陳冠宇，成群林，何 軍，郭具濤，張解語

基于在線調(diào)姿的航天器艙段自動(dòng)對接系統(tǒng)設(shè)計(jì)

陳冠宇1，成群林1，何 軍1，郭具濤1，張解語2

（1. 上海航天精密機(jī)械研究所，上海，201600；2. 西安電子科技大學(xué)，西安，710071）

為解決中小型航天器艙段結(jié)構(gòu)尺寸多樣造成的自動(dòng)化對接效率低、精度差等問題，提出了一種基于在線調(diào)姿的自動(dòng)對接系統(tǒng)。該系統(tǒng)采用多自由度、可適應(yīng)性調(diào)姿托架設(shè)計(jì)及多傳感器數(shù)字化在線測量技術(shù)，通過調(diào)姿運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，優(yōu)化了航天器艙段對接流程，有效提高了航天器艙段對接的精度和效率。搭建了一臺航天器艙段裝配原理樣機(jī),并進(jìn)行艙段自動(dòng)對接試驗(yàn)，結(jié)果表明：該系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)艙段部件的快速、精準(zhǔn)調(diào)姿和對接。

航天器；數(shù)字化測量；柔性對接；數(shù)字化裝配

0 引 言

航天器裝配是航天產(chǎn)品功能和性能實(shí)現(xiàn)的最終階段和關(guān)鍵環(huán)節(jié)，是影響航天器研制質(zhì)量和服役性能的重要因素之一，航天產(chǎn)品總裝技術(shù)與裝備水平直接影響到航天產(chǎn)品研制的質(zhì)量、效率，甚至產(chǎn)品的成敗[1]。導(dǎo)彈、衛(wèi)星、火箭等航天器總裝作為其研制過程中最重要的一個(gè)環(huán)節(jié)，其裝配精度和效率很大程度上決定了航天器產(chǎn)品的最終質(zhì)量、生產(chǎn)周期和制造成本。航天器零部件的尺寸多樣，協(xié)調(diào)過程多，精度要求高，裝配工作量占整個(gè)航天器制造的比重大，縮短裝配時(shí)間、提高裝配效率和質(zhì)量，是航天器制造業(yè)迫切需要解決的問題[2,3]。

近十年來，國外航天器裝配發(fā)展迅速，大量采用了比較先進(jìn)的裝配技術(shù)進(jìn)行航天器部件的裝配，如柔性定位系統(tǒng)、數(shù)字化檢測系統(tǒng)等，極大地提高了航天器裝配的質(zhì)量和效率[4~6]。目前中國中小型航天器艙段部件主要采用傳統(tǒng)的“手工為主”的裝配模式，艙段內(nèi)部的標(biāo)準(zhǔn)件、電纜網(wǎng)及設(shè)備等專用件通過手工方式裝配在艙段內(nèi)；艙段之間的對接在架車上完成，通過人工調(diào)節(jié)兩個(gè)架車的高度及角度，使兩個(gè)艙段中心線對齊后進(jìn)行裝配，全彈裝配自動(dòng)化水平低，人員需求量大；檢驗(yàn)測量均由人工操作完成，檢驗(yàn)測量的自動(dòng)化水平較低，測量數(shù)據(jù)的管理有待提升[1,6]。

本文提出了一種基于在線調(diào)姿的自動(dòng)對接系統(tǒng)。該系統(tǒng)采用多自由度、可適應(yīng)性調(diào)姿托架設(shè)計(jì)及多傳感器數(shù)字化在線測量技術(shù)，并通過調(diào)姿運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，優(yōu)化了航天器艙段對接流程，有效提高了航天器艙段對接的精度和效率，為滿足未來中國航天器總裝的發(fā)展需求進(jìn)行了探索。

1 數(shù)字化柔性對接系統(tǒng)總體方案

航天器裝配可分為零部件裝配和艙段部件對接，其中對于尺寸較大或者結(jié)構(gòu)較復(fù)雜的航天器艙段部件對接裝配，其對接過程分為測量、調(diào)姿和對接。經(jīng)分析，自動(dòng)對接過程大致可以分為以下6個(gè)步驟，如圖1所示。

圖1 對接過程

本文研究的數(shù)字化柔性對接系統(tǒng)總體方案如圖2所示。該系統(tǒng)由4部分組成：柔性執(zhí)行機(jī)構(gòu)、測量系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和上位機(jī)軟件。

圖2 航天器艙段數(shù)字化柔性對接系統(tǒng)

柔性執(zhí)行機(jī)構(gòu)用于工件的支撐和位姿調(diào)整，通過控制系統(tǒng)控制驅(qū)動(dòng)器驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)完成一系列任務(wù)，包括夾持艙段、固定艙段、調(diào)整艙段、調(diào)整測量裝置等。

