基于真空负压吸附的太阳翼重力卸载技术

空间可展开机构在地面装配和模拟展开试验过程中受到重力作用而产生应力或变形,在太空环境下重力消失引起应力释放,造成空间机构的性能发生变化影响其在轨可靠运行。针对太阳翼等空间可展开机构地面装配和展开试验的重力卸载需求,提出基于真空负压吸附的重力卸载方法,通过对太阳翼的展开动力学分析,建立卸载重力的太阳翼动力学模型;分析摩擦因数对真空负压吸附系统运动性能的影响规律和重力补偿系统的跟随响应特性,实现重力卸载系统在水平面内的自由移动和快速跟随。试验结果表明,真空负压吸附重力卸载系统的接触界面摩擦因数小于0.08,在40N的太阳翼载荷下重力补偿系统的响应误差为±5%,综合重力卸载精度可以达到94.6%。因此,基于真空负压吸附的重力卸载方法具有很高的自由度和跟随响应速度,能够满足太阳翼等空间可展开机构精密装配和模拟展开试验的需求。     

协作机器人辅助的空间展开机构桁架铰链微重力装配

针对大型空间展开机构桁架铰链装配中重力卸载过程复杂、需手工反复调整、装配精度一致性差的难题，提出一种采用协作机器人辅助的桁架铰链微重力装配方法。首先提出协作机器人辅助的微重力装系统架构和工艺流程；然后利用视觉引导结合四元数有界偏差关节路径规划法，实现桁架铰链的快速自动抓取；构建基于D-H法的机器人运动学模型，并利用牛顿—拉夫森迭代法在线补偿位姿误差，提高机器人在桁架铰链装配中的绝对定位精度；最后构建桁架铰链的重力卸载等效模型，并利用基于内环位置控制的机器人阻抗控制方法，实现桁架铰链的自动平稳重力卸载。实验表明，该方法的位姿精度满足桁架铰链装配要求，并可使桁架铰链以临界阻尼形式进行平稳重力卸载，为大型空间展开机构关键组件高精度装配和重力卸载提供理论依据和技术支持。     

悬架模块的动力学建模与仿真

为研究悬架模块的运动特性,更好地进行轨迹规划和提高重力补偿效果,建立了在变速追踪和稳定运动时的3自由度悬架系统的动力学模型。提出了在空间机器人地面试验系统装置中,保证吊丝偏角很小且拉力与物体重力相等,利用加速追踪和运动调整,使得悬架模块中悬架点和悬架物体在水平面中同步运动,实现长时间模拟太空物体运动。利用数值计算方法对所推导的3自由度悬架系统的动力学模型进行求解,并结合所设计装置的参数进行两种不同跟踪方法的对比,仿真结果论证了通过滑动块合理的轨迹规划,可以用悬架模块实现空间飞行器在地面进行微重力模拟试验,也为设计方案时提供了理论指导和验证。     

星载大口径网状天线重力卸载研究

为了模拟星载大口径网状天线在太空中零重力环境下进行组装、试验和测试,需要进行重力卸载。分析了影响星载大口径网状天线重力卸载的因素,介绍了几种重力卸载的方法,并设计了二维动态卸载系统。所做研究可以为星载大口径网状天线的地面零重力模拟提供技术参考。     

基于试验的复杂精密机构装调模型研究

针对面向动态特性的某精密执行机构的装调问题,在该机构精确的动态方程建立困难的情况下,建立了基于试验数据的多输入单输出的精密装调系统模型,对模型分别进行线性和非线性回归分析,结果显示非线性回归模型与技师经验有较好的符合性,该研究成果对装配技师的实际装调效率有明显提高作用.     

