大型航天器装配精度检测技术发展综述

简要介绍了大型航天器装配检测对航天器研制的意义,如舱段结构尺寸精度测量、设备安装位姿测量、机构位姿动态监测、结构变形监测等。分析了美国NASA、欧洲ESA以及中国等世界主要宇航机构大型航天器装配检测技术现状,列出了当前常用的装配检测方法和技术指标,剖析了测量原理。结合未来大型航天器尺寸越来越大、精度要求越来越高、任务越来越复杂等特点和装配检测需求,讨论了未来大型航天器装配检测技术的发展趋势,重点分析了多系统集成测量技术的发展、定制化的测量传感器研制以及自动化测量设备开发等发展趋势。

基于手工锡焊的航天器镀金件连接技术研究

根据单芯针孔电连接器等镀金元器件手工焊接出现的焊点断开问题,在详细分析手工钎焊原理和"金脆"产生机理基础上,通过工艺试验针对各失效模式进行了验证,给出了问题出现的原因。结合航天产品的相关工艺规范要求,提出了具体的"去金"焊接工艺措施,同时对"去金"问题以及对可靠性的影响进行了探讨。经过总装生产实践,认为规范化的"去金"焊接提高了焊点的可靠性,验证了该改进方案的可行性,表明了该技术方案合理,有效地确保了航天器总装质量的要求。

工业机器人在航天器装配应用中的质量安全管理

为解决航天器装配中大质量设备安装及人员安全保证问题,对工业机器人在航天器装配应用中的质量安全管理进行研究。依据航天器装配中应用工业机器人的特点,通过激光扫描传感器实现机器人移动平台的碰撞预警,对移动平台的防倾覆进行受力分析,采用柔顺控制方法,实现机器人对外界环境的柔顺响应;同时,提出在管理上采取措施以规范、约束操作者的行为,达到在装配过程中的质量保证。该研究可为其他类似的自动化设备应用提供参考。

机器人动态受力感知及零重力运动模拟技术

针对航天器在轨服务任务的地面零重力模拟需求,研究基于工业机器人的零重力运动模拟技术。建立基于BP神经网络的受力感知预测模型,该模型采用机器人末端姿态、加速度、角速度和角加速度作为输入层参数,采用机器人末端六维力传感器数据作为输出层参数,实现了对机器人末端负载的高精度动态受力感知。设计正交试验方法确定机器人的运动路径点进行样本数据采集,实现了受力感知预测模型对机器人全工作空间的覆盖。进一步,基于对机器人末端负载的受力感知数据,应用动力学理论计算负载在失重状态下的运动速度,并控制机器人执行相应的运动,实现了对机器人末端负载的零重力运动模拟。

基于智能主模型的航天器工装建模与分析一体化方法

描述了基于智能主模型的航天器运输工装设计方法,分析了航天器运输工装设计流程,采用多层级骨架实现航天器运输工装的结构控制,采用智能主模型数据接口实现工装建模与分析一体化。在Pro/E平台上开发了航天器运输工装设计系统,将运输工装快速建模与工程分析融合,自动地将结构设计结果推送到分析软件中,实现结构设计到工程分析的自动化和集成化。

基于柔顺控制的航天器大部件机器人装配技术

针对航天器大部件装配需求,给出一套基于力/位控制的机器人柔顺装配方法。基于装配界面作用力方向及机器人工具坐标系方向,实时计算用于力/位控制的笛卡尔坐标系。为避免力控制过程中的机器人抖动,设计了力与机器人速度的“S”型关系曲线。针对自由空间力控制、销钉导向等典型应用需求给出了力/位控制策略。针对机器人负载发生变化情况下的界面分离问题,对机器人在装配不同阶段下负载的质量特性进行预先测量,在界面分离时进行负载质量特性参数的切换,实现对应负载的重力补偿,并采用柔顺控制方法释放待分离界面的作用力,最终实现界面安全分离。试验结果表明,采用所设计的力/位控制方法,在工件安装的各主要过程中,工件可以稳定顺应外部约束,最终安装到位,在界面分离阶段,所述方法可以有效释放界面作用力,实现界面安全分离。

基于六维力传感器的工业机器人末端负载受力感知研究

针对工业机器人末端负载与外界环境接触力的感知需求,在机器人法兰与负载之间设置六维力传感器,并研究一套标定与计算方法,综合考虑负载重力作用、传感器零点、机器人安装倾角等因素,利用不少于3个机器人姿态下的力传感器数据,可求得传感器零点、机器人安装倾角、负载重力大小、负载重心坐标等参数,进一步可消除传感器零点及负载重力对受力感知的影响,精确得到机器人末端负载所受的外部作用力与力矩.实验得到对于重量从320 N到1 917 N的负载,在静态条件下,感知外力的误差在负载重力的0.28%以内,感知外力矩的误差在负载对传感器力矩的0.59%以内.

