基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法与流程

本发明涉及一种用于风洞多体分离试验的空间六自由度机构，属于高超声速风洞试验领域，尤其是涉及一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法。

背景技术：

高超声速风洞多体分离试验，是在高超声速风洞开展各类高超声速飞行器主体与分离体之间的安全分离特性和气动特性模拟试验研究。在风洞六自由度机构试验中，由于机构并非是绝对的刚性的，执行末端受载荷作用会产生弹性变形。在非定常气动载荷作用下，执行末端在不同位姿的弹性变形产生不可忽视的弹性变形误差，影响机构的精度，使用寿命，实验数据的准确性和真实性，即使在机构部件的加工，机构的安装、装配能很好的满足条件，仍有必要对机构的执行末端的的弹性变形进行误差补偿。因此，本发明提供一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法，以解决上述问题。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：在进行高超声速风洞多体分离试验的风洞六自由度机构中，由于该六自由度机构并非是绝对的刚性的，该六自由度机构的执行末端受载荷作用会产生弹性变形，在非定常气动载荷作用下该六自由度机构的执行末端在不同位姿的弹性变形产生不可忽视的弹性变形误差，以至于影响风洞试验的精确性和可靠性。

因此，本发明的目的在于提供一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法以解决上述问题，本发明的该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法采用的技术方案是包括如下步骤：

1、在风洞试验系统中，建立该六自由度机构的执行末端模型在单位六分量力作用下不同位姿的弹性变形构成的弹性变形误差表，即该六自由度机构的执行末端处于不同位姿下对应于末端弹性变形误差量的转换矩阵；

2、基于上述转换矩阵，通过运动学逆解，由该六自由度机构的执行末端模型在单位六分量力作用下不同位姿的弹性变形构成的弹性变形误差表反解得到并建立不同位姿六个旋转角度的末端位姿误差补偿表；

3、在某一时刻该六自由度机构的执行末端处于某一位姿时，检索弹性变形误差表，得到该位姿下单位六分量力作用下该六自由度机构的执行末端的弹性变形误差量。根据末端模型内部天平实时测量的末端六分量动态力，得到六维动态力弹性变形产生的末端位姿误差，基于末端位姿误差补偿表实时修正六个旋转角度，从而全行程动态补偿气动载荷作用产生的弹性变形误差，使气动载荷的弹性变形误差降低。

本发明进一步提供一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法，其包括：

步骤1，建立一个六自由度机构的执行末端在单位六分量力的作用下不同位姿的关于该执行末端的弹性变形的一个末端弹性变形数据库；

步骤2，根据末端弹性变形数据库，建立该执行末端在不同位姿下的关于六个驱动电机的运动旋转角度的一个末端位姿误差补偿数据库；以及

步骤3，在该六自由度机构进行风洞试验时，根据该末端位姿误差补偿数据库对该六自由度机构的该执行末端的误差进行补偿。

作为对本发明的该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法的进一步优选的实施例，在该步骤3中，进一步包括步骤：

步骤3.1，该六自由度机构的该执行末端在某一时刻处于某一位姿时，基于执行末端实时六分量力受载测量，通过该末端弹性变形数据库得到该执行末端在该时刻该位姿下的变形量；

步骤3.2，根据该执行末端该时刻该位姿下的变形量和该末端位姿误差补偿数据库，得到需要对该执行末端进行补偿的补偿量；以及

步骤3.3，根据该补偿量对该六自由度机构的该执行末端的变形进行补偿。

作为对本发明的该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法的进一步优选的实施例，在该步骤3.3中，通过该六自由度机构的各个不同自由度的伺服电机根据该补偿量对该六自由度机构的该执行末端的变形进行补偿。

作为对本发明的该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法的进一步优选的实施例，在该步骤1中，通过样条曲线插值法建立该末端完整运动空间、全部位姿下弹性变形数据库。

本发明的该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法的有益效果是：

1、该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法基于该六自由度机构的执行末端测量的弹性误差补偿，减少了中间环节，能够有效且方便地降低该六自由度机构的执行末端的弹性变形误差，提高了试验数据的真实性，更好的模拟了工程实际情况。

2、该六自由度机构的执行末端所受风载分布力转换到集中于末端的集中力的测量，便于实施。

3、通过试验、建立数据库、试验中的数据库条用各个步骤，逻辑清晰，减少了数据处理环节，节约了时间，提高了效率，降低了风洞试验成本。

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是六自由度机构的示意图。

图2是该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法的控制流程示意图。

图3是该基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法的流程示意图。

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，一个用于风动试验的六自由度机构包括一个Z向运动机构1、一个X向运动机构2、一个偏航运动机构3、一个Y向运动该机构4、一个俯仰运动机构5以及一个滚转运动机构6，其中该Z向运动机构1、该X向运动机构2、该偏航运动机构3、该Y向运动机构4、该俯仰运动机构5和该滚转运动机构6相互串联在一起并且非耦合，以实现该六自由度机构的各个自由度的单独运动。该滚转运动机构6的执行末端设置一个天平，以实现实时六维力测量，可以测量出六分量气动载荷，由于该六自由度机构具有非绝对刚性的特性和在试验环境中非定常量气动载荷机构末端的作用从而产生弹性误差。

