CN106584464B

CN106584464B - 一种捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法

Info

Publication number: CN106584464B
Application number: CN201611268341.2A
Authority: CN
Inventors: 陈超; 倪卫; 郑万国; 宋代平; 范乃吉; 谢志江; 周扬; 张尽力; 朱小龙; 李亮亮; 袁晓东
Original assignee: Chongqing University; Laser Fusion Research Center China Academy of Engineering Physics
Current assignee: Chongqing University; Laser Fusion Research Center China Academy of Engineering Physics
Priority date: 2016-12-31
Filing date: 2016-12-31
Publication date: 2019-11-12
Anticipated expiration: 2036-12-31
Also published as: CN106584464A

Abstract

一种捕获轨迹实验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法，其包括步骤，进行机构运动学正解分析确定该解耦机构的末端位姿与电机转角的理论关系矩阵；利用便携式测量臂确定该解耦机构的实际关节参数并与理论值比较得到各自由度关节参数误差；建立期望末端位姿与实际传动链位姿误差对应关系表；建立传动链位姿误差对应的电机角度补偿表；按给定预期位姿通过查阅期望末端位姿与实际传动链位姿误差关系表找出位姿误差，进而查阅传动链位姿误差对应的电机角度补偿表找出电机角度补偿量，调整电机输入角度达到误差补偿的目的，以确保该解耦机构在参与捕获轨迹实验中的精度，即，确保该六自由度机构在参与捕获轨迹实验中的精度，能够准确地补偿分离体机构在各自由度传动部分的误差。

Description

一种捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法

技术领域

本发明涉及一种风洞试验多体分离机构系统的误差补偿方法，属于精密技术领域，特别涉及一种捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法。

背景技术

开展风洞多体分离试验，需要一套安装于风洞内部、由计算机控制的分离体模型机构，用以支撑分离体试验模型，并提供六自由度(轴向X、法向Y、侧向Z、俯仰角α、偏航角β和滚转角γ)运动功能。

为了满足多体分离试验要求，分离体模型机构需要具有较大的运动范围，较高的承载能力和运动精度，能以最快的速度达到指定位置，同时应尽可能达到风洞试验段截面的任何地方。要保证试验具有较高的运动精度，就必须进行机构尾支杆处各自由度位姿的误差标定和补偿。可以理解的是，六个自由度包括：三自由度运动位移轴向X、法向Y、侧向Z及三自由度运动角度俯仰角α、偏航角β和滚转角γ，由于机构加工、安装与传动部分存在误差，所以该机构末端各自由度运动的轨迹存在一定的误差。在保证机械加工和安装精度在要求的范围内，由于技术和经济成本，安装和加工误差无法再降低的前提下，本发明提供一种捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法，以降低机构末端位姿误差，提高精度。

发明内容

本发明的目的是提供一种捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法。

为了达到上述目的，本发明提供一种捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法，其中该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法包括步骤：

步骤1，进行机构运动学正解分析确定该解耦机构的末端位姿与电机转角的理论关系矩阵；

步骤2，利用便携式测量臂确定该解耦机构的实际关节参数并与理论值比较得到各自由度关节参数误差；

步骤3，建立期望末端位姿与实际传动链位姿误差对应关系表。

步骤4，建立传动链位姿误差对应的电机角度补偿表。

步骤5，按给定预期位姿通过查阅期望末端位姿与实际传动链位姿误差关系表找出位姿误差，进而查阅传动链位姿误差对应的电机角度补偿表找出电机角度补偿量，调整电机输入角度达到误差补偿的目的。

作为对本发明的该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法的进一步优选的实施例，该步骤1也可以在该步骤2之后，从而先测量该解耦机构在各自由度的关节参数的实际值，再确定该解耦机构的末端位姿与电机转角的理论关系矩阵，以在该步骤3中，建立该解耦机构的误差模型。

作为对本发明的该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法的进一步优选的实施例，在该步骤1中，通过对该解耦机构的各自由度的运动学正解，确定该解耦机构末端位姿与电机转角的理论关系矩阵。

作为对本发明的该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法的进一步优选的实施例，在该步骤2中，通过便携式测量臂测量该解耦机构的实际关节参数并与理论值比较得到各自由度关节参数误差；

