空間站機械臂捕獲懸停飛行器試驗系統設計與驗證

陳 明,曾 磊,孫 康,高 升,梁常春 ,劉延芳

(1.空間智能機器人系統技術與應用北京市重點實驗室,北京空間飛行器總體設計部,北京 100094;2.哈爾濱工業大學航天學院,哈爾濱 150001)

1 引言

交會對接是中國空間站組裝建造的基礎,空間機械臂對來訪懸停飛行器進行捕獲、拖動和鎖緊,并將其送入對接位置,輔助完成與空間站節點艙對接口的對接,是機械臂的關鍵任務之一[1]。

在軌捕獲技術是在軌服務技術當中的一項關鍵技術[2-3],捕獲懸停飛行器主要針對合作目標進行捕獲。截至目前,衛星的捕獲主要包括日本ETS-VII 衛星和美國軌道快車衛星的捕獲與對接,以及安裝在美國挑戰者號航天飛機上的SRMS(Shuttle Remote Manipulator System)機械臂對太陽峰年衛星[4]、IntelSat-6 國際通訊衛星以及哈勃天文望遠鏡等的捕獲;針對飛船的捕獲主要有國際空間站的SSRMS(Shuttle Remote Manipulator System)機械臂對HTV(H-II Transfer Vehicle)、天鵝座飛船以及龍飛船[5-6]等的捕獲任務。

日本東京工業大學開展了空間機械臂抓捕地面試驗系統設計,該試驗系統由地面站模擬子系統、跟蹤衛星模擬子系統以及目標衛星模擬子系統組成[7]。在系統中機械手可以進行六自由度的運動,能夠執行各種復雜動作,但是由于機械手固定在地面上,跟蹤衛星無法運動,抓捕區域很小;目標衛星模擬系統安裝在浮動測試臺上,無法對有相對運動的情況進行模擬,同時對目標星被捕獲后的拖動也無法模擬。日本JAXA 為了對失效衛星救援進行演示驗證,研發了基于視覺伺服控制的地面抓捕試驗系統,該系統由機械臂、衛星樣機、末端執行器、圖像處理平臺、太陽光模擬器、軟件系統等七大關鍵部件構成[8]。JAXA 使用該系統進行了地面抓捕試驗并取得了成功,試驗中衛星樣機以20 mm/s 的速度、0.5°/s 的角速度運動。該系統能夠模擬六自由度下的抓捕,但是由于采用機械臂結構,運動速度有所限制,且衛星樣機和機械臂并不處于自由狀態,無法模擬抓捕后結合體的自由運動狀態。

中國空間站懸停艙段質量大(約14 t)、慣量大(約1e5 kg·m2),捕獲任務中,機械臂運動規劃約束條件較多,需在地面開展機械臂懸停捕獲專項驗證,本文設計了一種用于空間機械臂的捕獲懸停飛行器測試的地面試驗系統。

2 任務概述

懸停飛行器的捕獲是指機械臂對來訪懸浮飛行器進行捕獲、拖動和鎖緊,然后將其送入對接位置,輔助完成與空間站節點艙對接口的對接,任務流程如圖 2 所示。

圖1 機械臂捕獲懸停飛行器流程圖Fig.1 Flow chart of the manipulator capturing hovering spacecraft

機械臂捕獲懸停飛行器的具體過程如下:

1)懸停飛行器通過交會飛行,運行到空間站正前方的停泊點,保持與空間站相對位置靜止,并保持姿態精控模式,如圖 2(a)所示;

2)航天員在軌操作、預編程或地面遙操作,控制機械臂末端執行器進入待捕區域,如圖 2(b)所示;

3)機械臂末端執行器在視覺的導引下首先捕獲懸停飛行器上的目標適配器,建立柔性連接;確認捕獲成功后,懸停飛行器進入停控模式,機械臂末端執行器進一步完成拖動鎖緊,建立機械臂與懸停飛行器的剛性連接,如圖 2(c)所示;

4)通過預編程模式或在軌操作模式,機械臂將懸停飛行器向空間站對接口拉近,如圖 2(d)所示;

5)懸停飛行器完成捕獲對接,機械臂末端執行器捕獲機構釋放懸停飛行器,懸停飛行器通過對接機構完成艙段對接鎖緊,如圖 2(e)所示;

6)機械臂收攏至初始位置,如圖 2(f)所示。

圖2 懸停飛行器的捕獲、輔助對接過程Fig.2 Acquisition and docking process of hovering spacecraft

3 試驗系統

懸停飛行器質量以及慣量均較大,在地面環境進行完全真實的物理仿真試驗幾乎不能完成,需采用數學仿真、半物理仿真、縮比試驗等多種方法配合進行[9-10]。

機械臂捕獲懸停飛行器試驗系統采用縮比試驗方法,懸停飛行器移動裝置模擬質量為1.5 t,模擬慣量為2e2 kg·m2,系統指標如下:

