李海月 漆嘉林 程 澤 譚 旭 曾 婷 趙丹妮 賴小明 于龍岐

一種用于太陽翼模擬墻姿態(tài)的自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)

李海月 漆嘉林 程 澤 譚 旭 曾 婷 趙丹妮 賴小明 于龍岐

（北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094）

為改善太陽翼在裝配過程中調(diào)試精度低、產(chǎn)品性能指標檢測手段落后、姿態(tài)無法監(jiān)測和產(chǎn)品質(zhì)量一致性差等問題，提出一種基于PSD傳感器和傾角傳感器檢測的太陽翼模擬墻姿態(tài)自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)（自動調(diào)姿系統(tǒng)）。該系統(tǒng)通過PSD傳感器檢測模擬墻位置和偏航角，雙軸傾角傳感器檢測模擬墻俯仰角和滾動角，利用移動平臺和電動升降機構對模擬墻進行自動調(diào)節(jié)，最終實現(xiàn)模擬墻精度的高效調(diào)節(jié)通過試驗驗證，表明該系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)模擬墻姿態(tài)精度優(yōu)于0.02°，整個調(diào)節(jié)過程小于0.5h，極大地縮短了調(diào)節(jié)時間，有效提高了裝調(diào)效率。

太陽翼模擬墻；姿態(tài)；自動調(diào)節(jié)；傳感器；裝調(diào)效率

1 引言

為提高太陽翼在軌飛行時的展開可靠性，在地面部裝階段多次進行微重力展開試驗，是太陽翼部裝工作的關鍵?，F(xiàn)階段，航天器研制出現(xiàn)了大量編隊式、星座式設計，太陽翼的生產(chǎn)任務猛烈增長，因此改進現(xiàn)有的生產(chǎn)模式，提高太陽翼裝調(diào)效率，保證產(chǎn)品質(zhì)量，成為亟需解決的問題。在太陽翼地面裝配試驗中，模擬墻用于模擬航天器本體與太陽翼的機械接口，為確保太陽翼裝配時的微重力環(huán)境，以及太陽翼與模擬墻多次對接與分離的重復性與安全性，微重力展開系統(tǒng)對模擬墻與太陽翼的接口精度有明確要求[1]。

目前，針對太陽翼模擬墻接口位姿精度調(diào)整的改進設計逐步開展，位姿調(diào)整平臺逐步可實現(xiàn)調(diào)姿過程的去人工化[2]，但其自動化水平、可監(jiān)測能力依舊沒有得到改善。研究了模擬墻姿調(diào)過程自動化水平低、檢測手段落后、無姿態(tài)監(jiān)測能力的問題，設計了一種基于PSD傳感器和傾角傳感器檢測的模擬墻姿態(tài)自動調(diào)整系統(tǒng)（自動調(diào)姿系統(tǒng)），通過試驗驗證表明，該系統(tǒng)能夠有效改善模擬墻裝調(diào)效率、提高檢測和監(jiān)測能力，提升產(chǎn)品可靠性和質(zhì)量，進一步滿足太陽翼批量化生產(chǎn)需求。

2 太陽翼模擬墻姿態(tài)自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)

2.1 太陽翼模擬墻姿態(tài)自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)簡介

太陽翼部裝前，需根據(jù)微重力系統(tǒng)中展開工裝（簡稱展開架）的位置，見圖1。建立基準點和坐標系，然后調(diào)整太陽翼模擬墻相對坐標系的三個姿態(tài)角（俯仰角、滾動角、偏航角）優(yōu)于0.02°，調(diào)節(jié)時間由傳統(tǒng)的4h縮短至0.5h。

圖1 模擬墻與展開架相對位置關系

太陽翼模擬墻姿態(tài)自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)由全向移動系統(tǒng)和支撐系統(tǒng)組成，支撐系統(tǒng)則由支架本體、翻轉單元、電動升降機、PSD傳感器系統(tǒng)、雙軸傾角傳感器等幾個主要部分組成，具體見圖2。

圖2 太陽翼模擬墻姿態(tài)自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)