測量系統(tǒng)是利用光學(xué)、電子、傳感器、圖像、計(jì)算機(jī)等技術(shù)手段對艙段部件的柱面、對接端面等幾何特征參數(shù)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，經(jīng)過上位機(jī)軟件處理傳遞給控制系統(tǒng)，與設(shè)定參數(shù)值對比計(jì)算獲得參數(shù)偏差量，反饋給執(zhí)行機(jī)構(gòu)，進(jìn)而完成測量和艙段對接。

控制系統(tǒng)接收測量系統(tǒng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)反饋的數(shù)據(jù)指令和上位機(jī)軟件發(fā)出的控制指令，控制驅(qū)動(dòng)器帶動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行相應(yīng)的操作。通過上位機(jī)軟件的界面進(jìn)行人機(jī)交互達(dá)到執(zhí)行目標(biāo)機(jī)構(gòu)的移動(dòng)和實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)測量的目的。

上位機(jī)軟件提供人機(jī)交互界面，方便操作人員操控系統(tǒng)，對航天器艙段部件數(shù)字化自動(dòng)裝配平臺總體進(jìn)行狀態(tài)監(jiān)控，實(shí)現(xiàn)對接裝配過程全方位、可視化監(jiān)測。

2 數(shù)字化柔性對接系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

2.1 多自由度托架設(shè)計(jì)

實(shí)現(xiàn)航天器艙段部件的柔性對接裝配，可以減少占地面積、減少工裝數(shù)量、降低研發(fā)和制造成本、縮短生產(chǎn)周期等，自動(dòng)化的柔性裝配工裝可以保證實(shí)現(xiàn)艙段部件的柔性裝配對接。

本文采用串并聯(lián)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)出六自由度調(diào)姿平臺，通過1套調(diào)姿托架（含2個(gè)托架）與1套基準(zhǔn)托架（含2個(gè)托架）（如圖3所示）來實(shí)現(xiàn)艙段對接過程的協(xié)同調(diào)姿，滿足艙段對接的柔性要求，并且工裝數(shù)量少，極大節(jié)約了項(xiàng)目成本。1套調(diào)姿托架能夠?qū)崿F(xiàn)六個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)：沿軸的平動(dòng)、沿軸的平動(dòng)、沿軸的平動(dòng)以及繞軸（即導(dǎo)彈軸線）的轉(zhuǎn)動(dòng)（R軸）、繞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)（R軸）、繞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)（R軸）；1套基準(zhǔn)托架能夠?qū)崿F(xiàn)五個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)：沿軸的平動(dòng)、沿軸的平動(dòng)以及繞軸（即導(dǎo)彈軸線）的轉(zhuǎn)動(dòng)（R軸）、繞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)（R軸）、繞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)（R軸）。

圖3 調(diào)姿托架和基準(zhǔn)托架

2個(gè)基準(zhǔn)托架用于托舉第1段艙段，作為對接基準(zhǔn)，并具有一定柔性，用于補(bǔ)償對接誤差。2個(gè)調(diào)姿托架托舉待對接的艙段，可實(shí)現(xiàn)艙段偏擺、俯仰以及繞軸線旋轉(zhuǎn)3種姿態(tài)調(diào)姿，與基準(zhǔn)艙段完成對接。整個(gè)航天器艙段數(shù)字化柔性對接平臺由2套托架、橫梁和基座組成，如圖4所示。測量裝置可沿橫梁導(dǎo)軌上運(yùn)動(dòng)進(jìn)行測量，2套托架承載對接艙段，沿著平臺基座上的導(dǎo)軌運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)艙段的調(diào)姿和對接。為滿足不同外徑艙體的夾持和調(diào)姿的自由度要求，艙體底部以滾輪作為支撐，艙體兩側(cè)以抱爪抱緊，實(shí)現(xiàn)托架對艙體的夾持，對于不同外徑的航天器艙段設(shè)計(jì)相應(yīng)尺寸的抱爪和支撐輪。

圖4 艙段數(shù)字化柔性對接平臺

2.2 艙段對接調(diào)姿運(yùn)動(dòng)學(xué)分析

測量系統(tǒng)獲得的數(shù)據(jù)用于航天器艙段部件實(shí)際位姿狀態(tài)的計(jì)算與監(jiān)控，指導(dǎo)艙段按照規(guī)劃的路徑進(jìn)行調(diào)姿和精準(zhǔn)定位，因此對艙段對接調(diào)姿進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)分析尤為重要。為清楚了解調(diào)姿平臺的運(yùn)動(dòng)學(xué)特性，需要對調(diào)姿平臺進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)正解分析。簡化后的原理示意如圖5所示。

