飛機(jī)大部件自動對接同步調(diào)姿方法*

戴肇鵬 ， 黃 翔 ， 李瀧杲 ， 邢宏文

（1.南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院，南京 210016；2.上海飛機(jī)制造有限公司，上海 200436）

戴肇鵬

碩士，畢業(yè)于南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院航空宇航制造工程系。研究方向?yàn)轱w機(jī)大部件自動對接調(diào)姿技術(shù)。主要參與課題：南京航空航天大學(xué)與上海飛機(jī)制造有限公司合作的工信部民用飛機(jī)大部件自動對接裝配技術(shù)項目—《翼身自動對接測量與控制技術(shù)》，主要負(fù)責(zé)自動對接關(guān)鍵技術(shù)研究與集成控制軟件開發(fā)。

飛機(jī)大部件對接傳統(tǒng)工藝上采用模擬量傳遞模式，采用固定工裝型架和人工對接方法，對接效率低且精度難以保證，而國外已普遍采用數(shù)字化柔性自動裝配方法[1-3]。近年來，我國航空制造企業(yè)引進(jìn)了數(shù)字化測量設(shè)備、數(shù)字化柔性定位裝置等，開展了飛機(jī)大部件自動對接的初步研究和應(yīng)用，提高了對接效率和質(zhì)量[4]。飛機(jī)大部件自動對接系統(tǒng)主要由數(shù)字化測量系統(tǒng)、柔性支撐定位器、運(yùn)動控制系統(tǒng)、集成控制系統(tǒng)等組成。其中數(shù)字化測量系統(tǒng)中主要采用SA、Axyz等通用測量軟件控制激光跟蹤儀、激光雷達(dá)等數(shù)字化測量設(shè)備進(jìn)行測量，或使用測量設(shè)備軟件開發(fā)工具包（SDK）結(jié)合VC++、VB平臺開發(fā)專用測量軟件實(shí)施測量；而集成控制系統(tǒng)中采用控制軟件負(fù)責(zé)大部件位姿解算和定位器軌跡規(guī)劃，甚至還需要開發(fā)軟件管理測量和對接數(shù)據(jù)[4-6]。浙江大學(xué)邱寶貴等開發(fā)了大型飛機(jī)機(jī)身調(diào)姿與對接系統(tǒng)，該系統(tǒng)軟件由集成管理系統(tǒng)、測量系統(tǒng)、控制系統(tǒng)組成[7]。南京航空航天大學(xué)朱永國等針對ARJ21飛機(jī)翼身對接，研究了自動跟蹤測量方法和調(diào)姿機(jī)構(gòu)運(yùn)動學(xué)，開發(fā)了測量軟件和主控軟件[8]。這種方式主要存在以下缺點(diǎn)：測量軟件和控制軟件要分別運(yùn)行在一臺工控機(jī)上，各需要專人進(jìn)行操作，效率較低，特別是當(dāng)大部件調(diào)姿過程較為復(fù)雜時工作量大；軟件之間需要互相進(jìn)行數(shù)據(jù)通信，數(shù)據(jù)集維護(hù)管理不易統(tǒng)一；軟硬件開發(fā)維護(hù)成本較高，操作過程不夠簡便或效率較低。

本文提出的飛機(jī)大部件自動對接的同步調(diào)勢方法，實(shí)現(xiàn)了大部件調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)自動測量、大部件位姿解算和調(diào)整等過程的連續(xù)控制，在此基礎(chǔ)上開發(fā)了集測量場構(gòu)建、大部件位姿解算與調(diào)整等功能于一體的大部件自動對接集成控制軟件，并在ARJ21飛機(jī)翼身對接現(xiàn)場進(jìn)行了應(yīng)用。

