CN115890220A - 一种航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置及方法，该对接装置包括六自由度调姿对接平台、位姿测量系统、调姿对接控制系统以及工控机；六自由度调姿对接平台用于固定支承发动机舱段并调节发动机舱段的位姿；位姿测量系统用于测量发动机舱段和六自由度调姿对接平台的基准点空间坐标数据，并将测量的基准点空间坐标数据发送至工控机；工控机根据接收的基准点空间坐标数据计算六自由度调姿对接平台的调姿参数，并将调姿参数发送至调姿对接控制系统；调姿对接控制系统根据接收的调姿参数控制六自由度调姿对接平台运动至目标位姿。上述对接装置旨在解决航天冲压发动机大尺寸、高重量舱段的高精度对接难题。

Description

一种航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置及方法

技术领域

本发明涉及航天装配技术领域，具体涉及一种航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置及方法。

背景技术

航天冲压发动机本体通常由多个舱段组成，各舱段之间采用法兰连接固定，段间法兰采用销钉孔定位，销钉孔同轴误差不超过0.1mm，对接精度要求高。同时,发动机整机较长，呈现中部细、两端粗的细长型结构，重量分布不均匀，装配后自身存在一定挠度，易产生变形，导致发动机装配精度极难保证。因此，在总装过程中对产品的装配对准精度提出了极高的要求。

目前，冲压发动机总装过程中的舱段对接操作主要通过刚性支撑工装、人工搬抬、天车吊装、升降车等手段辅助人工装配，人工经验依赖性强，工艺装备无法实现装配姿态的实时显示及精度的量化控制。目前依靠支撑车或天车吊具的人工调整及目视观察实现舱段法兰销钉孔的同轴对齐的对接过程，极易出现晃动、难以对准安装定位销钉孔，需反复调姿，人工搬抬、安装支架车等设备多次启停，重力承载面、装配对接面的接触应力频繁波动，装配精度及装配质量一致性不高、装配效率低、安全性差，易于造成磕碰、应力损伤、以及装配人员疲劳导致产品跌落损坏等，已经难以满足当前发动机大批量、高质量生产的需求。同时，冲压发动机舱段传统人工对接手段在一定程度上制约了发动机研制水平的提高，出现了由于装配技术不高而被迫降低发动机设计精度的情况，随着发动机技术发展，发动机尺寸越来越大、重量越来越高，传统的手段难以适应发动机新的装配要求。

针对上述问题，提出了一种基于六自由度并联机构原理的航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置，用于替代传统的天车吊装、人工搬抬、安装支撑车的舱段对接方式，该装置可实现冲压发动机舱段类产品的数字化精确调姿对接，满足航天发动机总装过程高精度的装配要求，提高航天器总装过程中的便捷性、可靠性及安全性。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置及方法，该对接装置满足多个航天冲压发动机舱舱段类产品的高精度调姿及对接要求，提高航天发动机总装自动化水平及装配质量与效率，旨在解决航天冲压发动机大尺寸、高重量舱段的高精度对接难题。

本发明采用以下具体技术方案：

本发明提供了一种航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置，该调姿对接装置包括六自由度调姿对接平台、位姿测量系统、调姿对接控制系统以及工控机；

所述六自由度调姿对接平台用于固定支承发动机舱段并调节发动机舱段的位姿；

所述位姿测量系统用于测量发动机舱段和所述六自由度调姿对接平台的基准点空间坐标数据，并将测量的基准点空间坐标数据发送至所述工控机；

所述工控机根据接收的基准点空间坐标数据计算所述六自由度调姿对接平台的调姿参数，并将调姿参数发送至所述调姿对接控制系统；

所述调姿对接控制系统根据接收的调姿参数控制所述六自由度调姿对接平台运动至目标位姿，实现发动机舱段的六自由度调姿对接。

更进一步地，所述六自由度调姿对接平台包括产品固定托架、直线导轨滑台、动平台、十字轴铰链、六个伸缩式电动缸、静平台以及可移动底座平台；

所述产品固定托架通过支座与所述直线导轨滑台连接，并可沿所述直线导轨滑台平动，用于固定安装发动机舱段；

所述直线导轨滑台固定连接于所述动平台；

所述动平台通过两两一组的六个所述伸缩式电动缸安装于所述静平台的顶部；每个伸缩式电动缸通过十字轴铰链与所述动平台和所述静平台相连，所述静平台上三组十字轴铰链内接圆与所述动平台上三组十字轴铰链的内接圆同轴，所述静平台上两个相邻十字轴铰链的中间位置对应所述静平台的内接圆的三等分位置，所述动平台上两个相邻十字轴铰链的中间位置对应所述动平台的内接圆的三等分位置；

所述伸缩式电动缸包括伸缩杆、伺服电机以及精密减速器；所述精密减速器传动连接于所述伺服电机与所述伸缩杆之间，用于通过所述伺服电机驱动所述伸缩杆实现伸缩；

所述静平台固定安装在所述可移动底座平台上；

所述可移动底座平台底部设置有四个可调支撑和四个万向轮，用于所述六自由度调姿对接平台的调平及移动；

在所述六自由度调姿对接平台处于零位初始状态时，六个所述伸缩式电动缸的长度相同；所述调姿对接控制系统与所述伺服电机信号连接，用于通过所述伺服电机控制各所述伸缩式电动缸协同运动，通过控制所述伸缩杆的伸缩位移量使所述动平台输出不同的位姿状态，实现所述动平台的平移、横移、升降、偏航、俯仰及滚转六个自由度的调姿定位。

