趙本華 張 斌 呂 東 王 青 王 磊 張 躍 王 燕

空間高精度天線多軸機構(gòu)精密裝配與試驗技術(shù)

趙本華 張 斌 呂 東 王 青 王 磊 張 躍 王 燕

（北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094）

空間高精度天線機構(gòu)通過三級驅(qū)動機構(gòu)串聯(lián)實現(xiàn)精確控制。針對多個驅(qū)動機構(gòu)裝配集成精度高、連接環(huán)節(jié)多、微重力卸載率大等難點，通過對天線機構(gòu)裝配精度誤差分解方法，耦合控制調(diào)節(jié)多個驅(qū)動機構(gòu)連接參數(shù)，采用數(shù)字化裝調(diào)方法控制驅(qū)動機構(gòu)安裝精度，實現(xiàn)驅(qū)動機構(gòu)空間軸線位置精度優(yōu)于0.01°。采用低阻力、高跟隨的吊掛式卸載方法，設(shè)計兩級串聯(lián)式、二級雙自由度微重力模擬系統(tǒng)對天線機構(gòu)空間環(huán)境模擬，高卸載率達到96.1%以上，實現(xiàn)天線機構(gòu)展開過程中軸線波動誤差控制在0.018°以內(nèi)。通過單級驅(qū)動機構(gòu)安裝精確控制、空間多軸線精密裝調(diào)、高精度模擬卸載技術(shù)方法，實現(xiàn)天線機構(gòu)三軸裝配調(diào)試后指向精度優(yōu)于0.042°，滿足空間高精度通信與導(dǎo)航定位的指標要求。

空間天線；驅(qū)動機構(gòu)；精密裝配與控制；微重力展開試驗

1 引言

空間衛(wèi)星天線機構(gòu)在國外八十年代得到較為快速發(fā)展，西方發(fā)達國家的多個公司和科研單位開展了各種型號的衛(wèi)星天線機構(gòu)研究，包括由美國多個公司如TRW、Honey-well及Matra Marconi相繼研究多個類型衛(wèi)星天線機構(gòu)[1～3]，國內(nèi)相關(guān)科研院所也在八十年代中后期開始衛(wèi)星機構(gòu)的研制工作，哈爾濱工業(yè)大學(xué)對含間隙的衛(wèi)星天線雙軸機構(gòu)動態(tài)特性開展了研究，獲得間隙、冗余約束等多個因素對天線機構(gòu)的指向精度、動態(tài)特性的影響[4]?？臻g多軸高精度天線是一種應(yīng)用于航天導(dǎo)航、通信設(shè)備的關(guān)鍵載荷，可以應(yīng)用于空間多種衛(wèi)星信號傳輸與通聯(lián)，綜合指向精度要求優(yōu)于0.045°以內(nèi)、運行壽命12年以上，較以往天線機構(gòu)提出了更高的要求。

航天器裝配試驗環(huán)節(jié)是加工制造過程中的最后一步，對產(chǎn)品性能起著總結(jié)與決定性的作用，作用影響顯著[5]?？臻g多軸機構(gòu)是實現(xiàn)天線精確控制的功能部件，精密裝配與測試工藝技術(shù)水平直接決定了天線多軸機構(gòu)的指向精度[6]?？臻g天線機構(gòu)由于包括多個驅(qū)動機構(gòu)的裝配與連接，需要在多軸串聯(lián)裝配后達到精度可控、高可靠、長壽命運行性能目標，對于天線裝配、測試技術(shù)提出較高的要求和挑戰(zhàn)。

2 天線機構(gòu)精度控制與難點分析

2.1 裝配精度與機理分析

空間高精度天線機構(gòu)是由軸、軸、軸以及目標軸組成，具體天線結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。

圖1 天線機構(gòu)外形結(jié)構(gòu)示意

空間驅(qū)動機構(gòu)主要由高精度驅(qū)動源、減速器、位移傳感器等部件組成，空間在軌運行時高低溫、微重力等環(huán)境造成精度偏差要求機構(gòu)裝調(diào)精度高。天線機構(gòu)由3軸系組成，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，采用手動方法裝配實施過程存在誤差控制難度大，因此需對裝配工藝技術(shù)開展分析研究，獲得精度精確控制方法，并通過空間展開試驗驗證天線指向精度是否滿足衛(wèi)星性能需求。