同步調(diào)姿方法與流程

1 同步調(diào)姿原理

飛機(jī)翼身自動對接系統(tǒng)如圖1所示。全局坐標(biāo)系為飛機(jī)設(shè)計數(shù)模確定的對接坐標(biāo)系。定位器固定在地面或工裝上，其自身坐標(biāo)系方向、軸運(yùn)動方向與全局坐標(biāo)系方向相同，可沿X、Y、Z向運(yùn)動。定位器上安裝有光柵尺、編碼器及力學(xué)傳感器，可反饋定位器受力和位置信息。機(jī)身采用托架式調(diào)姿機(jī)構(gòu)，前后托架各固連兩個定位器，主動驅(qū)動為FX、FZ1、FZ2、LX、LY、LZ3、L4 軸 ;機(jī)翼定位器采用3-PPPS并聯(lián)調(diào)姿機(jī)構(gòu)，采用3-2-1定位，主動驅(qū)動為X1、Y1、Z1、Y2、Z2、Z3 軸，其余方向?yàn)殡S動，采用單臺或多臺激光跟蹤儀進(jìn)行測量。機(jī)身和機(jī)翼工裝上各有4個調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)表征其位置姿態(tài)，地面和固定工裝上分布多個公共基準(zhǔn)點(diǎn)（ERS/TB點(diǎn)）用于測量場構(gòu)建，這些點(diǎn)在全局坐標(biāo)系下均有理論值。其中機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)布置在機(jī)翼下側(cè)，距離遠(yuǎn)，高度高，人工引光難度大，采用自動測量方法測量，即直接驅(qū)動激光跟蹤儀在指定位置附近搜索并測量。

在ARJ21飛機(jī)翼身對接過程中，首先進(jìn)行中機(jī)身調(diào)姿，然后分別進(jìn)行左機(jī)翼調(diào)姿和右機(jī)翼調(diào)姿，機(jī)翼調(diào)姿時進(jìn)行翼身對合。每個大部件調(diào)姿過程大體一致，其基本流程如下：

（1）數(shù)字化測量場構(gòu)建。采用單臺或多臺激光跟蹤儀布站，保證大部件上調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)可測。激光跟蹤儀測量調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)附近區(qū)域5～8個公共基準(zhǔn)點(diǎn)，與其理論值進(jìn)行坐標(biāo)系擬合，得到測量坐標(biāo)系與全局坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換關(guān)系，從而建立測量基準(zhǔn)。

（2）調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)測量?；谏鲜鲎鴺?biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系和調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)在全局坐標(biāo)下的坐標(biāo)值，解算調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)在測量坐標(biāo)系下的坐標(biāo)值，然后采用自動測量方法，測量調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)實(shí)際位置坐標(biāo)。大部件上架時，調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)實(shí)際位置已在理論位置附近，因此首次測量時的全局位置可以采用調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)理論值，或者根據(jù)定位器位置反饋進(jìn)行解算。

（3）大部件位姿解算和調(diào)整。根據(jù)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)測量值和理論值，進(jìn)行大部件位姿解算，根據(jù)解算出的定位器驅(qū)動量分別進(jìn)行大部件姿態(tài)調(diào)整和位置調(diào)整。其中中機(jī)身姿態(tài)調(diào)整分為橫滾、俯仰、航向3個階段。每次調(diào)整完畢后，根據(jù)定位器反饋位置計算調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的估計坐標(biāo)，跟蹤調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置，作為下一次連續(xù)自動測量的搜索起始點(diǎn)，以便激光跟蹤儀能快速搜索定位。

圖1 飛機(jī)翼身自動對接系統(tǒng)Fig.1 Aircraft fuselage-wing automatic assembly system

同步調(diào)姿是指操作者通過一步操作，集成控制軟件連續(xù)執(zhí)行上述（2）、（3）步驟，即調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)自動測量、大部件位姿解算和調(diào)整、調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置跟蹤等操作，多個調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)自動測量連續(xù)順序進(jìn)行，大部件姿態(tài)調(diào)整和位置調(diào)整連續(xù)進(jìn)行。中機(jī)身執(zhí)行同步調(diào)姿后，其位置和姿態(tài)達(dá)到理論值。機(jī)翼執(zhí)行同步調(diào)姿后，其姿態(tài)達(dá)到理論姿態(tài)，位置值與理論值X軸方向偏差一定距離，即翼身對合保留量，以保證對接過程絕對安全，此后進(jìn)行翼身對合操作，機(jī)翼緩慢插入中央翼盒。理論上經(jīng)過一次同步調(diào)姿即可完成大部件姿態(tài)調(diào)整和位置調(diào)整，僅保留最后的部件對合操作，實(shí)際過程中可根據(jù)需要進(jìn)行部件位姿微調(diào)和精確調(diào)整。同時，可實(shí)施同步調(diào)姿的分步驟操作，如進(jìn)行調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動測量，以提高測量效率。

