劉冬雨，劉宏，劉業(yè)超，謝宗武，高升

（1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094；2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)器人技術(shù)與系統(tǒng)全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001）

0 引言

中國空間站在軌建造完成后，將開展較大規(guī)模系統(tǒng)和連續(xù)的空間科學(xué)研究與空間應(yīng)用。絕大多數(shù)空間應(yīng)用和技術(shù)試驗(yàn)載荷設(shè)備通過機(jī)械臂實(shí)現(xiàn)進(jìn)出艙以及艙外位置轉(zhuǎn)移、安裝和拆卸［1-2］。機(jī)械臂安裝和拆卸載荷設(shè)備是空間站載荷照料的關(guān)鍵操作，區(qū)別于機(jī)械臂轉(zhuǎn)移航天員等常規(guī)操作，這是一類接觸操作任務(wù)。如何有效控制插合力大小，既滿足克服插接載荷的阻力、適應(yīng)在軌位姿偏差，又能夠有效保證機(jī)械臂受力時(shí)間短、不超過機(jī)械臂自身耐受載荷，是機(jī)械臂安裝載荷任務(wù)的關(guān)鍵。

國際空間站有效載荷操作主要通過加拿大2臂（Canadarm 2）或者日本臂（JEM-RMS）完成。這兩套機(jī)械臂系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)載荷操作的主要工作模式為航天員人在回路的閉環(huán)操作，由航天員通過艙外視頻信息、遙測驅(qū)動(dòng)的三維模型重構(gòu)信息，克服天地差異、艙體充壓等帶來的機(jī)械臂操作誤差等影響，對載荷進(jìn)行準(zhǔn)確定位，最終完成載荷安裝部署［3-4］。這種操作方式需要為航天員提供較為豐富的艙外視頻和較為精細(xì)的三維位置信息，也需要航天員具備較高的機(jī)械臂操控水平和大量的地面訓(xùn)練。

經(jīng)過多年研究和工程實(shí)踐，中國空間機(jī)械臂操控技術(shù)積累了一定的理論基礎(chǔ)和工程經(jīng)驗(yàn)，主要包括力位混合控制方法、阻抗控制方法、力控制方法［5］?？臻g機(jī)械臂采用力位混合控制在軌更換ORU（Orbital replaceable units）的方法較適用于能夠?qū)佑|操作環(huán)境準(zhǔn)確建模的任務(wù)場景，且設(shè)置合理的加權(quán)選擇矩陣才能保證操作性能，工程實(shí)踐中鮮見應(yīng)用［6］。阻抗控制用于調(diào)整機(jī)械臂末端位置和接觸力的動(dòng)態(tài)關(guān)系，實(shí)現(xiàn)了自由空間和接觸空間的穩(wěn)定過度，同時(shí)保證了接觸操作的柔順性能和自由空間運(yùn)動(dòng)位置精度，在對于力跟蹤精度要求不高的任務(wù)場景（如月壤采樣、衛(wèi)星捕獲）中得到了廣泛應(yīng)用［7-8］。力控制由于能夠獲得較好的力跟蹤效果，其理論及試驗(yàn)研究在地面機(jī)器人精細(xì)操作領(lǐng)域較為廣泛，但在目前成功在軌飛行的空間機(jī)械臂精細(xì)操作任務(wù)中未見應(yīng)用和實(shí)施報(bào)道。

中國空間站已進(jìn)入應(yīng)用與發(fā)展階段，對于空間機(jī)械臂大規(guī)模安裝和照料艙外暴露實(shí)驗(yàn)載荷也需要逐步積累技術(shù)基礎(chǔ)和工程經(jīng)驗(yàn)。為了減少航天員在軌操作的人時(shí)需求，降低機(jī)械臂操控對空間站資源需求，提高自動(dòng)化水平，本文針對空間站艙外暴露載荷安裝任務(wù)，提出一種空間機(jī)械臂插拔載荷的自主安全操控策略。經(jīng)過地面驗(yàn)證和在軌實(shí)施，該策略成功完成了空間站首次載荷出艙和組合臂安裝操作任務(wù)，為后續(xù)在空間站大規(guī)模開展空間應(yīng)用和技術(shù)試驗(yàn)奠定了基礎(chǔ)。

1 任務(wù)方案

中國空間站由天和核心艙、問天實(shí)驗(yàn)艙和夢天實(shí)驗(yàn)艙3個(gè)基本艙段組成，呈T字構(gòu)型。天和核心艙居中，問天實(shí)驗(yàn)艙和夢天實(shí)驗(yàn)分別連接于兩側(cè)。天和核心艙配置了一臺7 自由度的大機(jī)械臂，作業(yè)半徑為10 m，最大負(fù)載25 t，主要負(fù)責(zé)大負(fù)載大范圍轉(zhuǎn)移；在問天實(shí)驗(yàn)艙配置了一臺7自由度的小機(jī)械臂，作業(yè)半徑為5 m，最大負(fù)載3 t，主要負(fù)責(zé)小負(fù)載精細(xì)操作［9］。大/小機(jī)械臂還可以串聯(lián)形成組合臂，主要執(zhí)行支持航天員出艙活動(dòng)及艙外載荷的大范圍操作任務(wù)。安裝在空間站艙外的設(shè)備（含艙外載荷）主要通過夢天實(shí)驗(yàn)艙貨物氣閘艙實(shí)現(xiàn)自動(dòng)進(jìn)出艙［10-11］。

