調(diào)姿機構(gòu)力-位置混合控制系統(tǒng)設(shè)計.pdf

1、在飛機數(shù)字化裝配系統(tǒng)中，一般采用由多個三坐標數(shù)控定位器構(gòu)成的調(diào)姿平臺實現(xiàn)飛機大部件位姿調(diào)整，其調(diào)姿運動算法依賴于理想化的三坐標垂直等結(jié)構(gòu)要求。然而在實際制造和現(xiàn)場安裝過程中，三坐標數(shù)控定位器各軸的垂直度誤差和多個定位器之間的平行度誤差必然存在。在實際調(diào)姿過程中，三坐標數(shù)控定位器按照其理想模型進行飛機大部件調(diào)姿軌跡規(guī)劃，由于飛機壁板、機身段等大部件是剛性相對較弱的結(jié)構(gòu)件，與三坐標數(shù)控定位器之間就會產(chǎn)生相互作用，從而引起調(diào)姿誤差和大部件內(nèi)部

2、應(yīng)力，嚴重時會導(dǎo)致部件變形甚至損壞。在此背景下，本文提出力和位置混合控制策略實現(xiàn)飛機大部件位姿調(diào)整控制，避免各個三坐標數(shù)控定位器相互拉扯或擠壓導(dǎo)致的飛機大部件內(nèi)部應(yīng)力，同時提高多個三坐標數(shù)控定位器定位器協(xié)同運動的調(diào)姿精度。本文內(nèi)容如下:
　　首先闡述調(diào)姿機構(gòu)的組成及其逆運動學(xué)模型，在考慮定位器垂直度和平行度誤差的情況下，建立調(diào)姿系統(tǒng)的位姿誤差模型。針對定位器均采用位置控制的調(diào)姿機構(gòu)，分析其調(diào)姿內(nèi)力，提出力和位置混合控制策略。

3、>　　根據(jù)螺旋理論分析調(diào)姿機構(gòu)力和位置控制軸選區(qū)合理性，進而采用運動學(xué)橢球和剛度橢球的對機構(gòu)性能進行分析，提出了基于力矩同性度和剛度矩陣條件數(shù)的力和位置控制軸選取方法。
　　針對實際調(diào)姿對象選取力和位置控制軸，在分析力控制軸的最佳接觸力基礎(chǔ)上，提出力和位置混合控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)。靜態(tài)誤差分析和計算表明，定位器單軸存在0.05mm/m垂直度誤差，同向軸兩兩之間最大平行度誤差為0.1mm/m且平均平行度誤差為0.07mm/m時，在給定的部件