基于在线调姿的航天器舱段自动对接系统设计

陈冠宇，成群林，何 军，郭具涛，张解语

基于在线调姿的航天器舱段自动对接系统设计

陈冠宇1，成群林1，何 军1，郭具涛1，张解语2

（1. 上海航天精密机械研究所，上海，201600；2. 西安电子科技大学，西安，710071）

为解决中小型航天器舱段结构尺寸多样造成的自动化对接效率低、精度差等问题，提出了一种基于在线调姿的自动对接系统。该系统采用多自由度、可适应性调姿托架设计及多传感器数字化在线测量技术，通过调姿运动学分析，优化了航天器舱段对接流程，有效提高了航天器舱段对接的精度和效率。搭建了一台航天器舱段装配原理样机,并进行舱段自动对接试验，结果表明：该系统能够实现舱段部件的快速、精准调姿和对接。

航天器；数字化测量；柔性对接；数字化装配

0 引 言

航天器装配是航天产品功能和性能实现的最终阶段和关键环节，是影响航天器研制质量和服役性能的重要因素之一，航天产品总装技术与装备水平直接影响到航天产品研制的质量、效率，甚至产品的成败[1]。导弹、卫星、火箭等航天器总装作为其研制过程中最重要的一个环节，其装配精度和效率很大程度上决定了航天器产品的最终质量、生产周期和制造成本。航天器零部件的尺寸多样，协调过程多，精度要求高，装配工作量占整个航天器制造的比重大，缩短装配时间、提高装配效率和质量，是航天器制造业迫切需要解决的问题[2,3]。

近十年来，国外航天器装配发展迅速，大量采用了比较先进的装配技术进行航天器部件的装配，如柔性定位系统、数字化检测系统等，极大地提高了航天器装配的质量和效率[4~6]。目前中国中小型航天器舱段部件主要采用传统的“手工为主”的装配模式，舱段内部的标准件、电缆网及设备等专用件通过手工方式装配在舱段内；舱段之间的对接在架车上完成，通过人工调节两个架车的高度及角度，使两个舱段中心线对齐后进行装配，全弹装配自动化水平低，人员需求量大；检验测量均由人工操作完成，检验测量的自动化水平较低，测量数据的管理有待提升[1,6]。

本文提出了一种基于在线调姿的自动对接系统。该系统采用多自由度、可适应性调姿托架设计及多传感器数字化在线测量技术，并通过调姿运动学分析，优化了航天器舱段对接流程，有效提高了航天器舱段对接的精度和效率，为满足未来中国航天器总装的发展需求进行了探索。

1 数字化柔性对接系统总体方案

航天器装配可分为零部件装配和舱段部件对接，其中对于尺寸较大或者结构较复杂的航天器舱段部件对接装配，其对接过程分为测量、调姿和对接。经分析，自动对接过程大致可以分为以下6个步骤，如图1所示。

图1 对接过程

本文研究的数字化柔性对接系统总体方案如图2所示。该系统由4部分组成：柔性执行机构、测量系统、控制系统和上位机软件。

图2 航天器舱段数字化柔性对接系统

柔性执行机构用于工件的支撑和位姿调整，通过控制系统控制驱动器驱动执行机构完成一系列任务，包括夹持舱段、固定舱段、调整舱段、调整测量装置等。

测量系统是利用光学、电子、传感器、图像、计算机等技术手段对舱段部件的柱面、对接端面等几何特征参数进行数据采集，经过上位机软件处理传递给控制系统，与设定参数值对比计算获得参数偏差量，反馈给执行机构，进而完成测量和舱段对接。

控制系统接收测量系统和执行机构反馈的数据指令和上位机软件发出的控制指令，控制驱动器带动执行机构进行相应的操作。通过上位机软件的界面进行人机交互达到执行目标机构的移动和实时数据测量的目的。

上位机软件提供人机交互界面，方便操作人员操控系统，对航天器舱段部件数字化自动装配平台总体进行状态监控，实现对接装配过程全方位、可视化监测。

2 数字化柔性对接系统关键技术

2.1 多自由度托架设计

实现航天器舱段部件的柔性对接装配，可以减少占地面积、减少工装数量、降低研发和制造成本、缩短生产周期等，自动化的柔性装配工装可以保证实现舱段部件的柔性装配对接。

本文采用串并联机构设计出六自由度调姿平台，通过1套调姿托架（含2个托架）与1套基准托架（含2个托架）（如图3所示）来实现舱段对接过程的协同调姿，满足舱段对接的柔性要求，并且工装数量少，极大节约了项目成本。1套调姿托架能够实现六个自由度的运动：沿轴的平动、沿轴的平动、沿轴的平动以及绕轴（即导弹轴线）的转动（R轴）、绕轴的转动（R轴）、绕轴的转动（R轴）；1套基准托架能够实现五个自由度的运动：沿轴的平动、沿轴的平动以及绕轴（即导弹轴线）的转动（R轴）、绕轴的转动（R轴）、绕轴的转动（R轴）。

图3 调姿托架和基准托架

2个基准托架用于托举第1段舱段，作为对接基准，并具有一定柔性，用于补偿对接误差。2个调姿托架托举待对接的舱段，可实现舱段偏摆、俯仰以及绕轴线旋转3种姿态调姿，与基准舱段完成对接。整个航天器舱段数字化柔性对接平台由2套托架、横梁和基座组成，如图4所示。测量装置可沿横梁导轨上运动进行测量，2套托架承载对接舱段，沿着平台基座上的导轨运动实现舱段的调姿和对接。为满足不同外径舱体的夹持和调姿的自由度要求，舱体底部以滚轮作为支撑，舱体两侧以抱爪抱紧，实现托架对舱体的夹持，对于不同外径的航天器舱段设计相应尺寸的抱爪和支撑轮。