圖5 調(diào)姿平臺運(yùn)動(dòng)學(xué)分析原理模型

根據(jù)幾何關(guān)系，可得點(diǎn)在全局坐標(biāo)系中的實(shí)際坐標(biāo)為

此時(shí)點(diǎn)目標(biāo)坐標(biāo)為

點(diǎn)目標(biāo)坐標(biāo)為

根據(jù)、兩點(diǎn)的實(shí)際坐標(biāo)與目標(biāo)坐標(biāo)之間的關(guān)系，可解出前、后支架的調(diào)整量。其中，前托架的調(diào)整量為

后支架的調(diào)整量為

本文中的航天器由4節(jié)艙段部件組成，每節(jié)艙段均具有1個(gè)連體坐標(biāo)系，4個(gè)連體坐標(biāo)系之間需要標(biāo)定。使用上文設(shè)計(jì)的機(jī)構(gòu)完成艙段位姿調(diào)整實(shí)際上是對復(fù)合鉸、理論中心的調(diào)整，因此通過以上分析，可知復(fù)合鉸、理論中心的位置完全決定艙段位姿并導(dǎo)出其數(shù)學(xué)關(guān)系，為調(diào)姿及精度預(yù)測提供重要依據(jù)。

2.3 艙段部件數(shù)字化測量技術(shù)

測量系統(tǒng)的主要任務(wù)是測量航天器艙段部件在對接過程中的空間六自由度坐標(biāo)，測量系統(tǒng)運(yùn)行過程如圖6所示。測量技術(shù)對航天器的裝配效率具有十分重要的影響，因此測量系統(tǒng)中測量技術(shù)的選擇十分關(guān)鍵。

圖6 測量系統(tǒng)運(yùn)行過程

本文的航天器艙段數(shù)字化柔性對接系統(tǒng)采用激光輪廓傳感技術(shù)和視覺測量技術(shù)相結(jié)合的數(shù)字化測量技術(shù)。該技術(shù)結(jié)合了激光輪廓傳感器的可靠性和機(jī)器視覺的靈活性，通過激光輪廓傳感器對艙段進(jìn)行掃描，測得其除自轉(zhuǎn)角外五個(gè)自由度的位姿，并通過機(jī)器視覺確定艙段繞軸線的轉(zhuǎn)角，如圖7所示。

圖7 數(shù)字化測量技術(shù)原理

激光輪廓傳感器本質(zhì)上是一種基于光學(xué)三角測量法的二維激光測距傳感器，半導(dǎo)體激光發(fā)生器射出激光通過柱面物鏡后散射為激光扇面，該激光扇面與被測物表面相交形成一條光帶，該光帶經(jīng)一系列透鏡折射后投射到CMOS傳感器陣列上，信號處理器通過分析上述光帶在傳感器陣列上投影的位置即可獲得被測物體表面與激光扇面相交形成的空間曲線的深度信息，如圖8所示。鑒于傳感器為離散陣列，其最終獲得的實(shí)質(zhì)上是光帶上一系列離散點(diǎn)的深度信息[7~9]。

圖8 激光輪廓傳感器結(jié)構(gòu)

圖9 通過若干橢圓圓弧擬合軸線參數(shù)的原理過程

圖10 相機(jī)測量原理

3 工程試驗(yàn)與結(jié)果分析

3.1 裝配對接流程

通過研制自適應(yīng)、柔性對接系統(tǒng)，并基于高精度對接測量系統(tǒng)在線測量技術(shù)進(jìn)行多自由度調(diào)姿，基于對接過程的誤差補(bǔ)償技術(shù)，實(shí)現(xiàn)艙段部件快速、自動(dòng)、精準(zhǔn)對接裝配。航天器艙段部件數(shù)字化對接裝配技術(shù)流程如圖11所示。

a）對接流程

b）具體調(diào)姿流程

續(xù)圖11

a）建立基準(zhǔn)坐標(biāo)系，在艙段部件夾緊在艙段數(shù)字化柔性對接平臺上之后，確定艙段在裝配坐標(biāo)系中的位置。建立參考坐標(biāo)系時(shí)，裝配坐標(biāo)系應(yīng)盡可能與設(shè)計(jì)時(shí)的理論整體坐標(biāo)系相同。

b）控制測量系統(tǒng)測量相鄰兩艙段上對接關(guān)鍵點(diǎn)坐標(biāo)，進(jìn)而明確艙段在裝配坐標(biāo)系中的六自由度坐標(biāo)。

c）將采集到的各種測量數(shù)據(jù)，進(jìn)行坐標(biāo)轉(zhuǎn)換、對接軌跡規(guī)劃計(jì)算和測量誤差分析，進(jìn)行艙段調(diào)姿。

d）對接平臺運(yùn)行過程中，通過控制傳感器對艙段部件位置進(jìn)行精確定位，直至最終對接裝配到位。

3.2 裝配試驗(yàn)