1)驗證懸停捕獲任務的接口匹配性;

2)驗證機械臂末端視覺閉環跟蹤移動目標功能;

3)驗證機械臂懸停捕獲能力,獲取機械臂捕獲成功初步包絡邊界。

機械臂捕獲懸停飛行器試驗系統由空間機械臂、零重力模擬系統、機械臂位姿測量系統、懸停飛行器模擬移動裝置、模擬移動裝置測量系統組成,如圖 3 所示。

圖3 地面試驗系統組成Fig.3 Composition of ground test system

3.1 空間站機械臂

空間站機械臂具有7 個自由度,臂長約10 m,主要包括7 個關節、2 根臂桿組件、1 個中央控制器、2 套末端執行器以及一套視覺相機系統,所有關節均為轉動關節,整臂采用肩3+肘1+腕3的關節構型方案,關節采用模塊化設計,7 個關節結構形式完全相同,空間站機械臂構型布局如圖4 所示。

圖4 機械臂構型布局圖Fig.4 Configuration layout diagram of the manipulator

3.2 零重力模擬系統

零重力模擬系統采用氣浮+懸吊組合的方法,在氣浮平臺上實現了機械臂的三維空間運動動模擬。零重力模擬系統包括氣浮支撐裝置、配氣系統、氣浮平臺以及可視化力監測系統四部分組成,如圖 5 所示。

圖5 氣浮零重力模擬系統Fig.5 Air flotation zero gravity simulation system

3.3 機械臂位姿測量系統

機械臂位姿測量系統由激光跟蹤儀、靜態靶球、AT 靶球等組成。機械臂裝配前在產品表面粘貼靶點,將產品基準轉出。機械臂運動過程中末端姿態、軌跡、速度測量通過激光跟蹤儀的點位測量方法結合AT 靶球實現。

首先在機械臂肩部末端執行器產品上安裝固定2 臺AT 動態靶球,通過末端表面粘貼的精測靶點將末端的軸線標定到AT 靶球上。在氣浮平臺上布置公共點,建立全局精度控制場,在機械臂運動時利用2 臺激光跟蹤儀分別對2 臺AT 動態靶球進行動態跟蹤,通過數據處理獲得末端軸線點云,并將軸線點云通過平臺公共點轉換到機械臂腕部基準坐標系上,得到標準時間點下末端執行器的運動軌跡。

3.4 懸停飛行器模擬移動裝置

受地面試驗場地等條件限制,由一塊1 m×1 m 花崗巖氣浮板、2 組助力電動缸、2 套限位直線擋板、4 組冷噴氣推力裝置(噴嘴)、直流蓄電池、DC/DC 轉換器、上位機及通訊組件、步進電機組件、4 組制動氣缸、適配器支架及六維力測量裝置、相機靶標和配重等部分組成,如圖 6所示。

圖6 懸停飛行器模擬移動裝置組成圖Fig. 6 Composition diagram of simulated hovering spacecraft mobile device

通過氣足使模擬艙體浮起,實現零重力模擬;通過助力電推缸進行初始助推啟動,獲得指定速度和角速度;通過推力噴嘴噴出高壓氣體,產生反方向推力,微調位姿。

懸停飛行器模擬移動裝置主要技術指標如下:

1)氣浮臺平面內移動速度0～75 mm/s 范圍內調,平移速度精度優于1 mm/s;

2)垂直于氣浮臺方向的轉動速度0～0.5°/s范圍內可調,轉動速度精度優于0.05°/s。

3.5 模擬移動裝置測量系統

模擬移動裝置測量系統配合懸停飛行器模擬移動裝置使用,由相機靶標、外部測量相機及慣導、通訊裝置、上位機等組成,如圖7 所示。在模擬移動裝置上安裝相機靶標,同時在氣浮平臺上設置外部相機測量系統,實時測量模擬移動裝置上的相機靶標的速度和角速度信息,與預設目標速度和角速度進行誤差對比,將控制信息通過通訊裝置發送至上位機,上位機通過對噴嘴繼電器卡進行脈寬控制,實現對不同位置和不同方向的噴嘴進行噴氣推力控制,消除移動裝置自身角速度,并使其按照預定的速度運動。

圖7 模擬移動裝置測量系統組成圖Fig.7 Composition diagram of measurement system of the analog mobile device

4 仿真驗證

根據機械臂完成懸停捕獲任務的時序過程,將地面任務仿真劃分為視覺跟蹤與末端捕獲2 個典型關鍵過程。首先按照地面物理試驗環境搭建數字仿真模型,通過仿真模型的建立驗證機械臂控制算法方案的正確性,然后利用地面試驗數據修正機械臂仿真模型參數。