空間站組合臂操作艙外暴露載荷任務(wù)主要包括任務(wù)準(zhǔn)備段、載荷出艙段、機(jī)械臂操作段、載荷自檢及狀態(tài)恢復(fù)段4個(gè)階段：①任務(wù)準(zhǔn)備段主要完成空間站各設(shè)備加電設(shè)置，組合臂運(yùn)動(dòng)至夢天實(shí)驗(yàn)艙貨物氣閘艙附近，航天員將出艙載荷安裝在載荷轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)上并關(guān)閉貨物氣閘艙艙門。②載荷出艙段主要完成貨物氣閘艙泄壓，開啟夢天實(shí)驗(yàn)艙外艙門，載荷轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)攜帶載荷伸出艙外。③機(jī)械臂操作段主要完成小機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)及捕獲載荷組件（如圖1（a）所示），載荷與載荷轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)分離，小臂攜帶載荷后退至安全位置，大機(jī)械臂攜帶小機(jī)械臂和載荷大范圍轉(zhuǎn)移載荷至問天實(shí)驗(yàn)艙上方。運(yùn)動(dòng)到位后，大機(jī)械臂作為小機(jī)械臂的基座鎖定，小機(jī)械臂視覺伺服運(yùn)動(dòng)至插合載荷位置，小機(jī)械臂進(jìn)入自主流程力控制插合載荷（如圖1（b）所示），在小臂零力控制狀態(tài)下載荷適配器鎖緊載荷［12］。④載荷自檢及狀態(tài)恢復(fù)段主要完成載荷在軌測試，載荷轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)縮回至貨物氣閘艙，夢天實(shí)驗(yàn)艙外艙門關(guān)閉，貨物氣閘艙回溫復(fù)壓，完成系統(tǒng)狀態(tài)恢復(fù)。

圖1 組合臂安裝暴露載荷Fig.1 Macro-micro manipulator assembling exposed payloads

組合臂以核心艙小柱段為基座，從夢天實(shí)驗(yàn)艙載荷轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)上抓取出艙載荷，直接轉(zhuǎn)移到問天實(shí)驗(yàn)艙上安裝載荷，其跨距超過25 m，充分體現(xiàn)了空間站機(jī)械臂自主大范圍轉(zhuǎn)移安裝載荷的優(yōu)勢，減小了航天員出艙活動(dòng)的代價(jià)，系統(tǒng)提升了空間站和航天員的安全性。

2 操控策略

2.1 任務(wù)分析

2.1.1 尺寸鏈分析

首先分析組合臂負(fù)載載荷后開環(huán)操作任務(wù)尺寸鏈［13］如圖2 和式（1），操作的誤差環(huán)節(jié)包括：①機(jī)械臂基座與艙體之間的連接誤差；②組合臂開環(huán)末端絕對誤差；③末端捕獲載荷的連接誤差；④各傳遞環(huán)節(jié)由于上一環(huán)節(jié)姿態(tài)誤差和本環(huán)節(jié)長度尺寸誘導(dǎo)出的牽連位置誤差，這一因素往往成為空間宏-微機(jī)械臂開環(huán)操作存在的主要誤差項(xiàng)。

圖2 組合臂操作載荷末端精度簡化分析Fig.2 End accuracy simplified analysis of macro-micro manipulator operating payloads

式中：δs∈ R3為機(jī)械臂操作末端綜合位置誤差，δbase∈ R3為機(jī)械臂基座/末端捕獲連接位置誤差，δamacro∈ R3為大機(jī)械臂末端絕對位置誤差，δamicro∈ R3為小機(jī)械臂末端絕對位置精度；Δs∈ R3為機(jī)械臂操作末端綜合姿態(tài)誤差，Δbase∈ R3為機(jī)械臂基座/末端捕獲連接姿態(tài)誤差，Δamacro∈ R3為大機(jī)械臂末端絕對姿態(tài)誤差，Δamicro∈ R3為小機(jī)械臂末端絕對姿態(tài)誤差；lpl∈ R3為載荷尺寸，lmacro∈ R3為大機(jī)械臂跨距，lmicro∈ R3為小機(jī)械臂跨距。

