一种基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合驱动方法、系统、设备及介质与流程

本发明涉及飞机大部件调姿对合，具体地说，涉及一种基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合驱动方法、系统、设备及介质。

背景技术：

1、在飞机制造领域，为实现飞机大部件装配过程的数字化、自动化和柔性化，研制了大型飞机部件调姿与对合系统，通过位姿测量、位姿拟合、位姿调整控制流程解析出三坐标定位器调姿运动量，并设置定位器运动轴协同运动约束条件，从而驱动多轴协同运动到各自轴的目标位置，实现大部件位姿调整。其中三坐标定位器多采用ppps串并联机构，因其具备结构简单、承载能力强、精度高、工作性能稳定可靠等优点。多轴协同运动的约束条件是保证三坐标定位器的球铰中心相互之间距离不变，减少对大部件产生拉扯应力，从而使得产品在定位器上能够安全运动。然而运动轨迹规划误差、定位器运动定位误差、球铰中心间隙等因素，球铰中心相互之间的距离难以保证不变。因此目前技术人员多是通过经验来设定球铰中心相互之间的距离阈值，认为当三坐标定位器球铰中心距离在阈值范围内时，三坐标定位器满足调姿协同运动要求，否则认为三坐标定位器之间的运动不能保持刚体不变性，进而需要重新进行路径规划或中止当前调姿过程。但是通过经验方式设定保护距离阈值，导致系统运动效率降低，以及对于产品产生的拉扯应力无法估计，严重时可能对飞机大部件产生拉扯或者导致产品挤压变形。

2、专利申请号为“200810161668.9”，名称为“一种基于四个定位器的飞机部件位姿调整系统及方法”的中国发明专利，对于空间保护距离阈值设定并未提出解决方法；专利申请号为“202011060876.7”，名称为“一种多定位器空间距离实时保护方法”的中国发明专利，通过控制球头球心点之间距离与各定位器球窝中心点之间的实时距离之间的偏差值来实现对工装或大部件的保护，然而并未对调姿对合系统存在的误差、对保护距离阈值的来源进行分析以及对于空间保护距离阈值设定并未提出解决方法。

技术实现思路

1、本发明针对现有的调姿对合方法通过经验方式设定保护距离阈值，导致系统运动效率降低，以及对于产品产生的拉扯应力无法估计，严重时可能对飞机大部件产生拉扯或者导致产品挤压变形的问题，提出一种基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合驱动方法、系统、设备及介质；首先建立三坐标定位器球铰中心在飞机坐标系下的位置误差模型，其次根据位置误差模型得到多定位器的空间保护距离阈值设定值，然后根据空间保护距离阈值设定值，设定大部件调姿协同运动约束条件，最后根据大部件调姿协同运动约束条件驱动大部件调姿对合系统完成调姿，提高了飞机大部件调姿对合系统效率，避免了飞机大部件产生拉扯或者导致产品挤压变形，并且为大部件调姿对合系统的方案设计提供依据。

2、本发明具体实现内容如下：

3、基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合驱动方法，首先建立三坐标定位器球铰中心在飞机坐标系下的位置误差模型，其次根据所述位置误差模型，得到多定位器的空间保护距离阈值设定值，然后根据所述空间保护距离阈值设定值，设定大部件调姿协同运动约束条件，最后根据所述大部件调姿协同运动约束条件驱动大部件调姿对合系统完成调姿。

4、为了更好地实现本发明，进一步地，所述基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合方法具体包括以下步骤：

