一种多轴协同运动控制方法、装置、设备及介质与流程

1.本技术涉及飞机装配位姿控制技术领域，尤其涉及一种多轴协同运动控制方法、装置、设备及介质。


背景技术：

2.近年来，伴随着航空制造技术水平不断提高，对飞机装配技术要求也越来越高。飞机装配是整个机身制造过程必不可少的环节，其涉及学科领域多且技术难度大。在飞机装配制造过程中，通常是将整机分成若干个装配部件，装配方式采用先部装再总装，其中飞机大部件（大尺寸、弱刚性部件）的调姿、对合是两个非常重要的工艺过程，影响着整个飞机装配过程的安全和效率。
3.大部件在调姿、对合过程中，通常利用多个三坐标数控定位器支撑定位大部件进行调姿，首先，大部件和三坐标数控定位器通过球头和球窝进行软连接；其次，通过工控计算机对各个三坐标数控定位器上x轴、y轴、z轴的运动，分别进行轨迹规划；最后，控制伺服系统协同运动，实现对大部件的调姿、对合装配，整个过程的难点在于如何维持各个三坐标数控定位器的球窝之间的刚性状态。


技术实现要素：

4.本技术的主要目的在于提供一种多轴协同运动控制方法、装置、设备及介质，旨在解决现有通过多个三坐标数控定位器支撑定位大部件进行调姿的方法难以维持各个三坐标数控定位器的球窝之间的刚性状态的技术问题。
5.为实现上述目的，本技术提供一种多轴协同运动控制方法，包括以下步骤：构建装配坐标系，基于所述装配坐标系，获得飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量；根据所述旋转平移量，获得所述飞机部件旋转平移后的位姿移动量；构建各三坐标数控定位器对应的设备坐标系，并根据所述位姿移动量，以获得各所述三坐标数控定位器在对应所述设备坐标系下的位移量；其中，所述三坐标数控定位器上设有球窝，所述球窝用于对接所述飞机部件上的球头；在运动控制器中构建虚轴和实轴，以所述虚轴作为引导轴，以所述实轴作为跟随轴；其中，所述运动控制器用于控制各所述三坐标数控定位器同步运动；根据所述位移量，建立所述虚轴与所述实轴之间的同步关系；根据所述同步关系，以进行各所述三坐标数控定位器的协同运动控制。
6.可选地，所述构建装配坐标系，基于所述装配坐标系，获得飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量，包括：以飞机部件的装配中心位置构建装配坐标系；基于所述装配坐标系，并根据所述飞机部件的表面特征点的理论值和实测值，以获得所述飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量，记为[x，y，z，α，β，γ]；其中，x为
所述飞机部件在x轴方向的平移量，y为所述飞机部件在y轴方向的平移量，z为所述飞机部件在z轴方向的平移量，α为所述飞机部件绕x轴的旋转量，β为所述飞机部件绕y轴的旋转量，γ为所述飞机部件绕z轴的旋转量。
[0007]
可选地，所述根据所述旋转平移量，获得所述飞机部件旋转平移后的位姿移动量，包括：构建所述三坐标数控定位器的坐标轴轨迹函数x(t)，表达式如下：式中，a5、a4、a3均为系数，且a5=6/t
e5
，a4=15/t
e4
，a3=10/t
e3
，te为设定的总时间常数c，x
te
=[0,0,0,0,0,0,]，x0为所述飞机部件的初始位姿参数，t为自变量；将每个所述三坐标数控定位器的坐标轴轨迹函数x(t)根据旋转平移量[x，y，z，α，β，γ]及工艺需求分解为n个插补点，则有：式中，t'为插补周期，c为设定的总时间常数；并获得以下函数：式中，n为拆分后对应的各个插补点，x(x)、x(y)、x(z)、x(α)、x(β)和x(γ)即为所述飞机部件旋转平移后的位姿移动量。
[0008]
可选地，所述构建各三坐标数控定位器对应的设备坐标系，并根据所述位姿移动量，以获得各所述三坐标数控定位器在对应所述设备坐标系下的位移量，包括：构建各三坐标数控定位器对应的设备坐标系；求解各所述三坐标数控定位器在所述设备坐标系下的移动量刚性变换转换关系式m，表达式如下：式中，α
t
表示在t时刻各个球窝中心点沿装配坐标系x轴旋转的角度，β
t
表示在t时刻各个球窝中心点沿装配坐标系y轴旋转的角度，γ
t
表示在t时刻各个球窝中心点沿装配坐标系z轴旋转的角度；
对所述移动量刚性变换转换关系式m进行运动学逆解，获得如下函数关系：式中，f