基于信息物理系统的可重构装配型架智能装调技术

针对可重构装配型架因安装过程繁琐、装调难度大而被限制应用的问题,在分析其装调流程及技术需求的基础上,提出人与智能眼镜相结合的增强工人模型,构建了基于信息物理系统的智能装调技术框架,并设计了面向可重构装配型架的信息物理装调系统。针对所提出的信息物理系统技术框架,制定了面向可重构装配型架的自定义应用层通信协议,实现了装配现场设备的互联互通。建立了基于工作流的可重构装配型架装调过程可视化指导流程和方法,实现了装调过程中决策信息的快速获取和无纸化展示。提出采用惯性测量单元辅助的精确装调引导方法,解决了定位器精调时反复操作的难题。以某无人机垂尾可重构装配型架为例,验证了应用该装调技术能够改变工人的传统作业模式,显著提高装调效率。     

一种用于太阳翼快速装配展开的智能装备设计

太阳翼产品主要由电池阵基板及可收展机构组成,是空间航天器的能源提供者。为满足相关航天器地面快速响应的需要,针对目前常见的双板太阳翼产品,设计研制了可满足应急快速响应任务的太阳翼快速装调装置。介绍了可辅助太阳翼快速智能对位、调整及展开的装置系统组成及实现形式,并着重对快速装配展开装置进行了详细分析及模拟试验。试验结果表明,装置可满足太阳翼快速装调需求,操作时间大大减少,人工操作风险降低。展开-收拢过程太阳翼工作稳定,关键部件性能完好可靠,装配及展开时间缩短近半。     

基于机械臂辅助的卫星柔顺装配技术研究

针对卫星大型部件、重载单机装配中位姿调整、接触应力、重力卸载的控制问题,将机械臂辅助装配技术应用到了卫星装配中,提出了一种基于力传感交互控制的机械臂辅助柔顺装配技术。通过力传感器实时采集了机械臂末端作用力,进行了负载重力参数标定,提取了外力/力矩分量;建立了基于外部作用力/力矩控制的装配体位姿柔顺随动算法,对算法的误差识别及控制方法进行了分析;搭建了机械臂辅助柔顺装配系统,在某卫星结构舱板装配、星上单机装配中进行了应用实验。研究结果表明:力/力矩控制范围下限达到10 N/2 Nm,与传统装配方法相比,该技术具有位姿调整柔顺、装配接触应力可控、负载重力承载/卸载精确、适用于狭窄空间等优势。     

掠入射聚焦型X射线脉冲星望远镜装配误差分析与在轨验证

针对掠入射聚焦型X射线脉冲星望远镜多源装配误差影响光学性能的问题,提出了空间X射线聚焦光学产品装配误差分析方法。综合考虑偏心、倾斜、离焦以及装配应力引起面形畸变等装配误差,基于小位移旋量理论和空间位姿变换矩阵构建产品装配误差理论分析模型。采用光矢量计算和蒙特卡洛法定量分析了装配误差对聚焦性能的影响,倾斜误差对聚焦性能影响最大,倾斜误差1’可导致焦斑RMS值增大约0.3~0.4 mm。0’、3.75’和6’视场所允许的倾斜误差极限分别为5.31’、3.14’和1.38’。偏心误差和离焦误差影响较小,视场为0~6’所允许的误差极限约为0.45~0.50 mm,离焦误差允许的变化范围为±5 mm。装配应力与自重产生的最大面形误差约为101 nm,RMS为14.17 nm,6~7’视场的面形误差对焦斑的影响最大(约9.46%)。搭建了具有多自由度调整与图像处理算法的装调系统,实现了焦斑RMS为0.78 mm的精密装配。地面装配试验与在轨遥测数据验证了装配误差理论分析与精密装配方法的有效性。该方法对空间X射线聚焦型望远镜的精密装配研究具有指导意义。     

