CN104625720A - 一种基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼自动对接方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，该方法利用激光跟踪仪和并联调姿平台相配合，优化传统太阳翼的对接工艺方法，降低太阳翼对接过程中对操作技能的依赖，提高对接效率，并进一步提高太阳翼对接时的精度。
Description
技术领域：
本发明属于高精度自动对接工艺方法领域，具体涉及一种基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法。
背景技术：
太阳翼为航天器提供能源，是航天器的重要组成部分。太阳翼对接的最终要实现太阳翼铰链与卫星本体的精确对接。太阳翼与星体对接时，以模拟墙上压紧座的绝对位置为参照，调整卫星姿态，实现太阳翼与星体的对接安装。因星体坐标系和调姿坐标系存在偏差，调姿过程中，星体的俯仰、偏航、滚动三个指标相互耦合。
目前传统的太阳翼对接工艺过程基于手动调姿的架车或两轴转台和经纬仪，调姿过程中，因俯仰、偏航、滚动三个指标互相耦合，每调整完一个指标后，均需对其他两项指标进行复测，根据结果进行进一步调整，并逐步逼近，对操作者操作技能要求高，耗费时间较长。
激光跟踪仪(API TRACKER III)是一种精密的三坐标测量仪器，10m以内的测量精度可高达15μm；调姿平台的定位精度可高达0.1mm，可实现卫星6个自由度的高精度调整，且调整过程可实现6个自由度的完全解耦，具体结构形式详见航天器位姿的精确调整装置(专利号：201310556639.3)，在此引用其全文作为本文内容。
发明内容：
本发明要解决的技术问题是：现有技术中太阳翼对接技术粗糙，主要利用手动对接，升降及定位设备复杂，且定位的精度不够，每次对接工作都要耗费大量的时间精力，而且定位的准确度往往达不到要求。
为解决上述技术问题，本发明提供一种新型的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，具体的技术方案如下：
一种基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，所述并联调姿平台包括可调支撑、脚轮、静平台、电动缸、动平台、圆形的航天器适配器，静平台下方布置有四个脚轮，用于调节静平台高度的可调支撑位于静平台四角位置下方的脚轮外侧，航天器适配器固定连接在圆形的动平台上，六个电动缸两两一组安装在动平台和静平台之间，每组电动缸上方通过两个相连的球铰固定在动平台下方，每组电动缸下方通过两个相连的胡克铰固定在静平台上方，两个相连球铰的中间位置分别对应航天器适配器圆周的三等分位置，在位姿调整的初始状态下，六个电动缸的长度相同，三组胡克铰的中间位置构成的圆与圆形动平台同轴；其特征在于：所述方法具有以下步骤：
M1：模拟墙调姿到位，作为星体调姿的目标位置；
M2：激光跟踪仪就位，建立测量坐标系1(O1-X1Y1Z1)；
M3：利用激光跟踪仪测量模拟墙基准座基座中心孔坐标，如图2所示；
M4：计算压紧座中心孔坐标之间的相对关系，方法如下：
根据不共线的三个点可以组成一个平面原理，选取三个不共线的压紧点(A，B，C)组成一个平面，如图3，平面ABC，选取点A为坐标原点，取其中一条线段AB为X轴，过点A垂直于平面ABC为Z轴，根据右手螺旋法则得到Y轴，根据三个点之间的距离可以得到三个点的坐标值A(0,0,0)、B(L1,0,0)、C(L2cosα,L2sinα,0)；
M5：拟合模拟墙压紧座坐标在测量坐标系1下的关系T1；
M6：设置地标点、激光跟踪仪测量地标点，如图4所示；
M7：建立大地坐标系(O0-X0Y0Z0)；
M8：拟合测量坐标系1在大地坐标系下的关系T测量1-大地；
