轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法制造技术

一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其包括步骤：形成关于该飞行器模型运动误差的一个补偿数据库；利用该解耦机构进行飞行器模型运动试验时，得到飞行器模型的位姿和各轴上加速度大小；根据该飞行器模型的位姿和各轴加速度，在该补偿数据库中搜索该飞行器模型运动误差；根据该飞行器模型运动误差，在该补偿数据库中搜索该飞行器模型需要被补偿的一个补偿量；根据该补偿量对该飞行器模型的运动误差进行补偿。该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法能够对该飞行器模型的位姿误差进行实时的补偿，以提高该飞行器模型的位姿精度。

【技术实现步骤摘要】
轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法
本专利技术涉及一种在解耦条件下解决分离体因惯性力引起机构弹性变形而导致机构末端出现运动误差的误差补偿方法，特别涉及一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法。
技术介绍
在研究空气流动规律、研究航空航天飞行器及其它物体气动特性时，往往需要通过试验以得到最真实可靠的空气动力学数据，而经常采用的方法就是进行风洞试验。风洞试验是利用风扇、压气机或高压气源驱动空气在风洞管道内形成可控制的人工气流，将试验的飞行器模型放在风洞试验段中，用精密仪器来测量模型在风洞中的各项特征数据并以此分析模型的空气动力特性。当飞行器模型在风洞中进行试验时，需要得到飞行器模型确定位姿下的各个试验参数，如果本想得到某个位姿下的试验参数却因为运动误差而采集的另外一个位姿下的试验参数，这样一来得到的结果本身就包含有一定的误差，因此飞行器模型的运动精度对风洞试验结果的准确性起着非常重要的作用。飞行器模型固定在分离体机构的末端，它的运动由分离体上的六组串联机构的运动来控制，每组机构控制飞行器模型的一个自由度，总的有六个自由度，它们分别为：三自由度直线位移x(前后)、y(升沉)、z(左右)以及三自由度角度转动α(俯仰)、β(偏航)、γ(滚转)。每组机构的运动由电机驱动丝杠来实现，所以当传动链的精度确定之后，飞行器模型的运动精度由每个自由度上的电机来控制调节。除去传动链传动精度外，飞行器模型的运动精度会受温度，气动力，惯性力等的影响。因为分离体机构的质量及尺寸比较大，使得机构惯性力对飞行器模型的运动精度影响比较显著，故对机构惯性力引起的机构变形导致飞行器模型出现运动误差的补偿方法进行研究显得相当重要。因此，本专利技术提供一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，以解决上述问题。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其中该轨迹跟踪试验中解耦机构惯性力引起飞行器模型运动误差补偿方法能够保证该飞行器模型试验的精度和可靠性。为了达到上述目的，本专利技术提供一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其中该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法包括以下步骤：步骤1，形成关于该飞行器模型运动误差的一个补偿数据库；步骤2，利用该解耦机构进行飞行器模型运动试验时，得到飞行器模型的位姿和各轴上加速度大小；步骤3，根据该飞行器模型的位姿和各轴加速度，在该补偿数据库中搜索该飞行器模型需要被补偿的一个补偿量；步骤4，根据该补偿量对各轴驱动电机进行控制补偿，以此来补偿飞行器模型运动误差。作为对本专利技术的该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法的进一步优选的实施例，在该步骤1中，进一步包括步骤：步骤1.1，按实际情况建立该解耦机构的三维模型，并导入Ansys仿真软件中进行分析，确定该解耦机构末端为一特定位姿；步骤1.2，在该位姿下分别运动解耦机构的各自由度，分别得到该飞行器模型在该特定位姿下因不同加速度引起的该飞行器末端的运动误差；步骤1.3，确定该飞行器模型在该特定位姿下因不同加速度引起的该飞行器模型的末端位姿误差的补偿量；步骤1.4，改变解耦机构的位姿，用同样的方法得到该位姿下飞行器模型在该特定位姿下因不同加速度引起的运动误差和误差补偿量；步骤1.5，多次改变解耦机构末端的位姿，按上面的方法得到每个位姿下飞行器模型因不同加速度引起的运动误差和误差补偿量，形成关于该飞行器模型运动误差的补偿数据库。作为对本专利技术的该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法的进一步优选的实施例，在该步骤4中，通过该误差补偿量控制该解耦机构各自由度驱动电机来实现飞行器模型的运动误差的补偿。本专利技术的该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法优势在于：该专利技术提供一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其中该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法包括步骤：形成关于该飞行器模型运动误差的一个补偿数据库；利用该解耦机构进行飞行器模型运动试验时，得到飞行器模型的位姿和各轴上加速度大小；根据该飞行器模型的位姿和各轴加速度，在该补偿数据库中搜索该飞行器模型需要被补偿的一个补偿量；根据该补偿量对该飞行器模型的运动误差进行补偿。