模擬墻姿態(tài)自動調(diào)節(jié)流程見圖3。使用前完成對系統(tǒng)的整體標定，再次使用時，根據(jù)標定值對系統(tǒng)重位。支撐系統(tǒng)翻轉單元將模擬墻翻轉至豎直狀態(tài)，定位精度小于0.1°，全向移動系統(tǒng)利用視覺導航移動支撐系統(tǒng)至展開架下，并精調(diào)模擬墻位置，至PSD傳感器系統(tǒng)定位精度±0.3mm內(nèi)，此時模擬墻偏航角定位精度小于0.02°；電動升降機下落，全向移動系統(tǒng)駛離，電動升降機啟動自動調(diào)平，至雙軸傾角傳感器檢測到的俯仰和滾動角精度小于0.02°。

圖3 太陽翼模擬墻姿態(tài)自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)調(diào)試流程

該系統(tǒng)調(diào)節(jié)的關鍵有三點，a.模擬墻與支撐系統(tǒng)間能快速連接，并具有定位功能；b.電動升降機自動調(diào)平過程中，升降機落地后，可維持前序姿態(tài)的基本穩(wěn)定，不破壞支撐系統(tǒng)的已有姿態(tài)；c.PSD傳感器的測量范圍能夠覆蓋各調(diào)節(jié)環(huán)節(jié)的位置變動，PSD測量精度和車體調(diào)節(jié)精度能滿足偏航角0.02°的要求。

2.2 模擬墻快速連接與定位設計

測量模擬墻位置和偏航角的PSD傳感器系統(tǒng)安裝在支撐系統(tǒng)上，因此模擬墻在安裝時，需設計與支撐系統(tǒng)間的定位，以保證重復安裝精度。為此，在模擬墻被動端的支撐座加工錐形定位槽，模擬墻支承軸設計錐形凸起，采用間隙配合，間隙量0.5mm。支承座錐形槽位置采用黃銅材料，能有效降低摩擦力，其結構組成情況見圖4。

圖4 模擬墻定位結構示意

a 聯(lián)軸器結構示意圖

b 模擬墻快速連接組成

圖5 快速連接結構示意

主動端的模擬墻支承軸與電機驅(qū)動系統(tǒng)通過聯(lián)軸器連接，圖5a所示的聯(lián)軸器為膜片式結構，同軸度適應性強，連接形式采用螺釘緊固式連接，能適應模擬墻在任意俯仰姿態(tài)下的安裝。根據(jù)圖5b所示的模擬墻快速連接的組成情況，可知在安裝或拆卸模擬墻時，電機驅(qū)動系統(tǒng)與聯(lián)軸器始終保持緊固連接，只需拆卸聯(lián)軸器與模擬墻支撐軸緊固處螺釘，搖動絲杠末端手輪，即可實現(xiàn)拆裝操作。水平移動組件用絲杠為T形絲杠，移動過程中可自鎖，安全可靠。

2.3 電動升降機自動調(diào)平

太陽翼模擬墻姿態(tài)自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)本質(zhì)是一種重復定位系統(tǒng)，其對各環(huán)節(jié)的重復精度依賴性很高，因此在支撐系統(tǒng)的4點調(diào)平前后，需要維持調(diào)平前姿態(tài)和位置的穩(wěn)定性。

為解決以上問題，采用升降機構控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)升降機的高度，實現(xiàn)車體的調(diào)平，同時在電動升降機上設計有壓力傳感器，以保證車體四個升降機不“虛腿”。升降機上安裝有壓力傳感器和位移傳感器，通過采集4個電動升降機上的位移傳感器檢測高度，采集壓力傳感器保證電動升降機著地；安裝在模擬墻頂部的雙軸傾角傳感器具有兩個基準面，一個是安裝底面，另一個是與接電插頭相鄰的左側面，通過自身基準面測量載體模擬墻頂部平面的傾斜角度，通過初期標定，將模擬墻頂部平面角度轉換為模擬墻的俯仰角和滾動角，然后向電動升降機傳輸升降信號，實現(xiàn)對俯仰角和滾動角的調(diào)節(jié)。電動升降機自動調(diào)平控制流程圖如圖6所示。

圖6 電動升降機自動調(diào)平控制流程

2.4 自定位系統(tǒng)

自定位系統(tǒng)包含二維PSD傳感器、激光發(fā)射器、支撐平臺、全向移動平臺及微控制器幾個部分。其中二維PSD傳感器安裝在支撐平臺兩端，2個激光發(fā)射器提供定位坐標，在獲取激光發(fā)射器在二維PSD傳感器的二維坐標后有全向移動平臺整定位置。

