基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法與流程
2024-04-02 16:52:05
本發明涉及一種用於風洞多體分離試驗的空間六自由度機構，屬於高超聲速風洞試驗領域，尤其是涉及一種基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法。
背景技術：
高超聲速風洞多體分離試驗，是在高超聲速風洞開展各類高超聲速飛行器主體與分離體之間的安全分離特性和氣動特性模擬試驗研究。在風洞六自由度機構試驗中，由於機構並非是絕對的剛性的，執行末端受載荷作用會產生彈性變形。在非定常氣動載荷作用下，執行末端在不同位姿的彈性變形產生不可忽視的彈性變形誤差，影響機構的精度，使用壽命，實驗數據的準確性和真實性，即使在機構部件的加工，機構的安裝、裝配能很好的滿足條件，仍有必要對機構的執行末端的的彈性變形進行誤差補償。因此，本發明提供一種基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法，以解決上述問題。
技術實現要素：
本發明要解決的技術問題是：在進行高超聲速風洞多體分離試驗的風洞六自由度機構中，由於該六自由度機構並非是絕對的剛性的，該六自由度機構的執行末端受載荷作用會產生彈性變形，在非定常氣動載荷作用下該六自由度機構的執行末端在不同位姿的彈性變形產生不可忽視的彈性變形誤差，以至於影響風洞試驗的精確性和可靠性。
因此，本發明的目的在於提供一種基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法以解決上述問題，本發明的該基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法採用的技術方案是包括如下步驟：
1、在風洞試驗系統中，建立該六自由度機構的執行末端模型在單位六分量力作用下不同位姿的彈性變形構成的彈性變形誤差表，即該六自由度機構的執行末端處於不同位姿下對應於末端彈性變形誤差量的轉換矩陣；
2、基於上述轉換矩陣，通過運動學逆解，由該六自由度機構的執行末端模型在單位六分量力作用下不同位姿的彈性變形構成的彈性變形誤差表反解得到並建立不同位姿六個旋轉角度的末端位姿誤差補償表；
3、在某一時刻該六自由度機構的執行末端處於某一位姿時，檢索彈性變形誤差表，得到該位姿下單位六分量力作用下該六自由度機構的執行末端的彈性變形誤差量。根據末端模型內部天平實時測量的末端六分量動態力，得到六維動態力彈性變形產生的末端位姿誤差，基於末端位姿誤差補償表實時修正六個旋轉角度，從而全行程動態補償氣動載荷作用產生的彈性變形誤差，使氣動載荷的彈性變形誤差降低。
本發明進一步提供一種基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法，其包括：
步驟1，建立一個六自由度機構的執行末端在單位六分量力的作用下不同位姿的關於該執行末端的彈性變形的一個末端彈性變形資料庫；
步驟2，根據末端彈性變形資料庫，建立該執行末端在不同位姿下的關於六個驅動電機的運動旋轉角度的一個末端位姿誤差補償資料庫；以及
步驟3，在該六自由度機構進行風洞試驗時，根據該末端位姿誤差補償資料庫對該六自由度機構的該執行末端的誤差進行補償。
作為對本發明的該基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法的進一步優選的實施例，在該步驟3中，進一步包括步驟：
步驟3.1，該六自由度機構的該執行末端在某一時刻處於某一位姿時，基於執行末端實時六分量力受載測量，通過該末端彈性變形資料庫得到該執行末端在該時刻該位姿下的變形量；
步驟3.2，根據該執行末端該時刻該位姿下的變形量和該末端位姿誤差補償資料庫，得到需要對該執行末端進行補償的補償量；以及
