大尺寸空间结构快速精准装调方法及系统与流程

1.本发明涉及航天器结构测量与装配技术领域，具体地，涉及一种大尺寸空间结构快速精准装调方法及系统。


背景技术：

2.大型空间结构是航天技术领域的研究热点，载人空间站、高分辨率遥感卫星等航天器上均配备有大型太阳翼、大型天线等部件，结构尺寸达到了10m以上。为保证航天器部件的安装精度，地面装配过程需要对部件的位置、姿态进行反复测量与调节，即在线测量。大尺寸的特点增加了结构位姿测量与装调的难度，对结构的快速、精准装配提出了更高的要求。
3.现有相关技术主要是将激光跟踪仪、摄影测量等测量方法应用于结构装调过程，对于大尺寸空间结构存在实施难度大、测量距离与范围有限等问题。
4.目前现有的大尺寸空间结构装调技术成果主要如下：1、大型双面安装卫星载荷高精度装配方法，文章采用经纬仪和激光跟踪仪复合式精度测量方法，实现了星载相机的在线修整与高精度安装，但是经纬仪和激光跟踪仪在测量过程中需要人工参与；2、“高分四号”卫星相机装调中高精度在线测量技术，文章借助激光跟踪仪和关节臂测量仪提高相机装调精度，主要针对相机类载荷。
5.公开号为cn108132029a的专利文献公开了一种卫星天线展开系统装配的精测方法及装置，通过四相机摄影测量系统测量卫星天线展开系统的面板、铰链和杆系上的点状编码标志，获取不同位置带有点状编码标志的面板、铰链和杆系的数字图像，经计算机图像处理和最小二乘拟合计算面板的平面度、铰链和杆系的轴线位置，确定卫星天线展开系统的装配精度。但是该专利文献采用四相机摄影测量系统测量天线展开装配的精度，存在扫描距离短，范围小的缺陷。
6.公开号为cn111046549a的专利文献公开了一种基于数字孪生体的自适应装调方法及系统，利用线激光传感器和相机对圆柱形装配体轮廓和端面定位销进行数字化测量，拟合出圆柱形装配体和销孔的轴线；通过对圆柱形装配体位置调整，控制装配体轴线一致，并基于数字孪生体虚拟监控实现自适应装调。但是该专利文献仍然存在对于大尺寸空间结构存在实施难度大、测量距离与范围有限的缺陷。


技术实现要素：

7.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种大尺寸空间结构快速精准装调方法及系统。
8.根据本发明提供的一种大尺寸空间结构快速精准装调方法，包括如下步骤：
9.初始安装步骤：通过安装接口将需要安装的部件固定在航天器本体上；
10.激光扫描测量步骤：通过扫描机进行扫描，扫描相机通过水平转动和俯仰转动自动完成所有靶标的位置测量，并存储到计算机内；
11.位姿分析步骤：以测量靶标的位置坐标为输入，经坐标转换与曲面拟合得出部件的位置与姿态，作为实测位姿；
12.位姿调节步骤：依据实测位姿与目标位姿的差异，通过安装接口上的调节机构调节部件的姿态精度，通过安装接口的间隙调节位置精度。
13.优选的，所述激光扫描测量步骤、所述位姿分析步骤、所述位姿调节步骤是一个循环过程。
14.优选的，所述激光扫描测量步骤和所述位姿分析步骤在装配线上开展，不需转运结构。
15.优选的，所述激光扫描测量步骤中，所述扫描机的扫描过程由计算机的驱动软件自动控制，不需要人工干预。
16.优选的，所述激光扫描测量步骤中，所述扫描机的扫描对象包括航天器本体和部件。
17.优选的，所述位姿分析步骤中，建立航天器本体坐标系。
18.优选的，所述位姿分析步骤中，得出部件相对航天器本体的位置与姿态。
19.优选的，所述位姿调节步骤中，调节完成的判断依据是位置精度和姿态精度达到目标范围内。
20.优选的，所述位姿调节步骤中，调节的顺序是先姿态调节，后位置调节。
21.本发明还提供一种大尺寸空间结构快速精准装调系统，包括如下模块：
22.初始安装模块：通过安装接口将需要安装的部件固定在航天器本体上；
