在时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法的制作方法

本发明涉及一种误差补偿方法，特别涉及一种在时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法。
背景技术：
：现有的工业、军事技术发展领域对物体的空间运动精度要求越来越高，并且环境温度的改变会或多或少改变物体原有的位置。热胀冷缩对位置精度要求很高的场合有着重大的影响，因此研究温度改变对模型的误差补偿有不可忽视的意义。风洞是进行空气动力研究的重要技术装备，特别是对国家的航空航天事业的发展有着至关重要的作用。国家要发展飞机，发展飞行器，就必须要有整套的能够进行验证的空气动力试验设施。在风洞试验内部空间中，外挂物(飞机、导弹等)固定在空间六自由度机构上，并用来模拟真实情况下的外挂物位姿调整。风洞试验内部空间温度并不是恒定的，且在相当大的范围内变化。依据热胀冷缩原理，这就造成了不同温度下外挂物中心点会发生细微的变化，直接会影响到外挂物中心点的初始位置，并对以后的测量结果产生意想不到的差别，而且军事行业对数据更为敏感，很小的数据误差也有可能造成很大的错误。鉴于此，研究非解耦情况下的温度场改变对模型末端的误差补偿就有着重大的意义和价值。因此，本发明提供一种时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法，以解决上述问题。技术实现要素：本发明的目的是提供一种可靠的时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法。为了达到上述目的，本发明提供一种时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法，其中该时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法包括以下步骤：步骤1，通过分析软件导入模型，在外挂物模型末端设定的不同位姿(理论位姿)下，设定不同的环境温度，通过分析检测外挂物模型末端位姿的改变量，并建立起与基于温度改变的变形误差数据库；步骤2，根据模型任意位姿和区间温度通过插值法查变形误差数据库确定该外挂物模型的变形误差；步骤3，根据该外挂物模型的变形误差和位姿，对机构运动方程逆解，确定该外挂物模型的末端位置需要被修正的调整值；步骤4，根据该外挂物模型的末端位置需要被调整的调整值，藉由该六自由度非解耦机构对该外挂物模型的末端位置进行调整。作为对本发明的该时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法的进一步优选的实施例，在该步骤1中，通过有限元软件导入模型，在外挂物模型末端设定的不同位姿(理论位姿)下，设定不同的环境温度，通过分析检测外挂物模型末端位姿的改变量，并建立起与基于温度改变的变形误差数据库。作为对本发明的该时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法的进一步优选的实施例，在该步骤2中，根据模型任意位姿和区间温度通过插值法查变形误差数据库确定该外挂物模型的变形误差。本发明的该时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法优势在于：该时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法包括步骤：建立与该外挂物相关的一个变形误差数据库；在温度场的温度发生改变后，确定该外挂物末端的实际位置；对比该外挂物末端的实际位置和理想位置，以确定更改外挂物末端的位置偏差值；根据该外挂物的偏差值和该变形误差数据库，确定该外挂物末端的位置需要被调整的调整值；以及根据该外挂物末端的位置需要被调整的调整值，藉由该六自由度非解耦机构对该外挂物末端的位置进行调整，该时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法用于在稳定不恒定的状态下由于热胀冷缩而造成的该六自由度非解耦机构的末端位置发生细微改变的补偿，能够提高该外挂物，例如飞行器模型的运动位姿精度，为风洞试验的准确性奠定基础，该时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法通过该六自由度非解耦机构的驱动电机来进行相应的误差补偿，使得补偿机构简洁、可靠。通过建立该变形误差数据库的方式，使得该时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法的补偿速度更快。附图说明为了获得本发明的上述和其他优点和特点，以下将参照附图中所示的本发明的具体实施例对以上概述的本发明进行更具体的说明。应理解的是，这些附图仅示出了本发明的典型实施例，因此不应被视为对本发明的范围的限制，通过使用附图，将对本发明进行更具体和更详细的说明和阐述。