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PPPS机构球铰点中心位置对飞机大部件调姿精度有重要影响,为了解决当前常用的球铰点中心位置获取方式在精度或效率上的不足,提出一种PPPS调姿机构球铰点中心位置的闭环标定方法。首先,分析了球铰点中心位置误差与运动学逆解时定位器位移求解偏差的关系及大部件位姿变换参数对其的影响;然后,提出了基于关键特性结合奇异值分解几何意义的飞机大部件位姿参数快速求解方法,使位姿参数求解过程更加直观简捷,同时相较于常用的奇异值分解方法在精度上没有损失;利用一次调姿过程前后大部件位姿参数的变化和定位器的位移反馈,结合运动学逆解对球铰点中心的位置进行闭环标定,最后,以某型号飞机垂尾测试件为例验证了所提出方法的正确性和实用性。 相似文献
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《航空学报》2017,(12)
以4定位器式中机身调姿机构为研究对象,提出了一种飞机部件动态调姿精度的分析方法。首先,使用小位移旋量(Small Displacement Torsors,SDT)对定位器各关键公差建模,建立了定位器4层次误差SDT模型。其次,基于微分变换推导出定位器制造误差与中机身位姿误差之间的显式函数关系,给出了制造误差传递与累积系数矩阵。在此基础上,结合5次多项式轨迹规划方法,建立了单个定位器动态误差传递数学模型。然后,针对多定位器的误差耦合,综合运用间接平差法和加权最小二乘法,提出了多定位器球铰中心点动态误差耦合计算方法,并推导出了误差补偿量计算表达式。试验结果表明,依据该方法计算定位器驱动修正值,对调姿机构实施误差补偿,能较好地降低调姿误差,提高调姿部件的定位精度,为保证大部件对接装配协调准确度提供了有效途径。 相似文献
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目前飞机大部件数字化调姿、定位技术在飞机制造业得到了推广及应用,但在飞机大部件调姿、定位过程中,不同测量点的选择可能造成不同的飞机姿态;零件制造、部件装配、测量设备等各环节引入的误差积累也会导致飞机位姿状态与飞机理论模型的偏差,飞机状态无法与理论位置最佳匹配.为最小化飞机姿态误差,提高飞机调姿、定位效率,提出一种用于飞... 相似文献
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本文以定位器支撑的大部件调姿系统为研究对象,通过激光跟踪仪测得大部件上多个测点坐标数据.针对各点在不同坐标系下测量点值不匹配且各点精度要求有差异的问题,提出了最小二乘法评估大部件位姿的模型,并利用权值实现对多个测点数据进行误差分配优化,为大型部件的位置姿态评估计算提供一套有效的解决方案. 相似文献
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基于POGO柱三点支撑的飞机大部件调姿方法 总被引:7,自引:2,他引:5
针对飞机数字化装配中大部件调姿与对接问题,设计了一种精密三坐标POGO柱,在此基础之上提出了一种基于三坐标POGO柱三点支撑的姿态调整方法。对基于POGO柱的调姿特性进行了分析,掌握了姿态可叠加特性和POGO柱受力状态的可叠加特性,由此得到了大部件调姿过程中三坐标POGO柱受力变形的计算方法,并给出POGO柱变形引起大部件姿态误差的数学模型,为控制系统实施调姿过程误差补偿提供了依据。仿真分析和实验研究表明基于3个POGO柱的大部件调姿方法具有稳定、可靠、高效的优点,通过简单的重组可以推广到四点支撑以便适应各类大型部件姿态调整的需要。 相似文献
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《航空精密制造技术》2014,(1)
为了提高飞机数字化装配过程中翼身交点孔精加工的安全性,提出一种分析翼身接头相对装配参考坐标系的位姿误差的方法。采用矩阵摄动法建立了相应的误差模型,根据飞机大部件调姿试验的结果和相关工艺装备的性能参数,确定各项原始误差的取值范围。通过蒙特卡洛模拟求出翼身接头位姿误差的分布特性,在此基础上采用极值法定性分析极端情况下翼身交点孔的切削余量,获得了有可能出现翼身交点孔加工余量不足的定性结论。 相似文献
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数字化调姿定位系统中飞机部件的位姿常通过固连在部件上的测量点的坐标来控制,依据测量点在调姿定位前的实际坐标和调姿定位后的理论坐标将飞机部件从初始位姿调整到目标位姿。由于实际工况中测量点之间的实际长度与理论长度存在偏差,甚至存在超差,如果不对测量点及其坐标数据进行处理,将会产生较大的调姿定位系统内力,也将影响调姿定位精度。为提高飞机部件调姿定位的整体精度,降低调姿过程中的系统内力,提出一种测量点的优选和构造算法,以测量点在调姿定位前、后的实际坐标和理论坐标作为输入条件,分析实际工况中测量点的位置偏离状态,构建测量点的优选判据,计算并确定优选的测量点。在此基础上,将实际工况中的优选测量点匹配构造到理论坐标处,使构造点处于其理论点的公差盒内,并使构造点与理论点的距离的平方和最小。试验结果表明:经过测量点的优选和构造,飞机部件调姿定位过程中的系统内力减少到无优选和构造情况下的4.4%,并使得满足理论坐标及其公差要求的测量点的数量较无优选和构造情况提高了30%。 相似文献