按照組合臂工況估算機(jī)械臂開環(huán)操作末端誤差，考慮大臂完全伸直10 m、小臂完全伸直5 m構(gòu)型、1 m有效載荷，按照國際空間站機(jī)械臂假定大臂絕對位置誤差50 mm、大臂絕對姿態(tài)誤差1°，小臂絕對位置誤差10 mm、小臂絕對姿態(tài)誤差1°，忽略捕獲連接誤差環(huán)節(jié)。估算末端橫向位置誤差可達(dá)到142 mm，這將導(dǎo)致載荷與空間站艙體之間的連接機(jī)構(gòu)的容差設(shè)計(jì)很難實(shí)現(xiàn)。因此，在機(jī)械臂末端或者連接環(huán)節(jié)設(shè)置視覺感知裝置是非常必要的。

在機(jī)械臂末端加裝末端相機(jī)，組合臂抓取目標(biāo)物體后，通過切換載荷相機(jī)鏡頭，利用相機(jī)測量相對位姿，機(jī)械臂控制器通過控制末端的位姿滿足載荷適配器的捕獲對接條件，將機(jī)械臂開環(huán)操作中傳遞環(huán)節(jié)的誤差消除，整臂視覺閉環(huán)的誤差尺寸鏈變?yōu)椋?/p>

式中：δrmicro∈ R3為小機(jī)械臂末端重復(fù)位置誤差，δcamera∈ R3為相機(jī)測量位置誤差；Δrmicro∈ R3為小機(jī)械臂末端重復(fù)姿態(tài)誤差，Δcamera∈ R3為相機(jī)測量姿態(tài)誤差。

若相機(jī)測量誤差2 mm/0.2°，則載荷末端的位置誤差可小于20 mm。這樣在系統(tǒng)層面將極大地簡化載荷與艙壁之間連接裝置的設(shè)計(jì)要求，優(yōu)化了空間站系統(tǒng)整體的資源配置。

視覺伺服定到位的位姿誤差對于載荷安裝這種接觸操作是不能忽視的，較大的視覺伺服誤差以及載荷與安裝位置之間較大的接觸剛度會對機(jī)械臂產(chǎn)生較大的反作用約束。因此，在視覺伺服到位后，載荷對接捕獲過程還需要設(shè)計(jì)合適的機(jī)械臂柔順操控策略才能順利安全地完成安裝任務(wù)。

2.1.2 宏-微機(jī)械臂動(dòng)力學(xué)耦合分析

空間站組合臂是一種典型的空間宏-微機(jī)械臂，其優(yōu)勢是有效操作空間半徑大，能夠覆蓋貨物出艙口、載荷安裝位置，極大地提高空間站載荷操作的效率；同時(shí)，這種使用模式也帶來了整臂剛度低的局限性。如果不加以控制和規(guī)避，安裝載荷期間整臂末端的作用力可能導(dǎo)致整臂變形后退，甚至導(dǎo)致操作任務(wù)無法完成的風(fēng)險(xiǎn)。

在操作任務(wù)確定后，大機(jī)械臂（7 自由度）和微機(jī)械臂（7 自由度）的初始操作構(gòu)型能夠明確，可通過1 個(gè)冗余自由度的自運(yùn)動(dòng)特性，遍歷全部可能操作構(gòu)型，分析微機(jī)械臂插合載荷主動(dòng)出力過程對宏機(jī)械臂作用及其變形影響。

考慮到剛性機(jī)械臂末端期望位姿x僅與關(guān)節(jié)剛性運(yùn)動(dòng)q有關(guān)，與機(jī)械臂系統(tǒng)柔性變形無關(guān)，即：

式中：x∈ R6為機(jī)械臂末端在慣性空間的位姿；q∈ R7為關(guān)節(jié)的剛性角度向量。將上式對時(shí)間求導(dǎo)：

式中：J=為剛性機(jī)械臂雅可比矩陣。對于冗余度機(jī)械臂，將上式對時(shí)間t求導(dǎo)，可得的通解為：

式中：J+為J的廣義逆矩陣，J+=JT(JJT)-1；ε∈ R7為任意矢量矩陣；I∈ R7×7為單位陣。

式（5）等號右側(cè)第二項(xiàng)中I-J+J為雅可比矩陣J的零空間，通過調(diào)節(jié)ε控制機(jī)械臂自運(yùn)動(dòng)。

合理假定J+為滿秩矩陣，則ε只有1 個(gè)冗余自由度，即ε的所有元素不是獨(dú)立的。使用奇異值分解（SVD），可以將列向量ε變換為代數(shù)形式關(guān)系。雅可比矩陣J的奇異值分解可以表達(dá)為下式：

式中：P∈ R6×6，Q∈ R7×7為酉矩陣；Q1∈ R7×6為次酉矩陣；S∈ R7×1；σ∈ R6×6，其對角線元素為雅可比矩陣J的奇異值。根據(jù)酉矩陣P和Q的正交特性，雅可比矩陣J的廣義逆J+和雅可比矩陣J的零空間I-J+J可以改寫為式（8）和式（9）：

