[发明专利]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

摘要

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。

主权项

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：非解耦空间六自由度机构包括一个基座、一个Z向运动构件、一个X向运动构件、一个偏航β运动构件、一个Y向运动构件、一个俯仰α运动构件以及一个滚转γ运动构件，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、该X向运动构件、该偏航β运动构件、该Y向运动构件、该俯仰α运动构件以及该滚转γ运动构件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、该X向运动构件、该偏航β运动构件、该Y向运动构件、该俯仰α运动构件和该滚转γ运动构件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；在使用该非解耦空间六自由度机构参与风洞试验时，误差补偿方法包括如下步骤：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个运动位移和3个运动角度；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；经机构运动学的正解算法得到飞行器末端位姿，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，能够得到飞行器模型末端六分量气动载荷，经六分量气动载荷单位化，得到单位六分量动态力；气动载荷与单位六分量动态力具有线性关系；在单位六分量动态力作用下，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数据表，得到飞行器模型末端弹性变形误差量，根据弹性变形误差量和单位六分量动态力，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；在不同位正解姿表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，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，及时修正伺服电机旋转角度。