2 調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動跟蹤測量

實(shí)現(xiàn)同步調(diào)姿必須首先實(shí)現(xiàn)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的連續(xù)自動跟蹤測量，其中有兩層含義：控制單臺或聯(lián)動控制多臺激光跟蹤儀對調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)進(jìn)行連續(xù)自動測量，該過程按4個調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的指定測量順序連續(xù)進(jìn)行；大部件位姿調(diào)整后，調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置發(fā)生變化，根據(jù)定位器位置解算調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)估計坐標(biāo)，便于下一次測量時激光跟蹤儀快速搜索定位測量。季紅俠[9]闡述了調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)自動測量原理，但是沒有實(shí)現(xiàn)多點(diǎn)連續(xù)自動跟蹤測量，并且其自動測量基于調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)理論值，當(dāng)部件實(shí)際位姿與理論位姿偏差較大時難以進(jìn)行。朱永國[8]提出了調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)無偏卡爾曼濾波和外推迭代算法，實(shí)現(xiàn)了中機(jī)身調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)最佳估值，但采用程序?qū)崿F(xiàn)較為復(fù)雜。機(jī)翼與定位器相對位置關(guān)系比中機(jī)身復(fù)雜，調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)相對距離遠(yuǎn)，定位器運(yùn)動時機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置變化較大，為此提出了調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的連續(xù)自動測量方法和基于定位器位置反饋的調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)跟蹤方法。

3 調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動測量

利用激光跟蹤儀開發(fā)包SDK提供的COM接口和動態(tài)鏈接庫，結(jié)合VC++語言編寫激光跟蹤儀連續(xù)自動測量控制程序。程序發(fā)送指向點(diǎn)命令驅(qū)動激光跟蹤儀自動測量后，需要等待激光跟蹤儀搜索到目標(biāo)點(diǎn)靶球并測量，測量完畢獲取測量數(shù)據(jù)后，通過執(zhí)行自編寫的ResultAnswer函數(shù)顯示測量結(jié)果到主窗口上。根據(jù)搜索參數(shù)的不同，大約需要3～5s的搜索和測量時間。因此，設(shè)計連續(xù)自動測量流程控制如圖2所示。

圖2 連續(xù)自動測量流程Fig.2 Process of continuous automatic tracking measurement

連續(xù)自動測量開始前，先檢查是否準(zhǔn)備就緒，如每個調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)是否分配好了激光跟蹤儀、激光跟蹤儀是否連接和建立了測量基準(zhǔn)等，準(zhǔn)備就緒即開始連續(xù)自動測量。多點(diǎn)連續(xù)自動測量是通過調(diào)用單點(diǎn)自動測量函數(shù)實(shí)現(xiàn)的，設(shè)計了1個布爾型變量m_bAutoSerial表征連續(xù)自動測量，當(dāng)單點(diǎn)測量完成時，程序在ResultAnswer函數(shù)中判斷，如果m_bAutoSerial為真則檢查4個調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)測量是否全部完成，如果未完成，則選擇下1個測量點(diǎn)并調(diào)用單點(diǎn)自動測量函數(shù)進(jìn)行測量，如果全部測量完成，則結(jié)束測量并保存測量值和誤差值至數(shù)據(jù)庫。激光跟蹤儀單點(diǎn)測量完成時能自動反饋回測量數(shù)據(jù)，程序獲取數(shù)據(jù)后判斷并執(zhí)行下1個調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的自動測量過程，因此上述全過程可連續(xù)進(jìn)行，從而提高了測量效率。