更进一步地，所述位姿测量系统包括测量装置、多个靶球以及与所述靶球一一对应的靶座；

所述靶座插入并吸附在调姿基准点孔端面；

所述靶球放置在对应的靶座上；

所述测量装置与所述工控机之间信号连接，用于测量所述靶球的空间坐标，并将测量的空间坐标发送至所述工控机；所述工控机根据所述靶球的空间坐标得到所述靶球的球心空间坐标，并计算出调姿基准点空间坐标、所述六自由度调姿对接平台的调姿参数以及六个所述伸缩杆的位移量。

更进一步地，所述调姿对接控制系统包括运动控制器和与每个所述伺服电机一一对应的伺服驱动器；

所述运动控制器与所述工控机和所述伺服驱动器均信号连接，根据所述工控机计算的六个所述伸缩杆的位移量，生成电机驱动指令并发送至伺服驱动器；

所述伺服驱动器根据接收的电机驱动指令控制对应的伺服电机动作，同时通过光栅尺将实时位移运行状态反馈至所述工控机，实现所述伸缩式电动缸位移量的精确控制，使所述动平台运动至目标位姿，从而实现对待装配部件的调姿运动。

更进一步地，所述伺服驱动器之间通过Ether-CAT总线进行级联；

所述运动控制器与所述伺服驱动器之间通过Ether-CAT总线进行通讯。

更进一步地，所述测量装置为激光跟踪仪。

另外，本发明还提供了一种采用上述航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置的航天发动机舱段精确调姿对接方法，该对接方法包括以下步骤：

步骤一，依据发动机的固定舱段、发动机的移动舱段、六自由度调姿对接平台、测量装置三维模型，确定测量装置站位、固定舱段、移动舱段、六自由度调姿对接平台、固定舱段支撑工装以及调姿基准点，通过工控机构建发动机调姿对接三维场景；

步骤二，在总装现场布置测量装置、六自由度调姿对接平台、固定舱段支撑工装，采用可调支撑将六自由度调姿对接平台调平，同时将固定舱段支撑工装固定；

步骤三，将移动舱段吊装放置在产品固定托架上，并采用夹持装置将移动舱段与产品固定托架安装固定，将固定舱段吊装放置在固定舱段支撑工装上并固定；

步骤四，初始状态下，通过工控机构建发动机舱段调姿对接坐标系体系：测量装置的测量坐标系位于系统默认位置记为{L}，静平台坐标系位于静平台六个十字轴铰链内接圆圆心记为{S}，动平台坐标系位于动平台六个十字轴铰链内接圆圆心记为{M}，移动舱段坐标系位于其法兰端面中心记为{D}，固定舱段坐标系位于其法兰端面中心记为{F}；移动舱段与固定舱段法兰对接后，动平台目标坐标系记为{M′}；

步骤五，初始状态下，确定调姿基准点：将移动舱段法兰对接面中不在同一直线上的三个定位孔作为移动舱段调姿基准点，即，

将与移动舱段调姿基准点对应的固定舱段法兰对接面上的三个定位孔作为固定舱段的调姿基准点，即，

对接完成后这三组定位孔是一一对正的状态；在六自由度调姿对接平台上预设有不在一条直线上的三个定位孔，作为六自由度调姿对接平台的调姿基准点,即，

步骤六，初始状态下，按照预先设定的调姿基准点位置，在移动舱段法兰定位孔处、固定舱段法兰定位孔处、六自由度调姿对接平台定位孔处布置靶球及靶座；

步骤七，依据发动机舱段三维模型确定调姿基准点在其坐标下的坐标值，即：

移动舱段调姿基准点在其坐标系下坐标记为

固定舱段调姿基准点在其坐标系下坐标记为

六自由度调姿对接平台调姿基准点在其坐标系下坐标值为

步骤八，通过测量装置逐点测量固定舱段法兰、移动舱段法兰以及动平台上基准点靶球空间坐标，测量完成后拆卸对接基准上的靶座及靶球，获得调姿基准点在测量装置坐标系下的坐标值，即：

