本發(fā)明提供一種基于飛機中軸線重合的機身對接調(diào)姿方法，它涉及一種考慮飛機縱向中性面重合度的機身對接調(diào)姿方法，屬于飛機裝配
技術(shù)領(lǐng)域：
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背景技術(shù)：
：飛機機身等大部件在裝配對接前，需要正確的位置與姿態(tài)。傳統(tǒng)的飛機裝配中，托架或拖車部件對接工作平臺依賴模擬量傳遞，難以實現(xiàn)對接部件位置、姿態(tài)的一致，對接質(zhì)量差。近些年，隨著數(shù)字化技術(shù)的發(fā)展，數(shù)字化對接系統(tǒng)應(yīng)用到部件裝配中，完成部件位置和姿態(tài)的調(diào)整，過程如下：①利用數(shù)字化測量設(shè)備，測量大部件當(dāng)前位置與目標(biāo)位置，計算二者之間的偏差，獲得大部件位姿調(diào)整參數(shù)；②規(guī)劃部件位置和姿態(tài)調(diào)整的空間軌跡；③對軌跡進行插補，生成電機驅(qū)動代碼，驅(qū)動各軸協(xié)調(diào)運動，完成大部件位姿調(diào)整。目前，國內(nèi)提出了一種基于POGO柱的三點支撐的飛機大部件調(diào)姿方法，通過聯(lián)動控制3個POGO柱相應(yīng)方向的運動來實現(xiàn)針對大部件位姿調(diào)整。飛機機身等大部件在空間中有6個自由度的平移或旋轉(zhuǎn)，分別是繞x、y、z軸的旋轉(zhuǎn)角度α、β、γ，并沿x、y、z軸的平移距離x、y、z，位姿計算便是求取6個參數(shù)值，使得與目標(biāo)位置相匹配。目前國內(nèi)外圍繞調(diào)姿參數(shù)求解計算方法主要有三點法、奇異值分解法和最小二乘法，其中，文獻“基于關(guān)鍵特征的飛機大部件對接位姿調(diào)整技術(shù)(劉繼紅,龐英仲,鄒成.基于關(guān)鍵特征的飛機大部件對接位姿調(diào)整技術(shù)[J].計算機集成制造系統(tǒng),2013,19(5):1009-1014.)”中介紹了基于關(guān)鍵特征的大部件對接位姿調(diào)整方法；文獻“基于鞍點規(guī)劃理論的機翼水平位姿評估方法(張斌,姚寶國,柯映林.基于鞍點規(guī)劃理論的機翼水平位姿評估方法[J].浙江大學(xué)學(xué)報:工學(xué)版,2009,43(10):1761-1765.)”針對機翼水平位姿的調(diào)節(jié)，提出了一種基于鞍點法獲得大部件位姿調(diào)整向量。以上對大部件位姿調(diào)整向量求解方法只考慮到對接關(guān)鍵部分的關(guān)鍵點和關(guān)鍵特征，沒有考慮飛機整體要求，容易出現(xiàn)對接部分合格而飛機整體超出誤差的現(xiàn)象。技術(shù)實現(xiàn)要素：本發(fā)明是為了克服飛機機身等大部件對接裝配現(xiàn)有技術(shù)中關(guān)鍵特征單一，機身部件整體位置考慮不足的問題，提供了一種考慮機身中性面重合度的大部件對接調(diào)姿方法。根據(jù)最小二乘法建立機身對接匹配目標(biāo)函數(shù)，采用遺傳算法求解，獲得大部件位姿調(diào)整向量，為調(diào)姿系統(tǒng)運動控制提供位姿基礎(chǔ)。本發(fā)明一種基于飛機中軸線重合的機身對接調(diào)姿方法，具體步驟如下：步驟一：結(jié)合飛機機身結(jié)構(gòu)和對接裝配工藝，提取具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點；利用激光跟蹤儀測量固定機身段及調(diào)姿機身段對接交點孔及關(guān)鍵點位置坐標(biāo)；步驟二：擬合固定機身和調(diào)姿機身中性面的空間位置幾何參數(shù)；設(shè)調(diào)姿機身中性面通過繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)α1、β1、γ1角度，并沿x、y、z軸平移x1、y1、z1與固定機身中性面重合；步驟三：選取固定機身中性面上任意不共線三點，建立平面二維坐標(biāo)系，并求解其坐標(biāo)變換三維空間坐標(biāo)變換的數(shù)學(xué)關(guān)系；步驟四：計算調(diào)姿機身段通過繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)α1、β1、γ1角度，并沿x、y、z軸平移x1、y1、z1后位置，建立經(jīng)中性面二維坐標(biāo)下的旋轉(zhuǎn)平移后調(diào)姿機身交點孔匹配目標(biāo)函數(shù)；利用遺傳算法進行數(shù)值求解，獲得調(diào)姿部件的位姿調(diào)整矩陣。