CN105015800B - 航天器舱段在地面上的自动化装配系统 - Google Patents

Abstract

航天器舱段在地面上的自动化装配系统，属于大尺寸空间测量装配技术领域。为了解决目前航天器舱段在地面上装配时稳定性差和对接精度低的问题。所述装配系统包括总控系统、激光跟踪仪和并联机构；总控系统，用于控制激光跟踪仪，并根据激光跟踪仪测量的位置信息，获得舱段的固定段端面、移动段端面和并联机构的位置，根据获得的位置信息，解算得到固定段端面和移动段端面的相对位置数据，并根据所述相对位置数据，控制并联机构；激光跟踪仪，用于利用T‑Probe或靶球测量固定段端面、移动段端面和并联机构的位置信息；并联机构，用于根据总控系统的控制，控制舱段的移动段运动。本发明用于航天器生产中。

Description

航天器舱段在地面上的自动化装配系统

技术领域

本发明属于大尺寸空间测量装配技术领域。

背景技术

现代飞机、火箭及导弹的部件数量繁多、外形复杂、结构轻薄易变形的特点使得其装配成为了一项难度大、设计多领域的复杂工程。装配工艺在很大程度上决定了飞机、火箭及导弹的最终质量、制造成本和生产周期。

目前，大部分航天器大型舱段的对接和分离为垂直状态的吊装方式，其安全与质量主要依靠工艺人员的工程经验和操作人员的个体技能水平，对接的稳定性与精度均无法得到保证。

大尺寸空间测量装配技术在飞机、火箭及导弹的自动化生产过程中发挥了不可替代的重要作用。因此开展大尺寸空间测量装配技术的研究，对于提升航天器生产的技术水平，具有非常重大的意义和价值。

发明内容

本发明的目的是为了解决目前航天器舱段在地面上装配时稳定性差和对接精度低的问题，本发明提供一种航天器舱段在地面上的自动化装配系统。

本发明的航天器舱段在地面上的自动化装配系统，

所述装配系统包括总控系统、激光跟踪仪和并联机构；

总控系统，用于控制激光跟踪仪，并根据激光跟踪仪测量的位置信息，获得舱段的固定段端面、移动段端面和并联机构的位置，根据获得的位置信息，解算得到固定段端面和移动段端面的相对位置数据，并根据所述相对位置数据，控制并联机构；

激光跟踪仪，用于利用T-Probe或靶球测量固定段端面、移动段端面和并联机构的位置信息；

并联机构，用于根据总控系统的控制，控制舱段的移动段运动。

所述总控系统，根据获得的位置信息，控制并联机构包括：

根据获得的位置信息，建立固定段端面的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂；

根据获得的位置信息，建立并联机构在三维转动时的并联机构坐标系O₃-X₃Y₃Z₃；

当固定段端面与移动段端面坐标系原点的距离大于或等于(l+dl)mm时，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵；

当固定段端面与移动段端面坐标系原点的距离小于(l+dl)mm时，对并联机构进行误差补偿，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵；固定段端面上的销钉的长度为lmm，0.1<d<1；

根据获得转换矩阵，求得并联机构需要转动的角度和移动的位移，

利用坐标系转换将获得的角度和位移转换到并联机构的六自由度数据；

根据六自由度数据，控制并联机构运动到指定位置。

所述激光跟踪仪，用于利用靶球测量固定段端面和移动段端面的位置信息包括：

靶球测量后输出靶球中心的空间三自由度坐标；

固定段端面与移动段端面均为平面，在固定段端面和移动段端面分别选取三个基准点，在选取的基准点上各固定一个靶球；

所述总控系统，根据获得的位置信息，建立固定段端面的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂包括：

固定段端面三个靶球S₁、S₂和S₃，取S₁和S₂连线的中点S左移dmm的点O₁为坐标原点，以向量为Z₁轴，向量为Y₁轴，X₁轴垂直于S₁、S₂和S₃组成的平面，指向由右手定则确定，且过点O₁，由此建立固定段端面的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁；d为端面到靶球球心的距离；

