气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法

摘要

一种气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法，其包括步骤：构建与该解耦六自由度装置相关的一个不同位姿下单位力与弹性变形对应数据库；测定该解耦六自由度装置在一特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向的力和力矩；通过该解耦六自由度装置的电机参量获得该解耦六自由度装置的末端的理论位姿；根据该弹性变形数据库获得该解耦六自由度装置在该特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向所受的力和力矩对应的弹性变形量，以得到该解耦六自由度装置的末端的实际位姿；将末端实际位姿逆解得到驱动参数A，与实际驱动参数B的差值(B‑A)作为末端位姿补误差驱动参数补偿量驱动该解耦六自由度装置对末端位姿进行补偿。如此，能够对该解耦六自由度装置的末端位姿误差进行实时补偿。

权利要求

1.一种气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法，其特征在于，该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法包括步骤：步骤1：构建与该解耦六自由度机构相关的一个不同位姿下单位力与弹性变形量对应数据库；

步骤2：测定该解耦六自由度机构在一特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向的力和力矩；

步骤3：通过该解耦六自由度机构的电机参量获得该解耦六自由度机构的末端的理论位姿；

步骤4：根据该数据库获得该解耦六自由度机构在该特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向所受的力和力矩对应的弹性变形量，以得到该解耦六自由度机构的末端的实际位姿；

步骤5：将末端实际位姿逆解得到驱动参数A，与实际驱动参数B的差值(B-A)作为末端位姿误差驱动参数补偿量驱动该解耦六自由度机构对末端位姿进行补偿。

2.如权利要求1所述的一种气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法，其特征在于，先获得该解耦六自由度机构的末端的理论位姿，再得到该解耦六自由度机构的末端的实际位姿，从而在该步骤5中，根据该解耦六自由度机构的末端的实际位姿和理论位姿的偏差，对该解耦六自由度机构的末端位姿误差进行补偿。

3.如权利要求1或2所述的一种气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法，其特征在于，在该步骤2中，当该解耦六自由度机构处于风洞时，通过与该解耦六自由度机构的尾支杆相连的六维力传感器测定该解耦六自由度机构在该特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向的力和力矩。

说明书

气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种六自由度装置的末端位姿误差补偿方法，特别涉及一种气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法。

背景技术

[0002] 国家的强大和军事实力密切相关，所以国家一直都非常重视军事方面高精尖技术的研究。在研究空气流动规律、研究航空航天飞行器及其他物体气动特性时，往往需要通过试验以得到最真实可靠的空气动力学数据，而经常采用的方法就是进行风洞试验。风洞试验是利用风扇、压气机或高压气源驱动空气在风洞管道内形成可控制的人工气流，将试验的飞行器模型放在风洞试验段中，用精密仪器来测量模型在风洞中的各项特征数据并以此分析模型的空气动力特性。

[0003] 在飞行器的型号研制中，为解决导弹、副油箱、炸弹等外挂物从母机上分离后，可能发生碰撞母机而危及母机的安全及外挂物及发射后能否有效命中目标等问题，迫切需要确定外挂物分离后轨迹特性。风洞中的分离体轨迹捕获装置是用于解决此重要问题的一种先进而有效的技术。分离体模型机构将用于研究风洞中飞行器在特定条件下的静态实验和动态实验，完善分离模型模拟实验机构。分离体模型机构为六自由度机构，它具有较大的运动范围，较高的精度和承载能力，能以最快的速度达到指定的轨迹捕获点位置，同时可达到风洞试验段截面的任何地方，试验过程中可实时显示和记录模型姿态、系统位移等随时间变化的数据。六自由度轨迹捕获装置把风洞、模型、六自由度机构与计算机和飞行力学紧密地联系在一起，是风洞实验技术中的一种。

[0004] 当外挂物模型在风洞中进行试验时，需要得到外挂物模型确定位姿的各个试验参数，任何机构都不可能是绝对的刚体，受载荷都会发生或大或小的形变，如果本想得到某个位姿下的试验参数却因为变形而采集到另外一个位姿下的参数，这样得到的结果本身就包含有一定的误差，因而会对风洞试验的可靠性起着非常严重的影响。

[0005] 风洞试验中引起外挂物模型的位姿误差的因素有多种，目前的研究工作中，研究风载造成机构的弹性变形的影响并不多，且大多数研究工作只是针对尾支杆或母机支杆的变形。但是在实际系统中，尾支杆处的弹性变形只占整体弹性变形的一小部分，因此标定六自由度系统中由于末端受载而产生的弹性误差并对其作出补偿，有很大的意义和实际应用价值。因此，本发明提供一种气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法。

发明内容

[0006] 本发明的目的是提供一种能够对误差进行实时补偿的气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法。

[0007] 为了达到上述目的，本发明提供一种气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法，其中该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法包括如下步骤：

[0008] 步骤1：构建与该解耦六自由度装置相关的一个不同位姿下单位力与弹性变形对应数据库；

[0009] 步骤2：测定该解耦六自由度装置在一特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向的力和力矩；

