集多余物檢查與質心測量于一體的火箭級段柔性總對接數字化裝配設備方案設計研究

庹福幸，豐 飛，唐麗娜，郭立杰，方紅根

（上海航天設備制造總廠，上海 200245）

集多余物檢查與質心測量于一體的火箭級段柔性總對接數字化裝配設備方案設計研究

庹福幸，豐 飛，唐麗娜，郭立杰，方紅根

（上海航天設備制造總廠，上海 200245）

運載火箭作為衛星及其他航天飛行器的主要運載工具，其制造和裝配水平反映了一個國家的航天技術實力。因此以運載火箭總裝需求為前提，開展基于iGPS測量系統的運載火箭總對接裝配系統的研究工作，并針對系統的調姿設備提出多種設計方案，并對各種方案在完成詳細設計的基礎上進行性能論證和分析工作，從而確定三自由度球鉸定位器調姿設備作為運載火箭總對接裝配設備方案。該方案將調姿系統、質心測量和多余物檢查集成于一體，通過一次吊裝即可實現運載火箭整體的調姿和對接裝配、多余物檢查以及質心測量等火箭總組裝需求。

火箭總裝；柔性裝配；數字化裝配；多余物檢查；質心測量

0　引言

運載火箭總裝是一個復雜的裝配過程，級段裝配是火箭總裝中的重要組成部分。多級火箭級段裝配主要包括：火箭發動機與過渡段的對接、氧化劑箱與箱間段對接、尾段與過渡段對接、級間段與燃料箱對接、組合體對接等總裝工作[1,2]。

隨著技術的發展，船舶、飛機等行業已廣泛利用大尺寸測量系統來指導大部件的對接裝配，特別是在航空領域，由大尺寸測量系統、調姿系統、伺服控制系統構成的自動對接裝配系統已大大提高了飛機的裝配效率和質量[3～5]。在航天領域，大型空間飛行器裝配的測量主要是依賴激光跟蹤儀等測量手段，大部件的對接裝配也主要以手工和經驗為主。因此，急需針對運載火箭的總裝特點，研制柔性化程度高的數字化總裝設備，從而提高火箭總裝的效率和質量，保證運載火箭產品質量的可靠性。

1　國內外研究現狀

1.1國外運載火箭總裝技術現狀

目前國際上以美國和俄羅斯的航天技術最為先進，其火箭總裝已采用了先進的自動化柔性裝配技術。

美國是世界航天強國，自動化裝配技術已經在火箭總裝中得到了廣泛的應用。

圖1　SpaceX公司Falcon9火箭裝配

圖1是美國SpaceX公司火箭總裝圖，火箭的各級筒段置于伺服調姿架車上，由多臺激光跟蹤儀測量系統形成對接過程的閉環控制，輔助總裝的對接工作[2]。

俄羅斯火箭裝配技術與美國相比仍有一定差距。圖2為聯盟號火箭的裝配方式，在局部采用了一些自動化裝配手段，依然以手工裝配為主。

目前，大部件柔性自動對接技術主要集中在航空領域。飛機總裝工作中主要對接任務包括機身段對接、翼身對接和尾翼對接[6]。世界領先的飛機公司目前大量采用自動對接系統代替大型的固定對接平臺，如波音公司研制的737、777、787、C-17機型、洛克希德公司研制的F-35聯合攻擊機、空客A380、A400機型的大裝配件的裝配都采用了這些技術及裝備[7～9]。

圖2　俄羅斯聯盟號火箭裝配

1.2國內運載火箭總裝技術現狀

國內運載火箭均采用手工裝配，操作人員操縱桁車調整火箭箭體姿態，在對接過程中操作人員目測對接面的安裝螺孔是否對齊，如沒有對齊，則需發口令指揮桁車司機和地面人員繼續調整，整個過程完全由工人的經驗來執行，很難保證兩個平面的完整配合和螺孔的對齊，因此需經常采用撬棍等輔助工具來完成整個螺栓的安裝如圖3所示。

圖3　運載火箭箭體對接裝配

由此可見，目前國內運載火箭總裝對接主要存在以下問題：

1）箭體變形：運載火箭屬于薄壁筒件，容易引起部段變形、且部段變形難以檢測。

2）箭體對接：(1)兩對接面緊固件安裝孔不易對中；(2)對接面間隙、姿態角等至少需4人目測，容易出現誤差。

3）調姿困難：人工調整費時、費力，無法統一協調控制，影響總裝對接精度和效率。

2　調姿裝備方案設計

為了實現火箭級段的準確對接，需要準確測量得到兩個對接火箭級段之間的位姿關系，初步考慮通過測量安裝在每個火箭級段上的6個接受器的空間坐標，進而得到每個火箭級段的軸線，從而得到兩個火箭級段的位姿關系，通過調姿設備使得兩個火箭級段的位姿誤差滿足級段對接要求。

