适用于飞机大部段的全主动调姿对接的定位组件协同控制方法与流程

1.本发明涉及飞机大部段的调姿对接尤其是飞机大部段的全主动调姿对接场景，尤其涉及一种适用于飞机大部段的全主动调姿对接的定位组件协同控制方法。


背景技术：

2.在飞机大部段的组装或装配过程中，调姿对接过程的精准控制尤为关键，其主要目的在于使得飞机大部段在调姿对接过程中始终处于微受力状态，以避免飞机大部段机构主体因受力而造成的直接损伤或者使用寿命降低。其中，飞机大部段一般泛指飞机铆接成型前的较大型部件，包括诸如飞机的机头、前机身、中机身、机翼、中后机身、后机身、平尾等等，或者上述部段按工艺流程铆接后的部段组件也可称为飞机大部段。
3.目前，在飞机大部段的调姿对接过程中较常使用全主动调姿对接技术。全主动调姿对接一般是指，在对接工位的所有定位组件(亦可称为定位器)在多个方向例如x、y、z轴方向上均由独立的伺服电机控制，能够根据系统调姿指令在其坐标空间中精确移动至目标位置。待飞机大部段完成安全上架并建立完成激光跟踪仪坐标系之后，利用激光跟踪仪对飞机大部段的特征点进行逐点测量，并得到相应实际坐标值，通过算法与特征点的理论坐标值进行比对及换算，进而得到各个定位器的移动量。调姿对接系统根据上述计算结果向下位控制系统发出相应移动指令，使飞机大部段的实际姿态及位置无限接近于理论数据。
4.然而，如图1所示，目前应用全主动调姿对接技术所实施的飞机大部段调姿方法中尽管采用了应力监测传感器对定位组件的应力进行监测，以保护飞机大部段及定位器避免在调姿对接过程中持续承受高强作用力，但是当监测到某一处某一方向的应力过大超出应力阈值时，需要停止自动调姿过程，改由操作人员手动微调定位组件位置进行调整。即，需人为实时根据应力值大小和方向，手动控制定位器向相应方向移动进行微调，从而达到释放飞机大部段所受过大应力的目的。这一工序十分依赖操作人员的经验来完成，缺少固定的工艺流程，需多次调节，通常耗时很长。
5.因此，亟需提供一种新的适用于飞机大部段的全主动调姿对接的定位组件协同控制方法，以至少缓解或解决现有技术存在的上述问题。