為驗(yàn)證方案的有效性，設(shè)計(jì)并制造了原理樣機(jī)，原理樣機(jī)和上位機(jī)軟件界面如圖12所示。樣機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)狀態(tài)參數(shù)實(shí)時(shí)管控、數(shù)據(jù)報(bào)表生成、人機(jī)交互、實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)獲取與處理等。

3.3 數(shù)據(jù)分析

通過激光輪廓傳感器和視覺測量記錄各艙段測量、調(diào)整步驟前后的位姿參數(shù)，如表1所示。

表1 各艙段測量-調(diào)整前、后位姿數(shù)據(jù)

Tab.1 Measurement of Each Compartment-adjustment of the Position Data Before and After

艙段號調(diào)整前/后α/（°）β/（°）γ/（°）xC/mmyC/mmzC/mm 1前0.00000.00001.875239.121266.17535.033 后0.00000.00000.002139.125266.17537.991 2前4.1674（2號相對于1號）-2.63151.78111888.416266.10138.521 后0.0012（2號相對于1號）-0.00140.00241888.415266.17637.982 3前5.5784（3號相對于2號）2.12452.67543278.601266.56537.365 后0.0009（3號相對于2號）-0.00120.00233278.603266.17137.986

通過分析表1中數(shù)據(jù)，可知3個(gè)艙段的調(diào)整后位姿數(shù)據(jù)即六自由度坐標(biāo)數(shù)據(jù)滿足試驗(yàn)精度0.1 mm要求，調(diào)姿后沿水平方向移動(dòng)艙段即可順利完成艙段對接。試驗(yàn)對接的精度和效率遠(yuǎn)遠(yuǎn)優(yōu)于手工裝配模式，對接成功率高達(dá)100%，某型號航天器由原來的手工對接裝配的56 min縮短至15 min。針對不同型號的航天器艙段部件，只需更換4個(gè)托架上的抱抓部件便可適應(yīng)不同的裝配需求，有效節(jié)約了時(shí)間和成本。

4 結(jié)束語

通過對航天器艙段自動(dòng)對接系統(tǒng)的研究，設(shè)計(jì)了一種基于在線調(diào)姿的自動(dòng)對接系統(tǒng)，可實(shí)現(xiàn)直徑200~400 mm艙段的柔性對接，對接精度小于0.1 mm。該系統(tǒng)采用多自由度、可適應(yīng)性調(diào)姿托架設(shè)計(jì)及多傳感器數(shù)字化在線測量技術(shù)，并通過調(diào)姿運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，優(yōu)化了航天器艙段對接流程。該系統(tǒng)改變了航天器艙段部件對接裝配中“手工模式”為主的現(xiàn)狀，提高了航天器艙段部件對接的效率和精度，節(jié)省了人工勞動(dòng)力，是未來航天器制造裝配的發(fā)展趨勢，該系統(tǒng)在大部段對接中具有廣闊的推廣應(yīng)用前景。

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Design of Automatic Docking System for Spacecraft Cabin Based on Online Posture Adjustment

Chen Guan-yu1, Cheng Qun-lin1, He Jun1, Guo Ju-tao1, Zhang Jie-yu2

(1. Shanghai Spaceflight Precision Machinery Research Institute, Shanghai, 201600; 2. Xidian University, Xi'an, 710071)

In order to solve the problems of low automation efficiency and poor precision caused by various structural sizes of small and medium-sized spacecraft cabins, an automatic docking system based on online posture adjustment is proposed. The system adopts multi-degree of freedom, adaptable posture bracket design and multi-sensor digital online measurement technology, and optimizes the docking process of spacecraft cabin segment by kinematics analysis. It effectively improves the accuracy and efficiency of docking of spacecraft cabins. A prototype of the spacecraft cabin assembly principle is built and the automatic docking test of the cabin is carried out. The results show that the system can achieve fast and accurate posture and docking of the cabin components.

spacecraft; digital measurement; flexible docking; digital assembly

TP23

B

1004-7182(2020)01-0099-08

10.7654/j.issn.1004-7182.20200118

2018-09-19；

2019-02-12

陳冠宇（1994-），男，助理工程師，主要研究方向?yàn)楹娇沼詈娇茖W(xué)與技術(shù)、電氣控制。

成群林（1975-），男，博士，研究員，主要研究方向?yàn)闄C(jī)械工程。

何 軍（1983-），男，工程師，主要研究方向?yàn)殡姎夤こ獭?/p>

郭具濤（1984-），男，工程師，主要研究方向?yàn)闄C(jī)械工程。

張解語（1991-），男，博士研究生，主要研究方向?yàn)闄C(jī)械工程。