陳 明,曾 磊,孫 康,高 升,梁常春 ,劉延芳

(1.空間智能機(jī)器人系統(tǒng)技術(shù)與應(yīng)用北京市重點(diǎn)實驗室,北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094;2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院,哈爾濱 150001)

1 引言

交會對接是中國空間站組裝建造的基礎(chǔ),空間機(jī)械臂對來訪懸停飛行器進(jìn)行捕獲、拖動和鎖緊,并將其送入對接位置,輔助完成與空間站節(jié)點(diǎn)艙對接口的對接,是機(jī)械臂的關(guān)鍵任務(wù)之一[1]。

在軌捕獲技術(shù)是在軌服務(wù)技術(shù)當(dāng)中的一項關(guān)鍵技術(shù)[2-3],捕獲懸停飛行器主要針對合作目標(biāo)進(jìn)行捕獲。截至目前,衛(wèi)星的捕獲主要包括日本ETS-VII 衛(wèi)星和美國軌道快車衛(wèi)星的捕獲與對接,以及安裝在美國挑戰(zhàn)者號航天飛機(jī)上的SRMS(Shuttle Remote Manipulator System)機(jī)械臂對太陽峰年衛(wèi)星[4]、IntelSat-6 國際通訊衛(wèi)星以及哈勃天文望遠(yuǎn)鏡等的捕獲;針對飛船的捕獲主要有國際空間站的SSRMS(Shuttle Remote Manipulator System)機(jī)械臂對HTV(H-II Transfer Vehicle)、天鵝座飛船以及龍飛船[5-6]等的捕獲任務(wù)。

日本東京工業(yè)大學(xué)開展了空間機(jī)械臂抓捕地面試驗系統(tǒng)設(shè)計,該試驗系統(tǒng)由地面站模擬子系統(tǒng)、跟蹤衛(wèi)星模擬子系統(tǒng)以及目標(biāo)衛(wèi)星模擬子系統(tǒng)組成[7]。在系統(tǒng)中機(jī)械手可以進(jìn)行六自由度的運(yùn)動,能夠執(zhí)行各種復(fù)雜動作,但是由于機(jī)械手固定在地面上,跟蹤衛(wèi)星無法運(yùn)動,抓捕區(qū)域很小;目標(biāo)衛(wèi)星模擬系統(tǒng)安裝在浮動測試臺上,無法對有相對運(yùn)動的情況進(jìn)行模擬,同時對目標(biāo)星被捕獲后的拖動也無法模擬。日本JAXA 為了對失效衛(wèi)星救援進(jìn)行演示驗證,研發(fā)了基于視覺伺服控制的地面抓捕試驗系統(tǒng),該系統(tǒng)由機(jī)械臂、衛(wèi)星樣機(jī)、末端執(zhí)行器、圖像處理平臺、太陽光模擬器、軟件系統(tǒng)等七大關(guān)鍵部件構(gòu)成[8]。JAXA 使用該系統(tǒng)進(jìn)行了地面抓捕試驗并取得了成功,試驗中衛(wèi)星樣機(jī)以20 mm/s 的速度、0.5°/s 的角速度運(yùn)動。該系統(tǒng)能夠模擬六自由度下的抓捕,但是由于采用機(jī)械臂結(jié)構(gòu),運(yùn)動速度有所限制,且衛(wèi)星樣機(jī)和機(jī)械臂并不處于自由狀態(tài),無法模擬抓捕后結(jié)合體的自由運(yùn)動狀態(tài)。

中國空間站懸停艙段質(zhì)量大(約14 t)、慣量大(約1e5 kg·m2),捕獲任務(wù)中,機(jī)械臂運(yùn)動規(guī)劃約束條件較多,需在地面開展機(jī)械臂懸停捕獲專項驗證,本文設(shè)計了一種用于空間機(jī)械臂的捕獲懸停飛行器測試的地面試驗系統(tǒng)。

2 任務(wù)概述

懸停飛行器的捕獲是指機(jī)械臂對來訪懸浮飛行器進(jìn)行捕獲、拖動和鎖緊,然后將其送入對接位置,輔助完成與空間站節(jié)點(diǎn)艙對接口的對接,任務(wù)流程如圖 2 所示。

圖1 機(jī)械臂捕獲懸停飛行器流程圖Fig.1 Flow chart of the manipulator capturing hovering spacecraft

機(jī)械臂捕獲懸停飛行器的具體過程如下:

1)懸停飛行器通過交會飛行,運(yùn)行到空間站正前方的停泊點(diǎn),保持與空間站相對位置靜止,并保持姿態(tài)精控模式,如圖 2(a)所示;

2)航天員在軌操作、預(yù)編程或地面遙操作,控制機(jī)械臂末端執(zhí)行器進(jìn)入待捕區(qū)域,如圖 2(b)所示;