(x)n
为所述三坐标数控定位器在所述设备坐标系下x方向上的第n点所对应的位移量，f
(y)n
为所述三坐标数控定位器在所述设备坐标系下y方向上的第n点所对应的位移量,f
(zn)
为所述三坐标数控定位器在所述设备坐标系下y方向上的第n点所对应的位移量，αn表示各个球窝中心点在第n点时沿对应装配坐标系x轴旋转的角度，βn为各个球窝中心点在第n点时沿对应装配坐标系y轴旋转的角度，γn为各个球窝中心点在第n点时沿对应装配坐标系z轴旋转的角度。
[0009]
可选地，所述根据所述位移量，建立所述虚轴与所述实轴之间的同步关系，包括：根据所述位移量，建立所述实轴的位置与时间的关系，以重构各所述实轴的移动函数；对所有所述实轴的起始点和终止点的移动量差值进行比较运算，以获取最大移动量q，并将所述移动量q按照所述实轴拆分点数进行等距离拆分，建立所述虚轴的位置与时间的关系，以重构所述虚轴的移动函数；根据所述实轴的移动函数和所述虚轴的移动函数，将所述实轴和所述虚轴进行关联，以建立起所述虚轴与所述实轴之间的同步关系。
[0010]
可选地，所述实轴的移动函数的表达式如下：式中，i为程序扫描时间，yi
out
为各实轴当前的位置，yin为各实轴在第n个插补点时各实轴的位置，yi
(n+1)
为各实轴在第n+1个插补点时的位置，其中yin、yi
(n+1)
由f
(x)n
、f
(y)n
、f
(zn)
计算得出；xin为各实轴在第n个插补点的时间，xi
(n+1)
为各实轴在第n+1个插补点的时间，xi
in
为各实轴运行的当前时间。
[0011]
可选地，所述虚轴的移动函数的表达式如下：
式中，ymaster_i
out
为虚轴当前的位置，ymaster_in为虚轴在第n个插补点时的位置，ymaster_i
(n+1)
为虚轴在第n+1个插补点时的位置，xmaster_in为各虚轴在第n个插补点的时间，xmaster_i
(n+1)
为虚轴在第n+1个插补点的时间，xmaster_i
in
为各实轴运行的当前时间。
[0012]
为实现上述目的，本技术还提供一种多轴协同运动控制装置，包括：第一计算模块，用于构建装配坐标系，基于所述装配坐标系，获得飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量；第二计算模块，用于根据所述旋转平移量，获得所述飞机部件旋转平移后的位姿移动量；第三计算模块，用于构建各三坐标数控定位器对应的设备坐标系，并根据所述位姿移动量，以获得各所述三坐标数控定位器在对应所述设备坐标系下的位移量；其中，所述三坐标数控定位器上设有球窝，所述球窝用于对接所述飞机部件上的球头；第一构建模块，用于在运动控制器中构建虚轴和实轴，以所述虚轴作为引导轴，以所述实轴作为跟随轴；其中，所述运动控制器用于控制各所述三坐标数控定位器同步运动；第二构建模块，用于根据所述位移量，建立所述虚轴与所述实轴之间的同步关系；协同控制模块，用于根据所述同步关系，以进行各所述三坐标数控定位器的协同运动控制。
[0013]
为实现上述目的，本技术还提供一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
[0014]
为实现上述目的，本技术还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
[0015]
本技术所能实现的有益效果如下：本技术通过分别构建装配坐标系和设备坐标系，先根据装配坐标系计算获得飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量，从而可计算获得飞机部件旋转平移后的位姿移动量，然后将位姿移动量结合设备坐标系，可计算获得各三坐标数控定位器在对应设备坐标系下的位移量，并根据位移量建立虚轴与实轴之间的同步关系，保证各轴运动的同步性，最后即可根据同步关系来实现对各三坐标数控定位器的协同运动控制，从而实现多轴协同运动的轨迹规划，保证了在运动控制器同一扫描周期内，可有效维持各个三坐标数控定位器的球窝之间的刚性状态，避免了各轴运动时对飞机部件产生拉扯，很好的实现了对飞机
部件的低应力、精确装配功能。
附图说明
[0016]
为了更清楚地说明本技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。