移动舱段调姿基准点在测量装置坐标系下坐标记为

固定舱段调姿基准点在测量装置坐标系下坐标记为

六自由度调姿对接平台调姿基准点在测量装置坐标系下坐标记为

步骤九，工控机依据调姿基准点的测量数据计算六自由度调姿对接平台的调姿参数，其过程为：

1)六自由度调姿对接平台调姿基准点在其坐标系下坐标与其在测量装置坐标系下坐标

具有以下关系：

其中，

为六自由度调姿对接平台坐标系相对于测量装置坐标系的齐次坐标变换矩阵，采用ICP算法，可计算出

2)移动舱段调姿基准点在其坐标系下坐标与其在测量装置坐标系下坐标

具有以下关系：

其中，

为移动舱段坐标系相对于测量装置坐标系的齐次坐标变换矩阵，采用ICP算法，可计算出

3)固定舱段调姿基准点在其坐标系下坐标与其在测量装置坐标系下坐标

具有以下关系：

其中，

为固定舱段坐标系相对于测量装置坐标系的齐次坐标变换矩阵，采用ICP算法，可计算出

4)根据六自由度调姿对接平台出厂标定可获得动平台坐标系相对于静平台坐标系的齐次坐标变换矩阵

5)根据坐标系链及以上坐标系位姿关系，采用以下公式计算移动舱段与固定舱段对接完成后动平台目标坐标系相对于静平台坐标系的齐次坐标变换矩阵

其中，动平台运动至目标位姿后，移动舱段坐标系与固定舱段坐标系重合；初始状态下，动平台坐标系相对于移动舱段坐标系位姿关系

与动平台运动到目标位姿后动平台坐标系相对于固定舱段坐标系位姿关系

相等，即

6)根据

计算六自由度调姿对接平台调姿参数[α,β,γ,a,b,c]，即移动舱段与固定舱段对接完成后，动平台目标位姿相对于其初始状态原位时的位姿，其计算公式如下：

则：

α＝arctan(R₂₁/R₁₁)

γarctan(R₃₂/R₃₃)；

其中，R_ij为

齐次坐标变换位姿矩阵各算子代号，i为1、2、3，j为1、2、3；α为动平台目标坐标系中X坐标轴相对于静平台坐标系中对应X坐标轴的夹角(弧度)偏差，β为动平台目标坐标系中Y坐标轴相对于静平台坐标系对应Y坐标轴的夹角(弧度)偏差，γ为动平台目标坐标系中Z坐标轴相对于静平台坐标系对应Z坐标轴的夹角(弧度)偏差，a为动平台目标坐标系中坐标原点相对于静平台坐标系的坐标原点在X坐标轴方向的偏差，b为动平台目标坐标系中坐标原点相对于静平台坐标系的坐标原点在Y坐标轴方向的偏差，c分别为动平台目标坐标系中坐标原点相对于静平台坐标系的坐标原点在Z坐标轴方向的偏差；

步骤十，工控机将六自由度调姿对接平台的调姿参数和伸缩杆的伸缩位移量传输至运动控制器,运动控制器根据伸缩杆的位移量生成电机驱动指令并发送至伺服驱动器；

步骤十一，伺服驱动器收到控制指令后，转化为电机驱动命令，以脉冲的形式发送给伸缩式电动缸驱动各伸缩杆协同运动，同时运动控制器将运行状态实时反馈给工控机实现伸缩杆位移量的精确控制，带动动平台运动至目标位姿，实现对待装配部件的调姿运动，完成移动舱段与固定舱段的对接。

有益效果：

1、本发明的航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置包括六自由度调姿对接平台、位姿测量系统、调姿对接控制系统以及工控机；六自由度调姿对接平台用于固定支承发动机舱段并调节发动机舱段的位姿；位姿测量系统用于测量发动机舱段和六自由度调姿对接平台的基准点空间坐标数据，并将测量的基准点空间坐标数据发送至工控机；工控机根据接收的基准点空间坐标数据计算六自由度调姿对接平台的调姿参数，并将调姿参数发送至调姿对接控制系统；调姿对接控制系统根据接收的调姿参数控制六自由度调姿对接平台运动至目标位姿，实现发动机舱段的六自由度调姿对接；上述对接装置通过六自由度调姿对接平台固定支承和调节发动机舱段，通过位姿测量系统测量发动机舱段和六自由度调姿对接平台的基准点空间坐标数据，并通过工控机计算六自由度调姿对接平台的调姿参数，再通过调姿对接控制系统控制六自由度调姿对接平台运动至目标位姿，实现发动机舱段的六自由度调姿对接，因此，采用上述对接装置能够实现航天发动机舱段的六个自由度调姿，能够替代传统的天车吊装、人工搬抬、安装支撑车的舱段对接方式，满足多个航天冲压发动机舱舱段类产品的高精度调姿及对接要求，提高航天发动机总装自动化水平、装配质量与效率、便捷性、可靠性及安全性。

2、本发明航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置的六自由度调姿对接平台包括产品固定托架、直线导轨滑台、动平台、十字轴铰链、六个伸缩式电动缸、静平台以及可移动底座平台，采用产品固定托架固定安装发动机舱段，动平台通过六个伸缩式电动缸支承于静平台的顶部，通过六个伸缩式电动缸的伸缩位移量实现动平台的平移、横移、升降、偏航、俯仰及滚转六个自由度的调姿定位，方便发动机舱段之间的精确对接。

3、本发明航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置的位姿测量系统包括测量装置、多个靶球以及与靶球一一对应的靶座；靶座插入并吸附在调姿基准点孔端面；靶球放置在对应的靶座上；通过测量装置、靶座以及靶球可以得到调姿基准点的空间坐标，实现对发动机舱段的空间坐标进行定位，便于计算六自由度调姿对接平台的调姿参数以及六个伸缩杆的位移量，从而精确调节发动机舱段的位姿至目标位置，实现发动机舱段的快速、精准对接。