其中，在步驟一中所述的“結(jié)合飛機機身結(jié)構(gòu)和對接裝配工藝，提取具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點；利用激光跟蹤儀測量固定機身段及調(diào)姿機身段對接交點孔及關(guān)鍵點位置坐標(biāo)”，其具體作法是根據(jù)機身幾何結(jié)構(gòu)，選取沿設(shè)計中性面對稱的具有位置精度的工藝孔，放置激光跟蹤儀測量靶座并測量其在全局坐標(biāo)系下的坐標(biāo)(xi,yi,zi)(i＝1,2,…,n)。其中，在步驟二中所述的“擬合固定機身和調(diào)姿機身中性面的空間位置幾何參數(shù)”，其具體作法如下：計算固定機身具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點對稱中點設(shè)中性面的空間方程為A0x+B0y-z+C0＝0，根據(jù)最小二乘關(guān)系有：同理，求解調(diào)姿機身中性面空間方程Ax+By-z+C＝0。設(shè)調(diào)姿機身中性面通過繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)α1、β1、γ1角度，并沿x、y、z軸x1、y1、z1平移與固定機身中性面重合。根據(jù)羅德里格旋轉(zhuǎn)公式有：其中，(2)式中，E為單位矩陣，[kxkykz]＝N×N0，N為調(diào)姿機身中性面單位法向量，N0為固定機身中性面單位法向量；R為空間旋轉(zhuǎn)矩陣，表達式如下：計算經(jīng)空間旋轉(zhuǎn)后的調(diào)姿機身中性面與固定機身中性面之間的距離d，則其中，在步驟三中所述的“選取固定機身中性面上任意不共線三點，建立平面二維坐標(biāo)系，并求解其坐標(biāo)變換三維空間坐標(biāo)變換的數(shù)學(xué)關(guān)系；”，其具體作法如下：在固定機身中性面上任取不共線的三點O(xo,yo,zo)、S(xs,ys,zs)、T(xT,yT,zT)，計算向量OS，并將其單位化再計算向量V＝OT-<OT，u>×u，其中<，>表示向量內(nèi)積。最后將V單位化至此，在中性面上建立了二維坐標(biāo)系。設(shè)空間中一點Q(xQ,yQ,zQ)在上述二維坐標(biāo)系上沿u、v平移gu、gv，繞原點旋轉(zhuǎn)對應(yīng)于空間三維坐標(biāo)系中繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)α、β、γ，沿x、y、z軸平移gx、gy、gz，二者的對應(yīng)關(guān)系如下：其中Mr(α,β,γ)為三維空間旋轉(zhuǎn)矩陣：Mt(-xo,-yo,-zo)為沿x、y、z軸平移-xo,-yo,-zo變換矩陣：Mrz(θz)為繞z軸逆時針旋轉(zhuǎn)θz角度變換矩陣：Mrx(θx)為繞x軸逆時針旋轉(zhuǎn)θx角度變換矩陣：θz為中性面法向量與yoz平面之間的夾角，θx為中性面法向量繞z軸逆時針旋轉(zhuǎn)θz角度后與z軸之間的夾角。其中，在步驟四中所述的“計算調(diào)姿機身段通過繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)α1、β1、γ1角度，并沿x、y、z軸平移x1、y1、z1后位置，建立經(jīng)中性面二維坐標(biāo)下的旋轉(zhuǎn)平移后調(diào)姿機身交點孔匹配目標(biāo)函數(shù)；利用遺傳算法進行數(shù)值求解，獲得調(diào)姿部件的位姿調(diào)整矩陣”，其具體作法如下：經(jīng)過繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)α1、β1、γ1角度，并沿x、y、z軸x1、y1、z1平移，調(diào)姿機身對接交點孔位置坐標(biāo)從初始位置Pi(xi,yi,zi)(i＝1,2,…,n)變換到中間坐標(biāo)Pi′(xi′,yi′,zi′)(i＝1,2,…,n)，用數(shù)列表示為：[xi′yi′zi′1]＝[xiyizi1]M(α1,β1,γ1)Mt(x1,y1,z1)(5)經(jīng)過在步驟三建立的二維坐標(biāo)系上沿u、v平移gu2、gv2，繞原點旋轉(zhuǎn)角度，調(diào)姿機身對接交點孔從中間坐標(biāo)變換到最終坐標(biāo)Pi″(xi″,yi″,zi″)，結(jié)合式(4)，建立目標(biāo)函數(shù)：通過以上步驟，能夠保證中、后機身對接時，其中性面保持重合，解決了對接關(guān)鍵點符合公差要求而機身總體超差的問題，提高了對接精度。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于：(1)本發(fā)明解決了目前飛機機身等大部件對接過程中未考慮飛機機身中性面重合度問題，建立了對接機身交點孔位置匹配及中性面重合的計算模型，能夠?qū)崿F(xiàn)調(diào)姿機身與目標(biāo)機身在中性面重合的基礎(chǔ)上，對接交點孔位置誤差在容差范圍內(nèi)。