在附图中：图1是该六自由度非解耦机构的立体示意图。图2是该时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法的流程示意图。具体实施方式以下描述用于揭露本发明以使本领域技术人员能够实现本发明。以下描述中的优选实施例只作为举例，本领域技术人员可以想到其他显而易见的变型。在以下描述中界定的本发明的基本原理可以应用于其他实施方案、变形方案、改进方案、等同方案以及没有背离本发明的精神和范围的其他技术方案。如图1所示，一个六自由度非解耦机构包括一个基座1、一个Z向运动机构2、一个偏航运动机构3、一个Y向运动机构4、一个X向运动机构5、一个俯仰运动机构6、一个弯刀运动机构7以及一个尾支杆8，其中该基座1、该Z向运动机构2、该偏航运动机构3、该Y向运动机构4、该X向运动机构5、该俯仰运动机构6、该弯刀运动机构7和该尾支杆8在结构上采用串联且在功能上采用混联的方式结合为一体，以使该六自由度非解耦机构的功能实现简单、可靠，且空间复用、结构紧凑。该Z向运动机构2采用电机、丝杠螺母来驱动，并且在两侧的直线导轨做导向来实现。该偏航运动机构3通过设置在该X向运动机构5的弧形导轨来实现偏航运动，其中该X向运动机构5采用电机、丝杠螺母来驱动，并且在两侧的直线导轨做导向来实现，该俯仰运动机构6通过设置在该Y向运动机构4内壁的两个直线导轨来实现Y向移动。该弯刀运动机构7能够减小迎风面，减少风阻，并且该弯刀运动机构7能够在该俯仰运动机构6的带动下做俯仰运动。该尾支杆8能够连接外挂物，例如飞行器模型，其中该尾支杆8通过中控电机来实现滚转运动。当该尾支杆8的末端中心与俯仰运动中心、偏航运动中心没有三心重合时，就形成了该六自由度非解耦机构，其中要实现α、β的角度变化需要X向、Y向、Z向移动的配合，滚转γ运动则单独实现，其末端在空间中的坐标系如图1所示，O为末端点。在试验空间内部，假设温度场的温度从c0到c1进行改变，由于温度传递是一个过程，试验空间内的模型温度不能发生突变，需要一定的时间Δt进行传递，待温度稳定后，试验空间内的温度与模型的温度一致,模型末端中心由于热胀冷缩原理会偏离原理想位置产生误差。在本发明的一个实施例中，可以采用有限元分析软件来建立误差分析表。在有限元分析软件中，将模型导入，建立c0时的模型分析，此刻模型末端的位姿为(X0Y0Z0α0β0γ0),同样的原理建立c1时的模型分析，而模型末端的位姿变为(X1Y1Z1α1β1γ1)，从而可以得出在c0到c1这一温度差内，模型末端中心改变的整体位姿为(ΔXΔYΔZΔαΔβΔγ),具体为：ΔX＝X1-X0,ΔY＝Y1-Y0,ΔZ＝Z1-Z0Δα＝α1-α0,Δβ＝β1-β0,Δγ＝γ1-γ0在上述中，X代表模型末端的X轴坐标，Y代表模型末端的Y轴坐标，Z代表模型末端的Z轴坐标，α代表模型末端坐标系的绕Z轴的旋转角度，β代表模型末端坐标系的绕Y轴的旋转角度，γ代表模型末端坐标系的绕X轴的旋转角度。由于温度的影响，模型末端中心位姿会发生改变，但如果温差过于小，温度造成的误差会很小，针对此种情况，设定了一个标准值，设温度差10°为一个阶梯，改变的位姿为(ΔXΔYΔZΔαΔβΔγ)，在介于c0与c1之间的温度时，采用差值法来计算出模型末端中心的位姿，即认为温度变化造成的误差是线性的。基于这样的算法，可以建立起c0到c1之间的误差分析表，就可以根据测量所得的温度来知道此刻模型末端偏离理想中心的误差，以外挂物模型的某一位姿为例简述变形误差表的建立，该六自由度非解耦机构的末端在不同温度时的实际位姿如下表所示，其中Δt＝10℃。另外，该六自由度非解耦机构的末端某一位姿在不同温度时的位姿差如下表所示，其中Δt＝10℃。t0t0+Δtt0+2·Δtt0+3·Δtt0+4·Δt……ΔX0ΔX1ΔX2ΔX3ΔX4……ΔY0ΔY1ΔY2ΔY3ΔY4……ΔZ0ΔZ1ΔZ2ΔZ3ΔZ4……Δα0Δα1Δα2Δα3Δα4……Δβ0Δβ1Δβ2Δβ3Δβ4……Δγ0Δγ1Δγ2Δγ3Δγ4……进一步，如图2所示，本发明提供一种时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法，其包括以下步骤：步骤1，建立与该外挂物相关的一个变形误差数据库；步骤2，在温度场的温度发生改变后，确定该外挂物末端的实际中心位置；步骤3，对比该外挂物末端的实际位置和理想位置，以确定更改外挂物末端的位置偏差值；步骤4，根据该外挂物的偏差值和该变形误差数据库，确定该外挂物末端的位置需要被调整的调整值；步骤5，根据该外挂物末端的位置需要被调整的调整值，藉由该六自由度非解耦机构对该外挂物末端的位置进行调整。进一步地，在该步骤1中，通过对该外挂物在不同温度下的变形进行统计，建立与该外挂物相关的该变形误差数据库。更进一步地，在该步骤2中，通过插值法确定该外挂物末端的实际位置。以上对本发明的一个实施例进行了详细说明，但该内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。当前第1页1 2 3