北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 孫 剛 劉廣通 郭 濤 高 峰 唐賴穎

太陽翼是由多個太陽電池板組成的陣列，在空間軌道上將太陽能轉(zhuǎn)換為電能供航天器使用。目前，使用最廣泛的太陽翼形式是剛性基板的折疊式太陽翼，主要包括根部鉸鏈、連接架、太陽翼基板等。在航天器發(fā)射前，先把各塊基板以折疊方式收攏在一起，從航天器發(fā)射到入軌，太陽電池陣依次經(jīng)歷折疊狀態(tài)、解鎖、展開、鎖定等階段[1]。由于擔負著為航天器提供能源的重要任務，太陽翼在發(fā)射后是否能順利展開及正常工作直接影響航天器發(fā)射的成敗，太陽翼的對接質(zhì)量直接關系到發(fā)射后能否順利展開。

數(shù)字化柔性總裝是航天器總裝集成未來的重要發(fā)展方向，隨著并聯(lián)調(diào)姿技術和姿態(tài)測量技術的發(fā)展，數(shù)字化自動對接成為航天、航空行業(yè)解決大型結(jié)構高精度對接、安裝的重要手段[2]。并聯(lián)機構在航空界已有應用先例，激光跟蹤儀在各個領域都有廣泛的應用，但是基于激光跟蹤儀和并聯(lián)機器人在太陽翼對接過程中的工程應用國內(nèi)外鮮有報道[3-6]。

本文設計了一種基于六自由度并聯(lián)機器人、激光跟蹤儀的太陽翼數(shù)字化對接方法，根據(jù)激光跟蹤儀精度測量數(shù)據(jù)自動驅(qū)動并聯(lián)機器人調(diào)姿，實現(xiàn)星體俯仰、偏航、滾動3個指標的單獨精確調(diào)整，完成太陽翼的高精度、數(shù)字化、高效率對接。

1 傳統(tǒng)航天器太陽翼對接方法

表1 星體位置和精度要求

航天器與太陽翼對接前，太陽翼需要單體展開懸掛在展開架上，展開架主要作用為卸載太陽翼的重力，展開架系統(tǒng)通過機構與太陽翼基板相連，實現(xiàn)太陽翼在展開架上零重力展開和收攏，太陽翼對接分為太陽翼的安裝和拆卸兩個過程。航天器根據(jù)太陽翼對接的姿態(tài)精度要求進行姿態(tài)調(diào)整，為確保太陽翼零重力的展開環(huán)境，以及多次對接與分離的重復性與安全性，展開裝置系統(tǒng)對星體和太陽翼的對接精度有明確要求，即星體位置和姿態(tài)必須滿足太陽翼裝星條件，如表1所示。

圖1 太陽翼安裝工藝流程Fig.1 Solar wing installation process

傳統(tǒng)衛(wèi)星太陽翼安裝過程中，其安裝流程如圖1所示，衛(wèi)星處于兩軸轉(zhuǎn)臺或架車上，依據(jù)模擬墻的俯仰、偏航、滾動及壓緊座距地面的實測高度，通過經(jīng)緯儀完成對星體姿態(tài)的測量，按照星體與模擬墻的偏差要求微調(diào)星體，調(diào)整流程如下：一次測量完畢后，根據(jù)俯仰、偏航及滾動數(shù)據(jù)判斷調(diào)整順序，原則上先調(diào)整偏差最大的指標，每次調(diào)整量為讀數(shù)值的一半，采取逐次逼近的方法調(diào)整到位，卸裝過程（圖2）是安裝過程的逆過程，精測和星體姿態(tài)調(diào)整過程一致。調(diào)整過程中，俯仰、偏航、滾動3個指標互相耦合，每調(diào)整完一個指標后，均需對其他兩項指標進行復測，根據(jù)結(jié)果進行進一步調(diào)整。根據(jù)結(jié)果進行進一步調(diào)整。雖然調(diào)整量只有俯仰、偏航和滾動3個變量，但是姿態(tài)的調(diào)整每一個變量的調(diào)整過程繁雜，對操作者操作技能要求高，耗費時間較長[7-8]。