(2)針對于無法測量的對接關(guān)鍵點，本發(fā)明提供了一種巧妙的轉(zhuǎn)換方法，即利用中性面的重合完成調(diào)姿部件的調(diào)姿向量求解，提高了工作效率和對接精度。附圖說明圖1本發(fā)明所述方法流程圖。圖2本發(fā)明所述方法結(jié)構(gòu)示意圖。圖2中：①-目標(biāo)中性面位置，②-對接交點孔目標(biāo)位置，③-全局坐標(biāo)系，④-對接交點孔當(dāng)前位置⑤-沿中性面對稱關(guān)鍵特征點，⑥-當(dāng)前中性面位置，⑦-局部坐標(biāo)系具體實施方式本發(fā)明提供了一種考慮飛機縱向中性面重合度的機身對接調(diào)姿方法，其特征在于結(jié)合飛機機身結(jié)構(gòu)和對接裝配工藝，通過測量機身對接交點孔位置坐標(biāo)和具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點位置坐標(biāo)，建立統(tǒng)一的非線性最優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，利用遺傳算法求解最有值。這種方法不僅能夠全面的考慮飛機機身對接過程中的移動機身的姿態(tài)問題，還能在二次對接過程中對接交點孔無法測量時，依據(jù)中性面的重合完成移動機身調(diào)姿，實現(xiàn)精準(zhǔn)對接?？紤]機身中性面重合的機身位姿調(diào)整向量求解方法，本發(fā)明一種考慮飛機縱向中性面重合度的機身對接調(diào)姿方法，其具體實施步驟如下：步驟一：結(jié)合飛機機身結(jié)構(gòu)和對接裝配工藝，提取對接交點孔和具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點，使用激光跟蹤儀等測量設(shè)備對兩段對提取點位置坐標(biāo)進行測量，得到固定機身對接交點孔坐標(biāo)為P0i(x0i,y0i,z0i)(i＝1,2,…,n)，具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點坐標(biāo)為R0j(xR0j,yR0j,zR0j),L0j(xL0j,yL0j,zL0j)(j＝1,2,…)(R0j和L0j沿固定機身中性面具有對稱關(guān)系)，調(diào)姿機身對接交點孔坐標(biāo)為Pi(xi,yi,zi)(i＝1,2,…,n)，具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點坐標(biāo)為Rk(xRk,yRk,zRk),Lj(xLk,yLk,zLk)(k＝1,2,…)(Rj和Lj沿調(diào)姿機身中性面具有對稱關(guān)系)。步驟二：計算固定機身具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點對稱中點設(shè)中性面的空間方程為A0x+B0y-z+C0＝0，根據(jù)最小二乘關(guān)系有：同理，求解調(diào)姿機身中性面空間方程Ax+By-z+C＝0。設(shè)調(diào)姿機身中性面通過繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)α1、β1、γ1角度，并沿x、y、z軸x1、y1、z1平移與固定機身中性面重合。根據(jù)羅德里格旋轉(zhuǎn)公式有：(2)式中，E為單位矩陣，[kxkykz]＝N×N0，N為調(diào)姿機身中性面單位法向量，N0為固定機身中性面單位法向量；R為空間旋轉(zhuǎn)矩陣，表達式如下：計算經(jīng)空間旋轉(zhuǎn)后的調(diào)姿機身中性面與固定機身中性面之間的距離d，則步驟三：在固定機身中性面上任取不共線的三點O(xo,yo,zo)、S(xs,ys,zs)、T(xT,yT,zT)，計算向量OS，并將其單位化再計算向量V＝OT-<OT，u>×u，其中<，>表示向量內(nèi)積。最后將V單位化至此，在中性面上建立了二維坐標(biāo)系。設(shè)空間中一點Q(xQ,yQ,zQ)在上述二維坐標(biāo)系上沿u、v平移gu、gv，繞原點旋轉(zhuǎn)對應(yīng)于空間三維坐標(biāo)系中繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)α、β、γ，沿x、y、z軸平移gx、gy、gz，二者的對應(yīng)關(guān)系如下：其中Mr(α,β,γ)為三維空間旋轉(zhuǎn)矩陣：Mt(-xo,-yo,-zo)為沿x、y、z軸平移-xo,-yo,-zo變換矩陣：Mrz(θz)為繞z軸逆時針旋轉(zhuǎn)θz角度變換矩陣：Mrx(θx)為繞x軸逆時針旋轉(zhuǎn)θx角度變換矩陣：θz為中性面法向量與yoz平面之間的夾角，θx為中性面法向量繞z軸逆時針旋轉(zhuǎn)θz角度后與z軸之間的夾角。