移动段端面三个靶球M₁、M₂和M₃，取M₁和M₂连线的中点M右移dmm的点O₂为坐标原点，以向量为Z₂轴，向量为Y₂轴，X₂轴垂直于组成的平面，指向由右手定则确定，且过点O₂，建立移动段端面的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂。

所述总控系统，根据获得的位置信息，建立固定段端面的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂进一步包括：

激光跟踪仪分别测量三个靶球点在激光跟踪仪坐标系下的坐标分别为 和且S₁和S₂连线的中点S在激光跟踪仪坐标系下的坐标为

根据求得的三个基准点的坐标求出向量和向量获得向量和向量的夹角余弦值从而求出S₁、S₂和S₃在固定段端面的标定坐标系下的坐标S₁ 其中，

根据S1、S2和S3在固定段端面的标定坐标系下的坐标，获得向量和利用叉乘公式求得向量将向量和单位化，得到固定段端面的标定坐标系下的矩阵 垂直于向量和向量

根据S1、S2和S3在激光跟踪仪坐标系下的坐标，获得三个单位化后向量在激光跟踪仪坐标系下的矩阵

根据公式Q＝R_LSP，求出固定段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R_LS；

根据获得的转换矩阵R_LS，利用公式获得固定段端面的标定坐标系下原点在激光跟踪仪坐标系下的坐标O₁＝(X_S,Y_S,Z_S)'，以向量为Z₁轴，向量为Y₁轴，X₁轴垂直于S₁、S₂和S₃组成的平面，指向由右手定则确定，且过点O₁，获得固定段端面的标定坐标系相对于激光跟踪仪坐标系的转换坐标系O₁-X₁Y₁Z₁；

根据上述方法获得移动段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R_LM和固定段端面的标定坐标系相对于激光跟踪仪坐标系的转换坐标系O₂-X₂Y₂Z₂。

所述总控系统，根据获得的位置信息，建立并联机构在三维转动时的并联机构坐标系O₃-X₃Y₃Z₃包括：

所述并联机构为正三角形结构；

分别选取并联机构的三条边的中点处为基准点，分别设置靶球P₁、P₂和P₃，P₁、P₂和P₃构成正三角形，所述正三角形的正下方dmm处为坐标原点O₃，并联机构做三自由度转动时，O₃在空间中的坐标保持不变，所述正三角形的中心为P，向量为X₃轴，向量为Y₃轴，Z₃轴过原点O₃，并垂直于所述正三角形所长平面，由此建立并联机构坐标系O₃-X₃Y₃Z₃，并求出并联机构坐标系相对于激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R_LP。

所述总控系统，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵包括：

利用转换矩阵R_LS和R_LM，获得移动段端面的标定坐标系相对于固定段端面的标定坐标系的转换矩阵R_SM＝R_LS·R_LM，进而求得移动段端面的标定坐标系相对于并联机构坐标系的转换矩阵R_PM＝R_LP·R_LM；

求得并联机构从初始姿态到最终姿态的旋转矩阵所述矩阵R即为固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联坐标系下的转换矩阵。

所述总控系统，根据获得的转换矩阵，求得并联机构需要转动的角度和移动的位移包括：

所述转换矩阵R：

其中，α为并联机构沿X轴的滚转角，β为沿Y轴的偏航角，γ为沿Z轴的俯仰角；

根据转换矩阵R，通过反三角函数解算出并联机构转动的角度；

对移动段端面的标定坐标系的原点坐标O₂进行转换，获得转换后的移动段端面的标定坐标系原点的坐标为其中O₃为并联机构坐标系的坐标原点；

根据固定段端面的标定坐标系的原点在激光跟踪仪坐标系中的位置O₃和转换后的移动段端面的标定坐标系原点的坐标O′₂，获得移动段端面的标定坐标系的原点与固定段端面的标定坐标系的原点的向量将向量投影到并联机构坐标系下即可求出并联机构应该移动的位移L：

所述当固定段端面与移动段端面接近时，对并联机构进行误差补偿，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵包括：

当采用T-Probe时，

根据T-Probe测得滚转角、偏航角和俯仰角，利用激光跟踪仪默认的转换顺序求出T-Probe坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R^Leica：