技术实现要素：

6.本发明要解决的技术问题是为了克服现有的飞机大部段的全主动调姿对接过程中需要操作人员介入对定位组件位置进行手动微调以释放飞机大部段可能承受的过大应力，因而导致调姿对接过程人员操作复杂、耗时过长、效率不高的缺陷，提出一种新的适用于飞机大部段的全主动调姿对接的定位组件协同控制方法。
7.本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
8.本发明提供了一种适用于飞机大部段的全主动调姿对接的定位组件协同控制方法，其中所述飞机大部段与多个定位组件相连，每个定位组件均安装有三向力检测传感器，
其特点在于，所述定位组件协同控制方法包括以下步骤：
9.在执行所述飞机大部段的全主动调姿对接期间，监测各个定位组件受到的空间矢量力；
10.检查是否有定位组件受到的空间矢量力超出其在所述全主动调姿期间所能够承受的最大受力阈值，若无，则继续执行所述全主动调姿对接，直至对接完成，若有，则执行以下运动补偿步骤；
11.选取所受到的空间矢量力的模最大的一个定位组件作为参考定位组件，计算用于补偿所述参考定位组件所受到的空间矢量力的插补速度作为单位速度；
12.根据所述单位速度计算除所述参考定位组件以外的其他定位组件的插补速度；
13.根据各个定位组件的插补速度同步控制各个定位组件的运动。
14.根据本发明的一种实施方式，所述定位组件协同控制方法还包括以下运动补偿步骤：
15.在同步控制各个定位组件的运动期间，利用pid闭环控制算法，并以各个定位组件受到的空间矢量力作为输入、各个定位组件的补偿速度作为输出，计算各个定位组件的位移补偿；
16.根据所述位移补偿控制各个定位组件的运动。
17.根据本发明的一种实施方式，每个定位组件均安装有分别用于检测互成直角的三轴应力分量的三轴力传感器。
18.根据本发明的一种实施方式，所述定位组件协同控制方法包括以下步骤：
19.在执行所述飞机大部段的全主动调姿对接期间，通过所述三轴力传感器监测各个定位组件受到的三轴应力分量，并将三轴应力分量拟合为所述空间矢量力。
20.根据本发明的一种实施方式，所述定位组件协同控制方法包括以下步骤：。
21.检查是否有定位组件受到的空间矢量力超出其在所述全主动调姿期间所能够承受的最大受力阈值或者受到的任一轴的应力分量超出其在所述全主动调姿期间所能够承受的沿该任一轴方向的最大应力分量阈值，若无，则继续执行所述全主动调姿对接，若有，则执行所述运动补偿步骤。
22.根据本发明的一种实施方式，根据所述单位速度计算其他定位组件的插补速度包括：
23.对其他任一定位组件，计算其所受到的空间矢量力的模和所述参考定位组件所受到的空间矢量力的模的比值，并计算所述比值和所述单位速度的乘积作为其插补速度。
24.在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
25.本发明的积极进步效果在于：
26.根据本发明的适用于飞机大部段的全主动调姿对接的定位组件协同控制方法，基于应力监测和对应力的矢量拟合的结果对定位组件进行协同控制，并基于插补算法对多个定位组件进行同步的位置补偿运动控制，从而帮助实现飞机大部段在全主动调姿对接过程中的过大应力自动释放的目的，且具有执行效率和操作安全性较高以及人员操作简单的优势。
附图说明
27.图1为根据现有技术的适用于飞机大部段的全主动调姿对接的定位组件协同控制方法的流程示意图。
28.图2为根据本发明的优选实施方式的适用于飞机大部段的全主动调姿对接的定位组件协同控制方法的流程示意图。
具体实施方式
29.下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。
30.在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。
31.对于飞机大部段的全主动调姿对接过程而言，飞机大部段与多个定位组件相连。典型地，有多个定位组件是与飞机大部段直接物理接触而相连或者说相连接的。根据本发明，出于力监测或者说应力监测的目的，与飞机大部段相连的多个定位组件均安装有三向力检测传感器。其中，三向力检测传感器在以下实施例中具体可采用用于检测互成直角的三轴应力分量的三轴力传感器。
32.参考图1所示，根据本发明的较佳实施方式的适用于飞机大部段的全主动调姿对接的定位组件协同控制方法包括以下步骤：
33.在执行飞机大部段的全主动调姿对接期间，监测各个定位组件受到的空间矢量力；
34.检查是否有定位组件受到的空间矢量力超出其在全主动调姿期间所能够承受的最大受力阈值，若无，则继续执行全主动调姿对接，直至对接完成，若有，则执行以下运动补偿步骤；
35.选取所受到的空间矢量力的模最大的一个定位组件作为参考定位组件，计算用于补偿参考定位组件所受到的空间矢量力的插补速度作为单位速度；
36.根据单位速度计算除参考定位组件以外的其他定位组件的插补速度；