该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法能够对该飞行器模型的位姿误差进行实时的补偿，以提高该飞行器模型的位姿精度。本专利技术的该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法的有益效果是：1、通过对该解耦机构惯性力引起的该飞行器模型的末端位姿误差进行补偿，能够进一步提高该飞行器模型运动精度，为风洞试验结果的准确性奠定了基础。2、通过分别控制该解耦机构的六组串联机构的驱动电机来进行相应的误差补偿，原理简洁，系统维系方便。3、根据检测电机反馈的位姿和加速度直接根据误差补偿数据库进行补偿，不用进行繁琐的计算，且驱动电机的误差补偿量不会因为程序不稳定而出现不可控的错误，这样能够使得误差补偿更加的可靠、稳定。附图说明为了获得本专利技术的上述和其他优点和特点，以下将参照附图中所示的本专利技术的具体实施例对以上概述的本专利技术进行更具体的说明。应理解的是，这些附图仅示出了本专利技术的典型实施例，因此不应被视为对本专利技术的范围的限制，通过使用附图，将对本专利技术进行更具体和更详细的说明和阐述。在附图中：图1是该解耦机构的立体示意图。图2是该解耦机构的机构简图。图3是该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法的流程图。图4是该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法的流程框图。具体实施方式以下描述用于揭露本专利技术以使本领域技术人员能够实现本专利技术。以下描述中的优选实施例只作为举例，本领域技术人员可以想到其他显而易见的变型。在以下描述中界定的本专利技术的基本原理可以应用于其他实施方案、变形方案、改进方案、等同方案以及没有背离本专利技术的精神和范围的其他技术方案。如图1至图3，依据本专利技术的专利技术精神提供一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其中该解耦机构包括一个Z向运动机构1、一个X向运动机构2、一个偏航β运动机构3、一个Y向运动机构4、一个俯仰α运动机构5以及一个滚转γ运动机构6，该Z向运动机构1、该X向运动机构2、该偏航β运动机构3、该Y向运动机构4、该俯仰α运动机构5以及该滚转γ运动机构6相互串联在一起，以形成该解耦机构，并且该解耦机构的结构紧凑、操作灵活。可以理解的是，该解耦机构的Z向运动机构1、该X向运动机构2、该偏航β运动机构3、该Y向运动机构4、该俯仰α运动机构5以及该滚转γ运动机构6能够分别单独地调整，以使该解耦机构能够完全解耦，另外，该Z向运动机构1、该X向运动机构2、该偏航β运动机构3、该Y向运动机构4、该俯仰α运动机构5以及该滚转β运动机构6都被配置相应的驱动电机，以使得该解耦机构各自由度可单独地调整。本专利技术的该获轨迹试验中解耦机构惯性力引起飞行器模型运动误差补偿方法可以包括以下步骤：首先，得到“惯性力引起末端位姿误差表”和“末端位姿误差补偿表”，其中，(a)此方法是在解耦条件下解决该解耦机构因惯性力引起该飞行器模型的末端出现运动误差的误差补偿方法。按机构实际情况建立三维本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其特征在于，该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法包括以下步骤：步骤1，形成关于该飞行器模型运动误差的一个补偿数据库；步骤2，利用该解耦机构进行飞行器模型运动试验时，得到飞行器模型的位姿和各轴上加速度大小；步骤3，根据该飞行器模型的位姿和各轴加速度，在该补偿数据库中搜索该飞行器模型需要被补偿的一个补偿量；步骤4，根据该补偿量对各轴驱动电机进行控制补偿，以此来补偿飞行器模型运动误差。

【技术特征摘要】
1.一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其特征在于，该轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法包括以下步骤：步骤1，形成关于该飞行器模型运动误差的一个补偿数据库；步骤2，利用该解耦机构进行飞行器模型运动试验时，得到飞行器模型的位姿和各轴上加速度大小；步骤3，根据该飞行器模型的位姿和各轴加速度，在该补偿数据库中搜索该飞行器模型需要被补偿的一个补偿量；步骤4，根据该补偿量对各轴驱动电机进行控制补偿，以此来补偿飞行器模型运动误差。2.如权利要求1所述的一种轨迹跟踪试验中基于惯性力解耦机构末端位姿误差补偿法，其特征在于，在该步骤1中，进一步包括步骤：步骤1.1，按实际情况建立该解耦机构的三维模型，并导入Ansys仿真软件中进行分析，确定该解耦机构末端为一特定位...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘飞，皮阳军，郑万国，袁晓东，谢志江，朱小龙，苏晓兵，陈远斌，范乃吉，宋宁策，刘宽，李孟平，王昆，
申请(专利权)人：重庆大学，中国工程物理研究院激光聚变研究中心，
类型：发明
国别省市：重庆,50