智能快捷调姿定位系统位姿标定算法

巴晓甫，赵安安，张 程，侣胜武，薛红前

（1.西北工业大学机电学院，西安 710072；2.航空工业西安飞机工业(集团)有限责任公司制造工程部，西安 710089）

结构件在空间上有6 个自由度，包含3 个位置自由度XYZ和3 个姿态自由度α、β、γ，位置自由度的调整称之为定位，姿态自由度的调整称之为调姿，总称为结构件的调姿定位。飞机部件是结构件的一种，飞机的装配过程（不含连接），就是结构件的调姿定位过程。

近年来，以波音、洛马和空客为代表的国际先进飞机制造企业大力推广应用数字化柔性装配系统[1–4]，其中，波音公司成功实现了柔性移动生产线的应用[5–6]，洛马公司实施应用了U 型装配生产线，提高了飞机装配效率[7]，空客公司研制并应用了可重置装配系统，进一步发展了柔性装配的理念[8]。国内航空工业西飞也研制了模块化柔性装配生产线[9]、集约化可重构装配生产线[10]和调姿定位系统智能控制系统[11]，取得了显著的成效。尽管如此，飞机装配的核心技术指标仍然是装配精度和装配效率，其关键要素是调姿定位的精度和效率，这在很大程度又取决于位姿标定的精度和效率。现有的调姿定位系统是专用型的，标定方式也大多是机械式的标定，使得位姿标定的精度随时间而逐步减低，标定周期长、效率低，为此，开展智能型快捷式调姿定位系统位姿标定算法的设计研究。

调姿定位系统组成

调姿定位系统由并联式调姿器、控制系统、测量系统、集成软件和数据库等组成，如图1所示。

调姿器与飞机部件上的工艺转接件连接，AGV 车带动调姿器升降和移动，通过调姿器及AGV 车的运动，对飞机部件进行调姿定位，如图2所示。

图1 调姿定位系统组成Fig.1 Composition of alignment and positioning system

图2 调姿定位系统的快捷重组Fig.2 Quick reconfiguration of alignment and positioning system

快捷调姿定位系统

调姿定位系统结构，是由多台并联的调姿器组成的。调姿器包含运动模块、接口式底座和夹持器，夹持器通过螺栓连接在运动模块的末端，运动模块通过螺栓连接在接口式底座上。

1 运动模块

运动模块是一种由X、Y、Z3 个运动轴串联而成运动机构，是精度高、性能可靠的模块化支撑运动单元，运动模块的X轴、Y轴、Z轴可以互相垂直，也可以不垂直。

X、Y、Z3 轴分别含有导向机构（导轨滑块）、传动机构（滚珠丝杠）、动力器件（伺服电机）、安全装置（防撞块和限位开关）、反馈测量装置（光栅尺）、线缆模块（拖链）等。

2 夹持器

夹持器由球窝结构、开合机构组成，开合机构置于球窝结构的端面，具有张开、收缩、夹紧3 个工作状态。球窝结构可以为圆柱体状也可以为长方体状，内含球窝。可采用卡盘作为开合机构，实现张开、收缩和夹紧等功能。

3 接口式底座

接口式底座是实现快捷重组的关键部件，设计有两种形式：内部接口式、外部接口式。

（1）内部接口式底座：底座含有内部接口，内部接口为板凳状，两端设置支臂，中间设置槽口，与之相对应的AGV 车为“I”型车，如图3所示。

（2）外部接口式底座：底座含有外部接口，与之相对应的AGV 车为“U”型车，如图4所示。

在接口式底座的底平面上设置有主支撑件和辅助支撑件。主支撑件数量为3 个，其中两个主支撑件分布在一侧，另一个主支撑件分布在另一侧，3 个主支撑件呈等腰三角形分布，接口式底座的重心落在3 个主支撑件所构成的三角形的形心附近；辅助支撑件为含有伸缩机构的活动结构，数量根据调姿器的稳定性需求确定，分布在调姿器较可能发生侧翻的位置和需要加强的位置。

