基于激光跟蹤儀的飛機(jī)位姿測(cè)量方法研究.pdf

1、本文以飛機(jī)大部件的對(duì)接裝配為背景，開展對(duì)飛機(jī)位姿測(cè)量方法的研究。根據(jù)飛機(jī)位姿測(cè)量任務(wù)的要求，對(duì)測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行了對(duì)比和選擇，并根據(jù)測(cè)量系統(tǒng)的特點(diǎn)提出了測(cè)量方案。對(duì)飛機(jī)位姿的解算方法進(jìn)行了研究，并分析了解算方法的誤差。分析了飛機(jī)位姿的誤差源，并建立了飛機(jī)位姿的誤差模型。最后，以轉(zhuǎn)臺(tái)為實(shí)驗(yàn)對(duì)象進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。
　　首先，本文根據(jù)坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系對(duì)飛機(jī)的位姿進(jìn)行了定義，并對(duì)飛機(jī)位姿的測(cè)量原理進(jìn)行了研究。對(duì)幾種大空間數(shù)字化測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行了對(duì)

2、比，最終選擇了激光跟蹤儀測(cè)量系統(tǒng)作為飛機(jī)位姿的測(cè)量系統(tǒng)，并提出了基于激光跟蹤儀的飛機(jī)位姿測(cè)量方案。
　　然后，本文進(jìn)行了飛機(jī)位姿解算方法的研究。利用最小二乘法推導(dǎo)了飛機(jī)位姿初值的解算模型，根據(jù)位姿基準(zhǔn)點(diǎn)之間的幾何約束，提出了一種基于共軛梯度法的飛機(jī)位姿解算方法并對(duì)解算方法的誤差進(jìn)行了分析。
　　其后，本文對(duì)飛機(jī)位姿的誤差開展了研究。根據(jù)飛機(jī)位姿的解算模型，分析了其誤差來源。根據(jù)飛機(jī)坐標(biāo)系和全局坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系式的泰勒展開式推

3、導(dǎo)了飛機(jī)位姿與誤差源的誤差傳遞公式，并建立了飛機(jī)位姿的誤差模型。
　　最后，本文對(duì)基于激光跟蹤儀的位姿測(cè)量方法進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。利用激光跟蹤儀測(cè)量轉(zhuǎn)臺(tái)內(nèi)環(huán)上的位姿基準(zhǔn)點(diǎn)，對(duì)轉(zhuǎn)臺(tái)的三個(gè)姿態(tài)角進(jìn)行解算，并對(duì)其進(jìn)行了誤差分析。實(shí)驗(yàn)證明，轉(zhuǎn)臺(tái)的姿態(tài)角測(cè)量精度達(dá)到0.01°，位姿基準(zhǔn)點(diǎn)在轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系和全局坐標(biāo)系下的坐標(biāo)的匹配誤差小于0.5mm，本文的位姿測(cè)量方法達(dá)到了預(yù)期精度。誤差分析表明，轉(zhuǎn)臺(tái)姿態(tài)角的測(cè)量誤差主要來源于轉(zhuǎn)臺(tái)負(fù)載平面的制造誤差。