圖2 太陽翼卸裝工藝流程Fig.2 Solar wing uninstall process

2 太陽翼數(shù)字化對接系統(tǒng)簡介

對接系統(tǒng)為激光跟蹤儀和并聯(lián)機器人集成系統(tǒng)，主要包括激光跟蹤儀（API）、靶球、測量輔具、并聯(lián)機器人。各部分主要功能為：（1）激光跟蹤儀：建立測量場，通過測量點的坐標來標定動平臺與壓緊點組成的坐標系之間的關系，得到動平臺的初始位姿和目標位姿；（2）靶球：放在靶標點的測量輔具上，用于接受激光跟蹤儀發(fā)出的紅外激光并發(fā)射；（3）測量輔具：放于指定靶標點上，用于放置靶球；（4）并聯(lián)機器人：固連星體，根據(jù)軌跡規(guī)劃調(diào)節(jié)星體位姿。

2.1 并聯(lián)機器人

2.1.1 并聯(lián)機器人結(jié)構組成

并聯(lián)機器人采用6-SPS并聯(lián)結(jié)構作為執(zhí)行機構，主要包含靜平臺、SPS支鏈、動平臺、工裝適配器和牽引機構，示意圖如圖3所示。

圖3 并聯(lián)機器人結(jié)構示意圖Fig.3 Parallel mechanism structure

靜平臺是整個機構的機架，其下方布置腳輪和支撐結(jié)構，牽引裝置安裝至腳輪上可以實現(xiàn)并聯(lián)機器人的靈活移動，支撐結(jié)構可實現(xiàn)并聯(lián)機器人的靜態(tài)鎖定；其上方提供SPS支鏈的連接接口，即虎克鉸軸承座。SPS支鏈采用電動缸或者液壓缸形式，為并聯(lián)機器人提供動力。動平臺下方提供SPS支鏈另一端的連接接口，即球鉸座；其上方提供工裝適配器的接口；動平臺上安裝傾角傳感器，可以實現(xiàn)并聯(lián)機器人的初始化調(diào)平工作，傾角傳感器的精度可達0.01°，換算成俯仰和滾動偏差為0.17mm/m，滿足太陽翼的裝星要求。工裝適配器是并聯(lián)機器人與衛(wèi)星之間的轉(zhuǎn)換接口，太陽翼對接工況中，不同型號對SADA中心距離地面的高度要求不同，工裝適配器可實現(xiàn)星體高度的粗略調(diào)整。

2.1.2 并聯(lián)機器人技術指標

并聯(lián)機器人可實現(xiàn)空間6自由度的姿態(tài)調(diào)整，在并聯(lián)機器人整體尺寸小于1.7m×7.5m×1m，且靜平臺底盤高度為300mm的情況下，可實現(xiàn)X、Y、Z 3個方向±50mm的平動調(diào)整和繞X軸、Y軸、Z軸3個旋轉(zhuǎn)軸±5°的轉(zhuǎn)動調(diào)整。并聯(lián)機器人可實現(xiàn)多自由度的同時調(diào)姿，也可以實現(xiàn)不影響其他自由度變化的前提下的單自由度的調(diào)姿。結(jié)合太陽翼對接過程中衛(wèi)星姿態(tài)的調(diào)整幅度，并聯(lián)機器人的調(diào)姿空間可滿足太陽翼對接要求。

通過合理的運動控制算法、對運動速度分析（支鏈輸入速度和動平臺輸出速度的關系）、對裝配精度和承載變形的補償分析、裝配完成后的標定等方式，可確保并聯(lián)機器人的姿態(tài)調(diào)整精度優(yōu)于±0.1mm。運動精度滿足太陽翼對接中星體位置和姿態(tài)精度的調(diào)整要求。

2.1.3 并聯(lián)機器人調(diào)姿工作模式

并聯(lián)機器人在調(diào)姿工作過程中，主要工作模式有以下幾種：

（1）動坐標系相對靜坐標系進行姿態(tài)調(diào)整；

（2）動坐標系相對于動坐標系（初始調(diào)平時的動坐標系）進行調(diào)姿；

（3）動坐標系相對于水平坐標系進行調(diào)姿（提前建立水平坐標系）；

（4）以水平坐標系或者靜坐標系為基準，指定星體上某兩點，以兩點確定的軸為旋轉(zhuǎn)軸進行轉(zhuǎn)動姿態(tài)調(diào)整。

2.1.4 并聯(lián)機器人的優(yōu)勢

并聯(lián)機構相比與串聯(lián)機構具有以下優(yōu)點：

（1）采用并聯(lián)、閉鏈桿系結(jié)構，在準靜態(tài)情況下傳動構件理論上僅受拉、壓載荷的二力桿，故單位質(zhì)量的支鏈結(jié)構具有很高的承載能力，系統(tǒng)剛度重量比大；