4 快捷调姿定位系统对刚度、稳定性和支撑面的要求

（1）刚度要求，在运动和移动过程中，调姿器的变形量不大于0.05mm，高精度的调姿定位系统对刚度要求更为严格。

2011年4月，国务院常务会议研究讨论通过了《全国中小河流治理和病险水库除险加固、山洪地质灾害防御和综合治理总体规划》（以下简称《总体规划》）。《总体规划》提出按先重点后一般的原则，安排各省（自治区、直辖市）在近期完成1 650条重点山洪沟的治理任务。在《总体规划》出台之前，2006年国务院批复的 《全国山洪灾害防治规划》、2010年国务院印发的《关于切实加强中小河流治理和山洪地质灾害防治的若干意见》（国发〔2010〕31 号）、2011 年中央 1 号文件都提出要加快实施重点山洪沟治理工程。

（2）稳定性要求，X轴、Y轴、Z轴在行程范围内运动时，重心变化导致调姿器的最大位移量不大于0.01 mm。

（3）支撑面要求，在承载调姿器、激光跟踪仪和操作者的前后，地面或者平台的变形量不大于0.01mm。

5 快捷重组流程

（1）调整调姿器中X轴、Y轴、Z轴的位置，确保调姿器重心在3 个主支撑件所构成的三角形的形心附近。

（2）收起辅助支撑件，仅让3 个主支撑件支撑接口式底座。

（3）AGV 车从接口式底座接口进入并与接口式底座连接，抬起调姿器，将调姿器移动到指定位置后，AGV 车降低调姿器直至3 个主支撑件与地面接触，AGV 车从接口式底座内移出。

（4）伸出所有辅助支撑件，确保每个辅助支撑件与地面均接触并有一定的接触力。

智能位姿标定算法

要实现快捷调姿定位系统的精确调姿和定位，需要实时标定快捷调姿器在飞机坐标系下的位姿。通常的标定方法是：在X运动模块、Y运动模块和Z运动模块上分别设置2 个OTP 点，在夹持器上设置3 个不共线的OTP 点，如图5所示。通过精密加工方式，建立OTP 点与各个运动模块的导轨间的精确尺寸关系，通过激光跟踪仪测量每个运动模块上的2 个OTP 点来拟合该运动模块导轨的方向，进而标定由各个导轨构成的调姿器的坐标系相对于飞机坐标系的位姿，该标定方法包含如下工序：

图3 含内部接口式底座的调姿器和 I型AGV车Fig.3 Adjuster with internal interface base and I-AGV

图4 含外部接口式底座的调姿器和U型AGV车Fig.4 Adjuster with external interface base and U-AGV

（2）采用激光跟踪仪测量OTP点的次数为9 次。

（3）通过运动模块上6 个OTP点值拟合坐标轴线，通过夹持器上3个OTP 点值拟合坐标原点。

对固定型、专用型调姿定位系统而言，上述方法工序虽多，但是毕竟定检的间隔时间长。但是对于快捷调姿定位系统来说，需要进行经常的位姿标定，上述方法存在位姿标定成本高、时间长、存在累计误差等问题。为提高调姿定位系统的位姿标定精度、效率，快速识别和精确标定快捷调姿器的位姿，开发了一种智能位姿标定算法，算法的具体流程和表达式如下所述：

（1）将快捷调姿器置于地面或者平台上，并且相对于地面或者平台固定不动。

（2）建立快捷调姿器坐标系P坐标系。X轴、Y轴、Z轴回零后，快捷调姿器内X向、Y向、Z向光栅尺的实际位置均设定为0；将快捷调姿器末端上靶标点设置为P坐标系的原点，快捷调姿器的X向设置为P坐标系的X轴，Y向设置为P坐标系的Y轴，Z向设置为P坐标系的Z轴，靶标点在P坐标系的坐标为[0 0 0]{P}。

（3）建立飞机坐标系A坐标系。在地面或平台上设置用于建立A坐标系的ERS 点集；用激光跟踪仪依次测量ERS 点集，得到ERS 点集在激光跟踪仪坐标系L坐标系下各点坐标值；调取ERS 点集在A坐标系的理论坐标值；根据ERS 点集的L坐标系坐标值和A坐标系坐标值，建立ERS 点集的L坐标系坐标值映射到A坐标系坐标值的变换关系，从而建立飞机坐标系A坐标系。