23.激光扫描测量模块：通过扫描机进行扫描，扫描相机通过水平转动和俯仰转动自动完成所有靶标的位置测量，并存储到计算机内；
24.位姿分析模块：以测量靶标的位置坐标为输入，经坐标转换与曲面拟合得出部件的位置与姿态，作为实测位姿；
25.位姿调节模块：依据实测位姿与目标位姿的差异，通过安装接口上的调节机构调节部件的姿态精度，通过安装接口的间隙调节位置精度。
26.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
27.1、本发明采用的相机水平扫描范围360
°
，俯仰扫描范围180
°
，有效测量距离40m以上，测量范围大、距离远，能够适应大型乃至超大型空间结构的高精度安装；
28.2、本发明中扫描相机自动寻找靶标点，不需人工干预，自动化程度高；
29.3、本发明在装调生产线上实现结构的自动测量，以线上测量辅助装调，避免了结构的反复转运，快速高效；
30.4、本发明通过将激光扫描测量技术嵌入大尺寸结构地面装调过程，实现结构的快速、精准装配。
附图说明
31.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
32.图1为本发明的大尺寸空间结构快速精准装调方法的装调流程图；
33.图2为本发明的大尺寸空间结构快速精准装调系统的装调系统图。
34.图中示出：
35.卫星本体1
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扫描相机5
36.撑杆机构2
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计算机6
37.抛物柱面天线3
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靶标7
38.悬吊工装4
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支撑台8
具体实施方式
39.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
40.实施例1：
41.如图1所示，本实施例提供的一种大尺寸空间结构快速精准装调方法，包括如下步骤：
42.初始安装步骤：通过安装接口将需要安装的部件固定在航天器本体上；
43.激光扫描测量步骤：通过扫描机进行扫描，扫描相机通过水平转动和俯仰转动自动完成所有靶标的位置测量，并存储到计算机内，扫描机的扫描过程由计算机的驱动软件自动控制，不需要人工干预，扫描机的扫描对象包括航天器本体和部件；
44.位姿分析步骤：以测量靶标的位置坐标为输入，经坐标转换与曲面拟合得出部件的位置与姿态，作为实测位姿，建立航天器本体坐标系，得出部件相对航天器本体的位置与姿态；
45.位姿调节步骤：依据实测位姿与目标位姿的差异，通过安装接口上的调节机构调节部件的姿态精度，通过安装接口的间隙调节位置精度，调节完成的判断依据是位置精度和姿态精度达到目标范围内，调节的顺序是先姿态调节，后位置调节。
46.激光扫描测量步骤、位姿分析步骤、位姿调节步骤是一个循环过程，激光扫描测量步骤和位姿分析步骤在装配线上开展，不需转运结构。
47.实施例2：
48.本实施例提供的一种大尺寸空间结构快速精准装调系统，包括如下模块：
49.初始安装模块：通过安装接口将需要安装的部件固定在航天器本体上；
50.激光扫描测量模块：通过扫描机进行扫描，扫描相机通过水平转动和俯仰转动自动完成所有靶标的位置测量，并存储到计算机内；
51.位姿分析模块：以测量靶标的位置坐标为输入，经坐标转换与曲面拟合得出部件的位置与姿态，作为实测位姿；