3)機(jī)械臂末端執(zhí)行器在視覺的導(dǎo)引下首先捕獲懸停飛行器上的目標(biāo)適配器,建立柔性連接;確認(rèn)捕獲成功后,懸停飛行器進(jìn)入?？啬Ｊ?機(jī)械臂末端執(zhí)行器進(jìn)一步完成拖動鎖緊,建立機(jī)械臂與懸停飛行器的剛性連接,如圖 2(c)所示;

4)通過預(yù)編程模式或在軌操作模式,機(jī)械臂將懸停飛行器向空間站對接口拉近,如圖 2(d)所示;

5)懸停飛行器完成捕獲對接,機(jī)械臂末端執(zhí)行器捕獲機(jī)構(gòu)釋放懸停飛行器,懸停飛行器通過對接機(jī)構(gòu)完成艙段對接鎖緊,如圖 2(e)所示;

6)機(jī)械臂收攏至初始位置,如圖 2(f)所示。

圖2 懸停飛行器的捕獲、輔助對接過程Fig.2 Acquisition and docking process of hovering spacecraft

3 試驗系統(tǒng)

懸停飛行器質(zhì)量以及慣量均較大,在地面環(huán)境進(jìn)行完全真實的物理仿真試驗幾乎不能完成,需采用數(shù)學(xué)仿真、半物理仿真、縮比試驗等多種方法配合進(jìn)行[9-10]。

機(jī)械臂捕獲懸停飛行器試驗系統(tǒng)采用縮比試驗方法,懸停飛行器移動裝置模擬質(zhì)量為1.5 t,模擬慣量為2e2 kg·m2,系統(tǒng)指標(biāo)如下:

1)驗證懸停捕獲任務(wù)的接口匹配性;

2)驗證機(jī)械臂末端視覺閉環(huán)跟蹤移動目標(biāo)功能;

3)驗證機(jī)械臂懸停捕獲能力,獲取機(jī)械臂捕獲成功初步包絡(luò)邊界。

機(jī)械臂捕獲懸停飛行器試驗系統(tǒng)由空間機(jī)械臂、零重力模擬系統(tǒng)、機(jī)械臂位姿測量系統(tǒng)、懸停飛行器模擬移動裝置、模擬移動裝置測量系統(tǒng)組成,如圖 3 所示。

圖3 地面試驗系統(tǒng)組成Fig.3 Composition of ground test system

3.1 空間站機(jī)械臂

空間站機(jī)械臂具有7 個自由度,臂長約10 m,主要包括7 個關(guān)節(jié)、2 根臂桿組件、1 個中央控制器、2 套末端執(zhí)行器以及一套視覺相機(jī)系統(tǒng),所有關(guān)節(jié)均為轉(zhuǎn)動關(guān)節(jié),整臂采用肩3+肘1+腕3的關(guān)節(jié)構(gòu)型方案,關(guān)節(jié)采用模塊化設(shè)計,7 個關(guān)節(jié)結(jié)構(gòu)形式完全相同,空間站機(jī)械臂構(gòu)型布局如圖4 所示。

圖4 機(jī)械臂構(gòu)型布局圖Fig.4 Configuration layout diagram of the manipulator

3.2 零重力模擬系統(tǒng)

零重力模擬系統(tǒng)采用氣浮+懸吊組合的方法,在氣浮平臺上實現(xiàn)了機(jī)械臂的三維空間運(yùn)動動模擬。零重力模擬系統(tǒng)包括氣浮支撐裝置、配氣系統(tǒng)、氣浮平臺以及可視化力監(jiān)測系統(tǒng)四部分組成,如圖 5 所示。

圖5 氣浮零重力模擬系統(tǒng)Fig.5 Air flotation zero gravity simulation system

3.3 機(jī)械臂位姿測量系統(tǒng)

機(jī)械臂位姿測量系統(tǒng)由激光跟蹤儀、靜態(tài)靶球、AT 靶球等組成。機(jī)械臂裝配前在產(chǎn)品表面粘貼靶點(diǎn),將產(chǎn)品基準(zhǔn)轉(zhuǎn)出。機(jī)械臂運(yùn)動過程中末端姿態(tài)、軌跡、速度測量通過激光跟蹤儀的點(diǎn)位測量方法結(jié)合AT 靶球?qū)崿F(xiàn)。

首先在機(jī)械臂肩部末端執(zhí)行器產(chǎn)品上安裝固定2 臺AT 動態(tài)靶球,通過末端表面粘貼的精測靶點(diǎn)將末端的軸線標(biāo)定到AT 靶球上。在氣浮平臺上布置公共點(diǎn),建立全局精度控制場,在機(jī)械臂運(yùn)動時利用2 臺激光跟蹤儀分別對2 臺AT 動態(tài)靶球進(jìn)行動態(tài)跟蹤,通過數(shù)據(jù)處理獲得末端軸線點(diǎn)云,并將軸線點(diǎn)云通過平臺公共點(diǎn)轉(zhuǎn)換到機(jī)械臂腕部基準(zhǔn)坐標(biāo)系上,得到標(biāo)準(zhǔn)時間點(diǎn)下末端執(zhí)行器的運(yùn)動軌跡。