天線機構(gòu)裝配精度最終指標主要是指天線軸D的指向精度。軸的指向精度需要在裝配環(huán)節(jié)中重點保證軸、、安裝與運行精度，為了保證軸系的裝配精度，采用容差匹配方法精密裝配天線機構(gòu)，運動原理如圖2所示。

圖2 天線機構(gòu)運動簡圖

天線機構(gòu)指向精度由、、三軸的角度誤差之和，如下式所示。

（1）

式中，軸裝配誤差為；軸裝配誤差為；軸裝配誤差為；軸傳動誤差為；軸傳動誤差為；軸傳動誤差為。

天線機構(gòu)指向誤差，為天線機構(gòu)綜合矢量方向。由此得知裝配精度對天線指向精度影響較大，需要重點開展裝配控制。

2.2 裝配技術(shù)難點分析

2.2.1 驅(qū)動組件與結(jié)構(gòu)部裝精度調(diào)整與控制難點分析

空間軸系位姿檢測與調(diào)整分析：軸系輸出精度主要由驅(qū)動機構(gòu)傳動精度、安裝精度組成，驅(qū)動組件、固定支架、連桿組件等組成單個驅(qū)動模塊，難點在于輸出軸系為空間運動軸系，需要對空間動態(tài)軸系進行精確采集并標定。

裝配接口模擬設(shè)計與分析：由于整星需要高精度控制天線姿態(tài)位置，對天線運行精度要求高。基于天線在衛(wèi)星上的裝配固定姿態(tài)，需要在地面精確模擬整星固定姿態(tài)位置，達到天線在整星上精度符合衛(wèi)星指標需求。

2.2.2 多驅(qū)動機構(gòu)串聯(lián)裝配精度控制難點分析

天線分為固定模塊、轉(zhuǎn)動模塊，轉(zhuǎn)動模塊由軸、軸、軸等組成，轉(zhuǎn)動模塊組成為空間異形結(jié)構(gòu)，質(zhì)心不居中，在裝配時容易受重力作用產(chǎn)生偏載，對齊難度大。軸與連桿組件空間長度大于1500mm以上，采用兩端法蘭連接，基于連桿組件大尺寸、低剛度、高精度的特征，軸、、受重力載荷直接作用至連桿組件上則會發(fā)生偏斜，因此需要對連桿組件另一側(cè)的軸、、進行重力卸載，通過模擬空間微重力工況后再進行軸與連桿組件之間的裝配調(diào)試與精度測量，降低地面重力、裝配應(yīng)力等參數(shù)引入到天線機構(gòu)系統(tǒng)中的誤差。

2.2.3 高精度微重力模擬卸載難點分析

通過分析天線機構(gòu)存在組件多、精度高、構(gòu)型復(fù)雜等特點，可以采用微重力模擬卸載的方式有下端氣浮支撐法、上端懸吊法等[7]。該結(jié)構(gòu)為空間復(fù)雜三軸構(gòu)型，運動幅度大，機構(gòu)為剛性連接，要求卸載率高，需防止機構(gòu)受重力偏載損壞。重點分析其在天線機構(gòu)中可以應(yīng)用的幾種微重力模擬卸載方法，如表1所示。

表1 天線機構(gòu)微重力模擬卸載方法對比分析

3 裝配與試驗技術(shù)方法

3.1 驅(qū)動組件與結(jié)構(gòu)部裝精度控制

3.1.1 軸系安裝精度控制技術(shù)

一是軸線的精確標定與測試。通過設(shè)計高精度衛(wèi)星模擬安裝平臺，采用設(shè)計裝配工藝基準并通過動態(tài)標定方法對軸系進行空間動態(tài)軸線標定，并通過高精度光學(xué)元件對空間軸線進行記錄，最后實現(xiàn)軸線的裝配與測量。

二是衛(wèi)星安裝接口工藝模擬設(shè)計與精度控制。由于整體方案是天線機構(gòu)在地面進行集成裝配測試與試驗后再裝星，工藝過程復(fù)雜。因此設(shè)計了高精度衛(wèi)星模擬裝置，同時工藝上對位置精度、孔位尺寸精度關(guān)鍵環(huán)節(jié)都進行了等級提高處理，精度優(yōu)于0.01mm，避免在同樣設(shè)計接口精度時由于區(qū)間容差導(dǎo)致安裝干涉風(fēng)險，確保天線機構(gòu)裝配至整星上裝配精度與效率。

