本发明属于自适应高精度对接工艺技术领域，具体涉及基于自动水平调节吊具、位姿测量系统和并联调姿平台组合的航天器舱段对接工艺。
背景技术：
随着航天器总装的复杂性越来越高，其对功能和性能指标的要求不断提高，先进制造技术在复杂航天器装配中的作用越来越重要。航天器舱段对接是总装过程中的重要环节也是重要风险点。在此对接过程中，传统的对接方法需要采用专用的对接工装，用于定位、支撑各个部件，然后通过人工辅助进行对接装配，上舱段因质心位置变化可能引起起吊状态变化，下舱段由于地面及架车水平度问题，两个舱段对接表面的水平状态可能不满足对接要求，这种方法对不同产品的适应性差，降低了对接的质量、柔性和效率。
自适应调平航天器精密对接技术将彻底改变目前卫星总装主要依靠操作者实践经验的局面。使得总装过程能够依靠数字化柔性装配对接技术实现精确控制。杜绝卫星总装过程人为因素导致的质量事故。从而极大地改善卫星总装工艺技术水平，提高卫星装配质量，增加总装过程的可靠性。
采用数字化手段来提高卫星装配设计和制造的效率和质量是先进制造技术的重要发展方向之一。随着并联机构研究的日渐成熟，结合多机器人位姿协调控制技术的发展，逐步形成了一种针对大部件对接的数字化柔性装配方法。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种自适应调平航天器舱段精密对接工艺，旨在优化传统航天器舱段的对接工艺，降低舱段对接过程中对操作技能的依赖，提高对接效率，并进一步提高舱段对接时的精度。本发明发明了一种基于六自由度自动调姿平台、位姿测量系统和自动水平调整吊具的航天器舱段精密垂直对接系统，实现航天器舱段精密对接。
本发明是通过如下技术方案实现的：
自适应调平航天器舱段精密对接工艺，包括以下步骤：
1)在航天器对接舱段周围设置3台以上的igps激光发射器，预热后进行测量，在上下对接舱段上分别布置igps激光接收器并建立对接定位销孔与igps激光接收器安装位置的映射关系，其中，两个物体的对接面，一面有两个孔，一两有两个销子，用销子穿过孔，保证对接的对应关系；
2)将通用自动水平调节吊装系统与载荷舱连接，点动起吊，吊具上有二维的倾角传感器，对载荷舱的偏心进行测量，判断载荷舱的水平度，若不满足要求，则将载荷舱落回支架车，吊具进行自调平，然后继续点动起吊，直到载荷舱的水平度满足要求为止；
3)在并联调姿平台上设置工装适配器并调平，安装卫星服务舱吊具，起吊卫星服务舱至并联调姿平台上方，缓慢下落卫星服务舱至工装适配器落在并联调姿平台动平台上，锁紧工装适配器；
4)igps系统对卫星服务舱上布置的传感器进行测量，得到载荷舱与卫星服务舱间的相对位置，导航天车，将载荷舱快速移动至卫星服务舱上方；
igps系统对卫星服务舱上布置的传感器进行测量，载荷舱与卫星服务舱间的相对姿态，作为并联调姿平台的反馈，粗调卫星服务舱对接面的姿态，与载荷舱对正；
igps系统对卫星服务舱上布置的传感器进行测量，得到载荷舱与卫星服务舱间的相对位置，导航天车，将载荷舱缓慢下降至卫星服务舱上方，并保持安全距离；
igps系统对服务舱上布置的传感器进行测量，载荷舱与卫星服务舱间的相对姿态，作为并联调姿平台的反馈，精调服务舱对接面的姿态，与载荷舱对正；使并联调姿平台对服务舱进行调整修正，使服务舱定位销与载荷舱定位孔找正，缓慢上升服务舱与载荷舱完成对接。
其中，上述安全距离保持在100mm内。
本发明对接工艺，实现了航天器下舱段姿态六自由度自动精密调整，定位精度为±0.1mm；上舱段的自动水平调节，水平度优于3mm/m，调节时间优于200s；并根据舱段的姿态进行自动调整、路径规划、自动对接，系统对接定位精度指标：0.5mm，动态测量精度优于0.3mm，静态测量精度优于0.1mm。本发明降低了舱段对接过程中对操作技能的依赖，提高对接效率，并进一步提高舱段对接时的精度。
附图说明
图1为实施本发明对接工艺的自适应调平航天器舱段精密对接系统示意图。
图2为本发明的自适应调平航天器舱段精密对接工艺流程图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明，但这仅仅是示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。