4.1 仿真建模

機械臂整臂控制和關節控制模型為MATLAB SIMULINK 模型,機械臂動力學模型為ADAMS 模型,仿真模型架構如圖8 所示。ADAMS 動力學模型中包含了柔性機械臂、固定基座、氣浮工裝摩擦以及模擬移動裝置模型,如圖9 所示,可針對不同工況設置模擬移動裝置各向移動速度,并實時輸出模擬移動裝置上目標適配器視覺標記相對于機械臂腕部相機坐標系的六維位姿數據。

圖8 仿真模型架構Fig.8 Simulation model architecture

圖9 機械臂動力學模型Fig.9 Dynamic model of the Manipulator

4.2 仿真條件

仿真步長設置為1 ms,控制頻率設置為50 ms,相機位置、姿態更新頻率設置為80 ms(即幀頻12.5 Hz)。相機位姿測量誤差為位置8 mm、姿態0.8°。

視覺跟蹤到位標識給出的判據為:機械臂末端端面坐標系與模擬移動裝置目標適配器端面前128 mm 處3 個方向的位置偏差均小于0.02 m,歐拉角偏差小于2°。

4.3 仿真工況

各工況下仿真結果匯總如表1 所示。到位標識給出的判據為:3 個方向的位置偏差均小于0.2 m,歐拉角偏差小于2°。

表1 機械臂地面試驗仿真工況Table 1 Simulation conditions of manipulator ground test

4.4 結果與分析

以工況4 為例,[Vx,Vz] = [25,25],[Wy]=[-0.2],視覺跟蹤過程中目標相對末端位姿與跟蹤到位標志曲線如圖 10 所示,曲線中,橫軸為步數,縱軸為位置(m)/姿態(rad);藍色為x向位置、紅色為z向位置、紫色為y向姿態、綠色為跟蹤到位標志曲線。

圖10 視覺跟蹤過程中目標相對末端位姿與跟蹤到位標志曲線Fig.10 Position and orientation of target relative to the end effector and tracking mark curve in the process of visual tracking

通過上述工況的仿真過程,初步驗證了機械臂視覺跟蹤算法方案的正確性和可行性。

5 試驗驗證

利用試驗測試系統,開展了機械臂捕獲懸停飛行器的地面驗證試驗。根據來訪懸停飛行器與機械臂末端的相對位姿關系以及捕獲時的動態影響因素等設計試驗工況,按照模擬移動裝置的質量特性、x向速度、z向速度、初始角度偏差和角速度、末端執行器捕獲時間開展工況布局。

1)z向速度按照5,10,15,20,25,30 及35 mm/s 8 種工況設置;

2)在z方向前4 種速度工況基礎上分別疊加x方向速度進行組合,x向速度分別為5,10,15及20 mm/s;

3)在各個線速度工況基礎上在疊加角速度進行組合,角速度按照0°、0.1°和0.2° 3 種工況組合。

試驗過程中,機械臂系統工作正常,機械臂捕獲懸停飛行器試驗測試工況及結果見表2,試驗照片如圖 11 所示。機械臂關節3、4、5 力矩曲線如圖 12 所示。

圖11 機械臂捕獲懸停飛行器試驗照片Fig.11 Experimental photos of hovering spacecraft captured by Manipulator

圖12 機械臂關節力矩曲線Fig.12 Torque curve of manipulator joint

表2 機械臂捕獲懸停飛行器地面試驗工況及結果Table 2 Ground test conditions and results of hovering spacecraft captured by manipulator

結合地面試驗驗證數據對機械臂控制仿真模型進行了修正,修正后的視覺跟蹤仿真數據與地面試驗進行了對比,運動趨勢與數值基本保持一致,如圖13 所示。

圖13 視覺跟蹤過程試驗數據與仿真數據對比曲線Fig.13 Comparison of test data and simulation test data curve in visual tracking process

經過地面試驗測試,驗證了機械臂機械臂捕獲懸停目標任務的接口匹配性、機械臂末端視覺閉環跟蹤移動目標功能,獲取了機械臂捕獲成功初步包絡邊界,初步驗證了機械臂捕獲懸停目標整體方案有效可行。

6 結論

針對機械臂捕獲懸停飛行器任務需求開展了空間機械臂捕獲懸停飛行器試驗地面驗證系統設計,并在氣浮臺上開展了試驗驗證。結果表明,該地面驗證系統設計合理,支持完成了機械臂捕獲懸停飛行器的地面試驗工作,驗證了機械臂捕獲懸停飛行器任務的接口匹配性、機械臂末端視覺閉環跟蹤移動目標功能,獲取了機械臂捕獲成功初步包絡邊界。該系統為空間機械臂地面試驗驗證奠定了技術基礎,可為中國未來的空間機械臂任務地面驗證提供方案借鑒和技術支撐。