气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法制造技术

一种气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法包括步骤：统计一飞行器模型末端的位姿，建立气动载荷影响下的飞行器模型末端的一弹性变形误差数据库，通过弹性变形误差数据库，得到末端位姿误差，通过机构运动学逆解或检索末端位姿补偿表两种方法求得伺服电机旋转角度补偿量。在后续进行风洞试验时，根据该飞行器模型末端的位姿与受到的气动载荷，在弹性变形误差补偿数据库中快速地查找到一补偿值，以对该飞行器末端的位姿进行补偿，通过这样的步骤，能够减少繁重复杂的测量计算过程，缩短相应的试验时间，更为重要的是，通过该误差补偿方法，能够提高整体风洞试验效率，以保证该风动试验的顺利进行和可靠性。

Compensation method of end position error of uncoupled six degree of freedom mechanism generated by aerodynamic load

A pneumatic load generated by non decoupling six freedom mechanism end pose error compensation method comprises the following steps: pose a statistical vehicle model at the end, an elastic terminal building aerodynamic models of aircraft load under the influence of the deformation error of the database, data base through the elastic deformation error, get the end pose error through kinematics the inverse solution or retrieve two methods of end pose compensation table rotation angle of the servo motor to obtain compensation amount. Wind tunnel test was carried out in the following, according to the position at the end of the aircraft model and the aerodynamic load, the elastic deformation error compensation in the database to quickly identify a compensation value to compensate the pose of the aircraft at the end, through such steps, can reduce the measurement of heavy and complicated calculation process, shorten the test the corresponding time, more importantly, through the error compensation method, can improve the overall efficiency of the wind tunnel test, to ensure the smooth and reliability of pneumatic test.