[0017]
图1为本技术的实施例中一种多轴协同运动控制方法的流程示意图；图2为本技术的实施例中安装有球头的飞机部件的结构示意图；图3为本技术的实施例中三坐标数控定位器的结构示意图；图4为本技术的实施例中涉及到的硬件部分的连接示意图；图5为本技术的实施例中飞机部件调姿对合时的模拟示意图；图6为本技术的实施例中设备坐标系和装配坐标系的对应关系示意图。
[0018]
附图标记：110-飞机部件，120-球头，130-三坐标数控定位器，131-x轴移动机构，132-y轴移动机构，133-z轴移动机构，134-电机，135-球窝，140-工控计算机，150-运动控制器，160-伺服系统，170-装配坐标系，180-设备坐标系。
[0019]
本技术目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
[0020]
下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0021]
需要说明的是，本技术实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后
……
）仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
[0022]
在本技术中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
[0023]
另外，若本技术实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“a和/或b”为例，包括a方案、或b方案、或a和b同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本技术要求的保护范围之内。
[0024]
实施例1
参照图1-图6，本实施例提供一种多轴协同运动控制方法，包括以下步骤：步骤s100：构建装配坐标系170，基于所述装配坐标系170，获得飞机部件110从实际坐标到理论坐标的旋转平移量；步骤s200：根据所述旋转平移量，获得所述飞机部件110旋转平移后的位姿移动量；步骤s300：构建各三坐标数控定位器130对应的设备坐标系180，并根据所述位姿移动量，以获得各所述三坐标数控定位器130在对应所述设备坐标系180下的位移量；其中，所述三坐标数控定位器130上设有球窝135，所述球窝135用于对接所述飞机部件110上的球头120；步骤s400：在运动控制器150中构建虚轴和实轴，以所述虚轴作为引导轴，以所述实轴作为跟随轴；其中，所述运动控制器150用于控制各所述三坐标数控定位器130同步运动；步骤s500：根据所述位移量，建立所述虚轴与所述实轴之间的同步关系；步骤s600：根据所述同步关系，以进行各所述三坐标数控定位器130的协同运动控制。
[0025]
在本实施例中，通过分别构建装配坐标系170和设备坐标系180，先根据装配坐标系170计算获得飞机部件110从实际坐标到理论坐标的旋转平移量，从而可计算获得飞机部件110旋转平移后的位姿移动量，然后将位姿移动量结合设备坐标系180，可计算获得各三坐标数控定位器130在对应设备坐标系180下的位移量，并根据位移量建立虚轴与实轴之间的同步关系，保证各轴运动的同步性，最后即可根据同步关系来实现对各三坐标数控定位器130的协同运动控制，从而实现多轴协同运动的轨迹规划，保证了在运动控制器150同一扫描周期内，可有效维持各个三坐标数控定位器130的球窝135之间的刚性状态，避免了各轴运动时对飞机部件110产生拉扯，很好的实现了对飞机部件110的低应力、精确装配功能。
[0026]