4 基于定位器位置反饋的調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)跟蹤

運(yùn)動控制系統(tǒng)根據(jù)定位器上的光柵尺和編碼器反饋定位器的主動軸相對自身坐標(biāo)系零點(diǎn)的位移，集成控制軟件通過與運(yùn)動控制軟件通信獲取位移參數(shù)。定位器與大部件的接觸方式為球絞或叉耳，該定位器球絞（同叉耳）中心位置與機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置關(guān)系固定，因此可利用定位器球心位置變化解算大部件調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)估計位置。為此在對接開始前，先標(biāo)定定位器球心零點(diǎn)位置，在對接過程中，僅需要零點(diǎn)位置加上主動軸位移和解算出的隨動軸位移即可得到定位器球心實(shí)際位置。

設(shè)定位器球心實(shí)際位置為ai（aix,aiy,aiz），（i=1，2，3）。定位器軸位移為li（lix,liy,liz），其中l(wèi)1x、l1y、l1z、l2y、l2z、l3z為主動軸位移，為反饋回的已知量，而l2x、l3x、l3y為隨動軸位移，是待解算的未知量，則定位器球心零點(diǎn)位置為bi（bix,biy,biz），上述位置值均為全局坐標(biāo)系下坐標(biāo)值，則有：

機(jī)構(gòu)位移約束方程為：

其中，d1、d2、d3為定位器球心位置之間的距離，可由設(shè)計數(shù)模中定位器球心位置理論值得到。上述方程為三元二次方程組，可通過數(shù)學(xué)計算得到3個隨動軸位移[10]，從而得到零點(diǎn)位置。

零點(diǎn)位置標(biāo)定完成后，在對接過程中可直接通過定位器反饋的主動軸位移解算定位器球心實(shí)際位置，此時機(jī)構(gòu)位移約束方程為：

此時，bi（bix,biy,biz）為已知量，則同理可求出隨動軸位移。從而零點(diǎn)位置加上主動軸位移和隨動軸位移即可得到定位器球心位置。

已知定位器球心實(shí)際位置Pal和理論位置Ptl有如下關(guān)系：

其中，R為位姿變換的旋轉(zhuǎn)矩陣，T為平移矩陣。定位器球心位置與機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)位置關(guān)系固定，因此上述位姿變換的旋轉(zhuǎn)和平移矩陣相同。則可根據(jù)機(jī)翼調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)理論位置Pwt，解算其實(shí)際位置的估計坐標(biāo),即

定位器球心零點(diǎn)位置標(biāo)定1次即可在后續(xù)多架次對接中直接使用。由于大部件制造誤差、工裝誤差、力學(xué)變形等影響，采用上述方法計算的調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)估計坐標(biāo)并不是精確位置值，當(dāng)已在實(shí)際位置附近，能充分保證激光跟蹤儀自動搜索成功進(jìn)行。

5 同步調(diào)姿流程設(shè)計

同步調(diào)姿即在連續(xù)測量完成之后開始按順序進(jìn)行調(diào)姿解算、姿態(tài)調(diào)整、位置調(diào)整和調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)跟蹤，若姿態(tài)調(diào)整或位置調(diào)姿中有分步操作也連續(xù)進(jìn)行。以中機(jī)身同步調(diào)姿為例，其流程如圖3所示。

同步調(diào)姿開始前，先檢查是否準(zhǔn)備就緒，準(zhǔn)備就緒后首先開始調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動測量。設(shè)計1個布爾型變量m_bSyncPose表征是否為同步調(diào)姿和1個整型變量m_nSynPoseStep表征位姿調(diào)整進(jìn)行到第幾步。當(dāng)4個調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動測量完畢后，即調(diào)用主窗口調(diào)姿解算功能完成調(diào)姿解算，然后驅(qū)動定位器開始分別進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整和位置調(diào)整。中機(jī)身姿態(tài)調(diào)整分為橫滾調(diào)姿、俯仰調(diào)姿、航向調(diào)姿3個步驟，按流程連續(xù)進(jìn)行，完成后繼續(xù)進(jìn)行位置調(diào)整。設(shè)計MotionReceive函數(shù)用于實(shí)時接收運(yùn)動控制系統(tǒng)反饋的狀態(tài)信息，如數(shù)據(jù)接收成功、定位器調(diào)整完成、反饋定位器位置等。集成控制軟件收到定位器調(diào)整已完成的消息后，根據(jù)同步調(diào)姿的兩個變量判斷并執(zhí)行接下來的操作。