作为对本发明的该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法的进一步优选的实施例，在该步骤3中，按线性和非线性误差分别建立机构传动链各部分因关节参数误差引起的该解耦机构端位姿的误差模型，找出期望末端位姿与实际传动链位姿误差对应关系，建立位姿误差表；

作为对本发明的该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法的进一步优选的实施例，在该步骤4中，根据传动链位姿误差值进行机构运动学逆解分析以分别得到该解耦机构在各自由度的电机角度的补偿量，从而建立误差补偿表。

本发明的该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法的优势在于：

该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法包括以下步骤：进行机构运动学正解分析确定该解耦机构的末端位姿与电机转角的理论关系矩阵；测量该解耦机构的实际关节参数并与理论值比较得到各自由度关节参数误差；建立期望末端位姿与实际传动链位姿误差对应关系表；建立传动链位姿误差对应的电机角度补偿表；按给定预期位姿通过查阅期望末端位姿与实际传动链位姿误差关系表找出位姿误差，进而查阅传动链位姿误差对应的电机角度补偿表找出电机角度补偿量，调整电机输入角度达到误差补偿的目的。确保该解耦机构在参与捕获轨迹试验中的精度，即，确保该六自由度机构在参与捕获轨迹试验中的精度，能够准确地补偿分离体机构在各自由度传动部分的误差。

该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法将该解耦机构的末端位姿的复杂误差按照传动链的组成部分进行分解，分类计算，以简化误差量的获得和判断引起误差原因的过程。该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法通过机构运动学正解分析得到该六自由度机构的位姿与电机转角的理论关系矩阵，测量机构具体参数，得到参数误差，依次找出因参数误差引起的末端位姿误差，建立期望末端位姿与实际传动链位姿误差对应关系表；根据机构末端位姿的最终误差值，进行机构运动学逆解分析以分别得到该解耦机构在各自由度的电机角度的补偿量，建立传动链位姿误差对应的电机角度补偿表，最后查出补偿量调整电机输入转角进行误差补偿。

附图说明

为了获得本发明的上述和其他优点和特点，以下将参照附图中所示的本发明的具体实施例对以上概述的本发明进行更具体的说明。应理解的是，这些附图仅示出了本发明的典型实施例，因此不应被视为对本发明的范围的限制，通过使用附图，将对本发明进行更具体和更详细的说明和阐述。在附图中：

图1是六自由度机构的立体示意图。

图2是六自由度机构的直线变圆弧运动简图。

图3是六自由度机构的偏航运动简图。

图4是六自由度机构的俯仰运动简图。

具体实施方式

以下描述用于揭露本发明以使本领域技术人员能够实现本发明。以下描述中的优选实施例只作为举例，本领域技术人员可以想到其他显而易见的变型。在以下描述中界定的本发明的基本原理可以应用于其他实施方案、变形方案、改进方案、等同方案以及没有背离本发明的精神和范围的其他技术方案。

如图1至图4，一个用于捕获轨迹试验中的六自由度机构解耦机构，其中该六自由度机构包括一个Z向运动机构1、一个X向运动机构2、一个偏航β运动机构3、一个Y向运动机构4、一个俯仰α运动机构5以及一个滚转γ运动机构6，其中该Z向运动机构1、该X向运动机构2、该偏航β运动机构3、该Y向运动机构4、该俯仰α运动机构5以及该滚转γ运动机构6采用串联的方式，以形成该六自由度机构，这样，不仅能够使该六自由度机构的结构更加紧凑，而且还能够保证该六自由度机构的可靠性，以使该六自由度机构的每个自由度都能够单独地调整，并且使多个自由度可以解耦。

可以理解的是，该Z向运动机构1、该X向运动机构2和该Y向运动机构4的传动组成部分都有电机、减速机、联轴器和滚珠丝杠，该偏航β运动机构2和该俯仰α运动机构5的传动组成部分都有电机、减速机、联轴器、滚转丝杆刚和直线变圆弧机构，该滚转γ运动机构6的传动组成部分由电机和减速机。先进行机构运动学正解分析确定该解耦机构的末端位姿与电机转角的理论关系矩阵；然后测量该解耦机构的实际关节参数并与理论值比较得到各自由度关节参数误差；进而建立期望末端位姿与实际传动链位姿误差对应关系表；建立传动链位姿误差对应的电机角度补偿表；最后按给定预期位姿通过查阅期望末端位姿与实际传动链位姿误差关系表找出位姿误差，进而查阅传动链位姿误差对应的电机角度补偿表找出电机角度补偿量，调整电机输入角度达到误差补偿的目的。以确保该解耦机构在参与捕获轨迹试验中的精度，即，确保该六自由度机构在参与捕获轨迹试验中的精度，能够准确地补偿分离体机构在各自由度传动部分的误差。以保证试验精度和试验结果的可靠性。