需要说明的是，三坐标数控定位器130主体结构包括x轴移动机构131、y轴移动机构132、z轴移动机构133以及驱动各移动机构运行的电机134，z轴移动机构133上设置有滑枕，滑枕一侧设置有定位座，定位座上开设有与飞机部件110上的球头120配合的球窝135，飞机部件110上一般具有多个球头120，一个球头120则配置一个三坐标数控定位器130进行对接，通过x轴移动机构131、y轴移动机构132和z轴移动机构133的互相配合，可实现定位座的三轴移动，三坐标数控定位器130为现有技术，其具体结构这里不再赘述；本实施例涉及到的硬件部分包括依次电性连接的工控计算机140、运动控制器150、伺服系统160和电机134，飞机部件110在调姿对合过程中，通常利用多个三坐标数控定位器130支撑定位飞机部件110，首先，飞机部件110和三坐标数控定位器130通过球头120和球窝135进行软连接；其次，通过工控计算机140对各个三坐标数控定位器130上x轴、y轴、z轴的运动，分别进行轨迹规划；最后，控制伺服系统160启动对应电机134以进行协同运动，从而实现对大部件的调姿对合装配。
[0027]
作为一种可选的实施方式，所述构建装配坐标系170，基于所述装配坐标系170，获得飞机部件110从实际坐标到理论坐标的旋转平移量，包括：以飞机部件110的装配中心位置构建装配坐标系170；基于所述装配坐标系170，并根据所述飞机部件110的表面特征点的理论值和实测
值，以获得所述飞机部件110从实际坐标到理论坐标的旋转平移量，记为[x，y，z，α，β，γ] ；其中，x为所述飞机部件110在x轴方向的平移量，y为所述飞机部件110在y轴方向的平移量，z为所述飞机部件110在z轴方向的平移量，α为所述飞机部件110绕x轴的旋转量，β为所述飞机部件110绕y轴的旋转量，γ为所述飞机部件110绕z轴的旋转量。
[0028]
在本实施方式中，在装配坐标系170下，基于飞机部件110表面特征点即可求解飞机部件110从实际坐标到理论坐标的旋转平移量（即位姿六元组），求解时，可根据飞机部件110表面特征点的理论值和实测值，使用奇异值分解法(svd)分解，若基准点超差，利用粒子群优化算法(pso)或加权的奇异值分解法算法(wsvd)，进行迭代优化，从而可求解出飞机部件110从实际坐标到理论坐标的旋转平移量。
[0029]
需要说明的是，奇异值分解法(svd)是在机器学习领域广泛应用的算法，它可以用于降维算法中的特征分解，即进行数据降维；粒子群优化算法(pso) 是一种通过模拟鸟群觅食行为而发展起来的一种基于群体协作的随机搜索 算法，它只能够得到全局最优的近似解，可能得不到全局最优解，该算法可以用在全局路径搜索、网络路由规划、寻找复杂函数的最值点等应用；wsvd是小波奇异值分解的简称，它是在小波变换的基础上，对小波子带矩阵进行奇异值分解，奇异值分解可以作为矩阵化简的工具，而且奇异值分解对秘密信息的嵌入十分敏感。使用奇异值分解提取特征的方式同直接使用小波系数提取特征相比，可以大大的减少计算复杂度和特征维度；上述算法均为现有技术，这里不再赘述。
[0030]
作为一种可选的实施方式，所述根据所述旋转平移量，获得所述飞机部件110旋转平移后的位姿移动量，包括：构建所述三坐标数控定位器130的坐标轴轨迹函数x(t)，表达式如下：式中，a5、a4、a3均为系数，且a5=6/t
e5
，a4=15/t
e4
，a3=10/t
e3
，te为设定的总时间常数c，x
te
=[0,0,0,0,0,0,]，x0为所述飞机部件110的初始位姿参数，t为自变量；将每个所述三坐标数控定位器130的坐标轴轨迹函数x(t)根据旋转平移量[x，y，z，α，β，γ]及工艺需求分解为n个插补点，则有：式中，t'为插补周期，c为设定的总时间常数；并获得以下函数：
式中，n为拆分后对应的各个插补点，x(x)、x(y)、x(z)、x(α)、x(β)和x(γ)即为所述飞机部件110旋转平移后的位姿移动量。
[0031]
在本实施方式中，通过构建三坐标数控定位器130的坐标轴轨迹函数x(t)，然后将坐标轴轨迹函数x(t)根据旋转平移量及工艺需求分解为n个插补点，得到插补周期t'，代入坐标轴轨迹函数x(t)，即可获得飞机部件110旋转平移后的位姿移动量，本实施例利用五次多项式曲线，进行轨迹规划，从而保证了在运动控制器150同一扫描周期内各个三坐标数控定位器130的球窝135之间的刚性状态。
[0032]
作为一种可选的实施方式，所述构建各三坐标数控定位器130对应的设备坐标系180，并根据所述位姿移动量，以获得各所述三坐标数控定位器130在对应所述设备坐标系180下的位移量，包括：构建各三坐标数控定位器130对应的设备坐标系180；求解各所述三坐标数控定位器130在所述设备坐标系180下的移动量刚性变换转换关系式m，表达式如下：式中，α
t