37.根据各个定位组件的插补速度同步控制各个定位组件的运动。
38.根据本发明的一些优选实施方式，该定位组件协同控制方法包括以下步骤：
39.在执行飞机大部段的全主动调姿对接期间，通过三轴力传感器监测各个定位组件受到的三轴应力分量，并将三轴应力分量拟合为空间矢量力；以及
40.检查是否有定位组件受到的空间矢量力超出其在全主动调姿期间所能够承受的最大受力阈值或者受到的任一轴的应力分量超出其在全主动调姿期间所能够承受的沿该任一轴方向的最大应力分量阈值，若无，则继续执行全主动调姿对接，若有，则执行运动补偿步骤。
41.其中，力传感器可例如通过放大器将三个方向的应力值数据实时反馈至控制器。根据对接过程涉及的飞机大部段的诸如材质、形状等方面的不同特性，预设或设定各个定位组件的受力阈值，受力阈值既可包括对应定位组件受到的合力即空间矢量力的阈值，也可包括沿各个方向的分力的阈值。这些受力阈值的设定，用于保护飞机大部段及定位器避
免在调姿对接过程中持续承受过高的强作用力。在执行调姿对接的全过程中，力传感器均实时地检测各个方向的受力情况，与设定受力阈值进行实时比较，当力的实测值高于对应的受力阈值时，定位组件将停止移动，以免飞机大部段因承受过高应力而损伤乃至损坏。
42.其中可选地，该方法还可包括利用人机交互界面输出监测到的各处应力值，以便于监控。
43.其中，可选地，可基于力监测机制开发受力拟合功能模块，以便实现针对各个定位组件的实时受力的拟合。
44.可选地，例如当飞机大部段因为承受高于受力阈值的力而造成定位组件或定位器停车时(或者在调姿对接过程中出现单个或多个力传感器的单方向或多方向的受力值高于预先设定的保护阈值)，控制系统可立即触发执行受力拟合功能。
45.根据一种可选方式，受力拟合的功能模块可定义单个定位组件的球头的圆心作为受力点，将例如x、y、z三个方向受力进行矢量拟合，拟合出一个空间矢量力。
46.基于如上所述的本发明的优选实施方式，和飞机大部段的全主动调姿对接相连的该多个定位组件，可受控制以执行空间三轴插补运动。其中，优选地，结合多个定位组件的受力拟合结果进行计算，可得到各个定位组件实时位置补偿的单位增量值(例如补偿速度或者插补速度)，并驱动定位组件按照各自的补偿当量进行补偿，其中补偿当量例如插补位移，可基于插补速度计算得出。
47.由此，上述实施方式可实现在飞机大部段的全主动调姿对接过程期间的多个定位组件的插补同步。更具体地，可根据空间矢量力的模及方向确定定位组件三轴插补的分段目标坐标，进一步实现所有定位组件插补从开始直至插补完成都是同时进行的。
48.根据本发明的一些优选实施方式，根据单位速度计算其他定位组件的插补速度包括：
49.对其他任一定位组件，计算其所受到的空间矢量力的模和参考定位组件所受到的空间矢量力的模的比值，并计算比值和单位速度的乘积作为其插补速度。
50.举例来说，在一个应用实例中，调姿对接过程中涉及或使用的定位组件的数量为4台，基于上述方法首先拟合得出4个空间矢量力f1、f2、f3、f4，并可计算出这4个空间矢量力的模为|f1|、|f2|、|f3|、|f4|，取其中最大的模的定位组件的插补速度作为单位速度，其余定位器的插补速度均为单位速度乘以该定位器的力的模与最大的力模的比值。该算法可以实现多定位组件插补同步，即实现所有定位组件同步运动。并且，该计算方式有助于提供相对较优的插补运算效率和执行效率。
51.应理解的是，
52.根据本发明的一些优选实施方式，为防止因为超调而造成定位器动态补偿震荡，该定位组件协同控制方法还包括以下运动补偿步骤：
53.在同步控制各个定位组件的运动期间，利用pid闭环控制算法，并以各个定位组件受到的空间矢量力作为输入、各个定位组件的补偿速度作为输出，计算各个定位组件的位移补偿；
54.根据位移补偿控制各个定位组件的运动。
55.优选地，可例如结合力传感器实时采集的数据进行pid闭环补偿。其中连续控制系统的pid控制规律可由下式定义：
[0056][0057]
上式中，k
p
表示比例增益；k
p
与比例度成倒数关系；t
t
表示积分时间常数；td表示微分时间常数；u(t)表示pid控制器的输出信号；e(t)表示给定值r(t)与测量值之差。
[0058]
其中，该pid控制器或pid控制算法中的输入即是力传感器的检测值，输出则为各定位器的插补速度或者说补偿速度。定位器在补偿时可以速度模式运行，其中各个定位器同步启停，基于插补速度控制各个定位器移动达到所述的位移补偿。
[0059]
根据本发明的上述优选方式的定位组件协同控制方法适用于飞机大部段的全主动调姿对接，有助于帮助实现飞机大部段在全主动调姿对接过程中的过大应力的自动释放，以改善飞机大部段的全主动调姿对接过程的执行效率和操作安全性，并且对于操作人员而言人员操作简单、易于监控，而不必过分依赖于手动调节的工作经验。
[0060]
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。