本领域的技术人员可以理解的是：

第一，惯性力是分布力，不用考虑力传递的时间，惯性力作用在物体的瞬间，物体立即产生形变，即形变不需要时间。

第二，由惯性力引起的变形为弹性变形，弹性系数不变，遵循胡克定律。

第三，惯性力造成的该六自由度机构的执行末端的末端位姿误差的原因在于滑块变形和模型变形两个部分。

第四，该六自由度机构的执行末端的变形是连续的，可以积分。

第五，与采用刚性构件的运动分析方法得到的该六自由度机构的名义运动的位移相比，由构件弹性变形引起的弹性位移很小。

第六，这种弹性位移不会影响该六自由度机构的名义运动。

由第五点和第六点可以知道，该六自由度机构的真实运动的位移可以看作名义运动的位移和弹性位移的叠加，而弹性位移可以看作该六自由度机构的弹性误差。

让该六自由度机构的执行末端承受气动载荷并调节至天平六分量力测量值分别为单位载荷F_x(e)，F_y(e)，F_z(e)，M_x(e)，M_y(e)，M_z(e)，并测量出该六自由度机构的执行末端在不同位姿下的的弹性变形误差，从而得出某一位姿下该六自由度机构的执行末端承受单位六分量载荷而产生的弹性变形误差量的转换矩阵T，其中式(1)为其计算式：

最终得到的该为六自由度机构的执行末端在某一位姿(X_i，Y_j，Z_k，α_l，β_m，γ_n)下单位六分量力作用下弹性变形误差表，如下表所示：

因为该六自由度机构的执行末端的位姿状态较多，若将末端弹性误差表全部建立，会造成数据庞大，查表耗时较长，故在建表时的处理方法是在能很好的满足该六自由度机构运动性能和精度的情况下，选取一定的位姿区间量δx，δy，δz，δα，δβ，δγ，使测量读取的每两个位姿之间间隔该位姿区间量。由于在实际运动中，该六自由度机构的执行末端的末端运动轨迹是连续的，位移、速度是可求导、可积分的，弹性误差变形也是渐变的，所以对于某个位姿不在上表中时，采用样条曲线插值方法来得出该位姿下的末端弹性误差变形量。

经过式(1)计算和查上表得到末端变形误差量Δx，Δy，Δz，Δα，Δβ，Δγ后，经运动学反解得出六个驱动滑块的线位移误差量ΔL₁，ΔL₂，ΔL₃，ΔL₄，ΔL₅，ΔL₆，并最终得到六个驱动电机的运动角位移误差补偿量Δθ_x，Δθ_y，Δθ_z，Δθ_α，Δθ_β，Δθ_γ，其计算过程中的运动学反解矩阵由矩阵H，K给出其中式(2)和式(3)为其计算式：

最终得到的末端弹性变形基于运动学反解得下的驱动电机角位移补偿量表如下表所示：

同样，由样条曲线插值方法来得出某一位姿下的末端弹性误差变形量在表(2)中无法找到与之一一对应的系列，基于运动的连续性，同样采取样条曲线插值方法得到该位姿下的末端弹性误差变形对应的驱动电机角位移补偿量。

当一末端位姿为(X_r，Y_r，Z_r，α_r，β_r，γ_r)，对应的该位姿下末端弹性变形量为(Δx_r，Δy_r，Δz_r，Δα_r，Δβ_r，Δγ_r)，对应的电机角位移补偿量为(Δθ_x^(r)，Δθ_y^(r)，Δθ_z^(r)，Δθ_α^(r)，Δθ_β^(r)，Δθ_γ^(r))。当末端六分量力载荷为(aF_x(e)^(r)，bF_y(e)^(r)，cF_z(e)^(r)，dM_x(e)^(r)，eM_y(e)^(r)，fM_z(e)^(r))，则电机角位移补偿量为(aΔθ_x^(r)，bΔθ_y^(r)，cΔθ_z^(r)，dΔθ_α^(r)，eΔθ_β^(r)，fΔθ_γ^(r))。通过反复修正，直至误差在机构允许范围之內。

如图3所示，本发明进一步提供一种基于六维力测量的六自由度风洞试验末端位姿误差补偿方法，其包括步骤：

步骤1，建立一个六自由度机构的执行末端在单位六分量力的作用下不同位姿的关于该执行末端的弹性变形的一个末端弹性变形数据库；

步骤2，根据末端弹性变形数据库，建立该执行末端在不同位姿下的关于六个旋转角度的一个末端位姿误差补偿数据库；以及

步骤3，在该六自由度机构进行风洞试验时，根据该末端位姿误差补偿数据库对该六自由度机构的该执行末端的误差进行补偿。

优选地，在该步骤3中，进一步包括步骤：

步骤3.1，该六自由度机构的该执行末端在某一时刻处于某一位姿时，通过该末端弹性变形数据库得到该执行末端的变形量；

步骤3.2，根据该执行末端的变形量和该末端位姿误差补偿数据库，得到需要对该执行末端进行补偿的补偿量；以及

步骤3.3，根据该补偿量对该六自由度机构的该执行末端的变形进行补偿。

优选地，在该步骤3.3中，通过该六自由度机构的各个不同自由度的伺服电机根据该补偿量对该六自由度机构的该执行末端的变形进行补偿。

优选地，在该步骤1中，通过样条曲线插值法建立该执行末端完整运动空间、全部位姿下的弹性变形数据库。

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。