α为并联机构沿X轴的滚转角，β为沿Y轴的偏航角，γ为沿Z轴的俯仰角；

由移动段端面的标定坐标系到T-Probe坐标系的转换矩阵为R_TM：

R_TM＝(R^Leica)^-1·R_LM；

R_LM为移动段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵，而T-Probe坐标系相对于固定段端面的标定坐标系的转换矩阵R_ST：

R_LS为固定段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵，因此可以求出并联机构移动过程中移动段端面的标定坐标系相对于固定段端面的标定坐标系的并联机构矩阵

从而求得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵R^t：

R_PM为移动段端面的标定坐标系相对于并联机构坐标系的转换矩阵。

所述当固定段端面与移动段端面坐标系原点距离小于(l+dl)mm时，对并联机构进行误差补偿，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵包括：

控制并联机构暂停运动；

发送指令控制激光跟踪仪扫描并联机构上的靶球，根据扫描获得的位置信息，获得当前位置移动段端面的标定坐标系相对于激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R_LM ¹：

R_LM ¹＝R_PM·R_LM ¹；R_PM为移动段端面的标定坐标系相对于并联机构坐标系的转换矩阵；

进而获得当前位置移动段端面的标定坐标系相对于固定段端面的标定坐标系的并联机构矩阵R_SM ¹：

R_LS为固定段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵；

从而求得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵R¹：

本发明的有益效果在于，

本发明自动测量数据、自动解算、自动控制并联机构5搭载舱段对接，在保证稳定性的前提下，极大提高了对接精度。本发明在测量时选用的是精度极高的激光跟踪仪3代替传统的视觉测量手段，提高测量精度，其靶标为靶球和T-Probe；运动控制使用六自由度并联机构5实现，六自由度并联机构5搭载舱段平移；为提高其稳定性，并在对接装配过程中加入闭环补偿环节，补偿了建立坐标系以及在对接运动中的误差。本发明在保证极高精度的前提下能够实现航天器舱段之间的地面全自动化对接。本发明解决了航天器舱段在地面转配过程中由于航天器舱段质量较大而不能保证对接精度，同时容易出现刚性碰撞的情况。

附图说明

图1为具体实施方式一所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的原理示意图。

图2是具体实施方式中激光跟踪仪3的原理示意图。

图3是具体实施方式三中建立的固定段端面1的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面2的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂的原理示意图。

图4是具体实施方式建立并联机构在三维转动时的并联机构坐标系O₃-X₃Y₃Z₃的原理示意图。具体实施方式

具体实施方式一：结合图1和图2说明本实施方式，说明本实施方式，本实施方式所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统，所述装配系统包括总控系统4、激光跟踪仪3和并联机构5；

总控系统4，用于控制激光跟踪仪3，并根据激光跟踪仪3测量的位置信息，获得舱段的固定段端面1、移动段端面2和并联机构5的位置，根据获得的位置信息，解算得到固定段端面1和移动段端面2的相对位置数据，并根据所述相对位置数据，控制并联机构5；

激光跟踪仪3，用于利用T-Probe或靶球测量固定段端面1、移动段端面2和并联机构5的位置信息；

并联机构5，用于根据总控系统4的控制，控制舱段的移动段运动。

本实施方式的总控系统4包括激光跟踪仪3控制器和总控计算机，负责信息处理以及发送控制指令；

激光跟踪仪3是通过测量目标点靶标的水平夹角α、垂直夹角β和到原点的距离S来测定其空间位置的，将球坐标转换为直角坐标系下坐标可得到靶球在激光跟踪仪3坐标系下的坐标(X,Y,Z)。

激光跟踪仪3固定于地面上，必须保证其所处的位置能够使得其视野能够测量到所有位置上的靶球，负责采集测量靶球以及T-Probe的位置信息，固定段固定于地面上的固定架子上，移动段固定于并联机构5上由并联机构5来控制其运动。

具体实施方式二：本实施方式是对具体实施方式一所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的进一步限定，所述总控系统4，根据获得的位置信息，控制并联机构5包括：

根据获得的位置信息，建立固定段端面1的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面2的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂；