4、本发明的航天发动机舱段精确调姿对接方法利用航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置，通过各个步骤实现发动机舱段的精确调姿、对接，实现了冲压发动机舱段类产品的数字化精确调姿对接，满足航天发动机总装过程高精度的装配要求，提高航天器总装过程中的便捷性、可靠性及安全性。

附图说明

图1为本发明航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置的结构示意图；

图2为本发明航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置的工作状态结构示意图；

图3为本发明航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置工作时的坐标系体系；

图4为本发明航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置工作时的坐标系链示意图。

其中，1-产品固定托架，2-直线导轨滑台，3-动平台，4-十字轴铰链，5-伸缩杆，6-伺服电机，7-精密减速器，8-支座，9-静平台，10-可移动底座平台，11-可调支撑，12-万向轮，13-调姿对接控制系统，14-测量装置，15-移动舱段，16-固定舱段支撑装置，17-固定舱段，18-靶座，19-靶球，20-定位孔，21-工控机

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

实施例一

本实施例提供了一种航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置，如图1和图2所示，该对接装置包括六自由度调姿对接平台、位姿测量系统、调姿对接控制系统以及工控机；所述六自由度调姿对接平台用于固定支承发动机舱段并调节发动机舱段的位姿；所述位姿测量系统用于测量发动机舱段和所述六自由度调姿对接平台的基准点空间坐标数据，并将测量的基准点空间坐标数据发送至所述工控机；所述工控机根据接收的基准点空间坐标数据计算所述六自由度调姿对接平台的调姿参数，并将调姿参数发送至所述调姿对接控制系统；所述调姿对接控制系统根据接收的调姿参数控制所述六自由度调姿对接平台运动至目标位姿，实现发动机舱段的六自由度调姿对接。

上述航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置包括六自由度调姿对接平台、位姿测量系统、调姿对接控制系统以及工控机；六自由度调姿对接平台用于固定支承发动机舱段并调节发动机舱段的位姿；位姿测量系统用于测量发动机舱段和六自由度调姿对接平台的基准点空间坐标数据，并将测量的基准点空间坐标数据发送至工控机；工控机根据接收的基准点空间坐标数据计算六自由度调姿对接平台的调姿参数，并将调姿参数发送至调姿对接控制系统；调姿对接控制系统根据接收的调姿参数控制六自由度调姿对接平台运动至目标位姿，实现发动机舱段的六自由度调姿对接；上述对接装置通过六自由度调姿对接平台固定支承和调节发动机舱段，通过位姿测量系统测量发动机舱段和六自由度调姿对接平台的基准点空间坐标数据，并通过工控机计算六自由度调姿对接平台的调姿参数，再通过调姿对接控制系统控制六自由度调姿对接平台运动至目标位姿，实现发动机舱段的六自由度调姿对接，因此，采用上述对接装置能够实现航天发动机舱段的六个自由度调姿，能够替代传统的天车吊装、人工搬抬、安装支撑车的舱段对接方式，满足多个航天冲压发动机舱舱段类产品的高精度调姿及对接要求，提高航天发动机总装自动化水平、装配质量与效率、便捷性、可靠性及安全性。

一种具体的实施方式中，如图1和图2所示，所述六自由度调姿对接平台包括产品固定托架、直线导轨滑台、动平台、十字轴铰链、六个伸缩式电动缸、静平台以及可移动底座平台；其中：

所述产品固定托架通过支座与所述直线导轨滑台连接，并可沿所述直线导轨滑台平动，用于固定安装发动机舱段；

所述直线导轨滑台固定连接于所述动平台，如：直线导轨滑台与动平台采用螺栓连接固定；

所述动平台通过两两一组的六个所述伸缩式电动缸安装于所述静平台的顶部，两个伸缩式电动缸为一组，六个所述伸缩式电动缸分为三组；每个伸缩式电动缸的顶部通过一个十字轴铰链与所述动平台相连、底部通过另一个十字轴铰链与所述静平台相连，所述静平台上三组十字轴铰链内接圆与所述动平台上三组十字轴铰链的内接圆同轴，所述静平台上两个相邻十字轴铰链的中间位置对应所述静平台的内接圆的三等分位置，所述动平台上两个相邻十字轴铰链的中间位置对应所述动平台的内接圆的三等分位置；

所述伸缩式电动缸包括伸缩杆、伺服电机以及精密减速器；所述精密减速器传动连接于所述伺服电机与所述伸缩杆之间，用于通过所述伺服电机驱动所述伸缩杆实现伸缩；伺服电机的动力输出经精密减速器减速后驱动伸缩杆伸缩；

所述静平台固定安装在所述可移动底座平台上；所述可移动底座平台底部设置有四个可调支撑和四个万向轮，用于所述六自由度调姿对接平台的调平及移动；

在所述六自由度调姿对接平台处于零位初始状态时，六个所述伸缩式电动缸的长度相同；所述调姿对接控制系统与所述伺服电机信号连接，用于通过所述伺服电机控制各所述伸缩式电动缸协同运动，通过控制所述伸缩杆的伸缩位移量使所述动平台输出不同的位姿状态，实现所述动平台的平移、横移、升降、偏航、俯仰及滚转六个自由度的调姿定位。

