中机身位置和姿态调整(以下简称调姿)不仅是翼身对接成功的前提，也是中机身上其它部件获得准确安装位置的基础。传统的中机身调姿由工人利用专用调姿工装手工操作实现，依靠模线模板、光学仪器等设备对调姿结果进行检测。该调姿方法不但调姿效率低，需要众多调姿专用工装，且调姿精度难以保证，已不能满足现代飞机经济、安全、长寿命的追求。为减少传统调姿方法不足，采用高精度测量、控制技术，减少工装数量，实现位置和姿态(以下简称位姿)自动精确调整是当代飞机总装的发展趋势。GaryWilliams等提出了飞机自动化对接装配技术，利用柔性装配工装，由电机驱动实现翼身自动调姿［1］，张斌等提出了基于POGO柱支撑的大型刚体位姿自动调整系统［2，3］。由于中机身调姿过程中存在许多误差源，实际位姿会偏离理论位姿，需测量实时位姿，形成位姿反馈，为减少位姿偏差提供前提条件。JohnHartmann等指出了数字化测量系统在飞机等飞行器快速形位测量和精准装配中的作用和意义［4～6］。邹方等介绍了激光跟踪仪在飞机对接装配中的应用，阐述了激光跟踪仪在飞机对接装配中保证对接精度的重要作用［7，8］;梅中义等研究了基于激光跟踪定位的飞机部件对接的数字化柔性装配技术［9，10］。虽然文献［7～10］介绍了激光跟踪仪测量飞机部件位姿的原理，但都只是针对静态位姿测量，整个调姿过程中，为修正运动轨迹，需多次中断调姿进程，测量部件静态位姿。该方法在进行多次、不连续的静态位姿测量时，激光跟踪仪均需重新引光，各测量点间距离远，增加了工作量，降低了调姿效率;同时调姿机构需频繁多次起停。文献［11］利用卡尔曼滤波给出了激光跟踪仪在空间目标位置跟踪应用的方法，然而在工程实际中部件装配不仅需要保证位置精度，还需确保姿态精度;同时标准的卡尔曼滤波无法避免线性化误差。为克服以上不足，本文以中机身调姿为研究对象，设计中机身自动调姿定位器，针对中机身调姿运动学特点，给出中机身轨迹拟合算法，研究激光跟踪仪位姿跟踪策略，给出调姿基准点无偏卡尔曼滤波和外推迭代算法。在以上研究基础上，提出了基于定位器、动态位姿测量和调姿软件集成系统的中机身位姿自动精确调整方法，该方法实现了中机身位姿监控、实时驱动修正、位姿自动调整等功能。

1中机身自动调姿定位器设计及其轨迹规划1.1中机身自动调姿托架式定位器设计如图1所示，用钩头螺栓将中机身固定在托架上，托架通过球绞工艺接头与调姿定位器相连。图2和图3分别为定位器结构及控制框图。定位器包括z向伸缩柱和x、y向驱动滑块，利用四个定位器驱动实现中机身调姿。

1.2中机身调姿轨迹规划为保证调姿过程平稳、连续、无冲击，中机身运动轨迹须满足以下约束条件2中机身位姿标定及定位器运动学逆解

2.1中机身初始安装位姿标定方法以中机身设计坐标系作为中机身调姿坐标系(f-xfyfzf)，选择精度容易保证、测量方便且无遮挡的点(p1～p4)作为调姿基准点(图1)。

2.2定位器运动学逆解记中机身处于初始安装位姿时工艺接头球心。

3.测量坐标为sqmj，在f-xfyfzf中的坐标为qfj，则有3中机身位姿跟踪测量及自动调姿3.1中机身位姿跟踪测量策略及自动调姿方法中机身上架后，在基准点位置分别安装靶球，激光跟踪仪摆放于中机身正前方;调姿过程中，利用激光跟踪仪提供的二次开发接口，通过编程，设定以基准点为搜索中心的空间搜索区域，驱动激光跟踪仪发出的激光至基准点理论坐标，再利用激光跟踪仪对基准点附近空间区域自动搜索功能搜索靶球，实现当前基准点自动跟踪测量。然后，利用式(12)求得该测量时刻下一基准点的理论坐标，运用前一基准点相同的方法即可测得第二个基准点坐标。如此循环，可依次测得调姿过程中各基准点的动态坐标。为节约装配成本，采用一台激光跟踪仪实现中机身位姿跟踪测量。单台激光跟踪仪同一时间只能对单个基准点(靶球)进行测量，所以各基准点坐标测量时间不相同，需对各基准点测量时间进行统一，以便求解中机身位姿。为减少测量误差和其它噪声影响，运用无偏卡尔曼滤波和外推将所有测量坐标时间进行统一。利用统一后的坐标，使用与初始位姿标定相同的算法求解中机身动态位姿，比较动态位姿与理论位姿，获得中机身调姿实时位姿误差。依据位姿误差，利用式(7)求得定位器实时位置与理论位置的差值，即定位器驱动应修正值，并将其与轨迹规划获得的定位器理论位置相融合，获得融合值后，调姿软件集成系统重新自动生成电机控制NC代码。同理，修正调姿基准点的跟踪测量搜索中心，实现中机身位姿跟踪测量。整个跟踪测量过程由专门研发的调姿软件集成系统完成位姿解算、轨迹规划、滤波递推NC代码生成等信息处理和信号发送功能，实现整个调姿过程的集中管理，统一控制。图5为基于调姿基准点的单台激光跟踪仪辅助中机身位姿自动调整流程图。