根据获得的位置信息，建立并联机构5在三维转动时的并联机构5坐标系O₃-X₃Y₃Z₃；

当固定段端面1与移动段端面2坐标系原点的距离大于或等于(l+dl)mm时，获得固定段端面1的标定坐标系相对于移动段端面2的标定坐标系在并联机构5坐标系下的转换矩阵；

当固定段端面1与移动段端面2坐标系原点的距离小于(l+dl)mm时，对并联机构5进行误差补偿，从而可以有效减小对接过程中产生的误差，提高了对接精度，获得固定段端面1的标定坐标系相对于移动段端面2的标定坐标系在并联机构5坐标系下的转换矩阵；固定段端面1上有销钉，可以进入移动段端面2上的销孔内，已达到固定舱段的作用，固定段端面1上的销钉的长度为lmm，0.1<d<1；

根据获得转换矩阵，求得并联机构5需要转动的角度和移动的位移，

利用坐标系转换将获得的角度和位移转换到并联机构5的六自由度数据；

根据六自由度数据，控制并联机构5运动到指定位置。

为使水平对接的两个对接端面能够完全贴合，需使得两个平面的中心点以及以两个平面建立的坐标系完全重合，因此需求出固定段端面1标定坐标系相对于移动段端面2标定坐标系在并联机构5坐标系下的转换矩阵，进而求得并联机构5需要转动的角度和移动的位移，然后利用坐标系转换将所求得的六自由度数据转换到并联机构5的六自由度数据，通过总控系统4将该组数据发送到并联机构5中控制并联机构5运动到指定位置。

在装配过程中，要利用T-Probe或者靶球建立实时坐标系，对当前的并联机构5坐标系进行标定，然后通过坐标系转换可以求得当前位置状态下的移动级段坐标系实时数据，通过与理论数据相比求解得到运动过程中产生的误差，总控系统4对误差项进行补偿，将从而使得并联机构5在运动过程中逐渐消除误差项，极大提高了装配精度。

具体实施方式三：结合图3说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式二所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的进一步限定，所述激光跟踪仪3，用于利用靶球测量固定段端面1和移动段端面2的位置信息包括：

靶球测量后输出靶球中心的空间三自由度坐标；

固定段端面1与移动段端面2均为平面，在固定段端面1和移动段端面2分别选取三个基准点，在选取的基准点上各固定一个靶球；

所述总控系统4，根据获得的位置信息，建立固定段端面1的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面2的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂包括：

固定段端面1三个靶球S₁、S₂和S₃，取S₁和S₂连线的中点S左移dmm的点O₁为坐标原点，以向量为Z₁轴，向量为Y₁轴，X₁轴垂直于S₁、S₂和S₃组成的平面，指向由右手定则确定，且过点O₁，由此建立固定段端面1的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁；d为端面到靶球球心的距离；

移动段端面2三个靶球M₁、M₂和M₃，取M₁和M₂连线的中点M右移dmm的点O₂为坐标原点，以向量为Z₂轴，向量为Y₂轴，X₂轴垂直于组成的平面，指向由右手定则确定，且过点O₂，建立移动段端面2的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂。

具体实施方式四：本实施方式是对具体实施方式三所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的进一步限定，所述总控系统4，根据获得的位置信息，建立固定段端面1的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面2的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂进一步包括：

激光跟踪仪3分别测量三个靶球点在激光跟踪仪3坐标系下的坐标分别为 和且S₁和S₂连线的中点S在激光跟踪仪3坐标系下的坐标为

根据求得的三个基准点的坐标求出向量和向量获得向量和向量的夹角余弦值从而求出S₁、S₂和S₃在固定段端面1的标定坐标系下的坐标其中，

根据S1、S2和S3在固定段端面1的标定坐标系下的坐标，获得向量和利用叉乘公式求得向量将向量和单位化，得到固定段端面1的标定坐标系下的矩阵 垂直于向量和向量

根据S1、S2和S3在激光跟踪仪3坐标系下的坐标，获得三个单位化后向量在激光跟踪仪3坐标系下的矩阵

根据公式Q＝R_LSP，求出固定段端面1的标定坐标系到激光跟踪仪3坐标系的转换矩阵R_LS；

根据获得的转换矩阵R_LS，利用公式获得固定段端面1的标定坐标系下原点在激光跟踪仪3坐标系下的坐标O₁＝(X_S,Y_S,Z_S)'，以向量为Z₁轴，向量为Y₁轴，X₁轴垂直于S₁、S₂和S₃组成的平面，指向由右手定则确定，且过点O₁，获得固定段端面1的标定坐标系相对于激光跟踪仪3坐标系的转换坐标系O₁-X₁Y₁Z₁；