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一种适用于飞机装配的新型随动定位器 总被引:1,自引:0,他引:1
在飞机机身等大部件位姿调整、对接及精加工等装配过程中,如何保持调整后的飞机部件位姿不变并对其进行可靠固持一直是个技术难题。为此,提出一种基于气浮和万向球座的机身部件随动固持方法。采用该方法进行随动固持的具体步骤:首先将与机身部件刚性连接的芯轴插入处于浮动状态的万向球座中,芯轴在进入浮动球体的过程中,球体可在上、下半球座之间进行任意转动;然后根据受力状态使球体和上、下半球座一起平动;芯轴完全进入浮动跟随装置之后,液压锁紧上、下半球座和球体,同时锁紧芯轴,在保证不改变飞机大部件位姿前提下实现对其可靠固持;将油压卸载就可以释放与机身部件连接的芯轴,使机身部件恢复到自由调姿状态。试验和应用分析表明,这种新的随动固持方法可以满足机身对接装配、精加工要求。 相似文献
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对基于三坐标定位器的大部件数字化柔性装配系统,建立系统运动控制所需的装配坐标系、动坐标系和POGO柱坐标系,并在此基础上分析了其正反解算法.根据大部件对接的高精度要求,用全微分的方法建立各结构误差与对接部件位姿误差之间的误差正解模型,提出了一种基于工作空间的位姿补偿方法.最后,建立带有误差源的正解模型,以实例计算验证了误差正解模型和补偿方法的正确性. 相似文献
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飞机研制不断向大型化、高可靠性、长寿命、隐身和轻量化、快速研制的方向发展,飞机部件结构中大量应用钛合金、复合材料等难加工材料和锯齿蒙皮对缝,对飞机各大部件的对接装配提出更高的要求,迫使国内飞机大部件对接技术由模拟量协调、固定专用工装手工调姿装配向数字量协调、柔性化工装自动调姿装配方向发展,研究和应用基于数字量协调的飞机大部件自动对接装配技术势在必行。 相似文献
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基于动力学模型的飞机大部件调姿轨迹规划 总被引:1,自引:1,他引:0
为了提高飞机调姿的运动安全并减小在误差敏感方向的冲击,采用Newton-Euler方法构建了调姿系统的动力学模型,以实现调姿轨迹的优化。该动力学模型综合考虑了支撑杆变形、驱动丝杆变形及运动误差的影响,可对比不同轨迹时部件运动全过程的运动学特性,实现多目标多约束条件下的轨迹优化。为了提高计算效率,提出了一种类间可分性最优的自适应核主成分算法进行特征提取,并结合模式识别中的自动分类方法,预判可行轨迹的性能,控制搜索范围,减少寻优过程中的计算量。以某型数控定位系统为例,在对150条可行调姿轨迹进行评价和优选后,大部件调姿过程的最大平动速度小于20mm/s,调姿结束时的最大角速度小于0.1rad/s,说明了该方法的可行性和有效性。 相似文献
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《航空制造技术》2018,(22)
在某些飞机部件装配过程中,柔性工装定位单元(简称工装单元)是由一个并联机构组成的,并联机构动平台的位姿决定了飞机部件的位姿,因此实时得到工装单元的动平台位姿的目的是实时计算其各个机构杆长与目标的差距,指导工装单元快速调整到装配所需的目标位姿,从而使飞机部件达到目标位姿。提出了一种通过激光跟踪仪与跟踪仪的STS六维传感器配件(简称6D设备)配合,实时获取工装单元动平台位姿的方法。对工装单元与6D设备配合工作的原理进行研究,通过软件接口获得6D设备的位姿,通过数学计算得到6D设备的位姿矩阵和工装单元动平台位姿矩阵。设计了试验方案并通过试验验证了算法的正确性。 相似文献
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在飞机装配中,要求调姿基准点距离误差和最小以及各点距离误差满足容差条件。以往的飞机位姿评估算法注重距离误差和最小,可能出现调姿基准点的距离误差不满足容差约束的情况。为了求解在满足容差约束条件下的距离误差和最小的飞机位姿参数,提出一种新的优化模型,将带容差约束转化为带惩罚函数,与距离误差和一同作为优化目标,采用求解约束优化问题的粒子群算法进行求解。在上述算法上进一步改进,通过动态改变约束参数来加强约束条件,可以通过迭代方式进一步减小飞机调姿基准点最大距离误差。仿真算例和蒙特卡洛分析证明,求解约束优化的粒子群算法和改进的粒子群算法在求解飞机位姿评估问题时,求解得到的调姿测量点最大误差小于奇异值分解法。 相似文献