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原文传递一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法

专利名称：	一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法
摘要：	一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，其特征是在飞机大部件调姿对接过程中，通过测量大部件上的位姿参考点，基于位姿参考点坐标及定位器反馈的主动轴位移增量，自动识别定位器当前全局坐标。本发明特点在于：1）相比以往通过在定位器球铰中增加高精度传感器或在外部增加辅助测量杆，从而获取定位器坐标，所提方法无需对定位器球铰进行额外改造，降低装配成本。2）该方法可在每次调姿迭代后自动识别定位器当前全局坐标，从而减少了基于辅助测量杆测量定位器坐标的时间消耗，缩短了调姿对接周期。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	江苏;32
申请人：	南京航空航天大学
发明人：	李泷杲;黄翔;邓正平;褚文敏;曾琪
专利状态：	有效
申请日期：	2019-01-23T00:00:00+0800
发布日期：	2019-05-28T00:00:00+0800
申请号：	CN201910060702.1
公开号：	CN109808914A
代理机构：	南京天华专利代理有限责任公司
代理人：	瞿网兰
分类号：	B64F5/10(2017.01);B;B64;B64F;B64F5
申请人地址：	210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号
主权项：	1.一种飞机大部件随动式调姿系统定位器坐标自动识别方法，其特征是：在飞机大部件(1)调姿对接过程中，通过大尺寸测量系统(6)测量大部件(1)上的位姿参考点(3)，基于位姿参考点(3)的测量坐标及定位器(4)反馈的主动轴位移增量，自动识别计算定位器球铰(7)当前在全局坐标系(5)下的坐标。 2.根据权利要求1所述的方法，其特征是它包括如下步骤： 1)通过定位器(4)的协同运动，对大部件(1)进行非纯平移的空间调姿； 2)通过测量系统(6)测量大部件(1)上的位姿参考点(3)的坐标，同时获得定位器(4)反馈的主动轴位移增量； 3)重复1)、2)三次或三次以上； 4)计算定位器球铰(7)当前在全局坐标系(5)下的坐标；设从大部件(1)上架初始位姿到当前位姿，中间共执行了k次调姿,初始位姿以0表示,当前位姿以k表示；令分别表示各定位器从位姿0到位姿k的相对位移矢量，其中主动轴位移量为已知，而随动轴位移量未知；首先，依据定位器(4)各轴方向矢量以及从初始位姿和当前位姿的调姿运动量，建立如下单一支链矢量方程：令表示定位器(4)轴方向矩阵，或定位器坐标系(2)相对全局坐标系(5)的旋转变换矩阵，其中符号^表示该矩阵不为标准旋转矩阵或正交矩阵，主要原因在于定位器(4)的轴装配误差导致各轴方向并不严格垂直；则式(1)转换为：此外，根据不同位姿的相对变换矩阵球心位置具有如下关系：其中通过常用的SVD法、四元数法对位姿参考点(3)进行配准计算；将(2)代入(3)，整理得到：其中I3为三阶单位矩阵，式(4)为定位器(4)坐标识别的基本方程；对于调姿系统中三个或多个定位器(4)，可得相同数量的方程(4)，并构建如下关系式：其中式(6)中表示求矩阵克罗内克积，式(7)中Diag表示块矩阵对角化；考虑到矩阵中包含未知位移项将分解为已知位移矢量以及未知位移矢量即：则式(5)重构为：令A2具有如下形式：式(11)中可表示为最终可得如下的单次调姿的定位器(4)的坐标解算方程：通过前k次调姿，所有k个方程(13)构成标定方程组AJointXJoint＝ΔD，其中式(16)中式(15)中XJoint表示包含定位器(4)当前坐标及随动轴位移量的未知参数矢量，根据最小二乘原理可得其解为 3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：在大部件调姿过程中，不借助额外的传感器或辅助测量设备，而是基于位姿参考点(3)的测量坐标及定位器(4)反馈的主动轴位移增量，自动识别计算定位器球铰(7)当前在全局坐标系(5)下的坐标。 4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：定位器(4)的数量至少为三个，相对位移矢量分别用表示，n表示定位器的个数。
所属类别：	发明专利