一、机构运动学正解分析确定该解耦机构的末端位姿与电机转角的理论关系矩阵

设与六自由度对应的伺服电机转子连接的编码器获得电机高精度的旋转角度分别为：θ_x、θ_y、θ_z、θ_α、θ_β和θ_γ，经机构运动学的正解算法得到飞行器末端位姿的三个直线位移r_x、r_y和r_z三个角位移α、β和γ。具体过程如下：

当除去滚转自由度外其余五自由度对应的电机旋转角度分别为θ_x、θ_y、θ_z、θ_α、θ_β和θ_γ记与之对应的直线滑块的位移分别为：q_x、q_y、q_z、q_p和q_f。该六自由度机构的末端X、Y、Z向位移，即为直线滑块的位移q_x、q_y、q_z，直线滑块的位移与电机旋转角度的关系为：其中P_h为丝杠导程理论值，分别为：P_x＝P_z，P_y，P_α＝P_β，i为减速机的减速比理论值为分别为：i_x＝i_z，i_y＝i_α＝i_β,i_γ。滚转角与对应的电机转角关系为：所以有

偏航直线滑块和俯仰直线滑块的滑移距离分别为q_p和q_f，规定滑移方向正向为自伺服电机指向滚珠丝杆一侧。根据运动学分析求得执行末端的俯仰角α和偏航角β分别为q_f和q_p的函数，具体分析如下：

该偏航运动机构3可以简化成以下机构简图，如图3所示。其中，以圆弧导轨的旋转中心为偏航坐标原点，建立该偏航β运动机构3的随体坐标系，坐标原点为O。该偏航运动机构3的初始位置如上图，A点为偏航机构直线滑块的初始位置，坐标为(x₀，z₀)，B点为连杆与偏航箱体的转动轴处，转动轴与偏航中心的连线与X向夹角为θ₀。偏航转轴做弧形运动的圆弧半径为R。

设偏航电机驱动偏航直线滑块A运动位移S，则连杆带动偏航部分绕O做旋转运动。根据该偏航β运动机构3的实际布置情况，相应偏航机构连杆位置表示为A'B'，∠BOB'就是偏航角β。

该偏航β运动机构3的设计尺寸R，L，x₀，θ₀的初始值已知，

由几何关系可知

当滑块A运动位移S时，A'点的坐标变为A'(x₀，z₀+S)，B'点坐标为B'(Rcos(θ₀+β)，Rsin(θ₀+β))，则有：

滑块A在直线导轨上运动的压力角为：

连杆AB长度为L，则有：

L²＝(Rcos(θ₀+β)-x₀)²+(Rsin(θ₀+β)-z₀-S)² (4)

由上式可得：

由运动学分析可得出偏航角度与直线滑块位移的关系：

该俯仰α运动机构5可以简化成以下机构简图，如图4所示。其中，以圆弧导轨的旋转中心为俯仰坐标原点，建立俯仰机构的随体坐标系，坐标原点为O。该俯仰α运动机构5的初始位置如上图，C点为该俯仰α运动机构5的直线滑块的初始位置，坐标为(x₀，y₀)，D点为连杆与俯仰箱体的转动轴处，转动轴与俯仰中心的连线与X向夹角为Φ₀。俯仰转轴做弧形运动的圆弧半径为R。

设俯仰电机驱动俯仰直线滑块C运动位移S，则，连杆带动俯仰部分绕O旋转运动。根据该俯仰α运动机构5的实际布置情况，相应俯仰机构连杆位置变为C'D'，∠DOD'就是俯仰角α。

该俯仰α运动机构5的设计尺寸分别为R，L，y₀，

由几何关系可知

当滑块C运动位移S时，C点的坐标变为C'(x₀+S,y₀)，D点坐标为D'则有：

滑块C在直线导轨上运动的压力角为：

连杆CD长度为L，则有：

由上式可得：

由运动学分析可得出俯仰角度与直线位移的关系：

α＝f(S) (12)

