大型航天器裝配精度檢測技術發展綜述

楊再華 易旺民 閆榮鑫

（1.北京衛星環境工程研究所，北京100094；2.北京航空航天大學，北京100191;3.北京市航天產品智能裝配技術與裝備工程技術研究中心，北京100094）

1 引 言

航天器裝配精度檢測是指在衛星、飛船、空間站、深空探測器等地面總裝集成測試過程中對航天器上有精度要求的設備進行位姿檢測。如航天器上的恒星敏感器、地球敏感器、陀螺儀、加速度計等姿態敏感設備，推力器、發動機、動量輪等軌控設備，以及航天相機、天線等有效載荷，在航天器集成測試中都需要測量其安裝位姿。設備安裝位姿的測量精度對航天器在軌運行有重要意義，以某1:10000測圖比例的雙線陣相機立體測繪衛星為例，在無地面標定場時，其相機與星敏感器安裝姿態夾角精度提高到 0.1″，可使相對高程精度提高到 1.5m［1］。

航天器裝配精度檢測貫穿于航天器集成測試的每個階段。在設備初裝階段，需要將位姿檢測數據反饋給裝調人員或設備用于指導精密裝調；在力學試驗階段，需要檢測分析力學環境對設備安裝位姿的影響；在熱試驗階段，需要檢測分析航天器結構熱致變形對設備安裝位姿的影響；在航天器機構展開、行走試驗階段，需要實時檢測機構設備的位姿分析其運動性能。

國內外大型航天器在系統集成測試過程中都需要裝配精度檢測，與汽車、飛機、船舶等系統相比航天器的裝配檢測存在精度要求高、被測參數多、測量工況復雜、需考慮在軌補償等特點。大型航天器結構尺寸一般為幾米到十幾米范圍，裝配檢測精度一般要求在亞毫米、角秒量級，由于航天器在太空運行時處于失重、高低溫、真空環境，因此在地面裝配檢測過程中需要補償重力、壓力等因素導致的變形，如美國的哈勃望遠鏡最初沒有考慮結構在軌變形的因素影響導致成像模糊，不得不進行在軌維修。

2 國內外技術現狀

隨著航天技術發展需求的不斷提高和工業大尺寸測量技術的發展，裝配精度檢測技術也有了較大的發展。從早期單一使用經緯儀測量系統，發展到激光跟蹤儀、激光雷達、攝影測量、室內GPS等多種測量手段的綜合應用，主要分為3大類。

2.1 基于經緯儀空間交會技術的光學基準位姿測量

航天器上的單機設備基準大部分為尺寸約20mm×20mm×20mm光學立方鏡，立方鏡上3個正交的反射面法線代表基準坐標系的坐標軸,表面上的十字刻線代表坐標原點。目前國內外宇航公司大部分采用多臺帶有準直功能的經緯儀布站測量的方法。ESA宇航局采用多臺經緯儀測量Lisa pathfinder探測器，如圖 1所示［2］，印度宇航局采用經緯儀測量火星探測器，如圖2所示［3］。

圖1 ESA宇航局Lisa Pathfinder探測器測量Fig.1 The measurement for Lisa pathfinder with theodolite

圖2 印度宇航局火星探測器測量Fig.2 The measurement for ISRO’s Mars mission with theodolite

經緯儀布站測量是基于空間交會原理，如圖3所示。設準直立方鏡反射面的經緯儀分別為T1、T2，T1準直立方鏡的Y向，T2準直立方鏡的Z向，得到水平角H1、H2,俯仰角V1、V2。經緯儀T1T2互瞄建立測量坐標系O-XYZ，以T1T2中心連線在水平面的投影為Y軸，以垂直水平面向上為X軸，由右手法則確定Z軸，互瞄觀測得到水平角分別為H12、H21，俯仰角分別為V12、V21。

設被測立方鏡的YJ、ZJ方向在測量坐標系下的矢量為YJ（iY,jY,kY）ZJ（iZ,jZ,kZ），A1=H12-H1，A2=180°-(A2-A21)，則有式（1）、式（2）［4］：

通過空間交會經緯儀不僅可以測角，還可以測立方鏡表面的十字刻線點，測點原理如圖4所示。

圖3 經緯儀準直測量光學基準原理Fig.3 Measurement theory based on autocollimation with theodolite

