氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法的製作方法

2024-04-02 09:05:05

本發明涉及一種氣動載荷彈性誤差補償方法，特別涉及一種氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法。

背景技術：

風洞是進行空氣動力學研究與飛行器研製的最基本試驗設備,每一種新型飛行器的研製都必須在風洞試驗中進行大量的吹風試驗。風洞試驗的主要目的是獲取高精度的準確可靠的空氣動力試驗數據。工業、軍事技術發展領域要求機構物體運動精度高，試驗段內的氣動載荷對飛行器末端變形產生一定影響，飛行器末端姿態的高精度控制直接決定風洞試驗數據的準確性。

風洞試驗時，模型末端受到氣動載荷作用試驗支撐運動機構會發生彈性變形，測量模型的實際位姿會偏離期望位姿，這就存在一定誤差，這種變形誤差對飛行器的氣動特性會產生嚴重影響，為了降低變形誤差，需要採用措施及時修正彈性變形誤差，從而提高模擬飛行器試驗精度。因此，本發明提供一種非解耦空間六自由度機構氣動載荷彈性誤差補償方法，以解決上述問題。

技術實現要素：

本發明的目的是提供一種使用可靠的且能夠保證風洞試驗精度的氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法，該誤差補償方法能夠確保該非解耦空間六自由度機構在參與該風洞試驗時的精度。

為了達到上述目的，本發明提供一種氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法，其中該氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法包括如下步驟：

I：統計一飛行器模型末端的位姿，以建立與該飛行器末端的位姿相關的一位姿資料庫；

II：根據末端單位氣動載荷與末端位姿，建立一彈性變形誤差資料庫；

III：查閱彈性變形誤差資料庫，求得一位姿下的氣動載荷末端位姿誤差，由機構運動學逆解，得到伺服電機旋轉角度誤差補償量，實時修正伺服電機旋轉角度，及時補償氣動載荷產生的彈性變形誤差。

作為對本發明的該氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法的進一步優選的實施例在該步驟III中可替換步驟：

III.1：查閱彈性變形誤差資料庫，得到一位姿下氣動載荷末端位姿誤差，建立一末端位姿誤差補償表。

III.2：直接查閱末端位姿誤差補償表，得到伺服電機旋轉角度誤差補償量，實時修正旋轉角度，實現全行程動態補償氣動載荷產生的彈性變形誤差，降低氣動載荷的彈性變形誤差。

本發明的該氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法的優勢在於：統計一飛行器模型末端的位姿，建立氣動載荷影響下的飛行器模型末端的一彈性變形誤差資料庫，通過彈性變形誤差資料庫，得到末端位姿誤差，通過機構運動學逆解或檢索末端位姿補償表兩種方法求得伺服電機旋轉角度補償量。在後續進行風洞試驗時，根據該飛行器模型末端的位姿與受到的氣動載荷，在彈性變形誤差補償資料庫中快速地查找到一補償值，以對該飛行器末端的位姿進行補償，通過這樣的步驟，能夠減少繁重複雜的測量計算過程，縮短相應的試驗時間，更為重要的是，通過該誤差補償方法，能夠提高整體風洞試驗效率，以保證該風動試驗的順利進行和可靠性。

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是風動試驗中的非解耦空間六自由度機構的立體結構示意圖。

圖2是氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法的流程示意圖。

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和圖2所示，依本發明的發明精神提供一種氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法，以對非解耦空間六自由度機構參與風動試驗時進行誤差補償，從而提高該非解耦空間六自由度機構的可靠性和精確度，以保證該風動試驗的順利進行。

在圖1中示出的該非解耦空間六自由度機構，該非解耦空間六自由度機構包括一個基座1、一個Z向運動構件2、一個X向運動構件3、一個偏航β運動構件4、一個Y向運動構件5、一個俯仰α運動構件6以及一個滾轉γ運動構件7，這七個部分組成該非解耦空間六自由度機構，其中該Z向運動構件2、該X向運動構件3、該偏航β運動構件4、該Y向運動構件5、該俯仰α運動構件6以及該滾轉γ運動構件7採用內嵌式的結構組合在一起，以形成該非解耦空間六自由度機構，以使該機構結構緊湊、整體剛度好且可靠性更高。該Z向運動構件2、該X向運動構件3、該偏航β運動構件4、該Y向運動構件5、該俯仰α運動構件6和該滾轉γ運動構件7分別由伺服電機驅動，以使該非解耦空間六自由度機構的每個自由度由對應的伺服電機單獨地控制驅動，當飛行器模型中心不在偏航圓弧導軌圓心與俯仰圓弧導軌圓心的連線上時，該非解耦空間六自由度機構不完全解耦，即形成該非解耦空間六自由度機構。