M9：因星体需就位，模拟墙、激光跟踪仪暂时撤离；
M10：确保转运通道无障碍后，星体就位，大致在原模拟墙停放位置；
M11：激光跟踪仪再次就位，建立测量坐标系2(O1'-X1'Y1'Z1')；
M12：拟合测量坐标系2在大地坐标系下的关系T测量2-大地，如图5所示；
M13：计算测量坐标系2在测量坐标1下的关系T4＝T测量2-大地/T测量1-大地；
M14：测量星体压紧座基座中心孔坐标，与模拟墙压紧座基座中心孔坐标一致；
M15：拟合星体压紧座坐标在测量坐标系2下的关系T2；
M16：测量动平台靶球座；
M17：建立动平台坐标系(O3-X3Y3Z3)；
M18：拟合动平台坐标系在测量坐标系2下的关系T3，即初始位置；
M19：计算星体压紧座坐标系在动平台坐标系下的关系T0，T0＝T2/T3，T0在调姿过程中是定值，即对于同一卫星，压紧座相对于动平台的相对位置关系恒定；
M20：计算模拟墙调姿完毕时对应的动平台坐标系在测量坐标系2下的关系T5＝T0*T1*T4，即目标位置；
M21：调姿平台根据T3和T5，进行路径规划，完成星体调姿过程。
优选的，模拟墙由刚性塑料制成，其上的紧固座为可拆卸结构。
优选的，六组电动缸分别与控制装置电连接，以根据设定参数调节电动缸的长度来调整位姿。
优选的，所述静平台下方布置四个脚轮，其中有两个是万向脚轮。
优选的，适配器具有与航天器对接的连接接口，其与动平台的连接方式为螺接。
优选的，可调支撑位于四个脚轮外测，能够实现装置的静态锁定，并可调节装置的垂向高度。
本发明的有益效果在于：优化传统太阳翼的对接工艺方法，降低太阳翼对接过程中对操作技能的依赖，提高对接效率，并进一步提高太阳翼对接时的精度。
附图说明：
图1为本发明所提供的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法的流程图。
图2为本发明所提供的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法中利用激光跟踪仪测量模拟墙基准座基座中心孔坐标的示意图。
图3为本发明所提供的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法中计算压紧座中心孔坐标之间的相对关系的示意图。
图4为本发明所提供的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法中的设置地标点、激光跟踪仪测量地标点以及拟合测量坐标系1在大地坐标系下的关系T测量1-大地的示意图。
图5为本发明所提供的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法中拟合测量坐标系2在大地坐标系下的关系T测量2-大地的示意图。
图6为并联调姿平台的示意图。
其中附图标记1：可调支撑；2：脚轮；3：静平台；4：电动缸；5：动平台；6：航天器适配器。
具体实施方式：
现结合附图将本发明做进一步的说明。
一种基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，所述并联调姿平台包括可调支撑1、脚轮2、静平台3、电动缸4、动平台5、圆形的航天器适配器6，静平台3下方布置有四个脚轮2，用于调节静平台3高度的可调支撑1位于静平台3四角位置下方的脚轮2外侧，航天器适配器固定连接在圆形的动平台5上，六个电动缸4两两一组安装在动平台5和静平台3之间，每组电动缸4上方通过两个相连的球铰固定在动平台5下方，每组电动缸4下方通过两个相连的胡克铰固定在静平台上方，两个相连球铰的中间位置分别对应航天器适配器6圆周的三等分位置，在位姿调整的初始状态下，六个电动缸4的长度相同，三组胡克铰的中间位置构成的圆与圆形动平台同轴；其特征在于：所述方法具有以下步骤：