3.4 懸停飛行器模擬移動裝置

受地面試驗場地等條件限制,由一塊1 m×1 m 花崗巖氣浮板、2 組助力電動缸、2 套限位直線擋板、4 組冷噴氣推力裝置(噴嘴)、直流蓄電池、DC/DC 轉(zhuǎn)換器、上位機(jī)及通訊組件、步進(jìn)電機(jī)組件、4 組制動氣缸、適配器支架及六維力測量裝置、相機(jī)靶標(biāo)和配重等部分組成,如圖 6所示。

圖6 懸停飛行器模擬移動裝置組成圖Fig. 6 Composition diagram of simulated hovering spacecraft mobile device

通過氣足使模擬艙體浮起,實現(xiàn)零重力模擬;通過助力電推缸進(jìn)行初始助推啟動,獲得指定速度和角速度;通過推力噴嘴噴出高壓氣體,產(chǎn)生反方向推力,微調(diào)位姿。

懸停飛行器模擬移動裝置主要技術(shù)指標(biāo)如下:

1)氣浮臺平面內(nèi)移動速度0～75 mm/s 范圍內(nèi)調(diào),平移速度精度優(yōu)于1 mm/s;

2)垂直于氣浮臺方向的轉(zhuǎn)動速度0～0.5°/s范圍內(nèi)可調(diào),轉(zhuǎn)動速度精度優(yōu)于0.05°/s。

3.5 模擬移動裝置測量系統(tǒng)

模擬移動裝置測量系統(tǒng)配合懸停飛行器模擬移動裝置使用,由相機(jī)靶標(biāo)、外部測量相機(jī)及慣導(dǎo)、通訊裝置、上位機(jī)等組成,如圖7 所示。在模擬移動裝置上安裝相機(jī)靶標(biāo),同時在氣浮平臺上設(shè)置外部相機(jī)測量系統(tǒng),實時測量模擬移動裝置上的相機(jī)靶標(biāo)的速度和角速度信息,與預(yù)設(shè)目標(biāo)速度和角速度進(jìn)行誤差對比,將控制信息通過通訊裝置發(fā)送至上位機(jī),上位機(jī)通過對噴嘴繼電器卡進(jìn)行脈寬控制,實現(xiàn)對不同位置和不同方向的噴嘴進(jìn)行噴氣推力控制,消除移動裝置自身角速度,并使其按照預(yù)定的速度運(yùn)動。

圖7 模擬移動裝置測量系統(tǒng)組成圖Fig.7 Composition diagram of measurement system of the analog mobile device

4 仿真驗證

根據(jù)機(jī)械臂完成懸停捕獲任務(wù)的時序過程,將地面任務(wù)仿真劃分為視覺跟蹤與末端捕獲2 個典型關(guān)鍵過程。首先按照地面物理試驗環(huán)境搭建數(shù)字仿真模型,通過仿真模型的建立驗證機(jī)械臂控制算法方案的正確性,然后利用地面試驗數(shù)據(jù)修正機(jī)械臂仿真模型參數(shù)。

4.1 仿真建模

機(jī)械臂整臂控制和關(guān)節(jié)控制模型為MATLAB SIMULINK 模型,機(jī)械臂動力學(xué)模型為ADAMS 模型,仿真模型架構(gòu)如圖8 所示。ADAMS 動力學(xué)模型中包含了柔性機(jī)械臂、固定基座、氣浮工裝摩擦以及模擬移動裝置模型,如圖9 所示,可針對不同工況設(shè)置模擬移動裝置各向移動速度,并實時輸出模擬移動裝置上目標(biāo)適配器視覺標(biāo)記相對于機(jī)械臂腕部相機(jī)坐標(biāo)系的六維位姿數(shù)據(jù)。

圖8 仿真模型架構(gòu)Fig.8 Simulation model architecture

圖9 機(jī)械臂動力學(xué)模型Fig.9 Dynamic model of the Manipulator

4.2 仿真條件

仿真步長設(shè)置為1 ms,控制頻率設(shè)置為50 ms,相機(jī)位置、姿態(tài)更新頻率設(shè)置為80 ms(即幀頻12.5 Hz)。相機(jī)位姿測量誤差為位置8 mm、姿態(tài)0.8°。