大口径空间光学望远镜重力卸载点布局优化方法

伴随空间光学载荷口径增大,"天地力学环境不一致"导致光学系统在轨像质严重下降,需要地面装调测试过程卸载重力。但定量的卸载点布局分析、优化方法有待完善。首先研究了大口径光学载荷1 g重力下变形机理,分别基于位置闭环和受力闭环,建立优化卸载点布局的数学模型,并通过协同仿真获得卸载点布局优化结果。利用仿真卸载实验验证不同卸载参数下,光学载荷的实际卸载效果。基于位置闭环的卸载方法将高敏感光学组件的位恣平均变化量由370μm、36″改善至72.9μm、0.3″,而基于受力闭环卸载方法的最大相对偏差约为7.4%。基于位置闭环的卸载分析方法可获得更接近0g的卸载效果,但误差敏度极高,不易工程实现。基于受力闭环的卸载方法总卸载率约75%,对卸载残差的敏感度相对较低,可满足半物理仿真实验对力学环境的模拟需求。     

反演设计的三维空间微重力模拟系统控制系统

针对目前做复杂运动的大中型飞行器地面微重力环境难以实现的问题,设计了新颖的模拟装置,并提出了基于反演的自适应补偿控制方法.该装置采用剪式升降系统、轴承导向系统、电机驱动系统、气悬浮系统等组合的方式来实现复杂运动的三维微重力模拟.该系统采用气悬浮方法来实现二维平面随动,采用力反馈的主动控制方法来补偿重力,实现竖直方向升降.在考虑系统精确模型难以获得及存在外界干扰的情况下,提出了基于后推的自适应控制方法保证了系统的鲁棒性,设计了自适应控制律,实现了对系统不确定模型的实时估计.试验表明,在目标重力突变的情况下,控制系统依然能达到较高模拟精度,对于复杂空间运动的飞行器微重力模拟具有重要工程价值.     

一种分级同步重力卸载试验台

卫星天线驱动机构由两个正交的旋转关节组成,为了在发射前测试其性能,提出了一种分级同步重力卸载方法,并根据该卸载方法搭建了气浮试验台。该试验台能够对天线驱动机构的两个正交关节进行重力卸载,同时提供两个关节的转动自由度。试验台采用两层结构的形式,用气浮垫和气浮主轴组合实现重力卸载,提供了驱动机构所需的两个关节的转动自由度。带载测试能够真实反映驱动机构的性能,椐此设计了基于频率和转动惯量约束的模拟负载,并安装在所设计的气浮试验台上。两层结构的形式解决了两轴转动惯量的耦合问题,同时能够达到给定的频率要求。对气浮试验台进行了测试,证明了分级同步重力卸载方法的有效性。     

三维空间微重力地面模拟试验系统设计

针对大中型及做复杂运动的空间试验目标,提出一种机电气组合的空间微重力地面模拟系统装置.该装置水平运动方向采用气垫支撑方式,竖直运动方向采用电动机作为动力源执行部件,经减速器减速后经滚珠丝杠及直线轴承作为传动装置,控制系统采用恒力闭环系统来跟踪目标重力.考虑试验目标所受到的来自本体的不确定影响及机械传动部件的摩擦干扰,且考虑到空间飞行器的姿态通常的低速运动,采用具有学习能力的神经网络等效滑模控制策略来自适应学习并补偿各种不确定影响.试验结果表明,所设计的试验装置结构不仅质量小,使用方便,且能够补偿运动空间机械手的非线性动态影响,达到较高的微重力环境模拟精度,对于三维空间微重力模拟试验具有重要的参考价值.     

基于大型构件装配的六自由度并联机构设计技术研究

部分机械产品由多段大型构件组成,装配中一个移动构件相对于另一个固定构件具有空间六自由度。目前用于装配的调姿机构,通过调节关节改变工件的位置和姿态,关节空间与工件的位姿空间不一一对应,即各自由度调节具有耦合性,会严重影响装配效率。为此设计了一种基于气缸驱动的Stewart平台并联调姿机构,具有较好的柔性和自适应性,调节位姿时可直接作用于工件的位姿空间,提高工作效率。首先,建立并联机构模型,并对机构的运动学和静力学进行了分析;其次,采用Adams软件对模型进行了仿真分析,同时采用MATLAB软件对仿真结果进行对比验证;最后,依据边界条件和优化目标提出了一套优化设计流程,通过分析计算得到了相对较优的调姿平台模型参数。     