步驟3.3，根據該補償量對該六自由度機構的該執行末端的變形進行補償。
作為對本發明的該基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法的進一步優選的實施例，在該步驟3.3中，通過該六自由度機構的各個不同自由度的伺服電機根據該補償量對該六自由度機構的該執行末端的變形進行補償。
作為對本發明的該基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法的進一步優選的實施例，在該步驟1中，通過樣條曲線插值法建立該末端完整運動空間、全部位姿下彈性變形資料庫。
本發明的該基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法的有益效果是：
1、該基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法基於該六自由度機構的執行末端測量的彈性誤差補償，減少了中間環節，能夠有效且方便地降低該六自由度機構的執行末端的彈性變形誤差，提高了試驗數據的真實性，更好的模擬了工程實際情況。
2、該六自由度機構的執行末端所受風載分布力轉換到集中於末端的集中力的測量，便於實施。
3、通過試驗、建立資料庫、試驗中的資料庫條用各個步驟，邏輯清晰，減少了數據處理環節，節約了時間，提高了效率，降低了風洞試驗成本。
附圖說明
為了獲得本發明的上述和其他優點和特點，以下將參照附圖中所示的本發明的具體實施例對以上概述的本發明進行更具體的說明。應理解的是，這些附圖僅示出了本發明的典型實施例，因此不應被視為對本發明的範圍的限制，通過使用附圖，將對本發明進行更具體和更詳細的說明和闡述。在附圖中：
圖1是六自由度機構的示意圖。
圖2是該基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法的控制流程示意圖。
圖3是該基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法的流程示意圖。
具體實施方式
以下描述用於揭露本發明以使本領域技術人員能夠實現本發明。以下描述中的優選實施例只作為舉例，本領域技術人員可以想到其他顯而易見的變型。在以下描述中界定的本發明的基本原理可以應用於其他實施方案、變形方案、改進方案、等同方案以及沒有背離本發明的精神和範圍的其他技術方案。
如圖1所示，一個用於風動試驗的六自由度機構包括一個Z向運動機構1、一個X向運動機構2、一個偏航運動機構3、一個Y向運動該機構4、一個俯仰運動機構5以及一個滾轉運動機構6，其中該Z向運動機構1、該X向運動機構2、該偏航運動機構3、該Y向運動機構4、該俯仰運動機構5和該滾轉運動機構6相互串聯在一起並且非耦合，以實現該六自由度機構的各個自由度的單獨運動。該滾轉運動機構6的執行末端設置一個天平，以實現實時六維力測量，可以測量出六分量氣動載荷，由於該六自由度機構具有非絕對剛性的特性和在試驗環境中非定常量氣動載荷機構末端的作用從而產生彈性誤差。
本領域的技術人員可以理解的是：
第一，慣性力是分布力，不用考慮力傳遞的時間，慣性力作用在物體的瞬間，物體立即產生形變，即形變不需要時間。
第二，由慣性力引起的變形為彈性變形，彈性係數不變，遵循胡克定律。
第三，慣性力造成的該六自由度機構的執行末端的末端位姿誤差的原因在於滑塊變形和模型變形兩個部分。
第四，該六自由度機構的執行末端的變形是連續的，可以積分。
第五，與採用剛性構件的運動分析方法得到的該六自由度機構的名義運動的位移相比，由構件彈性變形引起的彈性位移很小。
第六，這種彈性位移不會影響該六自由度機構的名義運動。
由第五點和第六點可以知道，該六自由度機構的真實運動的位移可以看作名義運動的位移和彈性位移的疊加，而彈性位移可以看作該六自由度機構的彈性誤差。