52.位姿调节模块：依据实测位姿与目标位姿的差异，通过安装接口上的调节机构调节部件的姿态精度，通过安装接口的间隙调节位置精度。
53.实施例3：
54.本领域技术人员可以将本实施例理解为实施例1、实施例2的更为具体的说明。
55.本实施例提供的一种大尺寸空间结构快速精准装调方法，包括初始安装、激光扫描测量、位姿分析、位姿调节过程。
56.初始安装是将通过安装接口将部件固定在本体上，完成激光扫描测量系统的初始标定，为后续的测量与调节过程建立初始状态。激光扫描测量系统包括靶标、扫描相机、计算机等设备，扫描相机通过水平转动和俯仰转动自动完成所有靶标的位置测量，并存储到计算机内。位姿分析以靶标位置坐标为输入，经坐标转换与曲面拟合得出部件的位置与姿态，作为实测位姿。位姿调节依据实测位姿与目标位姿的差异，通过安装接口上的铰链、撑杆等机构调节部件的姿态精度，通过安装接口的间隙调节位置精度。
57.激光扫描测量、位姿分析、位姿调节是一个循环过程。调节完成的判断依据是位置与姿态精度达到目标范围内。激光扫描测量与位姿分析在装配线上开展，不需转运结构。激光扫描测量过程由计算机的驱动软件自动控制，不需要人工干预。激光扫描测量的对象包括航天器本体与部件。位姿分析需要建立航天器本体坐标系。位姿分析得出的是部件相对本体的位置与姿态。位姿调节的顺序是先姿态调节，后位置调节。
58.实施例4：
59.本领域技术人员可以将本实施例理解为实施例1、实施例2的更为具体的说明。
60.本实施例提出的一种大尺寸空间结构快速精准装调方法，通过将激光扫描测量技术嵌入大尺寸结构地面装调过程，实现结构的快速、精准装配。
61.具体通过以下技术方案实现：
62.大尺寸空间结构快速精准装调方法及系统，包括初始安装、激光扫描测量、位姿分析、位姿调节等过程。
63.以大尺寸空间结构为部件，航天器为本体。初始安装通过安装接口将部件固定在本体上，并粘贴测量靶标，完成激光扫描测量系统的初始标定，为后续的测量与调节过程建立初始状态。
64.激光扫描测量是一个自动测量过程，通过靶标、扫描相机、计算机等设备实现。靶标是一类激光反射片，粘贴在部件表面与本体基准面上。扫描相机具有水平转动和俯仰转动两个自由度，在计算机驱动软件控制下产生水平转角α和俯仰转角β瞄准靶标，随后相机发射一束激光到靶标上，通过发射光与反射光的相位差计算靶标到相机的距离r。计算机依据α、β、r计算靶标点在测量坐标系oxcyczc下的直角坐标(xc,yc,zc)。在完成某个靶标点测量后，扫描相机根据预设的软件指令自动寻找并瞄准下一靶标点，直至完成所有靶标的位置测量。
65.位姿分析以激光扫描测量得到的靶标坐标为输入，输出部件相对本体的位置与姿态，按照如下步骤开展：
66.步骤1：通过本体上的靶标坐标拟合出基准面的方向，进而建立本体坐标系oxbybzb。
67.步骤2：将部件上的靶标坐标由测量坐标系oxcyczc转换到本体坐标系oxbybzb下。
68.步骤3：拟合出部件的几何形状，输出拟合形状在本体坐标系下的解析表达式，得出部件在本体系下的位置与姿态，作为实测位姿。
69.位姿调节以实测位姿与目标位姿的差异为依据，对部件的位置与姿态进行调节。由于姿态的调节会带来位置的变化，调节的顺序是先进行姿态调节，再进行位置调节。每次调节前首先确认部件固定在悬吊、支撑工装上，随后解锁部件与本体的安装接口，通过安装接口上的铰链、撑杆等机构调节部件的姿态精度，通过安装接口的间隙调节位置精度。每次
调节完成后，随即开展激光扫描测量与位姿分析，当精度指标满足要求后，通过配打定位销等方式锁定安装接口。
70.实施例5：
71.本领域技术人员可以将本实施例理解为实施例1、实施例2的更为具体的说明。