步驟四：經(jīng)過繞x、y、z軸旋轉(zhuǎn)α1、β1、γ1角度，并沿x、y、z軸x1、y1、z1平移，調(diào)姿機身對接交點孔位置坐標(biāo)從初始位置Pi(xi,yi,zi)(i＝1,2,…,n)變換到中間坐標(biāo)Pi′(xi′,yi′,zi′)(i＝1,2,…,n)，用數(shù)列表示為：[xi′yi′zi′1]＝[xiyizi1]M(α1,β1,γ1)Mt(x1,y1,z1)(5)經(jīng)過在步驟三建立的二維坐標(biāo)系上沿u、v平移gu2、gv2，繞原點旋轉(zhuǎn)角度，調(diào)姿機身對接交點孔從中間坐標(biāo)變換到最終坐標(biāo)Pi″(xi″,yi″,zi″)，結(jié)合式(4)，建立目標(biāo)函數(shù)：使用遺傳算法求解目標(biāo)函數(shù)。下面具體舉例說明：以中后機身對接為例，其中中機身為固定機身，后機身為調(diào)姿機身，簡要說明本方法的實施方式。步驟一：結(jié)合飛機機身結(jié)構(gòu)和對接裝配工藝，提取對接交點孔和具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點，如圖2所示。使用激光跟蹤儀等測量設(shè)備對兩段對提取點位置坐標(biāo)進行測量，轉(zhuǎn)換到全局坐標(biāo)系下，得到中機身和后機身對接交點孔坐標(biāo)如表1所示，具有對稱關(guān)系的關(guān)鍵點坐標(biāo)如表2表3所示。表1中后機身對接交點孔坐標(biāo)位置點名中機身對接交點孔坐標(biāo)(mm)點名后機身對接交點孔坐標(biāo)(mm)P01(12300.959233,-211.325421,1569.206414)P1(12471.969804,-345.201781,2099.539693)P02(11174.186712,-317.094433,685.183822)P2(11386.303540,-441.468263,1164.317056)P03(11177.430382,-217.570474,1485.139752)P3(11352.696256,-358.618885,1965.021501)P04(12301.255417,-311.655621,714.950618)P4(12510.627397,-426.668643,1243.879868)P05(12302.096723,-211.228121,-1569.649031)P5(12609.989876,-276.688783,-1036.373401)P06(11175.101381,-317.981986,-685.877261)P6(11446.368586,-412.269741,-204.470283)P07(11178.132332,-217.844521,-1486.100231)P7(11482.915879,-295.194094,-1001.131069)P08(12301.974112,-311.449221,-715.637022)P8(12572.651823,-395.147364,-185.694743)表2中機身沿中性面對稱關(guān)鍵點坐標(biāo)表3后機身沿中性面對稱關(guān)鍵點坐標(biāo)點名坐標(biāo)位置(mm)點名坐標(biāo)位置(mm)R1(12609.989876,-276.688783,-1036.373401)L1(12471.969804,-345.201781,2099.539693)R2(11446.368586,-412.269741,-204.470283)L2(11386.303540,-441.468263,1164.317056)R3(11482.915879,-295.194094,-1001.131069)L3(11352.696256,-358.618885,1965.021501)R4(12572.651823,-395.147364,-185.694743)L4(12510.627397,-426.668643,1243.879868)R5(17114.625220,112.759485,-1407.855810)L5(16927.630721,16.770263,2878.468967)R6(16131.717878,236.616637,-1448.117186)L6(15944.709895,140.620493,2838.516680)R7(17070.797897,341.550339,-1054.191272)L7(16914.307648,261.219756,2532.909080)R8(17025.198895,64.655122,140.424329)L8(16973.403697,38.067277,1327.684083)R9(17011.015998,603.262620,-0.204920)L9(16945.984073,569.880013,1490.469694)R10(16080.497902,178.906730,85.252500)L10(16027.265022,151.580885,1305.467094)R11(16098.843542,751.104