专利名称：飞机部件位姿调整路径规划方法
技术领域：
本发明涉及刚体位姿路径规划方法，尤其涉及一种飞机部件位姿调整路径规划方法。
背景技术：
在航空航天制造领域，为实现大部件的对接装配，需要对飞机机身等大型刚体部件的位姿进行调整。传统的基于千斤顶和装配型架的调整方式，将飞机部件上的特征点视作空间的离散点，而不是刚体上相互距离保持不变的点。采用千斤顶调整部件位姿的核心思想是使得这些特征点尽量向装配型架逼近，谈不上对部件的位姿调整进行规划，并且，在采用多个千斤顶进行调整时，不考虑相互之间的距离协调问题。这种基于模拟量协调的调整方法过程简单，但是对飞机部件有拉扯或挤压现象，极易引起装配应力；每个部件与一个装配型架对应，缺乏柔性；每次调整的结果带有随机性，装配质量取决于工人的经验，可靠性和精度较低。
国外先进数字化装配技术的一个主要特征就是，在飞机的总装阶段越来越多地采用自动化调姿工装，依靠控制系统实现多个机械传动装置的协调同步运动，准确平稳地进行大部件位姿调整和对接。这些自动化调姿工装一般具有在空间X、Y、Z方向上的运动功能，可以实现调姿点在三维空间的准确定位。先进联合技术公司(Advanced Integration Technology，Inc.，AIT)与飞机制造公司一起在20世纪80年代就开始研制这种自动定位、对准工装(Gary Williams，EdwardChalupa，Steven Rahhal.Automated Positioning and Alignment Systems.2000，Society of Automotive Engineers，Inc.)。文献“Gaugeless Tooling”(Gary Williams，Edward Chalupa，Rich Billieu，Jim Murphy，and Dave Swager.1997，Society ofAutomotive Engineers，Inc.)称这种三坐标定位器为“Pogo柱”。文献“船体分段找正对接系统——一个多机器人协调操作系统的实现”(景奉水，谭民，候增广，王云宽.自动化学报，2002，28(5)708-714)提出采用多台三自由度机器人协调动作，实现船体分段位姿找正和对接。
大型飞机、船体部件的位姿调整路径规划一般都基于逆运动学原理，首先将飞机、船体部件视为刚体，根据刚体的初始、目标位姿，规划刚体的位姿路径，再分解到各调姿工装的各支链上，得到支链轨迹。物体运动一般都经历静止→加速→匀速→减速→静止等过程，而且加速和减速过程要求平稳、无冲击。三坐标定位器可实现空间X、Y、Z向的运动，每个方向都是由伺服电机驱动，机械装置传动，其运动过程也要遵守此规律，因此，需要对飞机部件的位姿路径进行规划，以使三坐标定位器的各向支链按照规划出的轨迹运动，从而获得良好的动力学性能。文献“机器人学”(蔡自兴，北京，清华大学出版社，2000)介绍了5种方法规划机器人的关节轨迹，分别为三次多项式插值法、过路径点的三次多项式插值法、五次多项式插值法、抛物线过渡的线性插值法和过路径点的抛物线过渡的线性插值法。其中三次多项式插值法、抛物线过渡的线性插值法可实现机器人关节的位置、速度连续插值，而五次多项式法可实现位置、速度和加速度的连续插值，获得良好的动力学特性。
发明内容
本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种飞机部件位姿调整路径规划方法。
飞机部件位姿调整路径规划方法包括如下步骤 1)建立全局坐标系OXYZ，在待调整飞机部件上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′； 2)在全局坐标系下计算出待调整飞机部件的当前位姿与目标位姿； 3)将待调整飞机部件的自动调整路径处理为一次平移和一次旋转，从当前位姿到达目标位姿； 4)根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件的点动调整路径； 5)根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器与待调整飞机部件的球铰联结点的轨迹。