β＝κ(S) (13)

其中函数f(q_f)和κ(q_p)由式(11)和式(6)确定，

值得注意的是，式(14)、式(15)式(16)都采用的是角度制而不是弧度制。

在该六自由度机构运动的任何时候，执行末端(外挂物)质心的位置矢量只和X向滑块，Y向滑块，Z向滑块的运动有关系，该六自由度机构的六个自由度完全解耦，每个自由度可以独立控制，则机构各自由度末端位姿与对应的滑块位移关系如下：

结合(1)和(6)可得该六自由度机构各自由度末端的理论位姿矩阵为：

根据以上关系在电机旋转角度已知的条件下可分别求得该六自由度机构各自由度末端的理论位姿：r_x、r_y、r_z、α、β和γ。

二、确定机构各关节参数实际值得到关节参数误差

查阅资料说明书，确定各自由度丝杠传递精度和电机理论控制精度，用便携式机械臂测量俯仰和偏航直线变圆弧机构的参数误差。具体参数情况如下表：

表1：机构关节参数误差表

三、建立传动链各部分位姿误差表

首先进行误差分析，结合机构运动链结构参数一一分析各自由度位姿误差产生原因，各自由度位姿误差分别记为Δr_x、Δr_y、Δr_z、Δα、Δβ和Δγ。传动链各部分位姿误差表具体过程如下：

该六自由度机构在X、Y和Z向误差产生原因有：丝杠传递精度(导程精度和轴向刚性)引起的误差和电机理论控制精度引起的误差，均为线性误差其中：

X向位移误差Δr_x与各个参数误差的关系：

(a)丝杠传递精度引起的误差计算。

(a.1)丝杠导程精度引起的误差计算，其中丝杠的导程精度为K um/mm，丝杠正转引起的误差为：

丝杠反转由导程精度引起的行程误差为：

(a.2)丝杠轴向弹性变形引起的误差计算，其中X方向行程H_x，丝杠沟槽谷直径为d₁，由受力分析可知，X方向等效为一个丝杠驱动时最大轴向力为F_x，而实际为两个丝杠同步驱动，取1.5的载荷分配系数，则每个丝杠所受的最大轴向力为F_x'，于是，X方向丝杠轴的轴向刚性引起的误差计算公式Δ2为，

(b)电机理论控制精度引起的误差计算。

电机编码器的参数为n线，丝杠导程P_x，且X向的减速比为i_x，则由于电机引起的误差为：

值得注意的是由丝杠导程精度引起的误差大小要根据丝杠正转与反转两种情况分析：

丝杠正转时，直线位移为r_x，X向位移误差Δr_x为：

Δx＝r_x'-r_x＝-|Δ1_x|-|Δ2_x|-|Δ3_x| (23)

丝杠反转时，直线位移为r_x，X向位移误差Δr_x为：

Δx＝r_x'-r_x＝|Δ1_x'|+|Δ2_x|-|Δ3_x| (24)

该六自由度机构的Y向位移误差Δr_y与各个参数误差的关系：

(c)丝杠传递精度引起的误差计算。

(c.1)丝杠导程精度引起的误差计算，其中丝杠的导程精度为K um/mm，丝杠正转引起的误差为

丝杠反转由导程精度引起的行程误差为：

(c.2)丝杠轴向弹性变形引起的误差计算，其中Y方向行程H_y，丝杠沟槽谷直径d₂，

受力分析知，Y方向丝杠驱动时最大轴向力为F_y，于是，Y方向丝杠轴的轴向刚性引起

的误差计算公式Δ2为，

(d)电机理论控制精度引起的误差计算，其中电机编码器的参数为n线，丝杠导程P_y，且Y向的减速比为i_y，则由于电机引起的误差为：

丝杠正转时，直线位移为r_y，Y向位移误差Δr_y为：

Δy＝r_y'-r_y＝-|Δ1_y|-|Δ2_y|-|Δ3_y| (30)

丝杠反转时，直线位移为r_y，Y向位移误差Δr_y为：

Δy＝r_y'-r_y＝|Δ1_y'|+|Δ2_y|-|Δ3_y| (31)

