转站误差,在提高标定效率的同时确保定位器定位精度高达0.05mm,满足了大型飞机数字化装配中定位系统的高精度要求.     

摄像机主动位姿协同的人脸正视图像获取方法

为了主动调整摄像机的位置姿态以在物方空间降低由人脸旋转带来的影响,提出人脸-摄像机主动位姿协同方法. 利用工业摄像机与同步带类运动控制器搭建位姿协同环境,根据单像空间后方交会方法求解运动人脸姿态角和相对位置,计算人脸、摄像机和运动控制器各坐标系之间的映射关系,摄像机运动由相邻采样时刻摄像机相对位置和人脸姿态角计算得出的摄像机协同位姿控制,主动、实时地获取人脸正视图像. 实验表明,运动轴上的摄像机点位误差小于10 mm,取得的人脸正视图像提高了人脸纠正的精准度与鲁棒性.     

摄像机主动位姿协同的人脸正视图像获取方法

为了主动调整摄像机的位置姿态以在物方空间降低由人脸旋转带来的影响,提出人脸-摄像机主动位姿协同方法.利用工业摄像机与同步带类运动控制器搭建位姿协同环境,根据单像空间后方交会方法求解运动人脸姿态角和相对位置,计算人脸、摄像机和运动控制器各坐标系之间的映射关系,摄像机运动由相邻采样时刻摄像机相对位置和人脸姿态角计算得出的摄像机协同位姿控制,主动、实时地获取人脸正视图像.实验表明,运动轴上的摄像机点位误差小于10 mm,取得的人脸正视图像提高了人脸纠正的精准度与鲁棒性.     

3-RPS对称并联式机械腿误差模型及分析

针对以2R1T对称并联机构中3-RPS并联机构为核心的机械腿,基于矩阵全微分理论,建立了机构位姿误差模型.通过数值仿真得知,相对机构误差对动平台X与y向的影响,其对Z向的影响更大,将产生较大误差,达到0.308 mm;对应的Rodrigues参数中Φ2误差相对于Φ1变化较大,达到7.1×10-5,参数Φ3保持为零.一些结构误差由于使末端位姿发生明显变化,在制造与装配工艺性方面应相应加强;在驱动杆件误差发生变化时,末端位置Z轴参数变化较大,在0.5mm范围内变化,末端姿态参数Φ2的误差分量约是相应Φ1变化值的2倍;各项误差导致的动平台位置误差呈非线性趋势变化,但变化较小,可近似为线性变化,可用软件方法进行补偿.     

基于误差敏感分析的Stewart平台参数辨识方法

针对Stewart平台参数辨识问题,提出基于误差敏感分析的参数辨识方法．通过建立Stewart动平台在不同位置点的位姿误差模型,得到Stewart平台结构参数辨识方法,该方法解析了Stewart平台在不同位姿下,结构参数变化及对其输出的敏感性．利用数值法构造出误差影响敏感矩阵,可辨识系统结构参数．通过实例计算与修正,Stewart平台位置误差从4.8 mm降到到1.12 mm,角度误差从5.4°降到1.05°,验证了该辨识方法是有效可行的．     

工业机器人自动钻孔及锪窝一体化加工

为了提高工业机器人制孔的位姿精度,控制锪窝深度误差,利用激光跟踪仪跟踪机器人位姿,获得位姿偏差,并对机器人位姿偏差进行补偿,提高机器人制孔的位姿精度;利用光栅尺构成闭环控制系统,将制孔过程中机器人与工件变形引起的误差补偿到制孔刀具的进刀位置,从而保证埋头螺栓孔的锪窝深度.采用该跟踪、补偿系统在平面试验件和曲面试验件上进行了工业机器人制孔位置精度和锪窝深度补偿加工试验.结果表明,机器人的位置精度和角度精度达到0.05 mm和0.05°,锪窝深度误差控制在0.03 mm以内.     

基于压脚位移补偿的机器人制孔锪窝深度控制

为了解决机器人自动制孔过程中由于飞机壁板变形和振动引起的锪窝深度控制问题,提出将终端执行器压脚位移作为实时补偿信号的制孔进给轴全闭环控制系统设计方法;根据制孔过程中压脚振动的实际频率特性,引入低通滤波器,考虑飞机壁板锪窝深度精度要求确定截止频率,有效抑制压脚高频振荡对进给轴位置精度的影响,保证锪窝深度以及加工孔的表面质量.在材料为铝合金的圆弧工件和平面工件上,分别加工直径为5.8和9.8mm的孔.实验结果表明,该系统可将加工孔的锪窝深度误差控制在0.02mm以内,表面粗糙度达到0.8μm.     

直接驱动XY平台位置域轮廓跟踪控制

针对直接驱动XY平台轮廓误差近似模型建立困难的问题,提出一种提高轮廓跟踪性能的位置域轮廓跟踪控制方法.通过将双轴运动系统等效为主-从运动方式,主动轴(X轴)以位置量作为自变量,将从动轴(Y轴)的运动描述为不同轮廓跟踪要求的X的函数.通过从时域到位置域的一一映射,得到双轴运动系统的位置域动态模型.提出了位置域PD控制策略,主动轴运动以自身为参考产生的位置跟踪误差为零,仅有从动轴的运动跟踪误差影响到了最后的轮廓误差.仿真结果表明,位置域轮廓控制相比时域轮廓控制能够获得更好的跟踪精度.     

大型飞机总装配中支撑点设计分析技术

当采用多个数控定位器对飞机机身进行支撑和定位时,由于重力载荷等因素的影响,机身会产生变形,而机身的变形可能导致装配过程中对机身制造和装配准确度的误判.为了保障飞机的整机装配质量,需要给出合理的机身支撑点数量和位置.根据某大型飞机的全机对接装配问题,建立机身的有限元模型,研究了不同支撑条件下飞机的变形性态,分析了定位器的数量、布局以及工艺接头的安装位置等因素对机身变形的影响,结果表明：当机身姿态角度参数由0°变化到10°时,机身测量点平均误差值由0.641 0 mm变为0.910 0 mm,而测量点最大误差值变化并不明显;当工艺接头安装角度由 0°变化到15°时,机身测量点平均误差值由0.910 0 mm变为1.216 2 mm,测量点最大误差值由2.803 4 mm变为3.122 9 mm;机身分别采用三点支撑（1、2号支撑框位）,四点支撑（1、3号支撑框位）和六点支撑时,测量点平均位置误差分别为1.567 6、0.690 0、0.458 1 mm,测量点最大空间位置误差分别为2.738 8、1.228 1、0.874 9 mm,根据计算结果和机身装配工艺要求,最终确定机身采用六点支撑.