圖7 PSD原理圖

二維PSD傳感器是基于橫向光電效應的位置敏感探測器，圖7中的激光入射后，在傳感器面板表面生成電流并分成4路電流，根據(jù)光點距各電極距離轉換輸出電流，其分辨率很高，可在納秒級的時間內(nèi)實現(xiàn)納米級的分辨率，在工作區(qū)80%的范圍內(nèi)精度可達到0.05%。

微控制器通過AD采集模塊將二維PSD傳感器的輸出電流濾波后并轉換成對應的、坐標值，并根據(jù)兩個二維PSD傳感器生成的坐標（0,0），（1,1）與標定坐標（0,0），（2,2）采集增量PID閉環(huán)控制，并將控制結果發(fā)送給全向移動平臺移動位置。

有兩組坐標值可計算出：

=[0.5×(1-2)] （1）

=[0.5×(1-2)] （2）

=atan(/)×180/π （3）

其中：π——圓周率，此處定值為3.1415926；——支撐平臺當前位置與標定位置在向的位置偏差；——支撐平臺當前位置與標定位置在向的位置偏差；——支撐平臺當前位置與標定位置的旋轉角度偏差。

采用增量式PID進行閉環(huán)時：

=k×[·-(-1)]+k×·+k×[·-2×(-1)+(-2)] （4）

=k×[·-(-1)]+k×·+k×[·-2×(-1)+(-2)] （5）

=p×[·-(-1)]+k×·+k×[·-2×(-1)+(-2)] （6）

其中：kkk——增量式PID的比例項系數(shù)、積分項系數(shù)及微分項系數(shù)；、、——向、向及旋轉角度的閉環(huán)輸出速度；——向第次位置偏差；——向第次位置偏差；——旋轉角度第次角度偏差。

圖8 系統(tǒng)調(diào)節(jié)角度示意圖

電動升降機采用解耦式調(diào)平，PSD傳感器距離調(diào)節(jié)轉軸距離分別為3790mm（滾動）和780mm（俯仰）。圖8中PSD面板實際平面位置與升降機調(diào)節(jié)平面夾角分別1=12°和2=1.95°，俯仰和滾動角調(diào)節(jié)量分別小于0.2°和0.1°，因此PSD傳感器在和方向的變動量分別為：

δ=780×(cos12°-cos12.2°)=0.57mm （7）

δ=3790×(cos1.95°-cos2.05°)=0.231mm （8）

整體變動量為：

=[(δ)2+(δ)2]1/2=0.615mm （9）

PSD定位精度0.3mm，考慮最大變量，則PSD測量變化值為1.04mm，遠小于PSD面板的檢測范圍。

3 試驗驗證

模擬墻自動姿態(tài)系統(tǒng)調(diào)試完成后，首先利用經(jīng)緯儀對傳感器初始值完成試驗前標定，依據(jù)試驗流程進行試驗驗證，驗證結果表明該系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)模擬墻三個姿態(tài)角優(yōu)于0.02°，調(diào)試時間優(yōu)于0.5h的要求。

3.1 試驗前標定

利用經(jīng)緯儀建立基準點和基準坐標系，將模擬墻的俯仰角、滾動角、偏航角調(diào)整至優(yōu)于0.01°，按照模擬墻的位置和姿態(tài)對PSD傳感器和雙軸傾角傳感器標定初始值。

3.2 驗證流程

3.2.1 驗證前準備

a. 全向移動系統(tǒng)移動至展開架附近；

b. 支撐系統(tǒng)安裝至全向移動系統(tǒng)，并可靠連接；

c. 模擬墻安裝至支撐系統(tǒng)，并可靠連接。

3.2.2 驗證試驗流程

a. 試驗開始，啟動模擬墻翻轉電機的同時，開啟秒表計時，翻轉電機帶動模擬墻旋轉至豎直狀態(tài)，到位精度優(yōu)于0.1°；

b. 安裝模擬墻固定裝置，固定后的模擬墻姿態(tài)角依舊優(yōu)于0.1°；

c. 啟動全向移動系統(tǒng)，在激光導航系統(tǒng)和視覺導航系統(tǒng)雙重作用下，移動至展開架下，PSD傳感器接收位置信號；

d. 啟動偏航角調(diào)節(jié)程序，全向移動系統(tǒng)帶動支撐系統(tǒng)進行姿態(tài)調(diào)整，調(diào)整到位后系統(tǒng)自動停止，記錄傳感器輸出的偏航角角度；