[0010] 步骤3：通过该解耦六自由度装置的电机参量获得该解耦六自由度装置的末端的理论位姿；

[0011] 步骤4：根据该弹性变形数据库获得该解耦六自由度装置在该特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向所受的力和力矩对应的弹性变形量，以得到该解耦六自由度装置的末端的实际位姿；

[0012] 步骤5：将末端实际位姿逆解得到驱动参数A，与实际驱动参数B的差值(B-A)作为末端位姿补误差驱动参数补偿量驱动该解耦六自由度装置对末端位姿进行补偿。

[0013] 作为对本发明的该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法的进一步优选的实施例，通过步骤3和步骤4分别得到该解耦六自由度装置的末端的理论位姿和实际位姿，从而在该步骤5中，将末端实际位姿逆解得到驱动参数A，与实际驱动参数B的差值(B-A)作为末端位姿补误差驱动参数补偿量驱动该解耦六自由度装置对末端位姿进行补偿。

[0014] 作为对本发明的该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法的进一步优选的实施例，在该步骤2中，当该解耦六自由度装置处于风洞时，通过与该解耦六自由度装置的尾支杆相连的六维力传感器测定该解耦六自由度装置在该特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向的力和力矩。

[0015] 作为对本发明的该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法的进一步优选的实施例，该天平是六维力传感器。

[0016] 本发明的该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法的优势在于：

[0017] 本发明的该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法包括步骤：构建与该解耦六自由度装置相关的一个不同位姿下单位力与弹性变形对应数据库；测定该解耦六自由度装置在一特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向的力和力矩；通过该解耦六自由度装置的电机参量获得该解耦六自由度装置的末端的理论位姿；根据该数据库获得该解耦六自由度装置在该特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向所受的力和力矩对应的弹性变形量，以得到该解耦六自由度装置的末端的实际位姿；以及根据该解耦六自由度装置的末端的实际位姿和理论位姿的偏差，对该解耦六自由度装置的末端位姿误差进行补偿，这样，能够对该解耦六自由度装置的末端位姿误差进行实时补偿，以保证该解耦六自由度装置参与风洞试验时的准确性和精确度。通过该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法，能够进一步提高飞行器模型的运动精度，为风洞试验的准确性奠定基础，并且该用于解耦六自由度装置的末端位姿补偿方法通过分别控制多组串联机构的驱动电机来进行相应的误差补偿，原理清晰，系统维护方便，且成本低。该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法不需要运行复杂的求解程序，因此程序运行稳定、速度快。

附图说明

[0018] 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：

[0019] 图1是本发明的该解耦六自由度装置的示意图。

[0020] 图2是本发明的该解耦六自由度装置参与风洞试验时风洞固定坐标系的示意图。

[0021] 图3是本发明的该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法的流程示意图。

具体实施方式

[0022] 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。

[0023] 如图1和图2所示，依本发明的发明精神提供一种气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法，该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法用于在该解耦六自由度装置在参与风洞试验时，该解耦六自由度装置因末端所受气动载荷导致该解耦六自由度装置产生弹性变形而引起的外挂物位置误差进行补偿，以确保该解耦六自由度装置参与的该风洞试验的准确性和精度。如图1，该解耦六自由度装置包括一个Z向驱动机构1、一个X向驱动机构2、一个偏航β驱动机构3、一个Y向驱动机构4、一个俯仰α驱动机构5和一个滚转γ驱动机构6，其中该Z向驱动机构1、该X向驱动机构2、该偏航β驱动机构3、该Y向驱动机构4、该俯仰α驱动机构5和该滚转γ驱动机构6采用依次串联的方式组装该解耦六自由度装置，以使该解耦六自由度装置结构紧凑和运行平稳、可靠。该解耦六自由度装置的各个自由度分层实现，各级之间采用内嵌式结构，保证各个自由度相互独立，且使该解耦六自由度装置具有高刚度的特性。

[0024] 另外，该解耦六自由度装置的六个自由度的运动相互独立，其结构上串联而功能上混联，功能实现简单可靠，空间复用，结构紧凑。X方向、Y方向、Z方向的移动和俯仰α、偏航β和滚转γ的运动单独实现，可靠性高。该解耦六自由度装置的该偏航β驱动机构3和俯仰α驱动机构5分别处于该解耦六自由度装置的不同串联级，其布置的位置、绕轴转动以及承受的载荷不同。该滚转γ驱动机构6采用运动支杆实现，伺服电机通过减速器驱动尾支杆转动。

[0025] 为解决该解耦六自由度装置的末端所受气动载荷引起的弹性误差并对位置误差进行补偿，就需要对该解耦六自由度装置的各种姿态下的误差进行标定，然后通过对电机实时调整来对位置误差进行补偿，其原理如下：

[0026] 该解耦六自由度装置处于风洞流场中，不同的位姿所受的气动载荷不同，因此引起的弹性误差也不同。

[0027] 可以直接测量该解耦六自由度装置处于各种位姿下的六维力的具体数值，这样就可以针对每种位姿运用有限元软件分析算出其唯一的特定的弹性变形量，且由于该解耦六自由度装置为解耦机构，弹性变形量与电机的运行量一一对应，因此可以得到每种位姿下为了对弹性误差作出补偿的各电机运转量，然后将这些数据建立成为数据库，在该解耦六自由度装置运行时，在某一特定位姿时调取该特定位姿对应的电机参数对机构进行补偿。