圖4 經緯儀布站測點原理Fig.4 Measurement theory based on space intersection

設經緯儀T1、T3同時瞄準被測點p，建立以T1回轉中心為原點的坐標系O-XYZ，以兩經緯儀連線在水平面的夾角為Y軸，以垂直水平面向上為X軸，由右手法則確定Z軸。設通過標定兩經緯儀在水平面上沿Y軸距離為b，高度差為h。由經緯儀的觀測值得到，經緯儀中心與p點的連線與水平面的夾角分別為V1、V3，連線在水平面上的投影與Y軸的夾角分別為A1、A3，則被測點p在測量坐標系下的坐標有式（3）［5］：

目前國內外宇航局大部分采用的是LEICA的TM5100、TM6000工業經緯儀，設備本身的瞄準精度（1σ）為0.5″。基于經緯儀空間交會技術的光學基準測量，根據不同的應用工況，綜合角度測量精度（3σ）一般在 10″～20″之間，點位測量精度（3σ）范圍為0.1mm～0.2mm。

2.2 基于高精度激光測距技術的機械結構基準測量

航天器系統集成后經常需要測量部件組合后的結構尺寸，如大型太空望遠鏡組合體集成后的形面精度、大型空間站組合后艙段之間的相對位置以及航天器上天線、機械臂等結構相對航天器機械基準的相對位姿等。這類測量通常是測量結構上的形面、孔位、棱邊等機械基準，由于尺寸大且測量精度要求高，經常使用基于高精度激光測距的激光跟蹤儀、激光雷達等設備。美國NASA采用LEICA激光跟蹤儀和NIKON的激光雷達組網測量詹姆斯·韋伯望遠鏡主鏡的形面［6］，如圖5所示。利用NIKON的激光雷測量嫦娥三號著陸器的7500N發動機的形面［7］現場，如圖 6 所示。

圖5 詹姆斯韋伯望遠鏡的主鏡形面測量Fig.5 The measurement for primary mirror on JWST

圖6 嫦娥三號著陸器7500N發動機測量及點云圖Fig.6 The measurement for 7500N thruster on CE-3’s lander

激光跟蹤儀、激光雷達都是基于球坐標系下高精度激光測距技術，如圖7所示。以激光跟蹤儀或激光雷達的激光發射器回轉中心為原點，測量設備可以用自身的激光測距儀測量得到原點O到被測點P的距離r，OP連線與YOZ平面夾角θ，以及OP連線在YOZ平面上投影線與Y軸夾角φ，則被測點P在測量坐標系下的坐標如式（4）［8］：

圖7 球坐標系下點位測量原理Fig.7 Position measurement in spherical coordinate system

使用激光跟蹤儀測量時需要靶鏡配合，靶鏡中心嵌有一個角鏡，跟蹤儀發出的激光從任意角度入射后可以被角鏡沿平行于入射光的反方向反射回激光跟蹤儀，反射光與參考光干涉，通過干涉條紋計數可以計算出靶鏡從原點移動過的距離，測量被測件時需要將靶鏡與被測件接觸，再消除靶鏡的厚度即可得到接觸點的坐標。目前國內外航天領域經常應用的有LEICA的激光跟蹤儀和美國API的激光跟蹤儀，LEICA最新型號AT960測量半徑可以達到60m，測量精度（2σ）可以達到15μm+6ppm。

圖8 月球車實時位姿監測Fig.8 Motion monitoring of CE-3’s Lunar Rover

激光雷達測量時不需要靶鏡，它是利用一個精密反射鏡將調頻激光反射到被測物表面，它直接探測由被測物表面漫反射的調頻激光，通過檢測激光的頻移ΔF計算出激光發射返回的飛行時間ΔT，從而得到被測物到激光雷達的距離。激光雷達屬于非接觸測量，其反射鏡可以精密旋轉從而使激光掃描被測物，可以很快的得到被測物表面的點云。目前國內外航天領域經常使用的是Nikon的激光雷達，最新型號MV351測量半徑可以達到50m，測量精度（2σ）為 10μm+10ppm。

2.3 基于多傳感器組網技術的實時動態位姿測量

某些航天器系統集成過程中需要對展開機構、行走機構等展開過程、行走過程等進行實時位姿檢測，如大型通信衛星天線桅桿展開、空間站機械臂展開、月球車火星車的地面行走試驗等。還有一些航天器需要對集成后的裝配結構進行變形監測試驗，在地面模擬太空高低溫、真空、失重等環境，實時檢測航天器結構或設備安裝位姿的實時變化。針對位姿實時監測，國內外航天領域主要采用的是多傳感器組網的測量技術，即在被測件周圍布置多臺測量傳感器，同時在被測件上固定或粘貼多個被測靶標，通過對多個被測靶標的同步實時監測擬合得到被測件位姿或形面的變化。常采用的傳感器有室內GPS、工業相機等。本文針對嫦娥三號月球車地面行走試驗采用室內GPS測量系統開展實時位姿監測［9］，如圖8所示。美國NASA采用2臺相機在模擬太空環境下對某桁架結構變形進行了實時監測［10］，如圖 9 所示。