所述的在全局坐标系下计算出待调整飞机部件的当前位姿与目标位姿步骤 1)计算出当前或目标位姿下，待调整飞机部件局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标，表达待调整飞机部件的当前或目标位置P＝[Px，Py，Pz]T； 2)令待调整飞机部件局部坐标系的三个坐标轴从与全局坐标系各坐标轴重合的状态开始，依次绕全局坐标系X、Y、Z轴旋转a、b、c弧度到达当前或目标姿态，并以该角度序列表达待调整飞机部件的当前或目标姿态RPY＝[a，b，c]T； 3)综合当前或目标位置、当前或目标姿态，写出待调整飞机部件的当前位姿或目标位姿L＝[Px，Py，Pz，a，b，c]T。
所述的根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件的点动调整路径步骤是采用如下8种方法实现 1)待调整飞机部件沿全局坐标系X轴平移，相对调整量为Px； 2)待调整飞机部件沿全局坐标系Y轴平移，相对调整量为Py； 3)待调整飞机部件沿全局坐标系Z轴平移，相对调整量为Pz； 4)待调整飞机部件沿全局坐标系矢量V的方向平移，相对调整量为Pv； 5)待调整飞机部件绕全局坐标系X轴旋转，相对调整量为a度； 6)待调整飞机部件绕全局坐标系Y轴旋转，相对调整量为b度； 7)待调整飞机部件绕全局坐标系Z轴旋转，相对调整量为c度； 8)待调整飞机部件绕全局坐标系矢量V旋转，相对调整量为v度。
所述的根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器与待调整飞机部件的球铰联结点的轨迹步骤 1)对于待调整飞机部件的平移路径，采用基于时间的3～5次多项式法规划位置调整量，以使球铰联结点获得较好的动力学特性； 2)对于待调整飞机部件的旋转路径，采用基于时间的3～5次多项式法规划角度调整量，以使球铰联结点获得较好的动力学特性。
本发明的优点在于1)可以规划出待调整飞机部件的自动调整路径；2)可以规划出待调整飞机部件的点动调整路径；3)可以规划出定位器与待调整飞机部件的球铰联结点的轨迹。
附图是一种采用四个定位器的飞机部件位姿调整系统结构示意图。
图中定位器1、联结点2、待调整飞机部件3。
具体实施例方式 飞机部件位姿调整路径规划方法包括如下步骤 1)建立全局坐标系OXYZ，在待调整飞机部件3上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′； 2)在全局坐标系下计算出待调整飞机部件3的当前位姿与目标位姿； 3)将待调整飞机部件3的自动调整路径处理为一次平移和一次旋转，从当前位姿到达目标位姿； 4)根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件3的点动调整路径； 5)根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器1与待调整飞机部件3的球铰联结点2的轨迹。
所述的在全局坐标系下计算出飞机部件的当前位姿与目标位姿步骤 1)计算出当前或目标位姿下，待调整飞机部件3局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标，表达待调整飞机部件3的当前或目标位置P＝[Px，Py，Pz]T； 2)令待调整飞机部件3局部坐标系的三个坐标轴从与全局坐标系各坐标轴重合的状态开始，依次绕全局坐标系X、Y、Z轴旋转a、b、c弧度到达当前或目标姿态，并以该角度序列表达待调整飞机部件3的当前或目标姿态RPY＝[a，b，c]T； 3)综合当前或目标位置、当前或目标姿态，写出待调整飞机部件3的当前位姿或目标位姿L＝[Px，Py，Pz，a，b，c]T。