（2）結(jié)構相對簡單，容易實現(xiàn)六自由度運動，控制靈活；

（3）運動部件慣性的大幅度降低有效地改善了伺服控制器的動態(tài)品質(zhì)，機構響應速度快；

（4）各關節(jié)誤差部分能夠相互抵消，機械本體的精度較高。

2.2 激光跟蹤儀

對接系統(tǒng)集成API TRACKER III激光跟蹤儀（圖4），具有自動跟蹤鎖定靶球的功能，可以提供準確的動態(tài)和靜態(tài)坐標及角度測量，是尺寸測量、安裝、定位、校正、逆向工程等方面功能強大的計算工具。主要技術指標為：

（1）靜態(tài)精度5ppm，動態(tài)精度10ppm，坐標重復性2.5ppm；

（2）測量半徑優(yōu)于30m；

（3）水平測量角度范圍：±320°；

（4）垂直測量角度范圍：-80°～+60°；

（5）角分辨率：0.05''；

（6）長度分辨率：0.1μm。

2.3 數(shù)字化對接系統(tǒng)軟件

數(shù)字化對接系統(tǒng)集成并聯(lián)機器人控制系統(tǒng)和激光跟蹤儀的數(shù)據(jù)采集及處理功能，把太陽翼對接工藝納入軟件流程（圖5），系統(tǒng)實現(xiàn)太陽翼數(shù)字化自動對接。

2.4 坐標系定義

太陽翼數(shù)字化對接系統(tǒng)共5個坐標系，每個坐標系定義見表2。

圖4 API激光跟蹤儀測量系統(tǒng)Fig.4 API laser tracker

圖5 軟件流程Fig.5 Software process

表2 太陽翼數(shù)字化對接系統(tǒng)坐標系

3 太陽翼數(shù)字化對接技術

基于并聯(lián)機器人的姿態(tài)精密調(diào)整技術和激光跟蹤儀的精密測量技術，采用激光跟蹤儀建立測量場、并聯(lián)機器人調(diào)節(jié)星體位姿，激光跟蹤儀的測試數(shù)據(jù)經(jīng)過解算直接驅(qū)動并聯(lián)機器人調(diào)整星體至目標姿態(tài)，實現(xiàn)星體與太陽翼數(shù)字化精密對接。

3.1 基于激光跟蹤儀的太陽翼數(shù)字化對接方法

基于并聯(lián)機器人和激光跟蹤儀的太陽翼數(shù)字化對接方法見圖6所示。

（1）激光跟蹤儀建立測量場{O1-X1Y1Z1}，在模擬墻精調(diào)以后，使用激光跟蹤儀測量壓緊座基座中心孔A的坐標，求出壓緊座基座中心孔組成的坐標系{O2-X2Y2Z2}的位姿。

（2）使用激光跟蹤儀標定測量場的中的地標點，建立測量場坐標系{O1-X1Y1Z1}與地標坐標系{O0-X0Y0Z0}之間的關系。

（3）再將星體推入到指定工位后，使用激光跟蹤儀建立測量場{O1'-X1'Y1'Z1'}，標定測量場中的地標點，建立測量場坐標系{O1'-X1'Y1'Z1'}與地標坐標系{O0-X0Y0Z0}之間的關系。這樣可以建立兩次測量坐標系之間的相對位姿關系。

（4）使用激光跟蹤儀測量動平臺上的靶標點和星體上對應的壓緊座基座中心孔的坐標，得到壓緊座基座中心孔坐標系{O2-X2Y2Z2}與動平臺坐標系{O3-X3Y3Z3}的相對位姿關系。

（5）計算動平臺的初始位姿和目標位姿，并聯(lián)機器人軟件系統(tǒng)根據(jù)軌跡規(guī)劃算法進行軌跡規(guī)劃，從而控制并聯(lián)機器人運動，實現(xiàn)星體位姿的變化，最后完成星體與太陽翼的對接。