表示在t时刻各个球窝135中心点沿装配坐标系x轴旋转的角度，β
t
表示在t时刻各个球窝135中心点沿装配坐标系y轴旋转的角度，γ
t
表示在t时刻各个球窝135中心点沿装配坐标系z轴旋转的角度；对所述移动量刚性变换转换关系式m进行运动学逆解，获得如下函数关系：式中，f
(x)n
为所述三坐标数控定位器130在所述设备坐标系180下x方向上的第n点所对应的位移量，f
(y)n
为所述三坐标数控定位器130在所述设备坐标系180下y方向上的第n
点所对应的位移量,f
(zn)
为所述三坐标数控定位器130在所述设备坐标系180下y方向上的第n点所对应的位移量，αn表示各个球窝135中心点在第n点时沿对应装配坐标系x轴旋转的角度，βn为各个球窝135中心点在第n点时沿对应装配坐标系y轴旋转的角度，γn为各个球窝135中心点在第n点时沿对应装配坐标系z轴旋转的角度。
[0033]
在本实施方式中，通过求解各三坐标数控定位器130在设备坐标系180下的移动量刚性变换转换关系式m，并对移动量刚性变换转换关系式m进行运动学逆解，从而可获得各三坐标数控定位器130在对应设备坐标系180下的位移量，即f
(x)n
、f
(y)n
、f
(zn)
，为后续实现多轴协同运动提供了先决条件。
[0034]
作为一种可选的实施方式，所述根据所述位移量，建立所述虚轴与所述实轴之间的同步关系，包括：根据所述位移量，建立所述实轴的位置与时间的关系，以重构各所述实轴的移动函数；对所有所述实轴的起始点和终止点的移动量差值进行比较运算，以获取最大移动量q，并将所述移动量q按照所述实轴拆分点数进行等距离拆分，建立所述虚轴的位置与时间的关系，以重构所述虚轴的移动函数；根据所述实轴的移动函数和所述虚轴的移动函数，将所述实轴和所述虚轴进行关联，以建立起所述虚轴与所述实轴之间的同步关系。
[0035]
在本实施方式中，通过分别重构实轴和虚轴的移动函数，可有效将实轴和虚轴进行关联，从而实现虚轴与实轴之间的同步关系建立，本实施例通过对各个轴目标位置分解与运动函数重构，同时利用运动控制器150刷新周期短（1ms）的优点,降低了各跟随轴（实轴）与引导轴（虚拟轴）耦合运动时的相互影响，保证各轴运动的同步性，很好的实现了对飞机部件110的低应力、精确装配功能。
[0036]
需要说明的是，这里可通过使用运动控制器150的电子凸轮功能或跟随模式功能，将实轴和虚轴进行关联，建立起虚轴与实轴之间的同步关系，按照绝对定位的方式，启停虚轴，此时跟随轴（实轴）将跟随引导轴（虚轴）做等周期多轴同步运动，实现超大空间多轴协同运动控制功能。
[0037]
作为一种可选的实施方式，所述实轴的移动函数的表达式如下：式中，i为程序扫描时间，yi
out
为各实轴当前的位置，yin为各实轴在第n个插补点时各实轴的位置，yi
(n+1)
为各实轴在第n+1个插补点时的位置，其中yin、yi
(n+1)
由f
(x)n
、f
(y)n
、f
(zn)
计算得出；xin为各实轴在第n个插补点的时间，xi
(n+1)
为各实轴在第n+1个插补点的时间，xi
in
为各实轴运行的当前时间。
[0038]
作为一种可选的实施方式，所述虚轴的移动函数的表达式如下：
式中，ymaster_i
out
为虚轴当前的位置，ymaster_in为虚轴在第n个插补点时的位置，ymaster_i
(n+1)
为虚轴在第n+1个插补点时的位置，xmaster_in为各虚轴在第n个插补点的时间，xmaster_i
(n+1)
为虚轴在第n+1个插补点的时间，xmaster_i
in
为各实轴运行的当前时间。
[0039]
实施例2如图1-图6，基于与前述实施例相同的发明思路，本实施例提供一种多轴协同运动控制装置，包括：第一计算模块，用于构建装配坐标系170，基于所述装配坐标系170，获得飞机部件110从实际坐标到理论坐标的旋转平移量；第二计算模块，用于根据所述旋转平移量，获得所述飞机部件110旋转平移后的位姿移动量；第三计算模块，用于构建各三坐标数控定位器130对应的设备坐标系180，并根据所述位姿移动量，以获得各所述三坐标数控定位器130在对应所述设备坐标系180下的位移量；其中，所述三坐标数控定位器130上设有球窝135，所述球窝135用于对接所述飞机部件110上的球头120；第一构建模块，用于在运动控制器150中构建虚轴和实轴，以所述虚轴作为引导轴，以所述实轴作为跟随轴；其中，所述运动控制器150用于控制各所述三坐标数控定位器130同步运动；第二构建模块，用于根据所述位移量，建立所述虚轴与所述实轴之间的同步关系；协同控制模块，用于根据所述同步关系，以进行各所述三坐标数控定位器130的协同运动控制。