由于矩陣Q的7 個(gè)列是實(shí)數(shù)空間R7的基，ε可以寫成Q1的6列和S的1列的線性組合，如下式：

式中：β為6×1 列向量；α為自運(yùn)動(dòng)系數(shù)（本文機(jī)械臂冗余度為1）。

這樣，式（5）等號右邊第二項(xiàng)可以簡化為：

因此，當(dāng)末端位姿不變時(shí)，自運(yùn)動(dòng)過程可改寫為：

按照式（12），對初始構(gòu)型確定后的1 個(gè)冗余自由度的宏機(jī)械臂進(jìn)行構(gòu)型遍歷，仿真結(jié)果如圖3所示。

圖3 宏機(jī)械臂操作構(gòu)型調(diào)整仿真算例Fig.3 Simulation example of operation configuration adjustment for macro manipulator

空間機(jī)械臂關(guān)節(jié)變形為末端變形的主要部分，其中繞關(guān)節(jié)回轉(zhuǎn)方向的剛度相比其他方向低1個(gè)量級，因此主要考慮關(guān)節(jié)回轉(zhuǎn)方向剛度。宏機(jī)械臂在作為基座時(shí)，關(guān)節(jié)力矩與關(guān)節(jié)變形關(guān)系如下：

式中：τ∈R7為宏機(jī)械臂關(guān)節(jié)力矩向量；Δq∈ R7為宏機(jī)械臂由于關(guān)節(jié)力矩產(chǎn)生的關(guān)節(jié)變形向量；Kq=diag(kq1，kq2，…，kq7)為關(guān)節(jié)剛度矩陣。

由力雅可比定義τ=JT(q)F，有下述關(guān)系：

為得到機(jī)械臂末端坐標(biāo)系在外力作用下的變形Δx，上述公式中的J(q)均為相對機(jī)械臂末端坐標(biāo)系的雅可比矩陣。上式中Kq-1為關(guān)節(jié)柔度矩陣。

令方陣C(q)=J(q)Kq-1JT(q)為機(jī)械臂末端柔度矩陣，用以表示在操作空間的廣義力F∈ R6和廣義變形δ∈ R6之間的線性關(guān)系，即：

代入大機(jī)械臂關(guān)節(jié)剛度，對應(yīng)大機(jī)械臂初始構(gòu)型下的自運(yùn)動(dòng)軌跡，可以獲得大機(jī)械臂繞虛擬臂角平面旋轉(zhuǎn)360°條件下的機(jī)械臂末端z方向1 N 操作力的變形量，如圖4所示。從圖中發(fā)現(xiàn)，在大機(jī)械臂末端z方向施加1 N 作用力，沿著大臂末端坐標(biāo)系三個(gè)方向的變形量在0～20 mm 之間。這對于小臂恒力輸出插合力造成一定程度的影響。

圖4 沿z方向單位力的末端變形量Fig.4 End deformation under unit force along z direction

從理論角度可以通過選擇大機(jī)械臂構(gòu)型降低或減弱末端特定方向受力引起的變形量，從而減小對小機(jī)械臂的操作影響。但從工程實(shí)踐角度，首先采用自運(yùn)動(dòng)調(diào)整優(yōu)化有限；其次，一般會對作為基座的大機(jī)械臂的構(gòu)型通用設(shè)計(jì)，即不同任務(wù)大機(jī)械臂支撐構(gòu)型固化、小機(jī)械臂進(jìn)行構(gòu)型設(shè)計(jì)調(diào)整。因此，設(shè)計(jì)合理的小機(jī)械臂插接載荷的控制模式、降低宏微機(jī)械臂之間的動(dòng)力學(xué)耦合是極為關(guān)鍵的。

2.2 自主安全操控策略

本文提出的空間機(jī)械臂插拔載荷自主安全操控策略，以視覺伺服引導(dǎo)機(jī)械臂進(jìn)入載荷連接機(jī)構(gòu)對接初始條件、以力控制克服初始偏差引起的阻力實(shí)現(xiàn)載荷連接機(jī)構(gòu)捕獲、捕獲后機(jī)械臂自主卸載作用力實(shí)現(xiàn)整臂操作安全，流程如圖5所示。

圖5 組合臂安裝載荷自主安全操控的總體流程Fig.5 Autonomous and safe operation overall flow of macro-micro manipulator assembling payloads