Z向位移误差Δr_z与各个参数误差的关系：

丝杆传递精度引起的误差计算。

丝杠导程精度引起的误差计算，其中丝杠的导程精度为K um/mm，丝杠正转引起的误差为

丝杠反转由导程精度引起的行程误差为：

丝杠轴向刚性引起的误差计算，其中Z方向行程H_z，丝杠沟槽谷直径d₃，由受力分析可知，Z方向等效为一个丝杠驱动时最大轴向力为F_z，而实际为两个丝杠同步驱动，取1.5的载荷分配系数，则每个丝杠所受的最大轴向力为F_z'，于是，Z方向丝杠轴的轴向刚性引起的误差Δ2为，

(e)电机理论控制精度引起的误差计算

电机编码器的参数为n线，丝杠导程P_z，且Z向的减速比为i_z，则由于电机引起的误差为：

综合以上可知，丝杠正转时，直线位移为r_z，Z向位移误差Δr_z为：

Δz＝r_z'-r_z＝-|Δ1_z|-|Δ2_z|-|Δ3_z| (37)

丝杠反转时，直线位移为r_z，Z向位移误差Δr_z为：

Δz＝r_z'-r_z＝|Δ1_z'|+|Δ2_z|-|Δ3_z| (38)

该六自由度机构的滚转角γ误差产生原因是：电机的理论控制精度和减速器旋转精度引起的误差，为线性误差。

(1)电机的理论控制精度引起的误差为：

综上可知，滚转轴的传递误差为：Δγ＝Δγ₁(37)

该六自由度机构的偏航角β与俯仰角α误差产生原因相似，主要有：直线变圆弧机构尺寸参数误差、丝杠传递精度(导程精度和轴向刚性)引起的误差和电机理论控制精度引起的误差，为非线性误差。

偏航角误差Δβ与各参数误差的关系：

(1)机构误差：

经测量，弧形导轨带动机构运动的半径R₁，误差ΔR₁、直线导轨到弧形导轨圆心的距离x₁，误差Δx₁。直线导轨滑块在初始位置时Z₁₁，误差由于直线导轨和滑块的变形以及装配工艺，误差ΔZ₁。连杆的长度L₁，误差ΔL₁。在初始位置的角度θ₀，由于是在初始位置的角度值，且设定其值为零，误差为Δθ₀＝0。

S₁是取机构偏航角为β时，偏航电机驱动直线滑块的位移，滚珠丝杠的导程精度为K um/mm。

(2)滚珠丝杠导程误差：

丝杠正转时，

丝杠反转时，

(3)丝杠轴向弹性变形引起的误差计算：

丝杠轴向直线行程H_β，丝杠沟槽谷直径d₄，由受力分析可知，丝杠驱动时最大轴向力为F_β，于是，丝杠轴的轴向刚性引起的误差计算公式ΔS₁₂为：

(4)电机理论控制精度引起的误差计算：

电机编码器的参数为n线，丝杠导程P_β，且偏航的减速比为i_β，则由于电机引起的误差为：

由此可以得电机正转时，偏航电机驱动直线滑块的位移S的误差:

ΔS₁＝-|ΔS₁₁|-ΔS₁₂-|ΔS₁₃| (44)

电机反转时，偏航电机驱动直线滑块的位移S的误差:

ΔS₁＝|ΔS₁₁'|+ΔS₁₂-|ΔS₁₃| (45)

由运动学分析可得出偏航角度与直线滑块位移的关系：

上式表明了偏航角β与各个参数间的关系：

β＝F(R₁,L₁,X₁,Z₁,S₁,θ₀) (47)

R₁、L₁、X₁、Z₁、S₁、θ₀存在的误差分别表示为ΔR₁、ΔL₁、ΔX₁、ΔZ₁、ΔS₁、Δθ₀，则得到的实际偏航角为：

β'＝F(R₁+ΔR₁,L₁+ΔL₁,X₁+ΔX₁,Z₁+ΔZ₁,S₁+ΔS₁,θ₀+Δθ₀) (48)

于是有：

Δβ＝β'-β (49)