六自由度调姿对接平台采用上述结构，包括产品固定托架、直线导轨滑台、动平台、十字轴铰链、六个伸缩式电动缸、静平台以及可移动底座平台，采用产品固定托架固定安装发动机舱段，动平台通过六个伸缩式电动缸支承于静平台的顶部，通过六个伸缩式电动缸的伸缩位移量实现动平台的平移、横移、升降、偏航、俯仰及滚转六个自由度的调姿定位，方便发动机舱段之间的精确对接。

更进一步地，所述位姿测量系统包括测量装置、多个靶球以及与所述靶球一一对应的靶座；所述靶座插入并吸附在调姿基准点孔端面，调姿基准点设置于发动机舱段和六自由度调姿对接平台上；所述靶球放置在对应的靶座上；如图2所示，在发动机的固定舱段、移动舱段、六自由度调姿对接平台的动平台上均可以设置有三个用于测量的基准点定位孔，在每个定位孔中插入并吸附有一个靶座，并在每个靶座上安装有一个靶球；所述测量装置可以为激光跟踪仪；所述测量装置与所述工控机之间信号连接，用于测量所述靶球的空间坐标，并将测量的空间坐标发送至所述工控机；所述工控机根据所述靶球的空间坐标得到所述靶球的球心空间坐标，并计算出调姿基准点空间坐标、所述六自由度调姿对接平台的调姿参数以及六个所述伸缩杆的位移量。测量装置通过测量各个靶球可以获得各个靶球的空间坐标，进而获得靶球的球心空间坐标，根据靶球球心空间坐标通过工控机可以计算出各个调姿基准点的空间坐标，进而得出发动机舱段和动平台的空间坐标，最终解算出六自由度调姿对接平台的调姿参数。

上述天冲压发动机舱段精确调姿对接装置的位姿测量系统包括测量装置、多个靶球以及与靶球一一对应的靶座；靶座插入并吸附在调姿基准点孔端面；靶球放置在对应的靶座上；通过测量装置、靶座以及靶球可以得到调姿基准点的空间坐标，实现对发动机舱段的空间坐标进行定位，便于计算六自由度调姿对接平台的调姿参数以及六个伸缩杆的位移量，从而精确调节发动机舱段的位姿至目标位置，实现发动机舱段的快速、精准对接。

上述调姿对接控制系统包括运动控制器和与每个所述伺服电机一一对应的伺服驱动器，在本实施例中，调姿对接控制系统包括与伸缩式电动缸一一对应的六个伺服驱动器；所述运动控制器与所述伺服驱动器之间通过Ether-CAT(以太网控制自动化技术)总线进行通讯；所述伺服驱动器之间通过Ether-CAT(以太网控制自动化技术)总线进行级联；

所述运动控制器与所述工控机和所述伺服驱动器均信号连接，根据所述工控机计算的六个所述伸缩杆的位移量，生成电机驱动指令并发送至伺服驱动器；

所述伺服驱动器根据接收的电机驱动指令控制对应的伺服电机动作，同时通过光栅尺将实时位移运行状态反馈至所述工控机，实现所述伸缩式电动缸位移量的精确控制，使所述动平台运动至目标位姿，从而实现对待装配部件的调姿运动。

工控机通过调姿对接控制系统控制六自由度调姿对接平台进行单缸运动和多缸联动实现位姿调节运动，对由六个伸缩式电动缸构成的六自由度并联机构进行无奇异路径规划，具备回零、急停、显示对接执行子系统状态的功能。工控机依据位姿测量系统解算的调姿参数，在当前位姿与目标位姿之间规划出一条运动路径，并将其转换成六个伸缩杆的位移量，生成电机驱动命令并发送运动控制器，伺服驱动器以脉冲的形式发生给伺服电机以驱动各个伸缩杆协同运动，同时运动控制器将运行状态(光栅尺)实时反馈给工控机实现伸缩杆位移量精确控制，动平台即会按照指定的路径运行到目标位姿，从而实现对待装配部件的调姿运动。动平台与静平台之间的相对运动由运动控制器、六台伺服驱动器、六个折返式电动缸、供电设备、电缆等组成，运动控制器通过网线与工控机相连。

实施例二

本实施例提供了一种采用上述航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置的航天发动机舱段精确调姿对接方法，该对接方法包括以下步骤：

步骤一，依据发动机的固定舱段、发动机的移动舱段、六自由度调姿对接平台、测量装置三维模型，确定测量装置站位、固定舱段、移动舱段、六自由度调姿对接平台、固定舱段支撑工装以及调姿基准点，通过工控机构建发动机调姿对接三维场景；

步骤二，在总装现场布置测量装置、六自由度调姿对接平台、固定舱段支撑工装，采用可调支撑将六自由度调姿对接平台调平，同时将固定舱段支撑工装固定；

步骤三，将移动舱段吊装放置在产品固定托架上，并采用夹持装置将移动舱段与产品固定托架安装固定，将固定舱段吊装放置在固定舱段支撑工装上并固定；

步骤四，初始状态下，通过工控机构建发动机舱段调姿对接坐标系体系：测量装置的测量坐标系位于系统默认位置记为{L}，静平台坐标系位于静平台六个十字轴铰链内接圆圆心记为{S}，动平台坐标系位于动平台六个十字轴铰链内接圆圆心记为{M}，移动舱段坐标系位于其法兰端面中心记为{D}，固定舱段坐标系位于其法兰端面中心记为{F}；移动舱段与固定舱段法兰对接后，动平台目标坐标系记为{M′}；