3.2 數(shù)字化對接過程關鍵位姿關系獲取

3.2.1 模擬墻上壓緊座基座中心孔坐標系與動平臺坐標系的位姿關系

（1）指定壓緊點的相對位姿關系。

模擬墻精調(diào)好后，激光跟蹤儀建立測量坐標系{O1-X1Y1Z1}，先使用激光跟蹤儀測量模擬墻上壓緊點坐標，得到壓緊點之間的相對位姿關系。測量指定壓緊點A、B、C，得到壓緊點在測量場下的坐標值 A（x1，y1，z1），B（x2，y3，z3），C（x3，y3，z3），這樣可以計算得到三個壓緊點之間的位置關系 L1、L2、L3。

在星體調(diào)姿過程中，壓緊點的相對位置關系不會改變，即 L1、L2、L3不會變。

（2）構建壓緊點坐標系{O2-X2Y2Z2}。

根據(jù)不共線的3個點可以組成一個平面原理，選取3個不共線的壓緊點（A，B，C）組成一個平面，如圖7所示，平面ABC，選取點A為坐標原點，取其中一條線段AB為X軸，過點A垂直于平面ABC為Z軸，根據(jù)右手螺旋法則得到Y(jié)軸，（如果選取壓緊點組成直角三角形，可以直接以直角邊作為坐標系的X軸和Y軸），根據(jù)3個點之間的距離可以得到3個點在構建壓緊點坐標系 下的坐標值。

由三角形公式（4）

可以得到

從而可以得到壓緊點A、B、C在{O2-X2Y2Z2}坐標系下的坐標值，分別是：A（0，0，0），B（L1，0，0），C（L2cosα，L2sinα，0）。

圖7 構建壓緊點坐標系Fig.7 Member pinch point coordinate system

（3）模擬墻上壓緊座基座孔坐標系{O2-X2Y2Z2}在測量坐標系{O1-X1Y1Z1}下的位姿T1。

在完成模擬墻精調(diào)后，可以得到模擬墻上指定壓緊座基座孔坐標系{O2-X2Y2Z2}在測量坐標系下{O1-X1Y1Z1}的坐標，通過建立壓緊點坐標系得到壓緊點在壓緊點坐標系下的坐標，通過位姿擬合算法得到壓緊點坐標系在測量坐標系下的坐標。

3.2.2 激光跟蹤儀兩次測量場的位姿關系

由于太陽翼對接裝配空間的限制，在撤離模擬墻和移動星體時需要移動激光跟蹤儀的位置，這樣需要建立兩次測量坐標系之間的關系，采用在裝配空間貼地標點的方法來建立兩次測量坐標系之間的關系。

移動激光跟蹤儀之前，標定地標點，得到地標坐標系{O0-X0Y0Z0}與此時測量坐標系{O1-X1Y1Z1}之間的關系。

衛(wèi)星星體入位后，放置好激光跟蹤儀，標定地標點，得到大地坐標系{O0-X0Y0Z0}與此時測量坐標系{O1'-X1'Y1'Z1'}之間的關系T4，如圖7所示。

根據(jù)激光跟蹤儀在不同位置與地標坐標系之間的位姿關系，可以得到兩次激光跟蹤儀測量坐標系之間的位姿關系T4。

3.2.3 壓緊座基座中心孔坐標系與動平臺坐標系的位姿關系

并聯(lián)機器人調(diào)姿前提是對動平臺調(diào)姿，需將待裝件的位姿變化轉(zhuǎn)換為動平臺的位姿變化；星體與太陽翼對接需將壓緊點坐標系在測量坐標系下的調(diào)姿規(guī)劃轉(zhuǎn)化為相應的動平臺坐標系在測量坐標系下的調(diào)姿規(guī)劃。

（1）星體壓緊座中心孔坐標系{O2-X2Y2Z2}在測量坐標系{O1'-X1'Y1'Z1'}的位姿T2。

移走模擬墻后，衛(wèi)星移動入太陽翼展開架對接工位，采用激光跟蹤儀測量此時衛(wèi)星上壓緊座基座中心孔A、B、C的坐標，根據(jù)位姿求解算法得到此時星體上壓緊座基座中心孔坐標系在測量坐標系下的位姿T2；

（2）動平臺坐標系{O3-X3Y3Z3}在測量坐標系{O1'-X1'Y1'Z1'}的位姿T3。

衛(wèi)星移入太陽翼展開架對接工位后，采用激光跟蹤儀測量動平臺上3個已知理論值的點A3、B3、C3，同樣根據(jù)位姿求解算法得到動平臺坐標系{O3-X3Y3Z3}在測量坐標系{O1-X1Y1Z1}下的位姿T3；