視覺跟蹤到位標(biāo)識給出的判據(jù)為:機(jī)械臂末端端面坐標(biāo)系與模擬移動裝置目標(biāo)適配器端面前128 mm 處3 個方向的位置偏差均小于0.02 m,歐拉角偏差小于2°。

4.3 仿真工況

各工況下仿真結(jié)果匯總?cè)绫? 所示。到位標(biāo)識給出的判據(jù)為:3 個方向的位置偏差均小于0.2 m,歐拉角偏差小于2°。

表1 機(jī)械臂地面試驗仿真工況Table 1 Simulation conditions of manipulator ground test

4.4 結(jié)果與分析

以工況4 為例,[Vx,Vz] = [25,25],[Wy]=[-0.2],視覺跟蹤過程中目標(biāo)相對末端位姿與跟蹤到位標(biāo)志曲線如圖 10 所示,曲線中,橫軸為步數(shù),縱軸為位置(m)/姿態(tài)(rad);藍(lán)色為x向位置、紅色為z向位置、紫色為y向姿態(tài)、綠色為跟蹤到位標(biāo)志曲線。

圖10 視覺跟蹤過程中目標(biāo)相對末端位姿與跟蹤到位標(biāo)志曲線Fig.10 Position and orientation of target relative to the end effector and tracking mark curve in the process of visual tracking

通過上述工況的仿真過程,初步驗證了機(jī)械臂視覺跟蹤算法方案的正確性和可行性。

5 試驗驗證

利用試驗測試系統(tǒng),開展了機(jī)械臂捕獲懸停飛行器的地面驗證試驗。根據(jù)來訪懸停飛行器與機(jī)械臂末端的相對位姿關(guān)系以及捕獲時的動態(tài)影響因素等設(shè)計試驗工況,按照模擬移動裝置的質(zhì)量特性、x向速度、z向速度、初始角度偏差和角速度、末端執(zhí)行器捕獲時間開展工況布局。

1)z向速度按照5,10,15,20,25,30 及35 mm/s 8 種工況設(shè)置;

2)在z方向前4 種速度工況基礎(chǔ)上分別疊加x方向速度進(jìn)行組合,x向速度分別為5,10,15及20 mm/s;

3)在各個線速度工況基礎(chǔ)上在疊加角速度進(jìn)行組合,角速度按照0°、0.1°和0.2° 3 種工況組合。

試驗過程中,機(jī)械臂系統(tǒng)工作正常,機(jī)械臂捕獲懸停飛行器試驗測試工況及結(jié)果見表2,試驗照片如圖 11 所示。機(jī)械臂關(guān)節(jié)3、4、5 力矩曲線如圖 12 所示。

圖11 機(jī)械臂捕獲懸停飛行器試驗照片F(xiàn)ig.11 Experimental photos of hovering spacecraft captured by Manipulator

圖12 機(jī)械臂關(guān)節(jié)力矩曲線Fig.12 Torque curve of manipulator joint

表2 機(jī)械臂捕獲懸停飛行器地面試驗工況及結(jié)果Table 2 Ground test conditions and results of hovering spacecraft captured by manipulator

結(jié)合地面試驗驗證數(shù)據(jù)對機(jī)械臂控制仿真模型進(jìn)行了修正,修正后的視覺跟蹤仿真數(shù)據(jù)與地面試驗進(jìn)行了對比,運(yùn)動趨勢與數(shù)值基本保持一致,如圖13 所示。

圖13 視覺跟蹤過程試驗數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)對比曲線Fig.13 Comparison of test data and simulation test data curve in visual tracking process

經(jīng)過地面試驗測試,驗證了機(jī)械臂機(jī)械臂捕獲懸停目標(biāo)任務(wù)的接口匹配性、機(jī)械臂末端視覺閉環(huán)跟蹤移動目標(biāo)功能,獲取了機(jī)械臂捕獲成功初步包絡(luò)邊界,初步驗證了機(jī)械臂捕獲懸停目標(biāo)整體方案有效可行。

6 結(jié)論

針對機(jī)械臂捕獲懸停飛行器任務(wù)需求開展了空間機(jī)械臂捕獲懸停飛行器試驗地面驗證系統(tǒng)設(shè)計,并在氣浮臺上開展了試驗驗證。結(jié)果表明,該地面驗證系統(tǒng)設(shè)計合理,支持完成了機(jī)械臂捕獲懸停飛行器的地面試驗工作,驗證了機(jī)械臂捕獲懸停飛行器任務(wù)的接口匹配性、機(jī)械臂末端視覺閉環(huán)跟蹤移動目標(biāo)功能,獲取了機(jī)械臂捕獲成功初步包絡(luò)邊界。該系統(tǒng)為空間機(jī)械臂地面試驗驗證奠定了技術(shù)基礎(chǔ),可為中國未來的空間機(jī)械臂任務(wù)地面驗證提供方案借鑒和技術(shù)支撐。