视觉与力觉结合的卫星部件机器人装配

针对卫星特殊部件的装配需求,为了使机器人具有适用不同工况的柔性并在卫星多变的装配工况中获得较高的应用效率,本文研究视觉引导与力反馈控制下的机器人装配技术,给出一种视觉与力觉结合的机器人装配方案:在装配孔位安装辅助销钉,通过视觉引导将部件引导至销钉的锥面导向范围内,而后在销钉导向下对机器人采用力反馈控制,实现工件的准确装配到位。采用红外相机结合合作靶标的方式实现稳定地视觉识别与目标定位,设计了探针式测量工具,并给出测量方法,实现了目标点位的柔性便捷测量。给出了一种已知空间对应点对条件下,求位姿变换矩阵及机器人目标位姿的计算方法。采用力/位混合控制方法实现柔顺销钉导向控制。实验结果表明:装配对应孔位的测量匹配误差在2.9 mm以内,机器人在视觉引导下,可以将工件运送至销钉的导向范围内,并在销钉导向及力反馈控制下将工件准确装配到位,力控制阈值为30 N。证明了本文所采用的技术可以满足卫星部件装配的工程实施要求。

基于OpenCV的图像椭圆特征识别与定位研究

面向平板零件上螺纹孔的识别定位需求,基于开源计算机视觉库OpenCV进行椭圆特征的识别与定位研究;采用Canny边缘检测算法提取图像边缘信息,对边缘图像通过轮廓检索得到单一的连续轮廓,并对得到的每一条连续轮廓进行椭圆拟合;研究给出一种评价轮廓与所拟合椭圆误差的计算方法,以此误差为准则实现非椭圆特征的剔除;进一步针对螺纹孔形成的相套椭圆特征,采用聚类筛选的方法得到螺纹孔对应的内环椭圆特征,从而实现了板上螺纹孔的识别与定位。

运输包装箱的多载荷减振设计研究

目的考虑降低成本,提高效率,面向卫星产品型谱的通用式包装箱设计势在必行。如何确定和选用一种适应于不同载荷特性的减振方案,成为航天器运输减振设计的关键点和技术难点。方法针对这一问题,分析了目标产品的尺寸接口和质量特性,对卫星不同舱段运输工况进行了振动特性分析和试验。结果在此基础上设计了一种适用于3种卫星舱体、4种运输状态通用的包装箱减振分系统,并对装载尺寸参数进行了优化。系统一阶垂向频率不高于5.8 Hz。结论运输试验数据表明新型减振系统对航天产品的减振效果满足要求。

基于虚拟立方镜的航天器总装精度测量新方法

为解决使用常规基于真实立方镜的航天器总装精度测量方法无法测得设备在航天器坐标系下安装角度的问题,提出一种基于虚拟立方镜的航天器总装精度测量新方法。利用2个毫无关系的矢量成功构建一个虚拟的立方镜,再以其为传递基准来测量计算出被测设备在航天器坐标系下的安装角度,并进行实例仿真。结果表明:该方法已经过验证,并得到各方一致认可,可应用到后续型号的总装精度测量工作中。

基于关联模型的航天器AIT数据查询系统

随着卫星、飞船等航天器总装任务的持续增长,AIT过程中设计、工艺、生产、测试、试验、技术状态等方面的信息也不断增加。AIT工艺师在工艺规划、工艺设计、技术状态控制等典型工作过程中,需要对特定产品状态或工艺参数进行频繁查询、追溯。文中建立的航天器总装产品数据查询系统,通过对总装全过程记录的收集、处理和展示,结合AIT业务模型自动建立数据间的关联关系,高效地实现产品数据查询、分析利用和指定格式输出的需求,为型号产品的总体技术状态管理和过程质量监控分析提供数据和平台支持。

卫星远场测试工艺装备设计

导航卫星播发信号的用户等效测距误差(UERE)受到众多因素的影响,多径效应是其中较为主要的一个因素。为了测定卫星外形布局对多径效应及其带来的伪距误差的影响,同时为了验证减少多径效应的布局优化措施是否有效,有必要进行导航卫星的无线测试。在对试验技术条件进行充分研究后,设计了一系列的试验支持装配和工具,满足了多个状态的测试要求。通过工装的关键功能设计,完成了某卫星远场测试,测定了导航定位误差在典型工况下的量级,对卫星导航误差分析和提高定位精度有着重要意义。

大型载人航天器电缆网铺设工艺优化方法探究

以某大型载人航天器的电缆铺设工作为背景,针对电缆数量庞大、分支繁多、布局复杂的情况,在现行的三维模型指导总装的模式下,运用三维虚拟仿真技术和信息提取与模型二次开发的手段,提出了一种电缆网铺设工艺优化的思路和方法,用以降低复杂电缆网铺设工作的难度,提高铺设效率,可以为大型复杂航天器电缆铺设工作提供借鉴。