圖3 中機(jī)身同步調(diào)姿流程Fig.3 Synchronous position and pose adjustment process of fuselage

圖4 大部件自動對接集成控制軟件Fig.4 Integrated control software for automatic assembly of large aircraft components

同步調(diào)姿完成后，根據(jù)調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)跟蹤方法解算調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)新位置的估計坐標(biāo)。

軟件實(shí)現(xiàn)

基于同步調(diào)姿原理，開發(fā)了大部件自動對接集成控制軟件，用于整個大部件對接過程的控制和數(shù)據(jù)管理。軟件選用Visual C++2008為開發(fā)平臺，結(jié)合BCGControlBar擴(kuò)展庫開發(fā)，使用Leica激光跟蹤儀SDK開發(fā)激光跟蹤儀控制模塊，使用ADO技術(shù)連接Access數(shù)據(jù)庫對每個架次的測量和對接數(shù)據(jù)進(jìn)行管理維護(hù)。軟件界面如圖4所示，主要有主操作區(qū)、主窗口區(qū)、工程樹、測量設(shè)備和運(yùn)動設(shè)備控制區(qū)、信息窗口等，其中測量場構(gòu)建、中機(jī)身調(diào)姿、左機(jī)翼調(diào)姿、右機(jī)翼調(diào)姿各為1個文檔視圖窗口顯示在主窗口區(qū)域，通過主操作區(qū)按鈕進(jìn)行切換。主窗口區(qū)域采用列表、組合等形式將功能實(shí)現(xiàn)直接顯示在界面上，方便實(shí)施同步調(diào)姿過程的連續(xù)控制。測量設(shè)備管理區(qū)控制激光跟蹤儀實(shí)施測量，運(yùn)動控制系統(tǒng)管理區(qū)驅(qū)動定位器運(yùn)動，接收定位器反饋的位移信息。信息窗口實(shí)時顯示當(dāng)前操作進(jìn)程和系統(tǒng)狀態(tài)。

應(yīng)用試驗(yàn)

ARJ21飛機(jī)翼身自動對接試驗(yàn)現(xiàn)場如圖5所示，圖中為右機(jī)翼調(diào)姿和對接。利用飛機(jī)翼身自動對接集成控制軟件分別進(jìn)行了中機(jī)身、左機(jī)翼、右機(jī)翼調(diào)姿與對接應(yīng)用試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果證明，翼身對接過程中實(shí)現(xiàn)了調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)的連續(xù)自動跟蹤測量，無需人工引光，位置跟蹤和自動搜索準(zhǔn)確高效，提高了測量效率；大部件經(jīng)過1～2次同步調(diào)姿操作即可完成姿態(tài)和位置調(diào)整，調(diào)姿過程連續(xù)、安全、可靠、快速；同步調(diào)姿全過程操作簡單，減輕了勞動強(qiáng)度；對接結(jié)果滿足裝配精度和質(zhì)量要求；集成控制軟件能有效實(shí)現(xiàn)同步調(diào)姿流程，滿足飛機(jī)大部件自動對接工程應(yīng)用需求。

圖5 翼身自動對接試驗(yàn)Fig.5 Automatic assembly experiment of fuselage-wing

結(jié)束語

本文提出了飛機(jī)大部件自動對接的同步調(diào)姿方法，研究設(shè)計了大部件調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動跟蹤測量和同步調(diào)姿實(shí)現(xiàn)流程。結(jié)合Visual C++平臺和激光跟蹤儀接口開發(fā)了大部件自動對接集成控制軟件，并在ARJ21飛機(jī)翼身自動對接現(xiàn)場進(jìn)行了應(yīng)用試驗(yàn)。結(jié)果表明，本文提出的大部件自動對接的同步調(diào)姿方法原理可行，流程合理，調(diào)姿基準(zhǔn)點(diǎn)連續(xù)自動跟蹤測量方法有效，同步調(diào)姿過程快速安全。同步調(diào)姿方法能有效提高飛機(jī)大部件位姿測量和自動對接效率。

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