3.1.2 接口模擬裝置設(shè)計與分析

圖3 在模擬衛(wèi)星裝配界面上天線安裝示意

根據(jù)天線在地面受到重力等載荷施加影響，通過分析在軸系方向與豎直方向不同時存在重力載荷對軸系偏載力矩的作用，導(dǎo)致軸系運轉(zhuǎn)時徑向載荷加大，引入了地面額外載荷誤差。因此將模擬衛(wèi)星裝配界面的角度與軸支撐角度形成90°，通過天線展開軸系的方向與豎直方向一致，天線與模擬衛(wèi)星裝配界面連接如圖3所示，天線安裝角度精度控制在0.008°以內(nèi)。

3.2 多驅(qū)動機構(gòu)串聯(lián)裝配精度控制

基于由軸、軸、軸組成轉(zhuǎn)動模塊質(zhì)心分布不規(guī)則、安裝狀態(tài)不確定，為了克服空間異形轉(zhuǎn)動模塊安裝精度控制難題，創(chuàng)新設(shè)計了微重力平衡卸載方法，如圖4所示，通過施加平衡載荷將轉(zhuǎn)動模塊調(diào)節(jié)成水平狀態(tài)，水平度控制在0.01°以內(nèi)，最后再進行與軸對接安裝，實現(xiàn)水平穩(wěn)定安裝、連接精度可控。

圖4 動態(tài)模塊微重力對接與裝配

通過空間結(jié)構(gòu)尺寸、裝配場地條件、精測設(shè)備布置等綜合工藝技術(shù)分析，提出了多點、分布式精密檢測方案。通過動態(tài)標定方法獲得軸系空間位置，獲得軸系裝配調(diào)節(jié)參數(shù)，確保軸、軸平行度優(yōu)于0.015°。

4 試驗驗證與分析

4.1 微重力展開試驗裝置設(shè)計與分析

基于天線機構(gòu)多自由度在軌展開試驗需求，開展天線機構(gòu)模擬在軌展開與指向運動微重力試驗研究。

天線機構(gòu)展開過程為平面三維運動軌跡，運動過程需要低摩擦、高跟隨地進行卸載，重力矩平衡原理如下：

=1?1=2?2（2）

式中：——力矩，N?m；1——天線機構(gòu)動態(tài)模塊質(zhì)量，kg；2——平衡載荷質(zhì)量，kg；——重力加速度，m2/s；1——動態(tài)模塊質(zhì)心與卸載吊點距離，m；2——平衡載荷質(zhì)心與卸載吊點距離，m。

根據(jù)天線機構(gòu)指向功能部分兩軸驅(qū)動同時運動在水平、豎直方向上形成三維運動軌跡，運動較平面展開運動更為復(fù)雜，為典型的三維運動機構(gòu)?；谠摲N微重力模擬卸載需求，采用可伸展、自適應(yīng)、二級串聯(lián)、吊掛式結(jié)構(gòu)進行三維運動模擬卸載，該種結(jié)構(gòu)可以適應(yīng)兩軸驅(qū)動機構(gòu)部分的質(zhì)心在、、的3個方向上同時變化時的卸載模擬需求，如圖5所示。最后實現(xiàn)對軸、軸進行微重力卸載模擬，達到對天線機構(gòu)的微重力精確模擬，重力卸載率達到96.1%以上。

圖5 天線機構(gòu)三維展開微重力模擬卸載

4.2 天線展開試驗精度測試與分析處理

天線機構(gòu)裝配后需經(jīng)展開試驗，驗證裝配工藝可行性和指向精度的可達性。為了觀察天線運動過程的變化，設(shè)置了高精度水平檢測系統(tǒng)，對天線機構(gòu)展開試驗過程中的上下波動參數(shù)進行統(tǒng)計記錄，以獲得機構(gòu)的展開運動規(guī)律。