步骤五，初始状态下，确定调姿基准点：将移动舱段法兰对接面中不在同一直线上的三个定位孔作为移动舱段调姿基准点，即，

将与移动舱段调姿基准点对应的固定舱段法兰对接面上的三个定位孔作为固定舱段的调姿基准点，即，

对接完成后这三组定位孔是一一对正的状态；在六自由度调姿对接平台上预设有不在一条直线上的三个定位孔，作为六自由度调姿对接平台的调姿基准点，即，

步骤六，初始状态下，按照预先设定的调姿基准点位置，在移动舱段法兰定位孔处、固定舱段法兰定位孔处、六自由度调姿对接平台定位孔处布置靶球及靶座；

步骤七，依据发动机舱段三维模型确定调姿基准点在其坐标下的坐标值，即：

移动舱段调姿基准点在其坐标系下坐标记为

固定舱段调姿基准点在其坐标系下坐标记为

六自由度调姿对接平台调姿基准点在其坐标系下坐标值为

步骤八，通过测量装置逐点测量固定舱段法兰、移动舱段法兰以及动平台上基准点靶球空间坐标，测量完成后拆卸对接基准上的靶座及靶球，获得调姿基准点在测量装置坐标系下的坐标值，即：

移动舱段调姿基准点在测量装置坐标系下坐标记为

固定舱段调姿基准点在测量装置坐标系下坐标记为

六自由度调姿对接平台调姿基准点在测量装置坐标系下坐标记为

步骤九，工控机依据调姿基准点的测量数据计算六自由度调姿对接平台的调姿参数，其过程为：

1)六自由度调姿对接平台调姿基准点在其坐标系下坐标与其在测量装置坐标系下坐标

具有以下关系：

其中，

为六自由度调姿对接平台坐标系相对于测量装置坐标系的齐次坐标变换矩阵，采用ICP算法，可计算出

2)移动舱段调姿基准点在其坐标系下坐标与其在测量装置坐标系下坐标

具有以下关系：

其中，

为移动舱段坐标系相对于测量装置坐标系的齐次坐标变换矩阵，采用ICP算法，可计算出

3)固定舱段调姿基准点在其坐标系下坐标与其在测量装置坐标系下坐标

具有以下关系：

其中，

为固定舱段坐标系相对于测量装置坐标系的齐次坐标变换矩阵，采用ICP算法，可计算出

4)根据六自由度调姿对接平台出厂标定可获得动平台坐标系相对于静平台坐标系的齐次坐标变换矩阵

5)根据坐标系链及以上坐标系位姿关系，采用以下公式计算移动舱段与固定舱段对接完成后动平台目标坐标系相对于静平台坐标系的齐次坐标变换矩阵

其中，动平台运动至目标位姿后，移动舱段坐标系与固定舱段坐标系重合；初始状态下，动平台坐标系相对于移动舱段坐标系位姿关系

与动平台运动到目标位姿后动平台坐标系相对于固定舱段坐标系位姿关系

相等，即

6)根据

计算六自由度调姿对接平台调姿参数[α,β,γ,a,b,c]，即移动舱段与固定舱段对接完成后，动平台目标位姿相对于其初始状态原位时的位姿，其计算公式如下：

则：

α＝arctan(R₂₁/R₁₁)

γ＝arctan(R₃₂/R₃₃)；

其中，R_ij为

齐次坐标变换位姿矩阵各算子代号，i为1、2、3，j为1、2、3；α为动平台目标坐标系中X坐标轴相对于静平台坐标系中对应X坐标轴的夹角(弧度)偏差，β为动平台目标坐标系中Y坐标轴相对于静平台坐标系对应Y坐标轴的夹角(弧度)偏差，γ为动平台目标坐标系中Z坐标轴相对于静平台坐标系对应Z坐标轴的夹角(弧度)偏差，a为动平台目标坐标系中坐标原点相对于静平台坐标系的坐标原点在X坐标轴方向的偏差，b为动平台目标坐标系中坐标原点相对于静平台坐标系的坐标原点在Y坐标轴方向的偏差，c分别为动平台目标坐标系中坐标原点相对于静平台坐标系的坐标原点在Z坐标轴方向的偏差；

步骤十，工控机将六自由度调姿对接平台的调姿参数和伸缩杆的伸缩位移量传输至运动控制器,运动控制器根据伸缩杆的位移量生成电机驱动指令并发送至伺服驱动器；

步骤十一，伺服驱动器收到控制指令后，转化为电机驱动命令，以脉冲的形式发送给伸缩式电动缸驱动各伸缩杆协同运动，同时运动控制器将运行状态实时反馈给工控机实现伸缩杆位移量的精确控制，带动动平台运动至目标位姿，实现对待装配部件的调姿运动，完成移动舱段与固定舱段的对接。