e.啟動升降機構下降，此時壓力傳感器可接收壓力信號，至全部升降機構觸底停機為止；

f. 啟動升降機構繼續(xù)同步下降，此時壓力傳感器不可接收壓力信號，至支撐系統(tǒng)與全向移動系統(tǒng)分離間距約20mm；

g. 啟動4點調(diào)平程序，對模擬墻俯仰角和滾動角進行調(diào)整，調(diào)整到位后系統(tǒng)自動停止，計時結束，記錄傳感器輸出的俯仰角、滾動角以及計時時間；

h. 經(jīng)緯儀復測模擬墻姿態(tài)，并記錄姿態(tài)角；

i. 恢復試驗前狀態(tài)，按照步驟a～h重復試驗，重復試驗次數(shù)2次。

3.3 驗證結果

經(jīng)過對模擬墻自動調(diào)姿系統(tǒng)3次試驗，得到如表1所示的試驗結果。結合試驗數(shù)據(jù)可知，傳感器和經(jīng)緯儀測量結果均小于0.02°，二者誤差小于0.005°。調(diào)試時間約26min，小于0.5h。

表1 模擬墻自動調(diào)姿系統(tǒng)驗證結果

試驗結果表明該系統(tǒng)能夠保證模擬墻姿態(tài)調(diào)整精度，且自動控制能力強，產(chǎn)品性能可檢測和監(jiān)測，調(diào)試時間大幅度縮短，有效地提高了太陽翼的裝配質(zhì)量和裝配效率。

4 結束語

描述了太陽翼模擬墻姿態(tài)自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)的整體結構，指出了該系統(tǒng)實現(xiàn)指標而應重點關注的關鍵點。根據(jù)關鍵點，針對性設計系統(tǒng)，并通過運算分析和試驗分別驗證其理論可行性和實踐可行性，證明該系統(tǒng)可有效提高太陽翼產(chǎn)品的裝調(diào)質(zhì)量和裝調(diào)效率，極大提高了系統(tǒng)的自動化能力和檢查檢測能力，可應用于太陽翼批量化研制，適應航天產(chǎn)業(yè)快速發(fā)展的需要。

1 孫剛，劉廣通，郭濤，等. 航天器總裝過程中基于并聯(lián)調(diào)姿平臺的太陽翼數(shù)字化對接技術[J]. 航空制造技術，2015(21)：102～106

2 鄭樹杰，高立國，姜祿華，等. 一種用于太陽翼裝配的位姿調(diào)整平臺設計[J]. 航空制造技術，2015(S2)：39～42

3 姜文剛，尚婕，鄧志良，等. 大型平臺自動調(diào)平研究[J]. 電氣傳動，2005(12)：29～31，40

4 高慎斌. 衛(wèi)星制造技術（下）[M]. 北京：中國宇航出版社，2006

Design of Automatic Regulating System for Attitude Angle of Solar’s Simulation Wall

Li Haiyue Qi Jialin Cheng Ze Tan Xu Zeng Ting Zhao Danni Lai Xiaoming Yu Longqi

(Beijing Spacecrafts,Beijing 100094)

In the assembly process of solar wing, the precision adjustment of solar wing is low. The detection method of product performance index is backward. The attitude can’t be monitored, and the product quality consistency is poor. For solving above problems, an automatic attitude adjustment system of solar wing simulation wall based on PSD sensor and tilt sensor is developed. The position and yaw angle of simulation wall is detected by PSD sensor, and the pitch and rolling angle of simulation wall is detected by dual axis tilt sensor. Using mobile platform and electrical lift, the simulation wall can be adjusted automatically and efficiently. Experiment shows that simulation wall attitude accuracy is better than 0.02° and adjustment time is less than 0.25 hour, which saving the adjustment time and improve the assembly efficiency.

solar wing simulation wall；attitude angle；automatic adjustment；sensor；assemble efficiency

李海月（1988），碩士，航天工程專業(yè)；研究方向：大型航天器地面部裝和試驗裝備設計。

2019-07-15