图4 舱段数字化柔性对接平台

2.2 舱段对接调姿运动学分析

测量系统获得的数据用于航天器舱段部件实际位姿状态的计算与监控，指导舱段按照规划的路径进行调姿和精准定位，因此对舱段对接调姿进行运动学分析尤为重要。为清楚了解调姿平台的运动学特性，需要对调姿平台进行运动学正解分析。简化后的原理示意如图5所示。

图5 调姿平台运动学分析原理模型

根据几何关系，可得点在全局坐标系中的实际坐标为

此时点目标坐标为

点目标坐标为

根据、两点的实际坐标与目标坐标之间的关系，可解出前、后支架的调整量。其中，前托架的调整量为

后支架的调整量为

本文中的航天器由4节舱段部件组成，每节舱段均具有1个连体坐标系，4个连体坐标系之间需要标定。使用上文设计的机构完成舱段位姿调整实际上是对复合铰、理论中心的调整，因此通过以上分析，可知复合铰、理论中心的位置完全决定舱段位姿并导出其数学关系，为调姿及精度预测提供重要依据。

2.3 舱段部件数字化测量技术

测量系统的主要任务是测量航天器舱段部件在对接过程中的空间六自由度坐标，测量系统运行过程如图6所示。测量技术对航天器的装配效率具有十分重要的影响，因此测量系统中测量技术的选择十分关键。

图6 测量系统运行过程

本文的航天器舱段数字化柔性对接系统采用激光轮廓传感技术和视觉测量技术相结合的数字化测量技术。该技术结合了激光轮廓传感器的可靠性和机器视觉的灵活性，通过激光轮廓传感器对舱段进行扫描，测得其除自转角外五个自由度的位姿，并通过机器视觉确定舱段绕轴线的转角，如图7所示。

图7 数字化测量技术原理

激光轮廓传感器本质上是一种基于光学三角测量法的二维激光测距传感器，半导体激光发生器射出激光通过柱面物镜后散射为激光扇面，该激光扇面与被测物表面相交形成一条光带，该光带经一系列透镜折射后投射到CMOS传感器阵列上，信号处理器通过分析上述光带在传感器阵列上投影的位置即可获得被测物体表面与激光扇面相交形成的空间曲线的深度信息，如图8所示。鉴于传感器为离散阵列，其最终获得的实质上是光带上一系列离散点的深度信息[7~9]。

图8 激光轮廓传感器结构

图9 通过若干椭圆圆弧拟合轴线参数的原理过程

图10 相机测量原理

3 工程试验与结果分析

3.1 装配对接流程

通过研制自适应、柔性对接系统，并基于高精度对接测量系统在线测量技术进行多自由度调姿，基于对接过程的误差补偿技术，实现舱段部件快速、自动、精准对接装配。航天器舱段部件数字化对接装配技术流程如图11所示。

a）对接流程

b）具体调姿流程

续图11

a）建立基准坐标系，在舱段部件夹紧在舱段数字化柔性对接平台上之后，确定舱段在装配坐标系中的位置。建立参考坐标系时，装配坐标系应尽可能与设计时的理论整体坐标系相同。

b）控制测量系统测量相邻两舱段上对接关键点坐标，进而明确舱段在装配坐标系中的六自由度坐标。

c）将采集到的各种测量数据，进行坐标转换、对接轨迹规划计算和测量误差分析，进行舱段调姿。

d）对接平台运行过程中，通过控制传感器对舱段部件位置进行精确定位，直至最终对接装配到位。

3.2 装配试验

为验证方案的有效性，设计并制造了原理样机，原理样机和上位机软件界面如图12所示。样机能够实现状态参数实时管控、数据报表生成、人机交互、实时数据获取与处理等。

3.3 数据分析

通过激光轮廓传感器和视觉测量记录各舱段测量、调整步骤前后的位姿参数，如表1所示。

表1 各舱段测量-调整前、后位姿数据

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

舱段号调整前/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号相对于1号）-2.63151.78111888.416266.10138.521 后0.0012（2号相对于1号）-0.00140.00241888.415266.17637.982 3前5.5784（3号相对于2号）2.12452.67543278.601266.56537.365 后0.0009（3号相对于2号）-0.00120.00233278.603266.17137.986

通过分析表1中数据，可知3个舱段的调整后位姿数据即六自由度坐标数据满足试验精度0.1 mm要求，调姿后沿水平方向移动舱段即可顺利完成舱段对接。试验对接的精度和效率远远优于手工装配模式，对接成功率高达100%，某型号航天器由原来的手工对接装配的56 min缩短至15 min。针对不同型号的航天器舱段部件，只需更换4个托架上的抱抓部件便可适应不同的装配需求，有效节约了时间和成本。

4 结束语

通过对航天器舱段自动对接系统的研究，设计了一种基于在线调姿的自动对接系统，可实现直径200~400 mm舱段的柔性对接，对接精度小于0.1 mm。该系统采用多自由度、可适应性调姿托架设计及多传感器数字化在线测量技术，并通过调姿运动学分析，优化了航天器舱段对接流程。该系统改变了航天器舱段部件对接装配中“手工模式”为主的现状，提高了航天器舱段部件对接的效率和精度，节省了人工劳动力，是未来航天器制造装配的发展趋势，该系统在大部段对接中具有广阔的推广应用前景。

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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

陈冠宇（1994-），男，助理工程师，主要研究方向为航空宇航科学与技术、电气控制。

成群林（1975-），男，博士，研究员，主要研究方向为机械工程。

何 军（1983-），男，工程师，主要研究方向为电气工程。

郭具涛（1984-），男，工程师，主要研究方向为机械工程。

张解语（1991-），男，博士研究生，主要研究方向为机械工程。