图5 基于多个OTP点的位姿标定Fig.5 Pose calibration based on multiple OTP points

图6 调姿器处于“0”位的示意图Fig.6 Diagram of the adjuster in the “0”position

（4）使用光栅尺和激光跟踪仪分别测量快捷调姿器运动过程中的靶标点坐标，标定出调姿器坐标系P坐标系相对于飞机坐标系A坐标系的位姿。在快捷调姿器处于0 位时，所述0 位是指X轴、Y轴、Z轴均处于各自行程范围内的起始端附近，如图6所示，靶标点相对于P坐标系的坐标值为[0 0 0]{P}；用激光跟踪仪测量靶标点，得到0 位时靶标点在A坐标系的坐标值[x0y0z0]{A}；将快捷调姿器的X轴沿P坐标系的X方向移动一个X值后，尽量使X轴处于X行程范围内的终止端附近固定不动，将当前位置记为“1”位，如图7所示，通过光栅尺读取当前位置数值，得到“1”位时靶标点在P坐标系的坐标值[X0 0]{P}；用激光跟踪仪测量靶标点，得到“1”位时靶标点在A坐标系的坐标[X1Y1Z1]{A}；将快捷调姿器的Y轴沿P坐标系的Y方向移动一个Y值后，尽量使Y轴处于Y行程范围内的终止端附近固定不动，将当前位置记为“2”位，如图8所示，通过光栅尺读取当前位置数值，得到“2”位时靶标点在P坐标系的坐标值[XY0]{P}；用激光跟踪仪测量靶标点，得到“2”位时靶标点在A坐标系的坐标值[x2y2z2]{A}；将快捷调姿器的Z轴沿P坐标系的Z方向移动一个Z值后，尽量使Z轴处于Z行程范围内的终止端附近固定不动，将当前位置记为“3”位，如图9所示，通过光栅尺读取当前位置数值，得到“3”位时靶标点在P坐标系的坐标值[XYZ]{P}；激光跟踪仪测量靶标点，得到“3”位时靶标点在A坐标系的坐标值[x3y3z3]{A}；快捷调姿器坐标系P坐标系相对于飞机坐标系A坐标系的位姿

图7 调姿器处于“1”位的示意图Fig.7 Diagram of the adjuster in the “1”position

图8 调姿器处于“2”位的示意图 Fig.8 Diagram of the adjuster in the “2”position

由下述函数表达式进行解算：

试验分析

试验系统由4 台外部接口式调姿器、U 型AGV 移动车、莱卡AT960 激光跟踪仪、工业控制系统、集成软件、测量软件和数据库等组成，如图10所示，在多种飞机产品间间进行了调姿定位系统的快捷重组和位姿标定。

调姿器传统方案重组与快捷重组的试验数据见表1。

调姿器传统标定与智能标定的试验数据见表2。

结果表明，快捷调姿定位系统及其智能位姿标定算法相对于常规调姿定位系统及其位姿标定方法而言，具有显著的优点：

表1 调姿器重组试验Table 1 Attitude adjuster regroup test

图9 调姿器处于“3”位的示意图Fig.9 Diagram of the adjuster in the “3”position

表2 调姿器位姿标定试验Table 2 Attitude adjuster calibration test

图10 智能快捷调姿定位系统试验件Fig.10 Test pieces of intelligent shortcut alignment and positioning system

（1）采用实时测量的智能算法标定位姿，飞机部件的调姿定位的标定精度不会随时间而降低，而是一直保持着最新实时的标定精度，相比传统调姿定位系统的拟合坐标轴线，提高了位姿标定的精度和调姿定位精度。

（2）仅需在快捷调姿器末端上加工一个个精密的靶标点孔（OTP点），用于安装靶标，相比传统调姿定位系统需要设置9 个精密OTP 点孔，就OTP 点的制造而言，降低了80%以上的制造周期和成本。

（3）采用激光跟踪仪测量靶标点的次数只有4 次，相比传统调姿定位系统的9 次OTP 点的测量，缩短了50%以上的位姿标定周期和成本。

（4）调姿定位系统的快捷重组时间小于10min，适用于多种产品的快速调姿定位，实现了调姿定位系统的通用性。

（5）由于调姿定位系统位姿标定精度的保持，使得多轴协同运动时的内力减少到了20N,系统的安全性强。

结论

智能快捷调姿定位系统位姿标定算法，不仅适用于飞机装配制造行业，还可以推广应用到高速列车、大型容器、火箭、潜艇和导弹等具有大部件对接属性的制造行业，具有十分广阔的应用前景。