（3）壓緊點坐標系{O2-X2Y2Z2}與動平臺坐標系{O3-X3Y3Z3}之間位姿關系T0。

根據(jù)相對位姿關系T2和T3可以得到壓緊點坐標系相對于動平臺坐標系的位姿T0=T2/T3；星體與并聯(lián)機器人固接后以后，在調(diào)姿過程中，壓緊點坐標系與動平臺坐標系之間的關系不會改變，永遠是T0。

3.2.4 并聯(lián)機器人的初始位姿和目標位姿

（1）目標位姿。

模擬墻精調(diào)好后，使用激光跟蹤儀測量壓緊點坐標值，通過位姿擬合和轉(zhuǎn)化算法得到動平臺的位姿，即并聯(lián)機器人的目標位姿，為T1*T0。由于兩次測量坐標系不一樣，需要將模擬墻精調(diào)好后的位姿轉(zhuǎn)化為{O1'-X1'Y1'Z1'}測量坐標系系下的位姿 T1*T0*T4。

（2）初始位姿。

并聯(lián)機器人的初始位姿為星體移入工位后，開始調(diào)姿前，使用激光跟蹤儀測量壓緊點坐標值，通過位姿擬合和轉(zhuǎn)化得到動平臺的位姿，即并聯(lián)機器人初始位姿T3。

3.3 基于激光跟蹤儀的太陽翼卸裝方法

在太陽翼與星體對接空間布置地標點，在完成星體與太陽翼的連接后，使用激光跟蹤儀標定地標點坐標系與并聯(lián)機器人坐標系（或者星體坐標系）的相對位姿關系T1。

將需要卸裝的衛(wèi)星和并聯(lián)機器人推入到指定區(qū)域，才用激光跟蹤儀測量地標點和并聯(lián)機器人坐標系（或者星體坐標系）的相對位姿關系T2，T1作為并聯(lián)機器人的目標位姿，T2作為并聯(lián)機器人的初始位姿，進行調(diào)姿規(guī)劃，實現(xiàn)星體到指定位姿，最后完成太陽翼與星體的卸裝。

4 太陽翼數(shù)字化對接技術應用效果

對比傳統(tǒng)太陽翼對接工藝方法，太陽翼數(shù)字化對接方法使太陽翼在測量項目、調(diào)姿過程、調(diào)節(jié)精度、操作人員、操作時間等方面有明顯優(yōu)化，如表3所示，為實現(xiàn)航天器總裝其它大部件產(chǎn)品自動數(shù)字化對接打下良好的基礎。

表3 太陽翼數(shù)字化對接技術優(yōu)點

5 結(jié)束語

航天器總裝過程中基于并聯(lián)機器人的太陽翼數(shù)字化對接技術，解決了太陽翼對接難題，對接精度高、自動化程度高、可靠性高，通用性強，其中并聯(lián)調(diào)姿技術、數(shù)字化裝配測量技術反映了航天器總裝工藝裝備研制技術的發(fā)展水平，為后續(xù)航天器智能化總裝奠定技術基礎。

[1] 楊翊.衛(wèi)星太陽池展開機構可靠性分析研究[D].沈陽：東北大學，2011(6).

[2] 熊濤.衛(wèi)星自動對接技術.航空制造技術, 2011(22):36-39.

[3] 薛曉寧.航天器裝配過程中的精密測量方法研究. 2011年小衛(wèi)星技術交流會論文集, 2011.

[4] 何森,王志斌,張旭峰,等.航天器對接相對位置姿態(tài)自主測量方法研究 .光學技術，2009，35(6)：931-938.

[5] 張世杰,曹喜濱,陳雪芹.航天器相對位姿參數(shù)光學測量解析算法.航空學報,2005,26(2)：214-218.

[6] 楊建中.Stewart并聯(lián)機器人在航天器上的應用.全國第十二屆空間及運動體控制技術學術會議論文集, 2006.

[7] 姚駿,吳遠波,吳躍鶯.偏置式太陽翼的裝配與展開試驗.航天制造技術, 2010(4)：33-37.

[8] 郭濤.基于Stewart平臺的太陽翼對接工藝方法研究.航天器裝配論壇，北京, 2013.