【技术实现步骤摘要】
气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法
本专利技术涉及一种气动载荷弹性误差补偿方法，特别涉及一种气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法。
技术介绍
风洞是进行空气动力学研究与飞行器研制的最基本试验设备,每一种新型飞行器的研制都必须在风洞试验中进行大量的吹风试验。风洞试验的主要目的是获取高精度的准确可靠的空气动力试验数据。工业、军事技术发展领域要求机构物体运动精度高，试验段内的气动载荷对飞行器末端变形产生一定影响，飞行器末端姿态的高精度控制直接决定风洞试验数据的准确性。风洞试验时，模型末端受到气动载荷作用试验支撑运动机构会发生弹性变形，测量模型的实际位姿会偏离期望位姿，这就存在一定误差，这种变形误差对飞行器的气动特性会产生严重影响，为了降低变形误差，需要采用措施及时修正弹性变形误差，从而提高模拟飞行器试验精度。因此，本专利技术提供一种非解耦空间六自由度机构气动载荷弹性误差补偿方法，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使用可靠的且能够保证风洞试验精度的气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法，该误差补偿方法能够确保该非解耦空间六自由度机构在参与该风洞试验时的精度。为了达到上述目的，本专利技术提供一种气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法，其中该气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法包括如下步骤：I：统计一飞行器模型末端的位姿，以建立与该飞行器末端的位姿相关的一位姿数据库；II：根据末端单位气动载荷与末端位姿，建立一弹性变形误差数据库；III：查阅弹性变形误差数据库，求得一位姿下的气动载荷末端位姿误差，由机构运动学逆解，得到伺服电机旋转角度误差补偿量，实时修正伺服电机旋转角度，及时补偿气动载荷产生的弹性变形误差。作为对本专利技术的该气动载荷产生的非解耦六自由度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III中可替换步骤：III.1：查阅弹性变形误差数据库，得到一位姿下气动载荷末端位姿误差，建立一末端位姿误差补偿表。III.2：直接查阅末端位姿误差补偿表，得到伺服电机旋转角度误差补偿量，实时修正旋转角度，实现全行程动态补偿气动载荷产生的弹性变形误差，降低气动载荷的弹性变形误差。本专利技术的该气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法的优势在于：统计一飞行器模型末端的位姿，建立气动载荷影响下的飞行器模型末端的一弹性变形误差数据库，通过弹性变形误差数据库，得到末端位姿误差，通过机构运动学逆解或检索末端位姿补偿表两种方法求得伺服电机旋转角度补偿量。在后续进行风洞试验时，根据该飞行器模型末端的位姿与受到的气动载荷，在弹性变形误差补偿数据库中快速地查找到一补偿值，以对该飞行器末端的位姿进行补偿，通过这样的步骤，能够减少繁重复杂的测量计算过程，缩短相应的试验时间，更为重要的是，通过该误差补偿方法，能够提高整体风洞试验效率，以保证该风动试验的顺利进行和可靠性。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是风动试验中的非解耦空间六自由度机构的立体结构示意图。图2是气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法的流程示意图。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和图2所示，依本专利技术的专利技术精神提供一种气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法，以对非解耦空间六自由度机构参与风动试验时进行误差补偿，从而提高该非解耦空间六自由度机构的可靠性和精确度，以保证该风动试验的顺利进行。在图1中示出的该非解耦空间六自由度机构，该非解耦空间六自由度机构包括一个基座1、一个Z向运动构件2、一个X向运动构件3、一个偏航β运动构件4、一个Y向运动构件5、一个俯仰α运动构件6以及一个滚转γ运动构件7，这七个部分组成该非解耦空间六自由度机构，其中该Z向运动构件2、该X向运动构件3、该偏航β运动构件4、该Y向运动构件5、该俯仰α运动构件6以及该滚转γ运动构件7采用内嵌式的结构组合在一起，以形成该非解耦空间六自由度机构，以使该机构结构紧凑、整体刚度好且可靠性更高。该Z向运动构件2、该X向运动构件3、该偏航β运动构件4、该Y向运动构件5、该俯仰α运动构件6和该滚转γ运动构件7分别由伺服电机驱动，以使该非解耦空间六自由度机构的每个自由度由对应的伺服电机单独地控制驱动，当飞行器模型中心不在偏航圆弧导轨圆心与俯仰圆弧导轨圆心的连线上时，该非解耦空间六自由度机构不完全解耦，即形成该非解耦空间六自由度机构。在使用该非解耦空间六自由度机构参与该风洞试验时，本专利技术提供了一种气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法，该误差补偿方法基于建立大量的理论与试验数据库，根据输出量参数，快速地查询检索得到修正输入量值，以使该误差补偿方法具有响应时间快、精度高、效率高、实时弹性误差变形补偿等特点，其中输出量参数为飞行器模型末端位姿和所受气动载荷量，其中修正输入量值为伺服电机转动角度补偿量。具体地说，该误差补偿方法进一步包括图2流程图所示步骤：步骤一、计算得到飞行器模型末端的位姿，其中位姿是对飞行器模型末端所处状态的描述，即3个运动位移x(t)、y(t)、z(t)和3个运动角度α(t)、β(t)、γ(t)。该非解耦空间六自由度机构的输入量用伺服电机旋转角度表示，旋转角度为θ＝[θ1(t),θ2(t),θ3(t),θ4(t),θ5(t),θ6(t)]。经机构运动学的正解算法得到飞行器末端位姿W＝[x(t),y(t),z(t),α(t),β(t),γ(t)]，存储建立正解位姿数据表A。步骤二、建立气动载荷影响下的弹性变形误差表B。在风洞试验系统中，飞行器模型受到气动载荷的作用，通过飞行器模型内部天平实时测量，可以得到飞行器模型末端六分量气动载荷Q＝[Fx,Fy,Fz,Mx,My,Mz]，经六分量气动载荷单位化，得到单位六分量动态力Q0＝[F0x,F0y,F0z,M0x,M0y,M0z]。气动载荷与单位六分量力具有线性关系。在单位六分量力作用下，飞行器模型末端不同位姿的弹性变形误差量不同，由实际测量位姿量与正解位姿表，得到飞行器模型末端弹性变形误差量(Δx,Δy,Δz,Δα,Δβ,Δγ)，根据弹性变形误差量和单位六分量力，求得转化矩阵，即在空间行程范围内存储构建的弹性变形误差表B。在不同位姿表A所列的位姿下建立单位气动载荷产生的弹性变形误差表B。步骤三、在不同位姿情况下，测量飞行器模型末端气动载荷，检索弹性变形误差表B得到单位气动载荷下的末端弹性变形误差(ΔX,ΔY,ΔZ,Δα,Δβ,Δγ)，再乘以单位化载荷系数得到单位化前的气动载荷下的末端弹性变形误差，直接由机构运动学逆解，得到不同位姿在气动载荷下伺服电机旋转角度补偿量(Δ本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法，其特征在于，该误差补偿方法包括如下步骤：I：统计一飞行器模型末端的位姿，以建立与该飞行器末端的位姿相关的一位姿数据库；II：根据末端单位气动载荷与末端位姿，建立一弹性变形误差数据库；III：查阅弹性变形误差数据库，求得一位姿下的气动载荷末端位姿误差，由机构运动学逆解，得到伺服电机旋转角度误差补偿量，实时修正伺服电机旋转角度，及时补偿气动载荷产生的弹性变形误差。

【技术特征摘要】
1.一种气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法，其特征在于，该误差补偿方法包括如下步骤：I：统计一飞行器模型末端的位姿，以建立与该飞行器末端的位姿相关的一位姿数据库；II：根据末端单位气动载荷与末端位姿，建立一弹性变形误差数据库；III：查阅弹性变形误差数据库，求得一位姿下的气动载荷末端位姿误差，由机构运动学逆解，得到伺服电机旋转角度误差补偿量，实时修正伺服电机旋转角度，及时补偿气动载荷产生的弹性变形误差。2.如权利要求1所述的一种气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法，其特征在于，在该步骤III中替换步骤：III....

【专利技术属性】
技术研发人员：刘飞，朱小龙，郑万国，袁晓东，谢志江，赵利平，全先轲，郭映位，陈远斌，范乃吉，
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