所述的将待调整飞机部件3的自动调整路径处理为一次平移和一次旋转，从当前位姿到达目标位姿步骤 设待调整飞机部件3的当前位姿为 L0＝[x0，y0，z0，a0，b0，c0]T 待调整飞机部件3的目标位姿为 Lf＝[xf，yf，zf，af，bf，cf]T 则待调整飞机部件3的平移调整量为 P＝[Px Py Pz]T＝[xf，yf，zf]T-[x0，y0，z0]T 待调整飞机部件3的姿态调整量为 RPY＝[a b c]T＝[af，bf，cf]T-[a0，b0，c0]T 再根据RPY角计算出以等效角位移矢量表达的姿态调整量w，计算过程如下 首先根据RPY角计算待调整飞机部件3的姿态调整矩阵R，计算公式为 其中R为3×3的姿态变换矩阵 再根据R计算等效角位移w＝dθ＝θ[d1 d2 d3]T，其中d为等效转轴，θ为等效转角，计算公式为 根据公式(错误！未找到引用源。)，可解得 令飞机部件完成平移调整量P和姿态调整量w，即可从当前位姿到达目标位姿。
所述的根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件3的点动调整路径步骤是采用如下8种方法实现 对于位姿的点动调整，规定待调整飞机部件3从当前位姿可以依照下述8种方法运动，每种方法都是一个功能独立的模块 1)沿全局坐标系X轴平移； 2)沿全局坐标系Y轴平移； 3)沿全局坐标系Z轴平移； 4)沿全局坐标系矢量V的方向平移； 5)绕全局坐标系X轴旋转； 6)绕全局坐标系Y轴旋转； 7)绕全局坐标系Z轴旋转； 8)绕全局坐标系矢量V旋转。
待调整飞机部件3位姿的自动调整适用于初步调整，系统根据初始位姿和目标位姿自动完成，无需人工干预；而点动调整则用于精确调整或部件对接，用户需根据现场工况选择调整量，以比较小的步长向目标位姿逼近。
位姿的点动调整事实上是已知平移方向+调整量或已知旋转轴+调整量的调整。以点动调整情形1)为例，用户输入调整量p后，则系统自动生成平移调整量 P＝[p，0，0]T 姿态调整量 RPY＝
T 对P进行5次多项式插值，生成位置调整曲线P(t)，规划方法与自动调整相同。
所述的根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器1与待调整飞机部件3的球铰联结点2的轨迹步骤 对于位置调整量P，设在时间T1内完成，则 P0＝0，PT1＝P；v0＝0，vT1＝0；a0＝0，aT1＝0 其中P、v、a分别为位移、速度和加速度，P0、PT1分别为0时刻与T1时刻的位移，v0、vT1、a0、aT1具有相似含义。
设位置调整曲线表达式为P(t)＝k0+k1t+k2t2+k3t3+k4t4+k5t5，则多项式的系数满足6个约束条件 公式(错误！未找到引用源。)含有6个未知数，6个方程，其解为 根据公式(错误！未找到引用源。)，可解得曲线P(t)的各项系数，该曲线具有平滑变化的速度、加速度。时间T1是根据图1位姿调整系统的物理特性确定的，在该时间内，定位器1达到的最大速度和加速度都不会超过系统允许的最大值。
对于角度调整量θ，设在时间T2内完成，则 θ0＝0，θT2＝θ； ω0＝0，ωT2＝0；γ0＝0，γT2＝0 其中θ、ω、γ分别为角位移、角速度和角加速度，θ0、θT2分别为0时刻与T2时刻的角位移，ω0、ωT2、γ0、γT2具有相似含义。设角度调整曲线表达式为θ(t)＝l0+l1t+l2t2+l3t3+l4t4+l5t5，根据这些已知条件，可解得 根据公式(错误！未找到引用源。)，可解得曲线θ(t)的各项系数，该曲线具有平滑变化的角速度、角加速度。时间T2也是根据图1位姿调整系统的物理特性确定的，在该时间内，定位器1能达到的最大速度和加速度都不会超过系统允许的最大值。
根据公式 w(t)＝dθ(t) (8) 解得角位移曲线w(t)，将w(t)代入公式(3)可得姿态变换矩阵函数R(t) 位置调整曲线P(t)与姿态变换矩阵函数R(t)就是待调整飞机部件3的自动位姿调整路径。
基于逆运动学原理，可将规划出的位置调整曲线P(t)与姿态变换矩阵函数R(t)转化为相关调姿点的轨迹，该轨迹具有平滑变化的速度和加速度，转化方法如下 如附图所示，设联结点2(包括A、B、C、D)在当前位姿下具有初始坐标A0、B0、C0、D0，则联结点轨迹(包括A(t)、B(t)、C(t)、D(t))为 A(t)＝R(t)A0+P(t) B(t)＝R(t)B0+P(t) C(t)＝R(t)C0+P(t) D(t)＝R(t)D0+P(t) (10) 位姿调整包括两个过程首先进行平移，T1时间内完成；然后进行旋转，T2时间内完成。因此，共耗时T1+T2。