根据上述方法获得移动段端面2的标定坐标系到激光跟踪仪3坐标系的转换矩阵R_LM和固定段端面1的标定坐标系相对于激光跟踪仪3坐标系的转换坐标系O₂-X₂Y₂Z₂。

具体实施方式五：结合图4说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式四所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的进一步限定，所述总控系统4，根据获得的位置信息，建立并联机构5在三维转动时的并联机构5坐标系O₃-X₃Y₃Z₃包括：

所述并联机构5为正三角形结构；

分别选取并联机构5的三条边的中点处为基准点，分别设置靶球P₁、P₂和P₃，P₁、P₂和P₃构成正三角形，所述正三角形的正下方dmm处为坐标原点O₃，并联机构5做三自由度转动时，O₃在空间中的坐标保持不变，所述正三角形的中心为P，向量为X₃轴，向量为Y₃轴，Z₃轴过原点O₃，并垂直于所述正三角形所长平面，由此建立并联机构5坐标系O₃-X₃Y₃Z₃，并求出并联机构5坐标系相对于激光跟踪仪3坐标系的转换矩阵R_LP。

具体实施方式六：本实施方式是对具体实施方式五所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的进一步限定，所述总控系统4，获得固定段端面1的标定坐标系相对于移动段端面2的标定坐标系在并联机构5坐标系下的转换矩阵包括：

利用转换矩阵R_LS和R_LM，获得移动段端面2的标定坐标系相对于固定段端面1的标定坐标系的转换矩阵R_SM＝R_LS·R_LM，进而求得移动段端面2的标定坐标系相对于并联机构5坐标系的转换矩阵R_PM＝R_LP·R_LM；

求得并联机构5从初始姿态到最终姿态的旋转矩阵所述矩阵R即为固定段端面1的标定坐标系相对于移动段端面2的标定坐标系在并联坐标系下的转换矩阵。

具体实施方式七：本实施方式是对具体实施方式六所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的进一步限定，所述总控系统4，根据获得的转换矩阵，求得并联机构5需要转动的角度和移动的位移包括：

所述转换矩阵R：

其中，α为并联机构5沿X轴的滚转角，β为沿Y轴的偏航角，γ为沿Z轴的俯仰角；

根据转换矩阵R，通过反三角函数解算出并联机构5转动的角度；

对移动段端面2的标定坐标系的原点坐标O₂进行转换，获得转换后的移动段端面2的标定坐标系原点的坐标为其中O₃为并联机构5坐标系的坐标原点；

根据固定段端面1的标定坐标系的原点在激光跟踪仪3坐标系中的位置O₃和转换后的移动段端面2的标定坐标系原点的坐标O′₂，获得移动段端面2的标定坐标系的原点与固定段端面1的标定坐标系的原点的向量将向量投影到并联机构5坐标系下即可求出并联机构5应该移动的位移L：

具体实施方式八：本实施方式是对具体实施方式二所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的进一步限定，当移动级段与固定级段的距离较近时，需要加入闭环补偿环节以保证对接的精度，避免发生刚性碰撞。

所述当固定段端面1与移动段端面2接近时，对并联机构5进行误差补偿，获得固定段端面1的标定坐标系相对于移动段端面2的标定坐标系在并联机构5坐标系下的转换矩阵包括：

当采用T-Probe时，

根据T-Probe测得滚转角、偏航角和俯仰角，利用激光跟踪仪3默认的转换顺序求出T-Probe坐标系到激光跟踪仪3坐标系的转换矩阵R^Leica：

α为并联机构5沿X轴的滚转角，β为沿Y轴的偏航角，γ为沿Z轴的俯仰角；

由移动段端面2的标定坐标系到T-Probe坐标系的转换矩阵为R_TM：

R_TM＝(R^Leica)^-1·R_LM；

R_LM为移动段端面2的标定坐标系到激光跟踪仪3坐标系的转换矩阵，而T-Probe坐标系相对于固定段端面1的标定坐标系的转换矩阵R_ST：

R_LS为固定段端面1的标定坐标系到激光跟踪仪3坐标系的转换矩阵，因此可以求出并联机构5移动过程中移动段端面2的标定坐标系相对于固定段端面1的标定坐标系的并联机构5矩阵