2.2.1 視覺伺服初定位

在確定載荷安裝目標(biāo)位置和姿態(tài)后，機(jī)械臂以開環(huán)運(yùn)動(dòng)方式粗定位至安裝載荷上方，然后采用視覺伺服閉環(huán)控制如圖6所示，運(yùn)動(dòng)至載荷目標(biāo)安裝位置前方，消除開環(huán)運(yùn)動(dòng)可能引入的基座誤差、大機(jī)械臂絕對誤差、小機(jī)械臂基座端捕獲連接誤差及各環(huán)節(jié)姿態(tài)誤差引起的牽連誤差，確保進(jìn)入載荷適配器的對接初始條件。視覺伺服閉環(huán)控制的參考輸入為載荷目標(biāo)位姿Pref∈R6，即控制機(jī)械臂末端初始期望解析點(diǎn)FPL=Pref，然后通過機(jī)械臂末端相機(jī)載荷鏡頭測量感知獲取相對Ftarget的實(shí)際位姿Pprac∈R6，通過每個(gè)周期的閉環(huán)控制使得FPL-Ftarget∈D±ξ。在機(jī)械臂載荷相機(jī)測量得到視覺閉環(huán)到位誤差滿足ξ設(shè)置指標(biāo)后，視覺閉環(huán)控制自動(dòng)退出至伺服待機(jī)狀態(tài)。其中，理想對接初始條件D=[d，0，0，0，0，0]T，根據(jù)載荷連接機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)狀態(tài)，一般只在載荷前進(jìn)方向d不為零；對接初始條件容差范圍ξ=[δ，δ，δ，Δ，Δ，Δ]T，一般載荷橫向位置容差δ和姿態(tài)容差Δ分別設(shè)置。

圖6 機(jī)械臂視覺伺服控制框圖Fig.6 Block diagram of visual servo control for manipulator

2.2.2 力控制自適應(yīng)插合載荷

機(jī)械臂力控制器框圖如圖7 所示，建立安裝載荷過程機(jī)械臂與環(huán)境交互動(dòng)力學(xué)模型如下［14］：

圖7 機(jī)械臂安裝載荷力控制框圖Fig.7 Block diagram of force control for manipulator assembling payloads

式中：M(q)為慣量矩陣為多自由度運(yùn)動(dòng)耦合的非線性項(xiàng)；重力項(xiàng)g(q)在空間微重力環(huán)境中恒為零；作用在機(jī)械臂末端的接觸力向量Fe通過JT(q)折算到關(guān)節(jié)空間；u為關(guān)節(jié)控制向量。

整臂采用改進(jìn)逆動(dòng)力學(xué)控制律，具有如下形式：

式中：aq和F分別為加速度的外環(huán)控制量和機(jī)械臂末端期望力。

式中：Md，KP，KD為通過力控制后機(jī)械臂對操作環(huán)境表現(xiàn)的質(zhì)量矩陣、阻尼矩陣和剛度矩陣；xe表征操作空間的虛擬期望位置與實(shí)際位置之間的跟蹤誤差向量；xF=CF(F-Fe)表征操作空間與力誤差相關(guān)的參考向量，其中CF為具有柔量含義的對角陣，該矩陣給出了機(jī)械臂沿操作空間期望方向執(zhí)行的控制作用。

聯(lián)立式（16）～（18），可得到機(jī)械臂安裝載荷過程接觸力控制的閉環(huán)系統(tǒng)方程：

將機(jī)械臂采用力控制插合載荷過程簡化為經(jīng)典的軸孔裝配模型考慮。若在沿插合方向x設(shè)置一個(gè)常值正期望力Fx，其余方向設(shè)置的力和力矩期望值盡可能小。則上述閉環(huán)系統(tǒng)方程表現(xiàn)為下述控制效果：

1) 在機(jī)械臂插合載荷主被動(dòng)端接觸捕獲前：接觸力Fe在前進(jìn)方向x上的分量很小、接近為零，機(jī)械臂末端會控制載荷繼續(xù)朝著期望的插合方向運(yùn)動(dòng)；其余方向上由于期望力/力矩為零，即使存在接觸力作用，機(jī)械臂會通過關(guān)節(jié)力控制作用，朝向減小作用力的方向運(yùn)動(dòng)，自適應(yīng)的調(diào)整殘余位姿偏差。

2) 在機(jī)械臂插合載荷主被動(dòng)端接觸后、捕獲前：由于機(jī)械臂無法繼續(xù)沿插合方向x前進(jìn)，系統(tǒng)在力控制作用下使得xF逐漸增加，最終控制接觸力Fe與期望力F平衡。

按照上述控制策略，在視覺伺服到位退出后，分別對機(jī)械臂和載荷發(fā)送指令，控制機(jī)械臂和載荷進(jìn)入自主交互流程。載荷開始持續(xù)判斷載荷連接機(jī)構(gòu)上的捕獲傳感器狀態(tài)，通過邏輯組合判斷，若滿足捕獲判據(jù)，則向機(jī)械臂發(fā)送“載荷捕獲”信號；機(jī)械臂持續(xù)查詢載荷發(fā)送來的“載荷捕獲”信號，若收到載荷捕獲信號則通過軟件為機(jī)械臂力控制線程發(fā)送卸載指令。

機(jī)械臂力控制插合載荷期間，機(jī)械臂中央控制器通過力雅可比將末端期望力F=[Fx，F(xiàn)y，F(xiàn)z，Tx，Ty，Tz]T∈R6分解為各關(guān)節(jié)期望力矩τ=[τ1，τ2，…，τ7]T∈R7，在關(guān)節(jié)控制器處進(jìn)行力矩閉環(huán)控制。關(guān)節(jié)力控制采用關(guān)節(jié)力矩傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行力矩閉環(huán)。這里雅可比J(q)只和當(dāng)前機(jī)械臂的構(gòu)型q=[q1，q2，…，q7]T∈R7相關(guān)。