上述对接方法利用航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置，通过各个步骤实现发动机舱段的精确调姿、对接，实现了冲压发动机舱段类产品的数字化精确调姿对接，满足航天发动机总装过程高精度的装配要求，提高航天器总装过程中的便捷性、可靠性及安全性。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置，其特征在于，包括六自由度调姿对接平台、位姿测量系统、调姿对接控制系统以及工控机；

所述六自由度调姿对接平台用于固定支承发动机舱段并调节发动机舱段的位姿；

所述位姿测量系统用于测量发动机舱段和所述六自由度调姿对接平台的基准点空间坐标数据，并将测量的基准点空间坐标数据发送至所述工控机；

所述工控机根据接收的基准点空间坐标数据计算所述六自由度调姿对接平台的调姿参数，并将调姿参数发送至所述调姿对接控制系统；

所述调姿对接控制系统根据接收的调姿参数控制所述六自由度调姿对接平台运动至目标位姿，实现发动机舱段的六自由度调姿对接。

2.如权利要求1所述的对接装置，其特征在于，所述六自由度调姿对接平台包括产品固定托架、直线导轨滑台、动平台、十字轴铰链、六个伸缩式电动缸、静平台以及可移动底座平台；

所述产品固定托架通过支座与所述直线导轨滑台连接，并可沿所述直线导轨滑台平动，用于固定安装发动机舱段；

所述直线导轨滑台固定连接于所述动平台；

所述动平台通过两两一组的六个所述伸缩式电动缸安装于所述静平台的顶部；每个伸缩式电动缸通过十字轴铰链与所述动平台和所述静平台相连，所述静平台上三组十字轴铰链内接圆与所述动平台上三组十字轴铰链的内接圆同轴，所述静平台上两个相邻十字轴铰链的中间位置对应所述静平台的内接圆的三等分位置，所述动平台上两个相邻十字轴铰链的中间位置对应所述动平台的内接圆的三等分位置；

所述伸缩式电动缸包括伸缩杆、伺服电机以及精密减速器；所述精密减速器传动连接于所述伺服电机与所述伸缩杆之间，用于通过所述伺服电机驱动所述伸缩杆实现伸缩；

所述静平台固定安装在所述可移动底座平台上；

所述可移动底座平台底部设置有四个可调支撑和四个万向轮，用于所述六自由度调姿对接平台的调平及移动；

在所述六自由度调姿对接平台处于零位初始状态时，六个所述伸缩式电动缸的长度相同；所述调姿对接控制系统与所述伺服电机信号连接，用于通过所述伺服电机控制各所述伸缩式电动缸协同运动，通过控制所述伸缩杆的伸缩位移量使所述动平台输出不同的位姿状态，实现所述动平台的平移、横移、升降、偏航、俯仰及滚转六个自由度的调姿定位。

3.如权利要求2所述的对接装置，其特征在于，所述位姿测量系统包括测量装置、多个靶球以及与所述靶球一一对应的靶座；

所述靶座插入并吸附在调姿基准点孔端面；

所述靶球放置在对应的靶座上；

所述测量装置与所述工控机之间信号连接，用于测量所述靶球的空间坐标，并将测量的空间坐标发送至所述工控机；所述工控机根据所述靶球的空间坐标得到所述靶球的球心空间坐标，并计算出调姿基准点空间坐标、所述六自由度调姿对接平台的调姿参数以及六个所述伸缩杆的位移量。

4.如权利要求3所述的对接装置，其特征在于，所述调姿对接控制系统包括运动控制器和与每个所述伺服电机一一对应的伺服驱动器；

所述运动控制器与所述工控机和所述伺服驱动器均信号连接，根据所述工控机计算的六个所述伸缩杆的位移量，生成电机驱动指令并发送至伺服驱动器；

所述伺服驱动器根据接收的电机驱动指令控制对应的伺服电机动作，同时通过光栅尺将实时位移运行状态反馈至所述工控机，实现所述伸缩式电动缸位移量的精确控制，使所述动平台运动至目标位姿，从而实现对待装配部件的调姿运动。

5.如权利要求4所述的对接装置，其特征在于，所述伺服驱动器之间通过Ether-CAT总线进行级联；

所述运动控制器与所述伺服驱动器之间通过Ether-CAT总线进行通讯。

6.如权利要求3-5任一项所述的对接装置，其特征在于，所述测量装置为激光跟踪仪。

7.一种采用权利要求2所述的航天冲压发动机舱段精确调姿对接装置的航天发动机舱段精确调姿对接方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一，依据发动机的固定舱段、发动机的移动舱段、六自由度调姿对接平台、测量装置三维模型，确定测量装置站位、固定舱段、移动舱段、六自由度调姿对接平台、固定舱段支撑工装以及调姿基准点，通过工控机构建发动机调姿对接三维场景；

步骤二，在总装现场布置测量装置、六自由度调姿对接平台、固定舱段支撑工装，采用可调支撑将六自由度调姿对接平台调平，同时将固定舱段支撑工装固定；

步骤三，将移动舱段吊装放置在产品固定托架上，并采用夹持装置将移动舱段与产品固定托架安装固定，将固定舱段吊装放置在固定舱段支撑工装上并固定；

步骤四，初始状态下，通过工控机构建发动机舱段调姿对接坐标系体系：测量装置的测量坐标系位于系统默认位置记为{L}，静平台坐标系位于静平台六个十字轴铰链内接圆圆心记为{S}，动平台坐标系位于动平台六个十字轴铰链内接圆圆心记为{M}，移动舱段坐标系位于其法兰端面中心记为{D}，固定舱段坐标系位于其法兰端面中心记为{F}；移动舱段与固定舱段法兰对接后，动平台目标坐标系记为{M′}；