从而求得固定段端面1的标定坐标系相对于移动段端面2的标定坐标系在并联机构5坐标系下的转换矩阵R^t：

R_PM为移动段端面2的标定坐标系相对于并联机构5坐标系的转换矩阵。

根据旋转矩阵从而解算出并联机构5的目标姿态，进而用来反馈控制并联机构5运动。

控制并联机构5沿着当前解算处的位移角度信息继续运动，移动较小位移之后继续解算补偿，不断循环，直至移动级段端面与固定级段端面完全贴合，这种补偿可以大限度减小误差。

具体实施方式九：本实施方式是对具体实施方式二或七所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的进一步限定，

所述当固定段端面1与移动段端面2坐标系原点距离小于(l+dl)mm时，对并联机构5进行误差补偿，获得固定段端面1的标定坐标系相对于移动段端面2的标定坐标系在并联机构5坐标系下的转换矩阵包括：

控制并联机构5暂停运动；

发送指令控制激光跟踪仪3扫描并联机构5上的靶球，根据扫描获得的位置信息，获得当前位置移动段端面2的标定坐标系相对于激光跟踪仪3坐标系的转换矩阵R_LM ¹：

R_LM ¹＝R_PM·R_LM ¹；R_PM为移动段端面2的标定坐标系相对于并联机构5坐标系的转换矩阵；

进而获得当前位置移动段端面2的标定坐标系相对于固定段端面1的标定坐标系的并联机构5矩阵R_SM ¹：

R_LS为固定段端面1的标定坐标系到激光跟踪仪3坐标系的转换矩阵；

从而求得固定段端面1的标定坐标系相对于移动段端面2的标定坐标系在并联机构5坐标系下的转换矩阵R¹：

根据旋转矩阵从而解算出并联机构5的目标姿态，进而用来反馈控制并联机构5运动。

控制并联机构5沿着当前解算处的位移角度信息继续运动，移动较小位移之后继续解算补偿，不断循环，直至移动级段端面与固定级段端面完全贴合，这种补偿可以大限度减小误差。

Claims (7)

1.航天器舱段在地面上的自动化装配系统的装配方法，所述装配系统包括总控系统、激光跟踪仪和并联机构；

总控系统，用于控制激光跟踪仪，并根据激光跟踪仪测量的位置信息，获得舱段的固定段端面、移动段端面和并联机构的位置，根据获得的位置信息，解算得到固定段端面和移动段端面的相对位置数据，并根据所述相对位置数据，控制并联机构；

激光跟踪仪，用于利用T-Probe或靶球测量固定段端面、移动段端面和并联机构的位置信息；

并联机构，用于根据总控系统的控制，控制舱段的移动段运动；

所述总控系统，根据获得的位置信息，控制并联机构包括：

根据获得的位置信息，建立固定段端面的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂；

根据获得的位置信息，建立并联机构在三维转动时的并联机构坐标系O₃-X₃Y₃Z₃；

当固定段端面与移动段端面坐标系原点的距离大于或等于(l+δ*l)mm时，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵；

当固定段端面与移动段端面坐标系原点的距离小于(l+δ*l)mm时，对并联机构进行误差补偿，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵；固定段端面上的销钉的长度为lmm，0.1<δ<1；

根据获得转换矩阵，求得并联机构需要转动的角度和移动的位移，

利用坐标系转换将获得的角度和位移转换到并联机构的六自由度数据；

根据六自由度数据，控制并联机构运动到指定位置；

其特征在于，

所述当固定段端面与移动段端面接近时，对并联机构进行误差补偿，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵包括：

当采用T-Probe时，

根据T-Probe测得滚转角、偏航角和俯仰角，利用激光跟踪仪默认的转换顺序求出T-Probe坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R^Leica：