通過控制天線機構(gòu)重力卸載平衡狀態(tài)，實現(xiàn)天線機構(gòu)展開過程中與豎直方向垂直精度優(yōu)于0.018°，滿足小波動高精度展開試驗?zāi)康模炀€機構(gòu)在運動過程中上下波動曲線如圖6所示。

圖6 天線機構(gòu)運動精度圖

采用4臺高精度光學(xué)測試設(shè)備檢測天線機構(gòu)指向精度，通過裝調(diào)優(yōu)化后指向精度優(yōu)于0.042°，實現(xiàn)天線機構(gòu)的高精度定位指向的裝配目標。

天線展開與收攏過程中在展開角度80°水平波動誤差最大相差0.011°，主要原因為驅(qū)動機構(gòu)軸系在正反轉(zhuǎn)運動時存在一定的回差，以及微重力卸載吊掛系統(tǒng)累計誤差導(dǎo)致。

5 結(jié)束語

通過對高精度天線機構(gòu)裝配與試驗方法研究，提出工藝技術(shù)方法，完成試驗驗證，實現(xiàn)天線機構(gòu)高精度指向功能，主要結(jié)論：

a. 通過對天線機構(gòu)精度影響因素分析，制定了多軸先分步后聯(lián)調(diào)的裝配工藝方案，解決了天線復(fù)雜裝配難題。

b. 設(shè)計軸系標定和裝配模擬平臺，實現(xiàn)單軸機構(gòu)豎直精度優(yōu)于0.01°，降低重力對天線機構(gòu)轉(zhuǎn)軸偏載作用，保證天線機構(gòu)調(diào)試精度，整機展開軸線豎直精度優(yōu)于0.018°。

c. 通過裝配與試驗工藝過程仿真分析，設(shè)計了水平在線檢測與控制工藝方案，實現(xiàn)對空間軸線的精確記錄和實時采集，檢測精度優(yōu)于0.002°，有效指導(dǎo)和評估天線機構(gòu)展開運動特性。

d. 對天線機構(gòu)的微重力模擬方法開展了研究，設(shè)計低阻力、高跟隨、兩級復(fù)合吊掛式微重力模擬卸載方法，實現(xiàn)微重力高卸載率達到96.1%以上，天線機構(gòu)多次重復(fù)順利展開，指向精度優(yōu)于0.042°，保證天線機構(gòu)高精度高可靠運行。

1 Gawronski W, Baner F, Quintero O. Azimuth-track level compensation to reduce blind-pointing errors of the deep space network antennas[J]. IEEE Antenna and Propagation Magazine. 2000, 42(2): 28～38

2 Stephen R J. Topex high-dain antenna system deployment actuator mechanism[C]. The 25th Aerospace Mechanisms Symposium, Washington, 1991:205～206

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Precise Assembly and Test Technology of Space High-precision Antenna Multi-axis Mechanism

Zhao Benhua Zhang Bin Lv Dong Wang Qing Wang Lei Zhang Yue Wang Yan

(Beijing Spacecrafts, Beijing 100094)

The space high-precision antenna mechanism is accurately controlled through the series connection of three-level driving mechanisms. Aiming at the difficulties of high-precision assembly and accuracy integration of multiple drive mechanisms, many connection links, and high microgravity unloading rate, the coupling control adjusts the connection parameters of multiple drive mechanisms by decomposing the assembly accuracy error of the antenna mechanism, and adopts the digital assembly and adjustment method to control the driving mechanism. The installation position accuracy of the spatial axis of the drive mechanism is better than 0.01°. Through the hanging unloading method with low resistance and high follow-up, a two-stage series and two-degree-of-freedom microgravity simulation system is designed to simulate the space environment of the antenna mechanism. The high unloading rate is over 96.1%. The axis fluctuation error is controlled within 0.018°. Through the technical methods of single-stage drive mechanism installation precise control, space multi-axis precise adjustment and high-precision simulation unloading, the pointing accuracy of the antenna mechanism after three-axis assembly and debugging is better than 0.042°, which meets the index requirements of space high-precision communication and navigation positioning.

space antenna；driving mechanism；accurate assembly and control；microgravity deployment test

THl64

A

“十三五”國家重點研發(fā)計劃課題（2019YFB1309604）。

趙本華（1985），高級工程師，機械電子工程專業(yè)；研究方向：空間機構(gòu)制造技術(shù)。

2022-09-21