参见图1，图1显示了实施本发明对接工艺的自适应调平航天器舱段精密对接系统示意图。实施本发明的对接工艺的系统，主要由六自由度姿态调整并联机构、动态测量系统、自动水平调节吊装系统组成。如图1所示，自动水平调节吊装系统用于吊装卫星的载荷舱(以此为例，不局限于载荷舱)，通过吊装系统内部的二维倾角传感器，可测量载荷舱的水平度，再通过吊装系统内的调平功能(如配重调节或吊点调节等)，使得载荷舱处于水平状态(水平度满足要求即可，如1mm/m，不可能绝对水平)。并联调姿系统用于承载卫星的服务舱，可通过六根电动推杆调节服务舱(以此为例，不局限于服务舱)的位置和姿态。igps动态测量系统，由激光发射器、接收器、标尺、手持探针、控制柜组成。激光发射器分布在场地周围，通过标尺对各个发射器的位置进行标定，控制柜中的计算机计算出各个发射器的位置坐标和姿态角，并以此作为测量场。接收器分别安装在卫星的载荷舱和服务舱上(可以利用卫星表面的安装孔或安装过渡工装等，只要固定连接即可，不限制具体连接形式)，每个接收器可接收到激光信号，通过wifi发送给控制柜，控制柜中的计算机根据接收器接收到发射器的信号可以计算出接收器相对发射器的位置，以此得出接收器的实际坐标，通过多个接收器(只要大于3个接收点即可)，建立一个动态的坐标系，服务舱与载荷舱通过这个方法分别建立服务舱坐标与载荷舱坐系。由于服务舱与载荷舱对接部分为对接框(如图1所示)，服务舱对接框中有两个竖直的定位销，载体舱对接框有两个竖直的定位孔(以此为例，销孔位置可颠倒，也可以都是孔，只要是有对应关系即可)，对接时销要穿过对接孔。因此，使用手持探针分别测量定位销与定位孔的坐标，以此得到以定位销为基点的服务舱坐标系和以定位孔为基点的载荷舱坐标系。对接过程中，igps测量系统实时跟踪固定在载荷舱和服务舱上igps接收器，即可到载荷舱坐标系与服务舱坐标系的相对位置差值和姿态角度差值(即两个对接面的位置关系与角度关系)。igps测量系统通过网线将此数据传输给并联调姿系统的控制柜，控制柜驱动六个推杆调节服务舱的位置与角度，直到差值为零(满足要求即可，比如0.1mm,不可能完全为零)，即两个对接面完全重合。
自动对接装配系统通过整合测量方法、协同运动控制方法、运动仿真方法以及装配信息集成方法，实现对装配部件的精确定位和运动控制。工作时，由动态测量系统测量出各接收器在装配坐标系中的坐标值，将坐标值信息发送至并联结构的数据管理系统，利用相关算法计算出此时对接部件的位姿信息，同时用户可以通过运动仿真系统，对即将进行的装配动作进行仿真，再将该信息作为控制指令发送至并联机构执行系统，然后再由控制装置驱动各调姿机构使对接部件达到预定的位置。
图2为本发明的自适应调平航天器舱段精密对接工艺流程图。本发明的自适应调平航天器舱段精密对接工艺，包括以下过程：
首先开启igps系统，预热10分钟即可开始测量工作。接着需要布置传感器并建立对接定位孔与传感器安装位置的映射关系。
将通用自动水平调节吊装系统与载荷舱连接，点动起吊，吊具对载荷舱的偏心进行测量，判断载荷舱的水平度，若不满足要求，则将载荷舱落回支架车，吊具进行自调平，然后继续点动起吊，直到载荷舱的水平度满足要求为止。
在并联平台上安装工装适配器并调平，安装卫星服务舱吊具，起吊服务舱至并联调姿平台上方，缓慢下落服务舱至工装适配器落在并联调姿平台动平台上，锁紧工装适配器。或者服务舱在并联调姿平台上完成总装则不必吊装。
igps系统对服务舱上布置的传感器进行测量，得到载荷舱与服务舱间的相对位置，导航天车，将载荷舱快速移动至服务舱上方。
igps系统对服务舱上布置的传感器进行测量，载荷舱与服务舱间的相对姿态，作为并联调姿平台的反馈，粗调服务舱对接面的姿态，与载荷舱对正。
igps系统对服务舱上布置的传感器进行测量，得到载荷舱与服务舱间的相对位置，导航天车，将载荷舱缓慢下降至服务舱上方，并保持安全距离(100mm内)。
igps系统对服务舱上布置的传感器进行测量，载荷舱与服务舱间的相对姿态，作为并联调姿平台的反馈，精调服务舱对接面的姿态，与载荷舱对正。
由人工观察对正情况进行人工判断，人工指引使并联调姿平台对服务舱进行调整修正，使服务舱定位销与载荷舱定位孔找正，缓慢上升服务舱与载荷舱完成对接。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，相关技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。