α为并联机构沿X轴的滚转角，β为沿Y轴的偏航角，γ为沿Z轴的俯仰角；

由移动段端面的标定坐标系到T-Probe坐标系的转换矩阵为R_TM：

R_TM＝(R^Leica)^-1·R_LM；

R_LM为移动段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵，而T-Probe坐标系相对于固定段端面的标定坐标系的转换矩阵R_ST：

$R_{ST}=R_{LS}^{-1}\&CenterDot;R^{Leica};$

R_LS为固定段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵，因此可以求出并联机构移动过程中移动段端面的标定坐标系相对于固定段端面的标定坐标系的并联机构矩阵

$R_{SM}^t=R_{ST}\&CenterDot;R_{TM}:$

从而求得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵R^t：

$R^t=R_{PM}\&CenterDot;{\left(R_{SM}^t\right)}^{-1}\&CenterDot;R_{PM}^{-1};$

R_PM为移动段端面的标定坐标系相对于并联机构坐标系的转换矩阵。

2.根据权利要求1所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的装配方法，其特征在于，

所述激光跟踪仪，用于利用靶球测量固定段端面和移动段端面的位置信息包括：

靶球测量后输出靶球中心的空间三自由度坐标；

固定段端面与移动段端面均为平面，在固定段端面和移动段端面分别选取三个基准点，在选取的基准点上各固定一个靶球；

所述总控系统，根据获得的位置信息，建立固定段端面的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂包括：

固定段端面三个靶球S₁、S₂和S₃，取S₁和S₂连线的中点S左移d mm的点O₁为坐标原点，以向量为Z₁轴，向量为Y₁轴，X₁轴垂直于S₁、S₂和S₃组成的平面，指向由右手定则确定，且过点O₁，由此建立固定段端面的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁；d为端面到靶球球心的距离；

移动段端面三个靶球M₁、M₂和M₃，取M₁和M₂连线的中点M右移d mm的点O₂为坐标原点，以向量为Z₂轴，向量为Y₂轴，X₂轴垂直于组成的平面，指向由右手定则确定，且过点O₂，建立移动段端面的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂。

3.根据权利要求2所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的装配方法，其特征在于，所述总控系统，根据获得的位置信息，建立固定段端面的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁和移动段端面的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂进一步包括：

激光跟踪仪分别测量三个靶球点在激光跟踪仪坐标系下的坐标分别为 和且S₁和S₂连线的中点S在激光跟踪仪坐标系下的坐标为

根据求得的三个基准点的坐标求出向量和向量获得向量和向量的夹角余弦值从而求出S₁、S₂和S₃在固定段端面的标定坐标系下的坐标S₁ 其中，

根据S1、S2和S3在固定段端面的标定坐标系下的坐标，获得向量和利用叉乘公式求得向量将向量和单位化，得到固定段端面的标定坐标系下的矩阵 垂直于向量和向量

根据S1、S2和S3在激光跟踪仪坐标系下的坐标，获得三个单位化后向量在激光跟踪仪坐标系下的矩阵

根据公式Q＝R_LSP，求出固定段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R_LS；

根据获得的转换矩阵R_LS，利用公式获得固定段端面的标定坐标系下原点在激光跟踪仪坐标系下的坐标O₁＝(X_S,Y_S,Z_S)'，以向量为Z₁轴，向量为Y₁轴，X₁轴垂直于S₁、S₂和S₃组成的平面，指向由右手定则确定，且过点O₁，获得固定段端面的标定坐标系O₁-X₁Y₁Z₁；

根据上述方法获得移动段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R_LM和移动段端面的标定坐标系O₂-X₂Y₂Z₂。

4.根据权利要求3所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的装配方法，其特征在于，所述总控系统，根据获得的位置信息，建立并联机构在三维转动时的并联机构坐标系O₃-X₃Y₃Z₃包括：