圖9 基于攝影測量的變形監測Fig.9 Deformation monitoring of ISIR structure in NASA vacuum chamber with dual-camera

室內GPS測量系統主要包括紅外發射器、信號接收器，如圖10所示。每個發射器發射出兩個呈扇形的激光面，兩個激光扇面隨著發射器在360°范圍內旋轉。信號接收器通過探測發射器發出的兩個激光扇面到達的時間差，可以獲得其相對發射器的俯仰角和方位角信息。基于光束法原理，信號接收器只要接收到來自兩個發射器的信號即可得到信號接收器的坐標。由兩臺以上激光發射器組成測量網絡，可以實時同步測量多個接收器的坐標，即可得到被測物體的姿態。目前在國內外航天領域應用的室內GPS測量系統主要來自Nikon公司和國內天津易思維科技有限公司。根據實驗驗證當只有2個發射器同時覆蓋到某個測量點時，測量精度只能達到1mm左右；當有3個發射器覆蓋時，測量精度提高65%，達到0.35mm；當有4個發射器覆蓋時，測量精度再次提高10%～20%，達到0.25mm；4個以上的激光發射器同時覆蓋時測量精度基本上不再增加［9］。

基于多臺工業相機的攝影測量系統主要包括工業相機和專用靶標。攝影測量系統可以利用相機焦距參數將像點坐標轉換成靶標點的二個角度觀測值。測量時利用多臺相機或同一相機，在不同位置和方向獲取貼有靶標點的被測件2幅以上圖像，基于光束法平差定向技術可以解算出相機間的位置和姿態關系，再由三角交會原理得出靶標點的三維坐標，如圖11所示［11］。目前國內外航天領域應用較多攝影測量系統有美國GSI公司的V-STARS系統、德國GOM公司的TRITOP系統、AICON公司的DPAPro系統等。V-STARS測量系統最高測量精度（1σ）可達4μm。

圖10 室內GPS測量系統Fig.10 Indoor GPS measurement system

3 未來需求及發展趨勢

隨著國內外航天技術的發展，對航天器裝配精度檢測技術也提出了更高的要求。主要體現在：

1）測量范圍要求越來越大。超大結構尺寸的航天器不斷出現，如未來空間站上單個艙段長度就達到了十幾米，系統集成后艙段基準間的相對位姿需要測量；未來大型通信衛星天線展開后直徑可達30m，天線展開后的面形精度需要測量。

2）測量精度要求越來越高。一方面某些大型航天器尺寸不斷增加，相對測量精度不斷提高；另一方面某些深空探測或對地觀測航天器上關鍵設備的絕對裝配位姿測量精度也不斷提高，如ESA曾提出LIGO計劃，于2034年發射由三顆衛星組成邊長250萬公里的等邊三角形星座，利用激光干涉儀探測三邊出現小于原子直徑的變化，對星上設備的裝配檢測精度要求達到亞微米級、亞角秒級。

3）測量環境越來越復雜。航天器在軌運行時受到太空高低溫、失重等環境影響會產生變形，未來高精度的對地觀測和深空探測航天器需要在地面裝配過程中模擬太空環境監測航天器結構的變化。如美國NASA的哈勃望遠鏡研制時沒有考慮到鏡面在軌變形，從而導致成像模糊。因此在韋伯望遠鏡研制過程中增加了真空高低溫環境下主鏡組合體變形的監測，測量環境溫度低至20K。

4）測量效率越來越高。據網絡統計2015年全世界發射航天器共259個，2017年發射航天器467個，增長了近1倍。未來幾年美國、俄羅斯和我國航天器的研制數量還會迅速增加。因此航天器裝配精度檢測任務會迅速倍增，急需提高測量效率。