[0040]
本实施例的装置中各模块的相关解释和举例可参照前述实施例的方法，这里不再赘述。
[0041]
实施例3基于与前述实施例相同的发明思路，本实施例提供一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
[0042]
实施例4基于与前述实施例相同的发明思路，本实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方
法。
[0043]
以上仅为本技术的优选实施例，并非因此限制本技术的专利范围，凡是利用本技术说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本技术的专利保护范围内。

技术特征：
1.一种多轴协同运动控制方法，其特征在于，包括以下步骤：构建装配坐标系，基于所述装配坐标系，获得飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量；根据所述旋转平移量，获得所述飞机部件旋转平移后的位姿移动量；构建各三坐标数控定位器对应的设备坐标系，并根据所述位姿移动量，以获得各所述三坐标数控定位器在对应所述设备坐标系下的位移量；其中，所述三坐标数控定位器上设有球窝，所述球窝用于对接所述飞机部件上的球头；在运动控制器中构建虚轴和实轴，以所述虚轴作为引导轴，以所述实轴作为跟随轴；其中，所述运动控制器用于控制各所述三坐标数控定位器同步运动；根据所述位移量，建立所述虚轴与所述实轴之间的同步关系；根据所述同步关系，以进行各所述三坐标数控定位器的协同运动控制。2.如权利要求1所述的一种多轴协同运动控制方法，其特征在于，所述构建装配坐标系，基于所述装配坐标系，获得飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量，包括：以飞机部件的装配中心位置构建装配坐标系；基于所述装配坐标系，并根据所述飞机部件的表面特征点的理论值和实测值，以获得所述飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量，记为[x，y，z，α，β，γ]；其中，x为所述飞机部件在x轴方向的平移量，y为所述飞机部件在y轴方向的平移量，z为所述飞机部件在z轴方向的平移量，α为所述飞机部件绕x轴的旋转量，β为所述飞机部件绕y轴的旋转量，γ为所述飞机部件绕z轴的旋转量。3.如权利要求2所述的一种多轴协同运动控制方法，其特征在于，所述根据所述旋转平移量，获得所述飞机部件旋转平移后的位姿移动量，包括：构建所述三坐标数控定位器的坐标轴轨迹函数x(t)，表达式如下：式中，a5、a4、a3均为系数，且a5=6/t
e5
，a4=15/t
e4
，a3=10/t
e3
，t
e
为设定的总时间常数c，x
te =[0,0,0,0,0,0,]，x0为所述飞机部件的初始位姿参数，t为自变量；将每个所述三坐标数控定位器的坐标轴轨迹函数x(t)根据旋转平移量[x，y，z，α，β，γ]及工艺需求分解为n个插补点，则有：式中，t'为插补周期，c为设定的总时间常数；并获得以下函数：
式中，n为拆分后对应的各个插补点，x(x)、x(y)、x(z)、x(α)、x(β)和x(γ)即为所述飞机部件旋转平移后的位姿移动量。4.如权利要求3所述的一种多轴协同运动控制方法，其特征在于，所述构建各三坐标数控定位器对应的设备坐标系，并根据所述位姿移动量，以获得各所述三坐标数控定位器在对应所述设备坐标系下的位移量，包括：构建各三坐标数控定位器对应的设备坐标系；求解各所述三坐标数控定位器在所述设备坐标系下的移动量刚性变换转换关系式m，表达式如下：式中，α
t
表示在t时刻各个球窝中心点沿装配坐标系x轴旋转的角度，β
t
表示在t时刻各个球窝中心点沿装配坐标系y轴旋转的角度，γ
t
表示在t时刻各个球窝中心点沿装配坐标系z轴旋转的角度；对所述移动量刚性变换转换关系式m进行运动学逆解，获得如下函数关系：式中，f