針對安裝載荷插合方向的類型，通常將末端期望力F=[Fx，F(xiàn)y，F(xiàn)z，Tx，Ty，Tz]T設(shè)置為插合方向不為零，其余方向盡可能設(shè)置較小的模值。這樣機(jī)械臂對接觸環(huán)境表現(xiàn)為一種自適應(yīng)調(diào)整的狀態(tài)，即機(jī)械臂會沿著受到約束阻力小的方向，以期望的插合力對接載荷，可以較好地克服地面無法準(zhǔn)確測量的誤差環(huán)節(jié)（包括載荷被動(dòng)端及靶標(biāo)之間、載荷組件等的地面精測誤差），在軌無法測量的誤差環(huán)節(jié)（航天員在軌組裝載荷的偏差及機(jī)械臂視覺伺服到位殘差）以及無法建模的天地差異環(huán)節(jié)。該特性是組合臂安裝載荷這一類精細(xì)接觸操作任務(wù)的關(guān)鍵核心。

2.2.3 插合力自主卸載

按照自主安全操控策略總體流程，在機(jī)械臂力控制插合載荷、載荷捕獲后，“載荷捕獲”信號送機(jī)械臂控制器；機(jī)械臂控制器一旦得到“載荷捕獲”信號，則立刻自動(dòng)進(jìn)行作用力穩(wěn)定卸載，機(jī)械臂期望力設(shè)置為F=[0，0，0，0，0，0]T。按照閉環(huán)控制方程式（19），機(jī)械臂通過關(guān)節(jié)力控制器自適應(yīng)調(diào)整虛擬期望跟蹤誤差xe，達(dá)到控制末端接觸力卸載的效果。地面確認(rèn)機(jī)械臂接觸力卸載完成后，分別向機(jī)械臂和載荷發(fā)送指令，控制機(jī)械臂和載荷退出自主交互流程。載荷完成最后鎖緊。

機(jī)械臂對外表現(xiàn)為期望為0 N 的力控制隨動(dòng)狀態(tài)，對機(jī)械臂和載荷均進(jìn)行了安全保護(hù)：①載荷一旦捕獲，機(jī)械臂就不再持續(xù)進(jìn)行主動(dòng)力加載，減少機(jī)械臂受力時(shí)長、降低宏微機(jī)械臂之間的動(dòng)力學(xué)耦合；②載荷捕獲后，機(jī)械臂不再施加外力，盡可能減少機(jī)械臂對載荷的作用。

空間機(jī)械臂插拔載荷自主安全操控策略，由組合臂開環(huán)運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)大范圍轉(zhuǎn)移、視覺伺服提供精細(xì)定位克服各項(xiàng)誤差環(huán)節(jié)影響為機(jī)械臂安裝提供良好的初始條件；由力控制自適應(yīng)克服載荷安裝位姿殘差；由自主交互流程減少天地、機(jī)械臂與載荷交互時(shí)間、力控制持續(xù)時(shí)間，系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確、自主和安全完成載荷安裝任務(wù)。

3 地面驗(yàn)證

空間站機(jī)械臂規(guī)模大，無法在地面建立全三維物理驗(yàn)證環(huán)境，因此采用地面驗(yàn)證體系分解方法，對機(jī)械臂操作任務(wù)分解驗(yàn)證，如表1 所示。系統(tǒng)級/分系統(tǒng)級地面驗(yàn)證主要包括仿真驗(yàn)證和地面試驗(yàn)驗(yàn)證兩部分內(nèi)容。系統(tǒng)級驗(yàn)證主要聚焦在分系統(tǒng)間接口匹配性、飛行任務(wù)綜合驗(yàn)證；分系統(tǒng)驗(yàn)證則聚焦在產(chǎn)品功能性能驗(yàn)證。仿真驗(yàn)證主要針對機(jī)械臂操作任務(wù)路徑規(guī)劃、動(dòng)力學(xué)和控制算法正確性和性能指標(biāo)驗(yàn)證。地面試驗(yàn)主要針對機(jī)械臂及操作對象的機(jī)電信息接口匹配性、飛行程序正確性進(jìn)行驗(yàn)證。由于大型空間機(jī)械臂一般采用氣浮平臺作為試驗(yàn)環(huán)境，地面試驗(yàn)大多在二維平面條件下開展。

表1 組合臂操作載荷任務(wù)地面驗(yàn)證矩陣Table 1 Ground verification matrix for macro-micro manipulator operating payload task