3.2调姿动态系统的函数模型建立为使中机身调姿过程简单、可行且便于对阶段性调姿结果进行检测，将调姿划分为4个阶段:1)横滚调姿:俯仰角、偏转角和位置均保持不变，横滚角调整至目标角度。2)俯仰调姿:横滚角、偏转角和位置均保持不变，俯仰角调整至目标角度。3)偏转调姿:横滚角、俯仰角和位置均保持不变，偏转角调整至目标角度。4)位置调整姿态保持不变，位置从初始位置调整至目标位置。(1)中机身调姿状态方程建立1)横滚调姿状态方程建立横滚调姿阶段，基准点理论坐标3.3调姿基准点无偏卡尔曼滤波和外推算法卡尔曼滤波是一种常用的线性动态系统最优估计方法，要求量测方程是线性的。激光跟踪仪使用的是球坐标系(斜距r，方位角α，高低角β)，量测方程是非线性的，需线性化［12］。为消除线性化引入的误差，利用无偏卡尔曼滤波去偏。基准点测量坐标

4蒙特卡洛实验

以横滚调姿为实验对象。p1～p4在f-xfyfzf中的坐标分别为横滚角目标值为0。以上数值未注单位均为mm。设测量误差σr=0.01mm，σα=σβ=0.0005rad，动态噪声Ωk=(0．005，0．005，0．005)T，P0，0=diag(0．005，0．005，0．005，0．005，0．005，0．005)，基准点测量时间间隔为2s，调姿时间为600s。共进行200次蒙特卡洛实验，计算均方差，给出定位器运动曲线和跟踪误差曲线。图6～图8为定位器运动曲线。由图6～图8可以看出，调姿过程中，由于中机身位姿反馈和驱动量修正，使得各定位器的x、y、z三方向在驱动量修正时刻的驱动位移、速度和加速度均存在微小波动，但波动量均很小。整体上，各驱动曲线可保持较好连续性，驱动速度、加速度变化缓慢，易于由伺服电机实现。从各曲线还可看出，波动量随着滤波进行而逐渐减少，因此为减少波动，应适当增加滤波时间。由图7可以看出，驱动速度范围为－2mm/s～1.8mm/s;由图8可见，加速度范围为－0.015mm/s～0.015mm/s2，有利于减少电机驱动力和定位器施加给中机身的作用反力。由中机身位姿跟踪误差曲线(图9～图10)可见，经过无偏卡尔曼滤波后，滤波值明显好于测量值，更接近于真值。虽然整个调姿过程中位姿跟踪误差值存在一定的波动，但随着无偏卡尔滤波的作用，各误差值都趋于平稳，且随着跟踪时间的增加而减少。因此，为减少跟踪误差应适当增加跟踪时间。由图9和图10可见，中机身位置跟踪误差范围为0.005mm～0.012mm，姿态角跟踪误差范围为0.007°～0.015°，基准点和中机身位姿均能获得高的跟踪精度。

5结束语

1)设计了中机身自动调姿定位器，针对飞机中机身调姿特点，提出了三次多项式进行轨迹拟合。较其它轨迹规划算法，该算法表达式简单，降低了多项式的阶数，计算量小。2)提出了基于定位器、动态位姿测量和调姿软件集成系统的中机身位姿自动精确调整方法，该方法实现了位姿监控、驱动实时修正、中机身位姿自动调整等功能。仿真实验表明，在位姿修正时刻，驱动运动学曲线存在微小波动，但整体保持平缓，易于实现;中机身位姿都能获得较高的跟踪精度，随着滤波进行定位器运动波动和位姿跟踪误差都将会逐步减少且保持稳定，为减少定位器运动波动和提高中机身位姿跟踪应适当增加调姿时间。3)本文提出的中机身位姿自动调整方法同样适用于飞机其余筒形段(如前后机身等)的位姿自动调整。

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