艙段對接的iGPS初步測量方案如圖4所示。

圖4　iGPS初步測量方案

2.1多余物檢查環節分離架車方案

2.1.1總體支撐方案

每個子級級段采用結構完全相同的兩個架車作為支撐。其基本支撐方式如圖5所示。每個火箭級段支撐的架車相同。

圖5　多余物檢查環節方案

2.1.2多余物檢查環節分離架車方案

多余物檢查環節分離架車方案主要是考慮到多余物檢查環節對架車的高度參數有較大的影響，因此，將多余物環節與調姿架車分離，由串聯疊加的方式改為并聯的兩套系統。其基本原理如下：調姿操作時，首先通過調姿架車的升降機構將火箭級段推離多余物檢查環節一定高度，并將火箭級段的外固定環與調姿架車實現機械固定連接，然后進行調姿操作；當調姿操作完成實現火箭級段的對接裝配之后，拆除機械固定連接，升降機構下降，實現火箭級段與多余物檢查環節摩擦輪的可靠接觸，并與調姿架車的調姿環節分離，最后完成多余物檢查操作。多余物檢查分離環節架車的方案設計如圖6所示。

2.2繩索式并聯機構方案

繩索式并聯機構方案主要是基于并聯機構的衍生機構，采用6根鋼絲繩懸掛的方式，通過協調控制調整6根鋼絲繩的長度，從而實現對火箭級段的調整。繩索牽引式并聯機構是目前國內外并聯機構研究領域的熱點[10～12]。

該方案基本組成如圖7所示。其基本工作原理如下：火箭級段對接裝配操作時，通過懸掛系統將火箭級段吊離架車，從而通過控制6根鋼絲繩的長度，實現火箭級段的位姿調整，并完成對接裝配；多余物檢查和稱重時，通過懸掛系統將對接完成后的一子級整體放到多余物檢查和稱重一體化架車上，然后將懸掛鋼絲繩從外包環上的懸掛點處解除，然后進行多余物檢查和稱重操作。

圖6　多余物檢查環節分離架車方案

圖7　繩索并聯機構方案

2.3三自由度球鉸定位器方案

三自由度球鉸定位器方案基本組成如圖8所示。包括四個定位器，定位器1和定位器2為一組，定位器3和定位器4為一組，每個定位器都具有X、Y、Z方向自由度，定位器（1）、定位器（2）、定位器（3）和定位器（4）的主動自由度分別為3（OX、OY、OZ）、1（OX、OZ）、1（OZ）、2（OY、OZ），定位器的其余自由度的運動均為被動跟隨運動。架車主體具備火箭級段的稱重和多余物檢查驅動。

圖8　三自由度球鉸定位方案

火箭級段各軸的運動實現方式主要通過4個定位器協調運動實現。

3　定型方案設計

3.1三自由度球鉸定位器方案總體組成調姿原理

根據高度等重要參數對比以及系統的可靠性等綜合指標最終選擇三自由度球鉸定位器方案作為最終的火箭級段對接裝配方案。

該方案采用調姿機構與稱重機構以及多余物檢查環節分離的方案。此外，為了保證與現有架車高度一致，在設計時，先確定架車高度，再進行結構設計，從而保證架車的高度。三自由度球鉸定位器方案如圖9所示。

圖9　調姿設備系統組成

為了實現調姿對接，單個火箭級段采用4個定位器支撐的方式，整個級段調姿系統的自由度布局采用3-2-2-1的布置方式。

通過協調控制算法控制4個定位器實現級段6個自由度方向的位姿調正，滿足火箭級段之間的裝備對接要求。

3.2三自由度球鉸定位器調姿方案架車及定位器設計

圖10　三自由度球鉸定位器架車設計

三自由度球鉸架車的基本組成如圖10所示。主要包括了OX方向（前后）、OY方向（左右）、OZ方向（上下升降）、Roll轉動環節等四個主動自由度以及Pitch和Yaw等兩個被動轉動自由度，此外增加了一個多余物檢查環節的運動自由度。