3.1 仿真驗(yàn)證

在商用軟件ADAMS 中建立空間站-組合臂-載荷系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)與控制聯(lián)合仿真模型［15-16］。仿真初始狀態(tài)設(shè)置為組合臂攜帶載荷由載荷適配器對接面距離500 mm位置（載荷適配器主被動(dòng)端上下表面相距x=500 mm+108 mm=608 mm）；并人為拉偏前進(jìn)方向偏差x=30 mm、橫向偏差y=15 mm，z=20 mm，模擬組合臂開環(huán)運(yùn)動(dòng)初始偏差。仿真結(jié)果如圖8所示，仿真表明：

圖8 組合臂視覺伺服+力控制插合載荷仿真結(jié)果Fig.8 Visual servo and force control insertion payload simulation results of macro-micro manipulator

1) 載荷適配器捕獲狀態(tài)下，被動(dòng)端下底面到主動(dòng)端上頂面距離108 mm。組合臂攜帶載荷由距離500 mm 位置（此時(shí)載荷適配器主被動(dòng)端上下表面相距500 mm+108 mm=608 mm）開始運(yùn)動(dòng)，如圖8（a）所示，運(yùn)動(dòng)過程的側(cè)擺偏移在±15 mm 以內(nèi)，約30 s后機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)到位，橫向偏差小于載荷適配器的±30 mm的容差范圍。因此，載荷適配器主動(dòng)端與被動(dòng)端可以完成初始定位至對接初始條件。

2) 當(dāng)小機(jī)械臂視覺伺服到位如圖8（b）所示，小臂切換力控制，主動(dòng)出力，克服可能受到的阻力包括：①捕獲裝置的阻力，②捕獲檢測裝置的阻力，③導(dǎo)向機(jī)構(gòu)的支反力、彈性變形力和摩擦力等，且有一定裕量。這里設(shè)置組合臂（小臂）末端期望力30 N 進(jìn)行載荷適配器主被動(dòng)端壓緊，直至捕獲機(jī)構(gòu)捕獲。小臂施力后約7 s，末端力達(dá)到設(shè)定值30 N，關(guān)節(jié)力矩及末端六維力和肩部六維力狀態(tài)正常。小臂關(guān)節(jié)力矩小于150 N?m，在小臂設(shè)計(jì)范圍內(nèi)。末端可以實(shí)現(xiàn)期望力穩(wěn)態(tài)跟蹤30 N。

3) 通過仿真還可判斷小臂力控制對作為基座的大臂的作用，大臂末端位移和整臂末端位姿呈穩(wěn)定狀態(tài)。當(dāng)小臂末端輸出主動(dòng)力穩(wěn)定后，組合臂末端的位置和姿態(tài)也趨于穩(wěn)定狀態(tài)，且此時(shí)，小臂能夠克服大臂位移影響，實(shí)現(xiàn)載荷適配器的插合。

3.2 試驗(yàn)驗(yàn)證

如圖9 所示，在地面利用氣浮平臺搭建試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)，在氣浮臺上平面布局大機(jī)械臂、小機(jī)械臂、載荷正樣產(chǎn)品及其地面零重力工裝（含氣足、支撐支架等），在氣浮臺下設(shè)置模擬空間站暴露平臺的模擬墻安裝載荷適配器被動(dòng)端以及氣足的氣源及其供氣管路［17］。

圖9 組合臂操作載荷系統(tǒng)級地面試驗(yàn)Fig.9 System-level ground test of macro-micro manipulator operating payloads

利用地面電源、地面測試設(shè)備模擬空間站平臺供電和指令發(fā)送及遙測接收，1∶1 驗(yàn)證了組合臂操作暴露載荷安裝的正常/故障飛行程序、組合臂與載荷適配器和載荷接口的匹配性。

4 在軌實(shí)施

2023 年初，中國空間站首次在軌完成了載荷出艙及組合臂安裝任務(wù)。夢天實(shí)驗(yàn)艙貨物氣閘艙載荷轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)攜帶載荷伸出至艙外，組合臂通過視覺伺服捕獲載荷，如圖10（a）所示。組合臂以多關(guān)節(jié)聯(lián)動(dòng)方式，將載荷大范圍轉(zhuǎn)移至問天實(shí)驗(yàn)艙暴露平臺上方。小機(jī)械臂視覺伺服運(yùn)動(dòng)至插合載荷位置，然后進(jìn)入自主流程力控制插合載荷，如圖10（b）所示。