5、步骤s1：根据获取的定位器定位误差、轨迹规划拟合误差、球铰中心间隙误差，建立三坐标定位器球铰中心在飞机坐标系下的位置误差模型；

6、步骤s2：根据所述位置误差模型和容差分配原则，得到多定位器的空间保护距离阈值设定值；

7、步骤s3：根据空间保护距离阈值设定值和三坐标定位器球铰中心相互之间的距离，设定大部件调姿运动约束条件；

8、步骤s4：根据所述大部件调姿运动约束条件和获取的位置误差允许最大值，驱动大部件调姿对合系统完成调姿。

9、为了更好地实现本发明，进一步地，步骤s1中获取定位器定位误差具体包括以下步骤：

10、步骤s11a：采用激光跟踪仪建立飞机坐标系和定位器坐标系，根据旋转和平移坐标转换关系，得到三坐标定位器球铰中心在飞机坐标系下的位置矢量

11、步骤s12a：获取三坐标定位器球铰中心互相之间的距离

12、步骤s13a：根据三坐标定位器球铰中心运动产生的位置误差矢量得到三坐标定位器球铰中心的实际修正位置矢量

13、步骤s14a：根据所述实际修正位置矢量得到球铰中心在三个方向上运动产生的最大空间误差

14、步骤s15a：根据三坐标定位器球铰中心互相之间的距离得到变换后的三坐标定位器球铰中心相互之间的距离误差矢量球铰中心相互之间的距离误差值

15、步骤s16a：根据变换后的三坐标定位器球铰中心互相之间的距离误差矢量得到定位器定位误差

16、为了更好地实现本发明，进一步地，步骤s1中获取轨迹规划拟合误差具体包括以下步骤：

17、步骤s11b：根据垂直安定面的初始状态和目标姿态，采用插值误差的方式得到定位器运动轨迹；

18、步骤s12b：根据轨迹规划插值点数、轨迹规划插值数值，得到轨迹规划拟合产生的轨迹规划拟合误差δf。

19、为了更好地实现本发明，进一步地，步骤s1中获取球铰中心间隙误差具体包括以下步骤：

20、步骤s11c：在定位器的球头表面设置若干个表面测量点；

21、步骤s12c：测量若干个表面测量点的坐标，拟合得到球头在定位器坐标系下的定位器理论球头中心坐标；

22、步骤s13c：根据定位器坐标系与飞机坐标系的转换关系，获取球铰中心在飞机坐标系下的实际拟合球头中心坐标；

23、步骤s14c：根据所述定位器理论球头中心坐标和实际拟合球头中心坐标的关系，得到多定位器的球铰中心间隙误差δdi。

24、为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤s4的具体包括以下步骤：

25、步骤s41：根据大部件调姿对合系统设定的产品变形量参数、关键交点参数，得到大部件调姿对合系统的位置误差允许最大值dmax；

26、步骤s42：根据位置误差允许最大值dmax和空间保护距离阈值驱动大部件调姿对合系统完成调姿，若则判断当前大部件调姿对合系统能执行驱动调姿对合，将空间保护距离阈值设定为大部件调姿对合系统的协同运动约束条件；若则判断当前大部件调姿对合系统精度不满足要求，不能执行驱动调姿对合。

27、基于上述提出的基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合方法，为了更好地实现本发明，进一步地，提出一种基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合驱动系统，包括误差建立单元、空间保护距离阈值设定单元、约束设定单元、调姿对合单元；

28、所述误差建立单元，用于建立三坐标定位器球铰中心在飞机坐标系下的位置误差模型；

29、所述空间保护距离阈值设定单元，用于根据所述位置误差模型，得到多定位器的空间保护距离阈值设定值；

30、所述约束设定单元，用于根据所述空间保护距离阈值设定值，设定大部件调姿协同运动约束条件；

31、所述调姿对合单元，用于根据所述大部件调姿协同运动约束条件驱动大部件调姿对合系统完成调姿。

32、基于上述提出的基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合方法，为了更好地实现本发明，进一步地，提出一种电子设备，包括存储器和处理器；所述存储器上存储有计算机程序；当所述计算机程序在所述处理器上执行时，实现上述的基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合方法。

33、基于上述提出的基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合方法，为了更好地实现本发明，进一步地，提出一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机指令；当所述计算机指令在上述的电子设备上执行时，实现上述的基于多定位器空间保护距离阈值的调姿对合方法。

34、本发明具有以下有益效果：

35、(1)本发明根据采用定位器定位误差、轨迹规划拟合误差、球铰中心间隙误差的控制保护距离阈值的获取方式，为大部件调姿协同运动约束条件提供依据。

36、(2)本发明获取的空间保护距离阈值可作为判定大部件调姿对合系统能否完成调姿的依据，从而提高飞机大部件调姿对合系统效率，避免飞机大部件产生拉扯或者导致产品挤压变形，并且为大部件调姿对合系统的方案设计提供依据。