[0028] 但实际上由于试验要求，该解耦六自由度装置会在不同马赫数条件下运行，因此在该特定位姿下，该解耦六自由度装置所受的气动载荷也不是一个定值。

[0029] 因此本发明提出的方法是：测定该解耦六自由度装置在某姿态下各方向单位力所对应的变形量，如下(1)～(6)所示：

[0030] Δ1＝Δx1+Δy1+Δz1+Δα1+Δβ1+Δγ1  (1)

[0031] Δ2＝Δx2+Δy2+Δz2+Δα2+Δβ2+Δγ2  (2)

[0032] Δ3＝Δx3+Δy3+Δz3+Δα3+Δβ3+Δγ3  (3)

[0033] Δ4＝Δx4+Δy4+Δz4+Δα4+Δβ4+Δγ4  (4)

[0034] Δ5＝Δx5+Δy5+Δz5+Δα5+Δβ5+Δγ5  (5)

[0035] Δ6＝Δx6+Δy6+Δz6+Δα6+Δβ6+Δγ6  (6)

[0036] 其中Δ1、Δ2、Δ3分别为x、y、z向的单位力所对应的总变形，Δ4、Δ5、Δ6分别为x、y、z向的单位力矩所对应的总变形。由于单维力及力矩会产生多个方向的位移和角度的变化，因此上述表达式中每个总变形量又包括六个变形分量。该解耦六自由度装置的末端实际所受的气动载荷可以用式(1)-(7)表示，因此总变形量可以用式(1)-(8)进行计算。

[0037] Δ＝a1Δ1+a2Δ2+a3Δ3+a4Δ4+a5Δ5+a6Δ6  (7)

[0038] Δ＝Δx+Δy+Δz+Δα+Δβ+Δγ  (8)

[0039]

[0040] 需要说明的是：上式中所有的变形量都有正负之分，变形量为在风洞中的实际坐标值减去风洞中理论坐标值，即：Δ＝Δ实-Δ末，风洞坐标系如附图2。

[0041] 记：

[0042] T＝[Δx Δy Δz Δα Δβ Δγ] (10)

[0043] T为力与弹性变形对应的数表，经过分析可知，当该解耦六自由度装置处于流场中时候，x、z、γ对T无影响，因此与T相关的变量只有y、α、β，记为：T(y，α，β)，假设α、β变化量是-3°～3°，实际中应该以实际的机构运动范围建表。当y为某一确定值yi时，T随α、β变化，如下表：

[0044]

[0045]

[0046] 由于yi也会变化，且也会引起T的变化，因此对每一个yi，都有一个与上表相似的弹性变形数表。

[0047] 实际的补偿过程是：

[0048] (1)风洞中于该解耦六自由度装置的尾支杆相连的六维力传感器测得该解耦六自由度装置的末端所受的气动载荷，即可以得到该解耦六自由度装置所受x、y、z向的力和力矩。

[0049] (2)通过该解耦六自由度装置的电机相关参量可以解算末端所处的理论位姿。具体如图3为系统调整程序运行流程图，轨迹捕获装置可以通过测量仪器来检测该解耦六自由度装置的末端在风洞中所处的实际位姿，还可以通过该解耦六自由度装置的各电机的运行参数解算出理想状态下机构末端所应处的位姿。

[0050] (3)通过位姿调用《不同位姿下单位力与弹性变形对应表》，得到该位姿下单位力与弹性变形对应数表T(y，α，β)，系统总的弹性变化量表达式如(9)。

[0051] (4)由于该六自由度机构为解耦机构，因此逆解矩阵为：

[0052]

[0053] 因此，补偿弹性变形所需要的驱动量为：

[0054]

[0055] (5)通过调用式(11)可以解算得到补偿弹性误差所需要的每个电机的运动参量。

[0056] 因此，本发明提供一种气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法，其中该气动载荷引起的解耦六自由度机构外挂物位姿误差补偿法包括步骤：

[0057] 步骤1：构建与该解耦六自由度装置相关的一个不同位姿下单位力与弹性变形对应数据库；

[0058] 步骤2：测定该解耦六自由度装置在一特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向的力和力矩；

[0059] 步骤3：通过该解耦六自由度装置的电机参量获得该解耦六自由度装置的末端的理论位姿；

[0060] 步骤4：根据该数据库获得该解耦六自由度装置在该特定位姿下所受到的X方向、Y方向和Z方向所受的力和力矩对应的弹性变形量，以得到该解耦六自由度装置的末端的实际位姿；

[0061] 步骤5：将末端实际位姿逆解得到驱动参数A，与实际驱动参数B的差值(B-A)作为末端位姿补误差驱动参数补偿量驱动该解耦六自由度装置对末端位姿进行补偿。

[0062] 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。