(x)n
为所述三坐标数控定位器在所述设备坐标系下x方向上的第n点所对应的位移量，f
(y)n
为所述三坐标数控定位器在所述设备坐标系下y方向上的第n点所对应的位移量，f
(zn)
为所述三坐标数控定位器在所述设备坐标系下y方向上的第n点所对应的位移量，α
n
表示各个球窝中心点在第n点时沿对应装配坐标系x轴旋转的角度，β
n
为各个球窝中心点在第n点时沿对应装配坐标系y轴旋转的角度，γ
n
为各个球窝中心点在第n点时沿对应装配坐标系z轴旋转的角度。5.如权利要求4所述的一种多轴协同运动控制方法，其特征在于，所述根据所述位移
量，建立所述虚轴与所述实轴之间的同步关系，包括：根据所述位移量，建立所述实轴的位置与时间的关系，以重构各所述实轴的移动函数；对所有所述实轴的起始点和终止点的移动量差值进行比较运算，以获取最大移动量q，并将所述移动量q按照所述实轴拆分点数进行等距离拆分，建立所述虚轴的位置与时间的关系，以重构所述虚轴的移动函数；根据所述实轴的移动函数和所述虚轴的移动函数，将所述实轴和所述虚轴进行关联，以建立起所述虚轴与所述实轴之间的同步关系。6.如权利要求5所述的一种多轴协同运动控制方法，其特征在于，所述实轴的移动函数的表达式如下：式中，i为程序扫描时间，yi
out
为各实轴当前的位置，yi
n
为各实轴在第n个插补点时各实轴的位置，yi
(n+1)
为各实轴在第n+1个插补点时的位置，其中yi
n
、yi
(n+1)
由f
(x)n
、f
(y)n
、f
(zn)
计算得出；xi
n
为各实轴在第n个插补点的时间，xi
(n+1)
为各实轴在第n+1个插补点的时间，xi
in
为各实轴运行的当前时间。7.如权利要求6所述的一种多轴协同运动控制方法，其特征在于，所述虚轴的移动函数的表达式如下：式中，ymaster_i
out
为虚轴当前的位置，ymaster_i
n
为虚轴在第n个插补点时的位置，ymaster_i
(n+1)
为虚轴在第n+1个插补点时的位置，xmaster_i
n
为各虚轴在第n个插补点的时间，xmaster_i
(n+1)
为虚轴在第n+1个插补点的时间，xmaster_i
in
为各实轴运行的当前时间。8.一种多轴协同运动控制装置，其特征在于，包括：第一计算模块，用于构建装配坐标系，基于所述装配坐标系，获得飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量；第二计算模块，用于根据所述旋转平移量，获得所述飞机部件旋转平移后的位姿移动量；第三计算模块，用于构建各三坐标数控定位器对应的设备坐标系，并根据所述位姿移
动量，以获得各所述三坐标数控定位器在对应所述设备坐标系下的位移量；其中，所述三坐标数控定位器上设有球窝，所述球窝用于对接所述飞机部件上的球头；第一构建模块，用于在运动控制器中构建虚轴和实轴，以所述虚轴作为引导轴，以所述实轴作为跟随轴；其中，所述运动控制器用于控制各所述三坐标数控定位器同步运动；第二构建模块，用于根据所述位移量，建立所述虚轴与所述实轴之间的同步关系；协同控制模块，用于根据所述同步关系，以进行各所述三坐标数控定位器的协同运动控制。9.一种计算机设备，其特征在于，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。

技术总结
本申请公开了一种多轴协同运动控制方法、装置、设备及介质，方法包括以下步骤：构建装配坐标系，获得飞机部件从实际坐标到理论坐标的旋转平移量；根据旋转平移量，获得飞机部件旋转平移后的位姿移动量；构建各三坐标数控定位器对应的设备坐标系，并根据位姿移动量，以获得各三坐标数控定位器在对应设备坐标系下的位移量；在运动控制器中构建虚轴和实轴，以虚轴作为引导轴，以实轴作为跟随轴；根据位移量，建立虚轴与实轴之间的同步关系；根据同步关系，以进行各三坐标数控定位器的协同运动控制，本申请具有协同性好、可有效维持各个三坐标数控定位器的球窝之间的刚性状态的优点。标数控定位器的球窝之间的刚性状态的优点。标数控定位器的球窝之间的刚性状态的优点。


技术研发人员：李志强 干继才 王飞 蔡明 罗春明 许湘波 周文强 刘秦腕 王珠风 赵帅 欧习阳 何平
受保护的技术使用者：成都飞机工业（集团）有限责任公司
技术研发日：2023.06.16
技术公布日：2023/7/22