針對航天器裝配檢測的需求，國內外科研院所及相關企業開展了新的測量方法及傳感器技術的研究以及新設備的開發。主要研究方向有：

3.1 多系統集成測量方法研究

由于航天器結構尺寸大、被測參數多，因此很難使用單一測量系統完成航天器裝配集成中的所有測量任務。如航天器上光學立方鏡基準間位姿關系是由經緯儀準直測量，結構件形面孔位精度是由激光跟蹤儀測量，當需要在光學立方鏡基準下測量結構件形面孔位時就需要經緯儀、激光跟蹤儀聯合測量。對于某些柔性網狀天線展開后的軸線指向測量時需要激光跟蹤儀與工業相機或手持掃描設備的聯合測量。在測量中如何將各個測量系統坐標系統一、將測量數據融合是目前研究的熱點。如北京衛星環境工程研究所針對多系統的集成，研制了坐標轉換標準器，標準器上布置有不同測量系統識別的靶標，靶標間的關系由計量機構進行高精度校準。在航天器測量過程中，不同測量系統同時測量該轉換器實現坐標系的統一，如圖12所示。美國NASA根據韋伯望遠鏡科學儀器艙測量的需要，開展了基于廣義USMN平差算法的激光跟蹤儀與激光雷達的聯合測量研究［12］，如圖13所示。

圖12 基于基準轉換標準器的多系統融合測量Fig.12 Combining multiple metrology systems based on a standard for coordinates transformation

圖13 基于USMN平差的激光雷達與激光跟蹤儀聯合測量Fig.13 Combining measurement with LIDAR and Laser tracker based on USMN theory

3.2 新的測量傳感器技術研究

隨著未來航天器裝配檢測精度需求的提高，使用目前市場上已有的設備已經無法滿足要求，需要研究新的測量傳感器。如目前的激光跟蹤儀主要是依賴于激光干涉原理的相對測距技術，只能測量靶鏡連續移動過程中的相對距離，當發生斷光時就要借助其他攝影測量或飛行時間測量等技術進行續接測量，精度就會降低。中科院光電研究院與清華大學聯合提出了基于雙光梳絕對測距技術的激光跟蹤儀，利用光頻梳的測量脈沖和參考脈沖的相對光譜相位延遲得到被測物的絕對距離，即保持了激光干涉測距的精度，也避免了斷光續接對測量精度的影響，目前該項目已經完成了原理樣機的研制［13］，如圖14所示，測量范圍可達10m，測量精度達到1.5μm（1σ）。在火星車地面行走試驗位姿監測過程中，由于受到模擬太陽光照的影響，使用市場上已有的成熟設備無法滿足要求。因此北京衛星環境工程研究所與天津大學精儀系聯合開發了可在0.3個太陽常數輻照下工作的大尺寸多站光電掃描交匯測量系統［14］。

圖14 基于飛秒激光的激光跟蹤儀Fig.14 New laser tracker system based on femtosecond laser

圖15 多站光電交會測量系統Fig.15 wMPS metrology system

3.3 自動化測量設備的開發

隨著航天器研制任務的增加，使用現有的測量設備已經無法滿足未來航天器研制的需求。國內外研究院所已經開始了航天器裝配自動化測量技術的研究。如圖16所示，本文針對高分衛星的裝配檢測研制了基于精密導軌、轉臺等的自動化測量系統，基于衛星裝配的理論模型可以實現衛星上的上設備安裝姿態的自動化測量［15］。

圖16 星上設備安裝姿態高精度自動化測量系統Fig.16 High precision automatic measurement system for instrument alignment

近幾年隨著機械臂技術的發展，研究人員開始嘗試機械臂與測量設備的組合進行自動化測量，如機械臂與工業相機組合、機械臂與經緯儀組合、機械臂與激光雷達組合等［16］，如圖17所示。機械臂與測量設備組合通過標定實現坐標系的融合，通過控制系統將設備移動到適合的位置并旋轉到適合的角度可以實現快速的測量，提高效率。其中機械臂與相機的組合技術相對成熟，其它的組合研究剛剛起步。

圖17 機械臂與激光雷達組合的自動化測量系統Fig.17 Automatic measurement system with LIDAR and Robotic Arm

4 結束語

裝配檢測作為源頭信息獲取手段穿插在航天器裝配研制中的各個階段，如航天器的艙段結構測量、設備安裝位姿測量、機構動態監測、結構變形監測等，近幾年隨著工業測量技術的發展國內外航天裝配檢測技術有了大幅提升，激光跟蹤儀、激光雷達、攝影測量、室內GPS等新的測量手段得到廣泛應用。隨著未來航天技術的發展，對裝配檢測技術的測量范圍、測量精度、測量效率等都提出了更高的要求，急需研究新的測量方法，專用的測量傳感器，開發更加自動化和高效的測量系統。