3.3多余物檢查環節設計

多余物檢查環節采用摩擦輪傳動的方式，為了提高多余物檢查的穩定性和可靠性，采用雙驅動的方式，即在火箭級段兩段均有主動驅動的多余物檢查系統，實現火箭筒段轉動的平穩性。多余物檢查環節的布局如圖10所示。

3.4質心測量環節設計

質心測量與多余物檢查環節采用一體化設計的方式。多余物檢查環節的驅動摩擦輪環節采用獨立模塊化設計，與架車主橫梁體之間采用直線導軌連接，可實現多余物檢查驅動摩擦輪模塊相對主體橫梁的上下運動。質心測量采用四點法質心測量的方式，通過四個壓力傳感器的測量數值，結合四個壓力傳感器的位置關系，從而可以計算得到火箭級段的質心位置。由于每個架車上安裝有兩個壓力傳感器，如圖11所示，因此，火箭級段的質心測量必須通過兩個三自由度球鉸定位器架車才能實現。

圖11　質心測量環節組成

4　定型方案校核分析

為了接近實際工作狀態，進行架車的整體支撐結構的靜力學分析。分析結果如圖12所示。從分析結果可以看出，最大應力為架車輪軌處的局部應力集中的地方，約為35.35Mpa，最大變形發生支撐筒段的中間位置。架車球鉸基座的變形介于0.1mm～0.4mm之間，OX和OY向導軌兩端的變形差約為0.1mm～0.2mm。強度和變形均滿足使用要求。

圖12　整體校核分析結果

5　結論

本文以運載火箭總裝需求為前提，開展了基于iGPS測量系統的運載火箭總對接裝配系統的研究工作，并針對系統的調姿設備提出了多種設計方案，并對各種方案在完成詳細設計的基礎上進行了性能論證和分析工作，從而確定了三自由度球鉸定位器調姿設備作為運載火箭總對接裝配設備方案。

該火箭級段總裝設備具有高度低、系統調姿靈活、剛度高、柔性大、自動化程度高和可靠性高等優點，能顯著提升運載火箭總裝的效率、質量和可靠性，促進我國航天制造業的數字化、柔性化的發展水平。

[1] 劉欣,王國慶,李曙光,劉琦.重型運載火箭關鍵制造技術發展展望[J].航天制造技術,2013,2(1):1-6.

[2] 首都航天科技公司工藝技術處.大力發展運載火箭制造技術[J].航天工業管理,2010,(9):15-17.

[3] 王亮,李東升,張俐,郭洪杰.數字化測量技術及系統在飛機裝配中的應用[J].航空制造技術,2011,(21):72-75.

[4] 李瀧杲,黃翔,方偉,陳磊.飛機裝配中的數字化測量系統[J].航空制造技術,2010,(23):46-59.

[5] 郭洪杰.飛機數字化柔性裝配生產線關鍵技術[J].航空制造技術,2011,(17):41-43.

[6] 應征.飛機部件數字化調姿過程建模與仿真關鍵技術研究[D].浙江:浙江大學,2012:4-16.

[7] Vogel G. Flying the Airbus A380[M]. Marlborough: Crowood Press, 2009.

[8] 皮埃斯.斯帕克.空中客車-一個真實的故事[M].北京:航空工業出版社.

[9] 于用,陶劍,范玉青.波音787飛機裝配技術及其裝配過程[J].航空制造技術,2009,(14):44-47.

[10] 鄭亞青,劉雄偉.繩牽引并聯機構的研究概況與發展趨勢[J].中國機械工程,2003,14(9):94-96.

[11] BEHZASIPOUR S,KHAJEPOUR A. Stiffness of cable-based parallel manipulators with application to stability analysis[J]. Journal of Mechanical Design,2006,128(6):303-310.

[12] YAO Rui,TANG Xiaoqiang,WANG Jinsong,et al. Dimensional optimization design of the four-cable-drivenparallel manipulator in FAST[J].IEEE/ASME Transactions on Mechatronics,2010,15(6):932-941.

Research on the design schemes of the flexible and digital assembly device integrated with the capabiliaty of residual matter checking and the measuring of the center of mass for the launch Vehicle

TUO Fu-xing, FENG Fei, TANG Li-na, GUO Li-jie, FANG Hong-gen

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中國航天科技集團重大工藝項目：運載火箭筒體構件柔性對接裝配技術及系統研究（ZDGY2014-39）

庹福幸（1985 -），男，工程師，工學碩士，主要從事航天特種工藝裝備設計。