步骤五，初始状态下，确定调姿基准点：将移动舱段法兰对接面中不在同一直线上的三个定位孔作为移动舱段调姿基准点，即，

将与移动舱段调姿基准点对应的固定舱段法兰对接面上的三个定位孔作为固定舱段的调姿基准点，即，

对接完成后这三组定位孔是一一对正的状态；在六自由度调姿对接平台上预设有不在一条直线上的三个定位孔，作为六自由度调姿对接平台的调姿基准点,即，

步骤六，初始状态下，按照预先设定的调姿基准点位置，在移动舱段法兰定位孔处、固定舱段法兰定位孔处、六自由度调姿对接平台定位孔处布置靶球及靶座；

步骤七，依据发动机舱段三维模型确定调姿基准点在其坐标下的坐标值，即：

移动舱段调姿基准点在其坐标系下坐标记为

固定舱段调姿基准点在其坐标系下坐标记为

六自由度调姿对接平台调姿基准点在其坐标系下坐标值为

步骤八，通过测量装置逐点测量固定舱段法兰、移动舱段法兰以及动平台上基准点靶球空间坐标，测量完成后拆卸对接基准上的靶座及靶球，获得调姿基准点在测量装置坐标系下的坐标值，即：

移动舱段调姿基准点在测量装置坐标系下坐标记为

固定舱段调姿基准点在测量装置坐标系下坐标记为

六自由度调姿对接平台调姿基准点在测量装置坐标系下坐标记为

步骤九，工控机依据调姿基准点的测量数据计算六自由度调姿对接平台的调姿参数，其过程为：

1)六自由度调姿对接平台调姿基准点在其坐标系下坐标与其在测量装置坐标系下坐标

具有以下关系：

其中，

为六自由度调姿对接平台坐标系相对于测量装置坐标系的齐次坐标变换矩阵，采用ICP算法，可计算出

2)移动舱段调姿基准点在其坐标系下坐标与其在测量装置坐标系下坐标

具有以下关系：

其中，

为移动舱段坐标系相对于测量装置坐标系的齐次坐标变换矩阵，采用ICP算法，可计算出

3)固定舱段调姿基准点在其坐标系下坐标与其在测量装置坐标系下坐标

具有以下关系：

其中，

为固定舱段坐标系相对于测量装置坐标系的齐次坐标变换矩阵，采用ICP算法，可计算出

4)根据六自由度调姿对接平台出厂标定可获得动平台坐标系相对于静平台坐标系的齐次坐标变换矩阵

5)根据坐标系链及以上坐标系位姿关系，采用以下公式计算移动舱段与固定舱段对接完成后动平台目标坐标系相对于静平台坐标系的齐次坐标变换矩阵

其中，动平台运动至目标位姿后，移动舱段坐标系与固定舱段坐标系重合；初始状态下，动平台坐标系相对于移动舱段坐标系位姿关系

与动平台运动到目标位姿后动平台坐标系相对于固定舱段坐标系位姿关系

相等，即

6)根据

计算六自由度调姿对接平台调姿参数[α,β,γ,a,b,c]，即移动舱段与固定舱段对接完成后，动平台目标位姿相对于其初始状态原位时的位姿，其计算公式如下：

则：

α＝arctan(R₂₁/R₁₁)

γ＝arctan(R₃₂/R₃₃)；

其中，R_ij为

齐次坐标变换位姿矩阵各算子代号，i为1、2、3，j为1、2、3；α为动平台目标坐标系中X坐标轴相对于静平台坐标系中对应X坐标轴的夹角偏差，β为动平台目标坐标系中Y坐标轴相对于静平台坐标系对应Y坐标轴的夹角偏差，γ为动平台目标坐标系中Z坐标轴相对于静平台坐标系对应Z坐标轴的夹角偏差，a为动平台目标坐标系中坐标原点相对于静平台坐标系的坐标原点在X坐标轴方向的偏差，b为动平台目标坐标系中坐标原点相对于静平台坐标系的坐标原点在Y坐标轴方向的偏差，c分别为动平台目标坐标系中坐标原点相对于静平台坐标系的坐标原点在Z坐标轴方向的偏差；

步骤十，工控机将六自由度调姿对接平台的调姿参数和伸缩杆的伸缩位移量传输至运动控制器,运动控制器根据伸缩杆的位移量生成电机驱动指令并发送至伺服驱动器；

步骤十一，伺服驱动器收到控制指令后，转化为电机驱动命令，以脉冲的形式发送给伸缩式电动缸驱动各伸缩杆协同运动，同时运动控制器将运行状态实时反馈给工控机实现伸缩杆位移量的精确控制，带动动平台运动至目标位姿，实现对待装配部件的调姿运动，完成移动舱段与固定舱段的对接。

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