所述并联机构为正三角形结构；

分别选取并联机构的三条边的中点处为基准点，分别设置靶球P₁、P₂和P₃，P₁、P₂和P₃构成正三角形，所述正三角形的正下方d mm处为坐标原点O₃，并联机构做三自由度转动时，O₃在空间中的坐标保持不变，所述正三角形的中心为P，向量为X₃轴，向量为Y₃轴，Z₃轴过原点O₃，并垂直于所述正三角形所长平面，由此建立并联机构坐标系O₃-X₃Y₃Z₃，并求出并联机构坐标系相对于激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R_LP。

5.根据权利要求4所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的装配方法，其特征在于，所述总控系统，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵包括：

利用转换矩阵R_LS和R_LM，获得移动段端面的标定坐标系相对于固定段端面的标定坐标系的转换矩阵R_SM＝R_LS·R_LM，进而求得移动段端面的标定坐标系相对于并联机构坐标系的转换矩阵R_PM＝R_LP·R_LM；

求得并联机构从初始姿态到最终姿态的旋转矩阵所述矩阵R即为固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联坐标系下的转换矩阵。

6.根据权利要求5所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的装配方法，其特征在于，

所述总控系统，根据获得的转换矩阵，求得并联机构需要转动的角度和移动的位移包括：

所述转换矩阵R：

$R=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\&beta;}\cos \mathrm{\&gamma;}& \sin \mathrm{\&gamma;}& -\sin \mathrm{\&beta;}\cos \mathrm{\&gamma;}\\ \sin \mathrm{\&alpha;}\sin \mathrm{\&beta;}-\cos \mathrm{\&alpha;}\cos \mathrm{\&beta;}\sin \mathrm{\&gamma;}& \cos \mathrm{\&alpha;}\cos \mathrm{\&gamma;}& \cos \mathrm{\&alpha;}\sin \mathrm{\&beta;}\sin \mathrm{\&gamma;}+\sin \mathrm{\&alpha;}\cos \mathrm{\&beta;}\\ \sin \mathrm{\&alpha;}\cos \mathrm{\&beta;}\sin \mathrm{\&gamma;}+\cos \mathrm{\&alpha;}\sin \mathrm{\&beta;}& -\sin \mathrm{\&alpha;}\cos \mathrm{\&gamma;}& \cos \mathrm{\&alpha;}\cos \mathrm{\&beta;}-\sin \mathrm{\&alpha;}\sin \mathrm{\&beta;}\sin \mathrm{\&gamma;}\end{array}\right];$

其中，α为并联机构沿X轴的滚转角，β为沿Y轴的偏航角，γ为沿Z轴的俯仰角；

根据转换矩阵R，通过反三角函数解算出并联机构转动的角度；

对移动段端面的标定坐标系的原点坐标O₂进行转换，获得转换后的移动段端面的标定坐标系原点的坐标为其中O₃为并联机构坐标系的坐标原点；

根据固定段端面的标定坐标系的原点在激光跟踪仪坐标系中的位置O₃和转换后的移动段端面的标定坐标系原点的坐标O₂′，获得移动段端面的标定坐标系的原点与固定段端面的标定坐标系的原点的向量将向量投影到并联机构坐标系下即可求出并联机构应该移动的位移L：

7.根据权利要求1或6所述的航天器舱段在地面上的自动化装配系统的装配方法，其特征在于，

所述当固定段端面与移动段端面坐标系原点距离小于((l+δ*l))mm时，对并联机构进行误差补偿，获得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵包括：

控制并联机构暂停运动；

发送指令控制激光跟踪仪扫描并联机构上的靶球，根据扫描获得的位置信息，获得当前位置移动段端面的标定坐标系相对于激光跟踪仪坐标系的转换矩阵R_LM ¹：

R_LM ¹＝R_PM·R_LM ¹；R_PM为移动段端面的标定坐标系相对于并联机构坐标系的转换矩阵；

进而获得当前位置移动段端面的标定坐标系相对于固定段端面的标定坐标系的并联机构矩阵R_SM ¹：

R_LS为固定段端面的标定坐标系到激光跟踪仪坐标系的转换矩阵；

从而求得固定段端面的标定坐标系相对于移动段端面的标定坐标系在并联机构坐标系下的转换矩阵R¹：

$R^1=R_{PM}\&CenterDot;{\left(R_{SM}^1\right)}^{-1}\&CenterDot;R_{PM}^{-1}.$