M1：模拟墙，顾名思义，模拟遥感卫星星体上太阳翼安装位置的目标墙，模拟墙上有与星体相同位置的6个太阳翼压紧座，通过调整压紧点位姿，即可实现星***姿的调整。故模拟墙调姿到位，其位姿即可作为星体调姿的目标位置；
M2：将激光跟踪仪就位于模拟墙的前方，建立测量坐标系1(O1-X1Y1Z1)；
M3：将激光跟踪仪的靶球座放置于模拟墙的压紧座中心孔内，利用激光跟踪仪测量模拟墙压紧座中心孔坐标，如图2所示；
M4：计算压紧座中心孔坐标之间的相对关系，方法如下：
根据不共线的三个点可以组成一个平面原理，选取三个不共线的压紧点(A，B，C)组成一个平面，如图3，平面ABC，选取点A为坐标原点，取其中一条线段AB为X轴，过点A垂直于平面ABC为Z轴，根据右手螺旋法则得到Y轴，根据三个点之间的距离可以得到三个点的坐标值A(0,0,0)、B(L1,0,0)、C(L2cosα,L2sinα,0)；
M5：根据A、B、C三点的坐标值和测量坐标系1(O1-X1Y1Z1)拟合模拟墙压紧座坐标在测量坐标系1下的关系T1；
M6：在模拟墙前方的地面位置设置地标点(6～8个)，利用激光跟踪仪测量地标点，如图4所示；
M7：根据测量得到的地标点的坐标即右手螺旋法则建立大地坐标系(O0-X0Y0Z0)，大地坐标系在整个太阳翼对接过程中保持不变，为绝对基准坐标系；
M8：根据测量坐标系1(O1-X1Y1Z1)和大地坐标系(O0-X0Y0Z0)相对关系，拟合测量坐标系1在大地坐标系下的关系T测量1-大地；
M9：因星体就位时，就位路径与模拟墙和激光跟踪仪的位置干涉，故模拟墙、激光跟踪仪需暂时撤离；
M10：确保转运通道无障碍后，星体就位，大致放置在原模拟墙停放位置；
M11：激光跟踪仪再次就位，可以与原来位置相同、也可不同，再次建立测量坐标系，即测量坐标系2(O1'-X1'Y1'Z1')；
M12：根据测量坐标系2(O1'-X1'Y1'Z1')和大地坐标系(O0-X0Y0Z0)相对关系，拟合测量坐标系2在大地坐标系下的关系T测量2-大地，如图5所示；
M13：根据T测量2-大地和T测量1-大地，计算测量坐标系2在测量坐标1下的关系T4＝T测 量2-大地/T测量1-大地；
M14：将激光跟踪仪的靶球座放置于星体的压紧座中心孔内，利用激光跟踪仪测量星体压紧座中心孔相对坐标(星体压紧座中心孔的相对坐标与模拟墙压紧座中心孔的相对坐标一致)，具体方法同M4；
M15：根据压紧座的坐标值和测量坐标系2(O1'-X1'Y1'Z1')，拟合星体压紧座坐标在测量坐标系2下的关系T2；
M16：将激光跟踪仪的靶球座粘贴于并联调姿平台的动平台上，利用激光跟踪仪测量动平台上靶球座的坐标；
M17：根据动平台上靶球座的坐标值，建立动平台坐标系(O3-X3Y3Z3)；
M18：拟合动平台坐标系(O3-X3Y3Z3)在测量坐标系2下的关系T3，即动平台的初始位置；
M19：计算星体压紧座坐标系在动平台坐标系下的关系T0，T0＝T2/T3，T0在调姿过程中是定值，即对于同一卫星，压紧座相对于动平台的相对位置是恒定的，因此，星体姿态的调整过程可通过动平台的调姿过程进行表述；
M20：根据T0、T1和T4即可计算模拟墙调姿完毕时对应的动平台坐标系在测量坐标系2下的关系T5＝T0*T1*T4＝T1*T2*T测量2-大地/(T3*T测量1-大地)，即动平台调整目标位置，其中T1、T2、T测量2-大地、T3、T测量1-大均为测量拟合值；
M21：经过上述过程，即可获取T5，调整平台可根据T5进行路径规划，完成星体调姿过程，即实现太阳翼高精度对接的测量和调姿过程。
Claims (6)