在使用該非解耦空間六自由度機構參與該風洞試驗時，本發明提供了一種氣動載荷產生的非解耦六自由度機構末端位姿誤差補償法，該誤差補償方法基於建立大量的理論與試驗資料庫，根據輸出量參數，快速地查詢檢索得到修正輸入量值，以使該誤差補償方法具有響應時間快、精度高、效率高、實時彈性誤差變形補償等特點，其中輸出量參數為飛行器模型末端位姿和所受氣動載荷量，其中修正輸入量值為伺服電機轉動角度補償量。

具體地說，該誤差補償方法進一步包括圖2流程圖所示步驟：

步驟一、計算得到飛行器模型末端的位姿，其中位姿是對飛行器模型末端所處狀態的描述，即3個運動位移x(t)、y(t)、z(t)和3個運動角度α(t)、β(t)、γ(t)。該非解耦空間六自由度機構的輸入量用伺服電機旋轉角度表示，旋轉角度為θ＝[θ1(t),θ2(t),θ3(t),θ4(t),θ5(t),θ6(t)]。經機構運動學的正解算法得到飛行器末端位姿W＝[x(t),y(t),z(t),α(t),β(t),γ(t)]，存儲建立正解位姿數據表A。

步驟二、建立氣動載荷影響下的彈性變形誤差表B。在風洞試驗系統中，飛行器模型受到氣動載荷的作用，通過飛行器模型內部天平實時測量，可以得到飛行器模型末端六分量氣動載荷Q＝[Fx,Fy,Fz,Mx,My,Mz]，經六分量氣動載荷單位化，得到單位六分量動態力Q0＝[F0x,F0y,F0z,M0x,M0y,M0z]。氣動載荷與單位六分量力具有線性關係。在單位六分量力作用下，飛行器模型末端不同位姿的彈性變形誤差量不同，由實際測量位姿量與正解位姿表，得到飛行器模型末端彈性變形誤差量(Δx,Δy,Δz,Δα,Δβ,Δγ)，根據彈性變形誤差量和單位六分量力，求得轉化矩陣，即在空間行程範圍內存儲構建的彈性變形誤差表B。在不同位姿表A所列的位姿下建立單位氣動載荷產生的彈性變形誤差表B。

步驟三、在不同位姿情況下，測量飛行器模型末端氣動載荷，檢索彈性變形誤差表B得到單位氣動載荷下的末端彈性變形誤差(ΔX,ΔY,ΔZ,Δα,Δβ,Δγ)，再乘以單位化載荷係數得到單位化前的氣動載荷下的末端彈性變形誤差，直接由機構運動學逆解，得到不同位姿在氣動載荷下伺服電機旋轉角度補償量(Δθ1,Δθ2,Δθ3,Δθ4,Δθ5,Δθ6)，及時修正伺服電機旋轉角度。

根據本發明的該誤差補償方法的另一個方面，該誤差補償方法還可以包括如下步驟：

步驟一、正解計算得到飛行器模型末端的位姿。設置伺服電機旋轉角度為已知輸入量，給定輸入量，即伺服電機的旋轉角度為θ＝[θ1,θ2,θ3,θ4,θ5,θ6]，通過機構運動學正解，運用MATLAB計算得到飛行器模型末端的實時位姿W＝[x(t),y(t),z(t),α(t),β(t),γ(t)]。

步驟二、建立氣動載荷影響下彈性變形誤差表B。在飛行器模型風洞試驗系統中，建立飛行器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B。

步驟三、建立末端位姿誤差補償表C。在彈性變形誤差表B基礎上，計算得到飛行器末端不同位姿誤差，由機構運動學逆解，建立不同位姿和單位氣動載荷下6個旋轉角度補償量的末端位姿誤差補償表C。

由不同位姿和氣動載荷查表B，獲得單位氣動載荷下的末端彈性變形誤差，再檢索末端誤差補償表C，得到不同位姿在單位氣動載荷下伺服電機旋轉角度補償量(Δθ1,Δθ2,Δθ3,Δθ4,Δθ5,Δθ6)，再經縮放獲得不同位姿和不同氣動載荷下伺服電機旋轉角度補償量，進而修正6個旋轉角度，實現全行程動態補償氣動載荷產生的彈性變形誤差，降低氣動載荷的彈性變形誤差。

根據飛行器模型內部天平實時測量的末端6分量動態力，檢索彈性變形誤差表B得到6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C實時修正6個旋轉角度，從而全行程動態補償氣動載荷產生的彈性變形誤差，

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。