讓該六自由度機構的執行末端承受氣動載荷並調節至天平六分量力測量值分別為單位載荷Fx(e)，Fy(e)，Fz(e)，Mx(e)，My(e)，Mz(e)，並測量出該六自由度機構的執行末端在不同位姿下的的彈性變形誤差，從而得出某一位姿下該六自由度機構的執行末端承受單位六分量載荷而產生的彈性變形誤差量的轉換矩陣T，其中式(1)為其計算式：
最終得到的該為六自由度機構的執行末端在某一位姿(Xi，Yj，Zk，αl，βm，γn)下單位六分量力作用下彈性變形誤差表，如下表所示：
因為該六自由度機構的執行末端的位姿狀態較多，若將末端彈性誤差表全部建立，會造成數據龐大，查表耗時較長，故在建表時的處理方法是在能很好的滿足該六自由度機構運動性能和精度的情況下，選取一定的位姿區間量δx，δy，δz，δα，δβ，δγ，使測量讀取的每兩個位姿之間間隔該位姿區間量。由於在實際運動中，該六自由度機構的執行末端的末端運動軌跡是連續的，位移、速度是可求導、可積分的，彈性誤差變形也是漸變的，所以對於某個位姿不在上表中時，採用樣條曲線插值方法來得出該位姿下的末端彈性誤差變形量。
經過式(1)計算和查上表得到末端變形誤差量Δx，Δy，Δz，Δα，Δβ，Δγ後，經運動學反解得出六個驅動滑塊的線位移誤差量ΔL1，ΔL2，ΔL3，ΔL4，ΔL5，ΔL6，並最終得到六個驅動電機的運動角位移誤差補償量Δθx，Δθy，Δθz，Δθα，Δθβ，Δθγ，其計算過程中的運動學反解矩陣由矩陣H，K給出其中式(2)和式(3)為其計算式：
最終得到的末端彈性變形基於運動學反解得下的驅動電機角位移補償量表如下表所示：
同樣，由樣條曲線插值方法來得出某一位姿下的末端彈性誤差變形量在表(2)中無法找到與之一一對應的系列，基於運動的連續性，同樣採取樣條曲線插值方法得到該位姿下的末端彈性誤差變形對應的驅動電機角位移補償量。
當一末端位姿為(Xr，Yr，Zr，αr，βr，γr)，對應的該位姿下末端彈性變形量為(Δxr，Δyr，Δzr，Δαr，Δβr，Δγr)，對應的電機角位移補償量為(Δθx(r)，Δθy(r)，Δθz(r)，Δθα(r)，Δθβ(r)，Δθγ(r))。當末端六分量力載荷為(aFx(e)(r)，bFy(e)(r)，cFz(e)(r)，dMx(e)(r)，eMy(e)(r)，fMz(e)(r))，則電機角位移補償量為(aΔθx(r)，bΔθy(r)，cΔθz(r)，dΔθα(r)，eΔθβ(r)，fΔθγ(r))。通過反覆修正，直至誤差在機構允許範圍之內。
如圖3所示，本發明進一步提供一種基於六維力測量的六自由度風洞試驗末端位姿誤差補償方法，其包括步驟：
步驟1，建立一個六自由度機構的執行末端在單位六分量力的作用下不同位姿的關於該執行末端的彈性變形的一個末端彈性變形資料庫；
步驟2，根據末端彈性變形資料庫，建立該執行末端在不同位姿下的關於六個旋轉角度的一個末端位姿誤差補償資料庫；以及
步驟3，在該六自由度機構進行風洞試驗時，根據該末端位姿誤差補償資料庫對該六自由度機構的該執行末端的誤差進行補償。
優選地，在該步驟3中，進一步包括步驟：
步驟3.1，該六自由度機構的該執行末端在某一時刻處於某一位姿時，通過該末端彈性變形資料庫得到該執行末端的變形量；
步驟3.2，根據該執行末端的變形量和該末端位姿誤差補償資料庫，得到需要對該執行末端進行補償的補償量；以及
步驟3.3，根據該補償量對該六自由度機構的該執行末端的變形進行補償。
優選地，在該步驟3.3中，通過該六自由度機構的各個不同自由度的伺服電機根據該補償量對該六自由度機構的該執行末端的變形進行補償。
優選地，在該步驟1中，通過樣條曲線插值法建立該執行末端完整運動空間、全部位姿下的彈性變形資料庫。
以上對本發明的一個實施例進行了詳細說明，但該內容僅為本發明的較佳實施例，不能被認為用於限定本發明的實施範圍。凡依本發明申請範圍所作的均等變化與改進等，均應仍歸屬於本發明的專利涵蓋範圍之內。