1.一种基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，所述并联调姿平台包括可调支撑、脚轮、静平台、电动缸、动平台、圆形的航天器适配器，静平台下方布置有四个脚轮，用于调节静平台高度的可调支撑位于静平台四角位置下方的脚轮外侧，航天器适配器固定连接在圆形的动平台上，六个电动缸两两一组安装在动平台和静平台之间，每组电动缸上方通过两个相连的球铰固定在动平台下方，每组电动缸下方通过两个相连的胡克铰固定在静平台上方，两个相连球铰的中间位置分别对应航天器适配器圆周的三等分位置，在位姿调整的初始状态下，六个电动缸的长度相同，三组胡克铰的中间位置构成的圆与圆形动平台同轴；其特征在于：所述方法具有以下步骤：
M1：模拟墙调姿到位，作为星体调姿的目标位置；
M2：激光跟踪仪就位，建立测量坐标系1(O1-X1Y1Z1)；
M3：利用激光跟踪仪测量模拟墙基准座基座中心孔坐标，如图2所示；
M4：计算压紧座中心孔坐标之间的相对关系，方法如下：
根据不共线的三个点可以组成一个平面原理，选取三个不共线的压紧点(A，B，C)组成一个平面，如图3，平面ABC，选取点A为坐标原点，取其中一条线段AB为X轴，过点A垂直于平面ABC为Z轴，根据右手螺旋法则得到Y轴，根据三个点之间的距离可以得到三个点的坐标值A(0,0,0)、B(L1,0,0)、C(L2cosα,L2sinα,0)；
M5：拟合模拟墙压紧座坐标在测量坐标系1下的关系T1；
M6：设置地标点、激光跟踪仪测量地标点，如图4所示；
M7：建立大地坐标系(O0-X0Y0Z0)；
M8：拟合测量坐标系1在大地坐标系下的关系T测量1-大地；
M9：因星体需就位，模拟墙、激光跟踪仪暂时撤离；
M10：确保转运通道无障碍后，星体就位，大致在原模拟墙停放位置；
M11：激光跟踪仪再次就位，建立测量坐标系2(O1'-X1'Y1'Z1')；
M12：拟合测量坐标系2在大地坐标系下的关系T测量2-大地，如图5所示；
M13：计算测量坐标系2在测量坐标1下的关系T4＝T测量2-大地/T测量1-大地；
M14：测量星体压紧座基座中心孔坐标，与模拟墙压紧座基座中心孔坐标一致；
M15：拟合星体压紧座坐标在测量坐标系2下的关系T2；
M16：测量动平台靶球座；
M17：建立动平台坐标系(O3-X3Y3Z3)；
M18：拟合动平台坐标系在测量坐标系2下的关系T3，即初始位置；
M19：计算星体压紧座坐标系在动平台坐标系下的关系T0，T0＝T2/T3，T0在调姿过程中是定值，即对于同一卫星，压紧座相对于动平台的相对位置关系恒定；
M20：计算模拟墙调姿完毕时对应的动平台坐标系在测量坐标系2下的关系T5＝T0*T1*T4，即目标位置；
M21：调姿平台根据T3和T5，进行路径规划，完成星体调姿过程。
2.根据权利要求1所述的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，其特征在于：所述模拟墙由刚性塑料制成，其上的紧固座为可拆卸结构。
3.根据权利要求1所述的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，其特征在于：六组电动缸分别与控制装置电连接，以根据设定参数调节电动缸的长度来调整位姿。
4.根据权利要求1所述的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，其特征在于：所述静平台下方布置四个脚轮，其中有两个是万向脚轮。
5.根据权利要求1所述的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，其特征在于：适配器具有与航天器对接的连接接口，其与动平台的连接方式为螺接。
6.根据权利要求1所述的基于激光跟踪仪和并联调姿平台的太阳翼高精度自动对接方法，其特征在于：可调支撑位于四个脚轮外测，能够实现装置的静态锁定，并可调节装置的垂向高度。
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