圖10 組合臂在軌操作載荷Fig.10 Macro-micro manipulator operating payloads on orbit

組合臂狀態(tài)下小臂通過載荷相機(jī)完成視覺伺服精定位，視覺伺服精定位持續(xù)時(shí)間為118 s。以圖11 所示時(shí)間軸0 s 時(shí)刻定義為T0，進(jìn)入視覺伺服約40 s，小臂達(dá)到視覺伺服到位閾值，正常退出視覺伺服模式。此時(shí)，載荷適配器主動(dòng)端定位銷已經(jīng)進(jìn)入被動(dòng)端的導(dǎo)向孔內(nèi)，由于天地差異、載荷組件地面精測及在軌組裝偏差及機(jī)械臂視覺伺服到位殘差，小臂末端受到載荷適配器導(dǎo)向結(jié)構(gòu)約束而處于受力狀態(tài)，如圖12所示。以時(shí)間軸119 s時(shí)刻定義為T1，機(jī)械臂和載荷分別進(jìn)入自主交互模式。T1+184 s（T0+303 s）小機(jī)械臂開始實(shí)施力控制插合，T1+192 s（T0+311 s）載荷適配器主被動(dòng)端捕獲，同時(shí)小機(jī)械臂開始卸載作用力。T1+474 s（T0+593 s）載荷適配器鎖定開始，T1+772 s（T0+891 s）載荷適配器鎖定完成，載荷安裝完成。

圖11 安裝載荷期間小臂載荷相機(jī)測量結(jié)果Fig.11 Payload camera measurement of micro manipulator during assembling payload

圖12 安裝載荷期間小臂末端力/力矩Fig.12 Endpoint force/torque of micro manipulator during assembling payload

1) 從小臂末端受力/力矩曲線（圖12）可以看出，視覺伺服定位后的位置殘差造成機(jī)械臂額外受力，對載荷插合造成一定擾動(dòng)；這種狀態(tài)保持到T1+184 s（T0+303 s）小臂切至力控制，垂直于插合方向的期望力（Fy/Fz/Mx/My/Mz）較好地解除了該擾動(dòng)；插合的垂直方向自適應(yīng)后，插合方向力Fx同步很快跟蹤期望插合力，僅7 s 便克服了捕獲阻力，完成了載荷適配器主被動(dòng)端的插合，并使載荷適配器給出捕獲信號。

2) 在小臂關(guān)節(jié)力矩曲線（圖13）中，末端插合期望力由關(guān)節(jié)期望力矩實(shí)現(xiàn)，關(guān)節(jié)實(shí)際力矩在T1+184 s（T0+303 s）開始跟蹤期望力矩。載荷適配器捕獲（實(shí)際作用力尚未達(dá)到期望作用力），小臂收到載荷適配器的總線信號，將期望力矩恢復(fù)至0 N?m，關(guān)節(jié)力矩傳感器實(shí)測力矩重新恢復(fù)至力控制前狀態(tài)，使機(jī)械臂盡可能短時(shí)間施加力控制，降低了微機(jī)械臂操作對宏機(jī)械臂的動(dòng)力學(xué)影響。

圖13 安裝載荷期間小臂關(guān)節(jié)力矩Fig.13 Joint torque of micro manipulator during assembling payload

3) 從小臂載荷相機(jī)測量曲線（圖11）可以看出，插合橫向y/z殘差存在1 mm 左右，偏航姿態(tài)Ψ存在約0.4°的天地差異，這部分隨機(jī)誤差既無法通過視覺伺服閉環(huán)掉，也無法進(jìn)行在軌準(zhǔn)確獲取，本文的力控制柔順自適應(yīng)方案是合理可行的，基本對宏、微機(jī)械臂之間的動(dòng)力學(xué)耦合實(shí)現(xiàn)了解耦。插合方向x在力控制作用下前進(jìn)了約20 mm，這與設(shè)計(jì)狀態(tài)基本一致。

4) 載荷適配器鎖緊過程，小機(jī)械臂已切為零力控制狀態(tài)。這里設(shè)定關(guān)節(jié)隨動(dòng)閾值為20 N?m，因此在T1+474 s（T0+593 s）后，小臂關(guān)節(jié)受力不超過20 N?m 則不進(jìn)行位置調(diào)整，受力狀態(tài)持續(xù)保持。該方案既滿足了載荷適配器從捕獲狀態(tài)到鎖緊狀態(tài)的精確定位調(diào)整適應(yīng)需求，同時(shí)也滿足機(jī)械臂自身穩(wěn)定性需求。

5 結(jié)論

本文針對空間站組合臂操作艙外暴露載荷任務(wù)，分析了機(jī)械臂操作的尺寸鏈誤差，提出了一種空間機(jī)械臂安裝載荷自主安全操控策略。該策略以視覺伺服提高安裝載荷的初始精細(xì)定位精度、以柔順力控制和自主交互流程克服對接殘余位姿偏差，減少交互及力控制持續(xù)時(shí)間，自主安全完成載荷安裝操作。

經(jīng)過地面驗(yàn)證和在軌實(shí)施，空間站組合臂順利完成了首次載荷出艙安裝任務(wù)，機(jī)械臂視覺伺服到位，位置精度優(yōu)于1 mm/姿態(tài)精度優(yōu)于0.5°，力控制平穩(wěn)跟蹤30 N 期望力并實(shí)現(xiàn)了橫向位置殘差的柔順適應(yīng)，自主流程7 s完成對接捕獲并穩(wěn)定卸載作用力，確?？臻g站首次載荷安裝任務(wù)穩(wěn)妥自主安全完成。