基于静平衡原理的机械臂重力补偿方法研究

针对目前的水浮法、自由落体法、气浮法和吊丝配重法等空间机械臂的微重力地面模拟试验方法在具体应用时的成本、实现方法以及其他缺点,不能满足空间机械臂作复杂运动及在地面进行功能测试的要求。论文提出了一种基于静平衡原理和悬挂弹簧法相结合的方法实现机械臂重力补偿,并通过运用ADAMS进行仿真验证,表明该方法可以用于空间机械臂的零重力模拟。     

柔性太阳翼展开机构力学性能测试系统设计

为了确保太阳翼展开机构在空间环境下运行可靠,需在地面对其进行力学性能测试。柔性太阳翼展开机构空间性能测试系统的目的是模拟展开机构在空间高低温和微重力环境下的展开过程并实现其力学性能测试。提出的系统采用多个弹性跟随移动小车的托举式重力平衡装置平衡展开机构重力,与传统的吊挂式重力平衡方案相比,系统克服了吊挂方式无法依次可靠自动脱钩挂钩的缺点,提高了全自动展开过程中重力平衡的可靠性和稳定性。文中设计了基于钢丝绳的大距离高精度伺服力加载装置,解决了高低温环境下传动机构变形大而无法精确传动及加载的问题。试验表明,测试系统重力平衡装置能可靠实现展开机构自动逐节支撑及脱离,力加载装置能实现不小于30m范围内高精度力加载,力加载误差小于±5%,满足了柔性太阳翼展开机构空间高低温失重环境下的测试要求。     

面向可装配性评价的零件插装方向自动提取方法

零件插装方向是影响产品可装配性的主要特征之一,其自动化提取对于提高可装配性评价的效率具有重要意义。本文提出了一种面向机器人装配的可装配性评价的零件插装方向自动化提取方法,根据给定的产品装配序列及计算机辅助设计信息,运用几何推理技术判断产品零件间的装配关系,建立产品装配关系模型,并基于自由度分析导出零件插装方向。     

一种基于气体激励的小行星采样过程仿真分析与试验研究

研究设计了一种新型的基于气体激励的小行星采样器,利用破岩机构增强星表的破碎程度,同时通过高压气流将星表风化层与破岩碎屑吹进取样器,同步完成采样与封装,具有质量轻、体积小、能耗低、反作用力小和采样效率高等优点。通过流固耦合仿真分析,获得了微重力环境下样品的采集过程与动态运动轨迹。分析结果表明,针对直径1mm的球形颗粒,入口气压0.4 MPa作用3s时间,微重力环境下采样效率可达90%,重力环境下采样效率可达80%以上。经地面试验验证表明,微重力模拟颗粒采样率达90%以上,同时也验证了仿真方法的合理性。     

多自由度翻转车在卫星装配中的应用

多自由度翻转车是实现卫星精准高效装配的必要条件。介绍了多自由度翻转车的主要功能,分析了其组成与各组成系统的关键技术。多自由度翻转车可以满足卫星高精密装配的要求,同时提高卫星组装的效率和安全性。     

悬挂伸缩式自动调平装置研究

航天器太阳翼、天线等大部件地面展开过程中需进行重力卸载,目前应用最为广泛的是二维平面滑轨式零重力展开架。针对二维平面滑轨式零重力展开架占用空间大、调平效率低、适用工况相对单一等缺点,提出了一种悬挂在厂房高空中、可伸缩的高精度自动调平装置,该装置可为二维平面滑轨提供安装平台,快速实现二维平面滑轨的高度定位和水平度精调。首先对系统组成进行了介绍;其次,对装置的升降原理、水平度精调原理和消除间隙原理进行了阐述,可确保平台可实现高度调整和水平度调整要求;再次,对整个装置的自由度进行了分析,并给出了调姿策略;最后,完成了装置的安装和测试。结果表明:调平装置可快速实现高度升降和水平度自动调平,升降精度优于0.3mm,调平精度优于0.028mm/m。