权利要求
1.一种飞机部件位姿调整路径规划方法，其特征在于包括如下步骤
1)建立全局坐标系OXYZ，在待调整飞机部件(3)上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′；
2)在全局坐标系下计算出待调整飞机部件(3)的当前位姿与目标位姿；
3)将待调整飞机部件(3)的自动调整路径处理为一次平移和一次旋转，从当前位姿到达目标位姿；
4)根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件(3)的点动调整路径；
5)根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器(1)与待调整飞机部件(3)的球铰联结点(2)的轨迹。
2.根据权利要求1所述的一种飞机部件位姿调整路径规划方法，其特征在于所述的在全局坐标系下计算出待调整飞机部件(3)的当前位姿与目标位姿步骤
1)计算出当前或目标位姿下，待调整飞机部件(3)局部坐标系原点O′在全局坐标系OXYZ下的坐标，表达待调整飞机部件(3)的当前或目标位置P＝[Px，Py，Pz]T；
2)令待调整飞机部件(3)局部坐标系的三个坐标轴从与全局坐标系各坐标轴重合的状态开始，依次绕全局坐标系X、Y、Z轴旋转a、b、c弧度到达当前或目标姿态，并以该角度序列表达飞机部件的当前或目标姿态RPY＝[a，b，c]T；
3)综合当前或目标位置、当前或目标姿态，写出待调整飞机部件(3)的当前位姿或目标位姿L＝[Px，Py，Pz，a，b，c]T。
3.根据权利要求1所述的一种飞机部件位姿调整路径规划方法，其特征在于所述的根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件(3)的点动调整路径步骤是采用如下8种方法实现
1)待调整飞机部件(3)沿全局坐标系X轴平移，相对调整量为Px；
2)待调整飞机部件(3)沿全局坐标系Y轴平移，相对调整量为Py；
3)待调整飞机部件(3)沿全局坐标系Z轴平移，相对调整量为Pz；
4)待调整飞机部件(3)沿全局坐标系矢量V的方向平移，相对调整量为Pv；
5)待调整飞机部件(3)绕全局坐标系X轴旋转，相对调整量为a度；
6)待调整飞机部件(3)绕全局坐标系Y轴旋转，相对调整量为b度；
7)待调整飞机部件(3)绕全局坐标系Z轴旋转，相对调整量为c度；
8)待调整飞机部件(3)绕全局坐标系矢量V旋转，相对调整量为v度。
4.根据权利要求1所述的一种飞机部件位姿调整路径规划方法，其特征在于所述的根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器(1)与待调整飞机部件(3)的球铰联结点(2)的轨迹步骤
1)对于待调整飞机部件(3)的平移路径，采用基于时间的3～5次多项式法规划位置调整量，以使球铰联结点(2)获得较好的动力学特性；
2)对于待调整飞机部件(3)的旋转路径，采用基于时间的3～5次多项式法规划角度调整量，以使球铰联结点(2)获得较好的动力学特性。
全文摘要
本发明公开了一种飞机部件位姿调整的路径规划方法。包括如下步骤1)建立全局坐标系OXYZ，在待调整飞机部件上固结一个局部坐标系O′X′Y′Z′；2)在全局坐标系下计算出待调整飞机部件的当前位姿与目标位姿；3)将待调整飞机部件的自动调整路径处理为一次平移和一次旋转，从当前位姿到达目标位姿；4)根据位姿的相对调整量生成待调整飞机部件的点动调整路径；5)根据自动调整路径与点动调整路径规划出定位器与待调整飞机部件的球铰联结点的轨迹。本发明的优点在于1)可以规划出待调整飞机部件的自动调整路径；2)可以规划出待调整飞机部件的点动调整路径；3)可以规划出定位器与待调整飞机部件的球铰联结点的轨迹。
文档编号B64F5/00GK101362515SQ20081016167
公开日2009年2月11日 申请日期2008年9月19日 优先权日2008年9月19日
发明者柯映林, 强 方, 余进海, 杨卫东, 李江雄, 秦龙刚, 青 王, 陈学良, 毕运波, 俞慈君, 斌 张 申请人:浙江大学