72.本发明实施例提供了某卫星大尺寸抛物柱面天线快速精准装调方法，包括初始安装、激光扫描测量、位姿分析、位姿调节等过程，如图1所示。装调系统主要包括卫星本体1、撑杆机构2、抛物柱面天线3、悬吊工装4以及扫描相机5，卫星本体1安装在支撑台8上，如图2所示。
73.初始安装包括抛物柱面天线3安装、靶标7粘贴、扫描相机5标定三个步骤。
74.步骤一：抛物柱面天线3安装。抛物柱面天线3悬挂在悬吊工装4上，天线一端与撑杆机构2固定。撑杆机构2通过安装接口对接到卫星本体1，并采用紧固件锁紧。撑杆机构2上的铰链为锁定状态。
75.步骤二：靶标7粘贴。在卫星本体1与抛物柱面天线3上粘贴靶标7，卫星本体1上的靶标7分布在两个相互垂直的基准面上，抛物柱面天线3的靶标7均布在表面。
76.步骤三：扫描相机5标定。扫描相机5逐个瞄准靶标7，将靶标7位置对应的水平转角α0和俯仰转角β0存储到计算机6中，作为后续相机自动扫描的预定位置。
77.激光扫描测量是一个自动测量过程，在计算机6驱动软件控制下扫描相机5依据标定获得的α0、β0依次指向预定位置，判断实际靶标7中心位置与预定位置的偏差，进行误差补偿，得到靶标7实际对应的转角α、β。相机发射一束激光到靶标中心，通过发射光与反射光的相位差计算靶标7到相机5的距离r。随后将靶标点的角度α、β与距离r转换为在测量坐标系下的直角坐标(xc,yc,zc)，转换关系如式(1)：
78.xc＝rsinβcosα
79.yc＝rsinβsinα
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(1)
80.zc＝rcosβ
81.激光扫描测量得到的各靶标7坐标存储于计算机6中，作为位姿分析的输入。
82.位姿分析的目标是抛物柱面天线3相对卫星本体1的位置与姿态，包括卫星本体坐标系建立、坐标系转换、形状拟合三个步骤。
83.第一步：建立本体坐标系oxbybzb。依据卫星本体1基准面上的靶标7坐标确定本体系原点坐标(a,b,c)，并拟合基准面方向，得出由测量坐标系到本体坐标系的变换矩阵l
bc
。
84.第二步：将测量坐标系下的靶标坐标(xc,yc,zc)转换为本体系坐标(xb,yb,zb)，转换关系由式(2)给出：
[0085][0086]
第三步：根据抛物柱面天线3上各靶标7点的坐标(xb,yb,zb)，拟合出本体坐标系下的抛物柱面曲面。本实施例中，假设拟合曲面上的法向向量与oxbyb面平行，则拟合曲面在oxbyb面上的投影抛物线方程如下：
[0087]
[0088]
式(3)中，(x,y)是投影抛物线上任意一点的坐标，p是抛物线的焦距，取决于天线自身形状。(m,n)是抛物线顶点的坐标，θ是抛物线对称轴相对oyb轴的角度。顶点坐标(m,n)表征了抛物柱面天线的位置，角度θ则表征了天线的姿态。以位姿分析得到的(m,n)与θ作为天线的实测位置与姿态。
[0089]
位姿调节的先后顺序为先姿态调节，后位置调节。解锁撑杆机构2末端的铰链，依据实测姿态角度θ与目标姿态角度之差，转动铰链，并适应性地调整悬吊工装4。随后开展激光扫描测量与位姿分析，当姿态精度满足要求后，锁定铰链。依据实测位置(m,n)与目标位置之差，调节撑杆机构2与抛物柱面天线7、卫星本体1之间的安装接口间隙，并适应性地调整悬吊工装4，当位置精度满足要求后，在安装接口上配打定位销，完成装调过程。
[0090]
本发明将激光扫描测量技术嵌入结构装配过程，可适应大型结构装配对远距离、大范围位姿测量的需求，实现大尺寸空间结构的快速精准装配。
[0091]
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
[0092]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。