140,-787.599965)L11(15968.450503,684.169945,2201.294984)步驟二：計算中機身沿中性面對稱關(guān)鍵點中點，計算結(jié)果如表4所示：表4中機身沿中性面對稱關(guān)鍵點中點坐標(biāo)點名坐標(biāo)位置(mm)D01(11174.644047,-317.5382095,-0.3467195)D02(12301.527978,-211.276771,-0.2213085)D03(11177.781357,-217.7074975,-0.4802395)D04(12301.614765,-311.552421,-0.343202)D05(11226.833139,-34.0557465,-0.1582005)D06(12284.275117,-33.35384,-0.296659)D07(13340.214907,-32.9931675,0.109174)D08(10007.530546,-469.8699965,-0.9683375)D09(11157.162786,-430.831098,-0.3014245)將D0j(xD0j,yD0j,zD0j)坐標(biāo)位置值代入公式(2)中，求得得到中機身中性面空間方程表達式為：0.0001859x+0.0005100y-z-2.385786＝0，法向量N0＝[0.00018590.00050996-0.99999985]。同理，求得后機身中性面空間方程表達式為：0.04357347x+0.02236741y-0.99879981z-8.69421193＝0，法向量N＝[0.043573470.02236741-0.99879981]。[kxkykz]＝N0×N＝[-0.44990.89310.0004由式(2)計算得：根據(jù)式(3)，得α1＝-1.2536°，β1＝2.4867°，γ1＝0.02824°。經(jīng)旋轉(zhuǎn)矩陣R旋轉(zhuǎn)變換后，后機身中性面方程為：0.0001859x+0.0005100y-z-8.6942＝0。與中機身中性面距離d＝-6.3105，則有：步驟三：在中機身中性面上任取三個點O(0,0,-2.385786)，S(12833.70629,0,0)，T(0,4678.011765,0)。由得u＝[0.999999900.00018590]。再計算v＝[00.999999800.0005100]。根據(jù)式(4)，建立二維坐標(biāo)系上的平移旋轉(zhuǎn)與空間三維平移旋轉(zhuǎn)之間的數(shù)學(xué)關(guān)系如下：步驟四：根據(jù)式(5)，計算后機身對接關(guān)鍵點第一次旋轉(zhuǎn)平移之后的空間坐標(biāo)，得到的點數(shù)據(jù)如表5所示。表5初次變換后后機身對接交點孔坐標(biāo)點名后機身對接交點孔坐標(biāo)(mm)P1(12551.769733,-293.000584,1569.787706)P2’(11426.707535,-410.259689,684.877989)P3’(11427.736101,-309.911607,1484.284195)P4’(12553.401508,-393.167497,715.241673)P5’(12553.567732,-293.111403,1569.908340)P6’(11427.314516,-411.014535,-685.537351)P7’(11429.110240,-311.395561,1485.402124)P8’(12553.326549,-392.930397,-716.024943)根據(jù)式(6)，結(jié)合上步建立的二維坐標(biāo)系平移旋轉(zhuǎn)與空間三維平移旋轉(zhuǎn)之間的數(shù)學(xué)關(guān)系，構(gòu)建飛機中后機身對接后機身調(diào)姿目標(biāo)函數(shù)如下：上式中，X是后機身二次空間變換參數(shù)向量[α2β2γ2gx2gy2gz2]，M是關(guān)于X的空間旋轉(zhuǎn)變換矩陣，的表達式見式(7)。利用遺傳算法進行優(yōu)化，生成大小size＝400的種群，設(shè)置進化代數(shù)generation＝500，交叉概率pc＝0.9，獲得二維平面上的位姿調(diào)整參數(shù)為：gu＝-247.301524，gv＝208.75221461，代入式(7)中，求得空間三維平移旋轉(zhuǎn)參數(shù)向量為：T2＝[00-0.5803°-247.301499208.7521720.060490]本發(fā)明未詳細闡述部分屬于本領(lǐng)域的公知技術(shù)。以上所述，僅為本發(fā)明部分具體實施方式，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本領(lǐng)域的人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。當(dāng)前第1頁1 2 3