一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明主要应用于飞机机身自动化位姿调整，涉及一种六自由度无冗余驱动的机 身自动调姿机构。
【背景技术】
[0002] 传统装配机构的结构形式分为串联、并联和串并混联三种机构。与串联机构相比， 并联机构拥有刚度大、精度高的优点，但其工作空间小。串并混联机构增大并联机构的装配 对象。虽然串并混联机构在一定程度上增大了工作空间，但对于大尺寸的飞机大部件而言， 串并混联机构的工作空间仍明显不足。为此，飞机大部件装配往往采用一种12驱动、6驱动 冗余的定位器式调姿机构。12驱动定位器式调姿机构弥补了传统串并混联机构工作空间小 的不足，但该调姿机构驱动电机数过多，整个调姿机构需要安装12个伺服电机，联动控制要 求高，控制系统复杂，制造安装维护成本高。实际工程应用时，机身位姿往往离其目标位姿 较近，位姿调整量很小，调姿过程中，调姿机构不存在奇异点；而且调姿过程缓慢，动力学曲 线不存在突变。因此，12驱动定位器式调姿机构存在较多的驱动浪费，没有很好的利用冗余 驱动机构的优点。
【发明内容】
[0003] 本发明提出了一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，旨在解决飞机装配 过程中机身位姿调整机构冗余驱动过多，联动控制要求高，控制系统复杂，制造安装维护成 本尚的不足。
[0004] 本发明采用的技术方案如下：一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，其 特征在于： 1、 构建机身与定位器的了解托架，了解托架的外形机身外形一致，托架与机身接触面 的材料为帆布； 2、 在连接托架下方布设4个定位器； 3、 定位器驱动数的分别方式为3-2-1-0,即各定位器的驱动数为3个、2个、1个和0,定位 器驱动顺序从定位器A开始，定位器B、定位器C和定位器D均为随动；定位器A的起始顺序， 不做强制要求； 4、 各定位器的运动方向彼此平行，且分别与飞机装配坐标系平行，即运动方向矢量X平 行于装配坐标系X轴方向xg，运动方向矢量y平行于装配坐标系y轴方向y g，运动方向矢量z平 行于装配坐标系z轴方向Zg; 5、 定位器各运动彼此独立，无耦合关系。
[0005] 本发明的有益效果为:不仅满足了筒状机身进行大部件对接装配时6自由度位姿 调整需要，而且近可能的减少了定位器数量，简化了调整机构。
【附图说明】
[0006]图I、图2是本发明中实施例的示意图。
[0007]图1六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构。
[0008] 图2球副转角:十算示意图。
[0009] 在图中，1为中机身，2为连接托架，3为定位器A，4、定位器B，5为定位器C，6、定位器 D，7为球绞。
【具体实施方式】
[0010]下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
[0011] 本发明是提供一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，该机构构建方法 为： 步骤1、针对不同型号机身外形曲面设计不同曲率的托架，托架的材料为木质，且包裹 一层柔软耐磨的帆布； 步骤2、托架2与机身1直接接触，通过钩头螺栓固连，以确保调姿过程中两者没有相对 运动； 步骤3、按图1所示定位器布设示意图，定位器驱动数的分别方式为3-2-1-0，定位器驱 动顺序从定位器Α( 3)开始，定位器B(4)、定位器C( 5)和定位器D(6)均为随动； 步骤4、安装时应保证各定位器的运动方向彼此平行，且分别与飞机装配坐标系平行， 即运动方向矢量X平行于装配坐标系的Xg，运动方向矢量y平行于装配坐标系的yg，运动方向 矢量z平行于装配坐标系的 Zg。
[0012] 步骤5、定位器与托架通过球绞7连接。
[0013] 步骤6、各定位器驱动通过运动学逆解完成。
[0014] 步骤7、球绞转角#计算公式为：
^应满足转角约束#，#<为球角的最大转动方向。
[0015] 步骤8、定位器行程应满足行程约束条件I
定位 器运动学逆解的期限位置矢量。
【主权项】
1. 一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，其特征在于： 步骤（1)构建机身与定位器的连接托架，连接托架的外形机身外形一致，托架与机身接 触面的材料为帆布； 步骤(2)在连接托架下方布设4个定位器； 步骤(3)定位器驱动数的分别方式为3-2-1-0,即各定位器的驱动数为3个、2个、1个和 0，定位器驱动顺序从定位器A开始，定位器B、定位器C和定位器D均为随动;定位器A的起始 顺序，不做强制要求； 步骤(4)各定位器的运动方向彼此平行，且分别与飞机装配坐标系平行，即运动方向矢 量X平行于装配坐标系X轴方向xg，运动方向矢量y平行于装配坐标系y轴方向yg，运动方向矢 量z平行于装配坐标系z轴方向Zg; 步骤(5)定位器各运动彼此独立，无耦合关系。
【专利摘要】本发明提出了一种六自由度无冗余驱动的机身自动调姿机构，旨在解决机身位姿调整机构冗余驱动过多引起的不足。驱动冗余的调姿机构能避免机构的奇异性，改善并联机构的动力学性能，但该类调姿机构驱动数过多，联动控制要求高，控制系统复杂，制造安装维护成本高，限制了驱动行程。实际工程应用时，机身位姿往往离其目标位姿较近，位姿调整量很小，调姿过程中，调姿机构不存在奇异点；而且调姿过程缓慢，动力学曲线不存在突变。因此，在飞机装配中，没有利用冗余驱动机构的优点，冗余驱动调姿机构存在较多的驱动浪费。本发明特点在于：1）采用6个驱动，实现机身6自由度的调整。2）各驱动的数量分布为3-2-1-0。3）没有冗余驱动。
【IPC分类】B25J9/10
【公开号】CN105479450
【申请号】CN201510928666
【发明人】朱永国, 秦国华, 肖欢
【申请人】南昌航空大学
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年12月15日