基于力位协同测量的飞机大部件装配驱动力优化方法

本发明涉及飞机组装，具体为基于力位协同测量的飞机大部件装配驱动力优化方法。

背景技术：

1、目前，用于飞机大部件装配的调姿机构通常由三台或三台以上定位器组成，这些定位器与飞机大部件一起构成了一个冗余驱动的并联调姿机构。由于冗余驱动调姿机构驱动轴的数量多于机构的自由度，因此飞机大部件姿态调整(简称：调姿)时驱动力的分配具有不确定性，不合理的驱动力分配方式可能导致定位器较大的调姿驱动力，极易造成定位器变形或者损坏，影响飞机大部件的调姿定位精度和设备的使用寿命。为此，本发明通过力位协同测量精确获取定位器对飞机大部件的驱动合力和合力矩，并根据定位器x/y方向的最大装配驱动力通解进行装配驱动力优化，实现飞机大部件弱应力调姿。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供基于力位协同测量的飞机大部件装配驱动力优化方法，以解决上述背景技术中提出的问题。首先使用三台激光跟踪对飞机大部件上的对应的反射靶球进行不间断测量并计算出飞机大部件的实时空间姿态，通过在球铰下方安装的三维力传感器实时测量定位器对飞机大部件的驱动力；然后根据获得的飞机大部件空间姿态和驱动力测量数据精确计算任意时刻定位器对飞机大部件的合力和合力矩；最后根据定位器x/y方向的最大驱动力通解进行装配驱动力优化，实现飞机大部件弱应力精准调姿。

2、为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：基于力位协同测量的飞机大部件装配驱动力优化方法，包括以下步骤：

3、s1：实时测量飞机大部件空间姿态和装配驱动力；

4、s2：计算任意时刻定位器对飞机大部件的合力和合力矩；

5、s2：计算定位器对飞机大部件的最优驱动力。

6、优选地：所述实时测量飞机大部件空间姿态和装配驱动力，具体步骤包括：

7、s21：在飞机大部件上安装有3个反射靶球，并在装配现场布置有3个激光跟踪仪，需确保在飞机大部件调姿过程中每个激光跟踪仪都能对相应的反射靶球进行不间断的测量。

8、s22：根据反射靶球在局部坐标系下的坐标和在全局坐标系下的坐标，采用奇异值分解(svd)法可以计算出飞机大部件相对于全局坐标系的姿态矩阵为r。

9、s23：飞机大部件和定位器通过由球头和球窝组成的球铰进行连接，球铰下方安装有三维力传感器。定位器的x/y/z轴、三维力传感器的x/y/z方向均与全局坐标系的x/y/z方向一致。通过三维力传感器可以测得全局坐标系下定位器j对飞机大部件的实时驱动力为

10、优选地：所述计算定位器对飞机大部件的实时合力和合力矩具体为：根据飞机大部件空间姿态矩阵r和定位器对飞机大部件的驱动力计算出任意时刻定位器对飞机大部件的合力为定位器对飞机大部件的合力矩为其中为球铰中心在飞机大部件局部坐标系下的坐标。

11、优选地：计算定位器对飞机大部件的最优驱动力，具体步骤包括：

12、s31：设某一时刻定位器j对飞机大部件的驱动力为飞机大部在件相同的空间六自由度速度和加速度条件下，定位器对飞机大部件的合力f和合力矩m不变，因此有

13、

14、s32：令则有ufd＝v。其

15、中，e3×3为三阶单位矩阵，因此定位器驱动力fd的通解为：

16、fu＝(utu)-1utv+λ(e9×9-(utu)-1utu) (式2)

17、其中，e9×9为9阶单位矩阵。

18、s33：令代表定位器x/y方向的最大驱动力通解，则有：

19、

20、s34：由式2可以发现，定位器x/y方向的最大驱动力通解是关于λ的函数。因此令构建定位器对飞机大部件最大驱动力的优化模型min f(λ)，采用粒子群算法对min f(λ)进行求解，迭代次数为60，可以计算出λ＝λbest。因此，定位器对飞机大部件的最优驱动力为：

21、fbest＝(utu)-1utv+λbest(e9×9-(utu)-1utu) (式4)

22、本发明至少具备以下有益效果：

23、1、通过力位协同测量的方法直接计算定位器对飞机大部件的合力f和合力矩m，可以提高装配驱动力优化的精度。

24、2、通过本方案的方法可以计算出在飞机大部件装配时的最优驱动力，如此优化调姿驱动力，可以减小由于驱动力过大造成的定位器变形，从而提高飞机大部件的调姿定位精度和设备的使用寿命。

技术特征：

1.基于力位协同测量的飞机大部件装配驱动力优化方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述基于力位协同测量的飞机大部件装配驱动力优化方法，特征在于s1中具体包括如下内容：

3.根据权利要求1所述基于力位协同测量的飞机大部件装配驱动力优化方法，特征在于s2中具体内容为：

4.根据权利要求1所述基于力位协同测量的飞机大部件装配驱动力优化方法，特征在于s3中具体内容为：

技术总结本发明涉及飞机组装技术领域，为了解决飞机大部件调姿过程中驱动力分配不合理的问题，公开了基于力位协同测量的飞机大部件装配驱动力优化方法，具体包括：首先使用三台激光跟踪对飞机大部件上对应的反射靶球进行不间断测量并计算大部件的实时空间姿态，通过在用于连接飞机大部件和定位器的球铰下方安装的三维力传感器实时测量定位器对飞机大部件的驱动力；然后根据获得飞机大部件空间姿态和装配驱动力计算任意时刻定位器对飞机大部件的合力和合力矩；最后根据定位器X/Y方向的最大驱动力通解采用粒子群算法进行装配驱动力优化。通过本方案的方法可以计算出在飞机大部件装配时的最优驱动力，如此优化调姿驱动力，可以提高飞机大部件的调姿精度和设备的使用寿命。技术研发人员：褚文敏,黄杰,成诚,陆帅戎,周蒯受保护的技术使用者：南京工业职业技术大学技术研发日：技术公布日：2024/11/14