当这些误差都比较小时，可以简化为诸如下式的形式：

通过对正解公式进行偏微分，可以分别求得：

该六自由度机构的俯仰角误差Δα与各参数的关系：

(1)机构误差：

弧形导轨带动机构运动的半径为R₂，误差ΔR₂；直线导轨到弧形导轨圆心的距离为y₂，误差Δy₂；直线导轨滑块在初始位置时X₂，误差由于直线导轨和滑块的变形以及装配工艺，误差ΔX₂；连杆的长度L₂，误差ΔL₂；在初始位置的角度由于是在初始位置的角度值，且设定其值为零，误差为

S₂是取机构俯仰角为α时，偏航电机驱动直线滑块的位移，滚珠丝杠的导程精度为K um/mm。

(2)滚珠丝杠导程误差：

丝杠正转时，

丝杠反转时，

(3)丝杠轴向弹性变形引起的误差计算：

丝杠轴向直线行程H_α，丝杠沟槽谷直径d₅，由受力分析可知，丝杠驱动时最大轴向力为F_α，于是，丝杠轴的轴向刚性引起的误差计算公式ΔS₂₂为：

(4)电机理论控制精度引起的误差计算：

电机编码器的参数为n线，丝杠导程P_α，且偏航的减速比为i_α，则由于电机引起的误差为：

ΔS₂＝-|ΔS₂₁|-ΔS₂₂-|ΔS₂₃| (61)

电机反转时，偏航电机驱动直线滑块的位移S的误差:

ΔS₂＝|ΔS₂₁'|+ΔS₂₂-|ΔS₂₃| (62)

由运动学分析可得出俯仰角度与直线位移的关系：

上式表明了俯仰角α与各个参数间的关系：

R₂、L₂、X₂、Z₂、S₂、φ₀存在的误差表示为ΔR₂、ΔL₂、ΔX₂、ΔZ₂、ΔS₂、Δφ₀，得到实际的俯仰角α'为：

于是有：

Δα＝α'-α (66)当这些误差都比较小时，可以简化为下列形式的关系式：

通过对正解公式进行偏微分，可以分别求得：

经过以上各自由度传动链误差分析计算，建立如下位姿误差表：

表2：机构位姿误差表

四、根据末端位姿误差大小逆解得到电机转角补偿量，进行误差补偿

经过以上分析计算分别求得各个自由度位姿误差的表达式，根据实际误差和末端的理论位姿矩阵表达式(17)对机构作运动学逆解，机构位姿误差与电机补偿角度关系矩阵，结果如下：

最后根据机构位姿误差与电机补偿角度关系，建立位姿误差补偿表，如下：

表3：机构误差补偿表

得到位姿误差后，通过查阅机构误差补偿表得到电机角度补偿量，调整电机角度进行误差补偿。

根据本发明，该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法包括以下步骤：

步骤4，建立传动链位姿误差对应的电机角度补偿表。

以上对本发明的一个实施例进行了详细说明，但该内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。

Claims

1.一种捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法，其特征在于，

针对的六自由度机构包括一个Z向运动机构、一个X向运动机构、一个偏航β运动机构、一个Y向运动机构、一个俯仰α运动机构以及一个滚转γ运动机构，其中该Z向运动机构、该X向运动机构、该偏航β运动机构、该Y向运动机构、该俯仰α运动机构以及该滚转γ运动机构采用串联的方式；

该捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法包括以下步骤：

步骤1，进行机构运动学正解分析确定该解耦机构的末端位姿与电机转角的理论关系矩阵；通过对该解耦机构的各自由度的运动学正解，确定该解耦机构末端位姿与电机转角的理论关系矩阵；

步骤3，建立期望末端位姿与实际传动链位姿误差对应关系表按线性和非线性误差分别建立机构传动链各部分因关节参数误差引起的该解耦机构端位姿的误差模型，找出期望末端位姿与实际传动链位姿误差对应关系，建立位姿误差表；

步骤4，建立传动链位姿误差对应的电机角度补偿表，根据传动链位姿误差值进行机构运动学逆解分析以分别得到该解耦机构在各自由度的电机角度的补偿量，从而建立误差补偿表；

2.如权利要求1所述的一种捕获轨迹试验中解耦机构的飞行器模型传动链误差补偿方法，其特征在于，该步骤1也可以在该步骤2之后，从而先测量该解耦机构在各自由度的关节参数的实际值，再确定该解耦机构的末端位姿与电机转角的理论关系矩阵，以在该步骤3中，建立该解耦机构的误差模型。