“高分二号”上相机和星敏感器相对安装姿态的测量

为了精确测量"高分二号"(GF-2)卫星上相机和星敏感器的相对安装姿态,建立了一套高精度自动化测量系统。针对该系统研究了基于多传感器数据融合的高精度测量算法、基于理论安装数据驱动的自动测量模型、以及基于图像识别的立方镜法线搜索算法。该测量系统主要由二维龙门导轨、精密转台和CCD成像辅助准直的自准直经纬仪构成,通过融合精密转台的转动角度、自准直经纬仪的俯仰角和偏航角等数据计算被测设备安装姿态角度。测量时需先对系统进行标定,制定自动测量规划,然后通过电机驱动使设备自动到达预定位置和角度进行测量。若星上设备安装偏差较大导致被测对象超出自准直经纬仪测量范围时,可启动CCD相机对被测对象局部区域进行搜索识别,并引导自准直经纬仪实现精确准直测量。对测量系统进行了实验验证,结果显示:该系统姿态测量精度可以达到5″,与标准值比对最大偏差为4.1″;该测量系统已用于GF-2卫星的相机和星敏器相对姿态测量中,重复标准差最大为3.5″,满足GF-2对机上设备安装姿态测量精度的需求。

一种基于机器人的航天器大型部件自主装配方法

航天器大型部件在狭小空间中装配存在着视野受限、目标位置不可见等问题,传统的吊装方法无法精确调整位姿、磕碰风险极高.本文提出一种基于双目视觉定位的机器人辅助装配路径规划方法.该方法以航天器、待安装部件以及机器人等装配要素的3维模型为基础,采用双目视觉系统对航天器上安装位置的几何特征进行精确定位.利用测量结果确定机器人和航天器之间的相对位姿关系,进而构建航天器装配现场的虚拟环境,识别装配过程中的几何约束,然后利用轴对齐包围盒方法进行碰撞检测,采用随机路图法规划出一条无干涉的装配路径,最后利用离线编程技术生成机器人可执行的装配序列.以某型号航天器激光测高仪为对象开展装配试验,完成了大型部件在狭小凹舱内的无磕碰安装.结果表明该方法可以实现对螺纹孔精准定位,快速规划出无干涉装配路径,能够控制机器人安全、高效完成大型部件在狭小空间下的安装作业.

基于试验设计方法和响应面方法的九索并联机构优化设计

提出一种九索驱动的6自由度柔性并联机构。依据静力学方程推导出该九索柔性并联机构的结构矩阵,使用力封闭算法计算出九索并联机构在特定受力状态下索力的分布,通过判断不同位置各索拉力的大小,从而确定出柔索并联机构在特定设计参数和特定受力状态下的工作空间。并以工作空间和工作空间分布情况为优化指标对索并联机构进行优化设计,利用三种试验设计方法布置试验点的位置,利用响应面法构建二阶响应面模型,从而对九索在框架上的安装位置、九索在动平台上下表面的连接位置进行优化设计,获得能使工作空间最大且沿竖直方向分布最均匀的优化结果。最后利用ADAMS搭建九索并联机构的虚拟样机模型,进行仿真分析,验证优化结果的准确性和优化过程的合理性。

“天问一号”探测器舱体抛离试验系统设计与验证

火星探测器防热大底和背罩的高速抛离是进入、下降、着陆过程中的关键环节之一,需在地面开展有效的试验验证。文章针对抛防热大底、抛背罩地面试验中高速度、高加速度跟随和空间力、力矩耦合施加问题,提出了采用电机驱动的主动式分离方案和空间力、力矩的耦合控制方法,设计了试验系统并建立了动力学模型,分别开展了仿真和试验验证。试验结果表明,大底和背罩分离过程中的受力状态得到准确施加,且与仿真结果基本吻合,验证了分离方案的可行性。该试验方法有效验证了火星探测器大底和背罩抛离过程的机械安全性,也为其他航天器的分离试验提供了有益参考。

适应高温隔热屏安装的卫星1194A接口质测适配器设计

为了优化某卫星的发射场总装和测试流程,避免反复装拆高温隔热屏或在卫星加注后安装高温隔热屏的高难度操作,文章提出了一种适用于1194A接口卫星的适配方案。经过对安装高温隔热屏的卫星与质测适配器的接口尺寸分析,以及对相关操作流程的分析和对比,设计了1194A接口的工艺转接环;经静力学分析和公差设计,解决了高温隔热屏下缘伸出卫星对接框下侧而与质测适配器发生干涉的问题。该适配器在某型号卫星上应用后,质测结果的称重精度为0.5 kg,力矩测量精度为0.2 kg m,满足技术要求。

局限空间内的静态星模测试支架设计

某通用卫星平台配置的星敏感器设备的在轨热控制用星敏辐射器及其安装支架与星模安装位置存在空间干涉,在进行星模测试前必须先拆除星敏辐射器。文章针对此问题,对星敏设备安装流程和空间尺寸特点进行分析,提出一种用于受限操作空间的静态星模测试支架。通过计算星模测试所需的光轴角和旋转角的允差,经精确尺寸设计,利用结构微变形,合理设置测调策略,在受限空间的约束下实现了星模测试支架的小型化,以及星敏辐射器的安装与静态星模测试的兼容。静力分析和星上试验的结果均验证了设计的可行性。小型化星模测试支架的应用降低了卫星总装风险,优化了总装流程,提高了总装效率。