基于CAN總線控制系統的航天特種機械臂設計

王 博，鄧鵬程，劉國英，馮 超，毛利民

(1.北京航天發射技術研究所，北京 100076)

(2.航天系統部裝備部軍代局駐北京地區第二軍代室，北京 100076)

0 引言

機械臂具備高精度、多輸入多輸出、非線性、強耦合等特點，其工作模式具有一定的不確定性，針對不同的工作，必須考慮機械臂關節空間的運動軌跡，使其形成最終的姿態[1]。機械臂包括模塊化機械臂和靈巧手兩部分，由于機械臂可以模擬人手完成危險性高、難度大的任務，具有操作靈活特性，因此被廣泛應用于機械生產、安全防爆、海洋探測、航空航天等領域。

在航天事業不斷發展的大背景下，受到技術條件和惡劣環境的限制，還有很多無法完成的任務，因此有必要設計并開發專用于航天領域的航天特種機械臂。航天特種機械手臂在陸基裝配中的應用是無可取代的，與工作人員相比，航天特種機械臂對環境有著更好的適應能力。航天特種機械臂的工作主要是大型地面設備的組裝等，使用航天特種機械臂可以大大縮短時間，增加安全性。

在考慮環境因素的情況下，對機械臂的可靠性、安全性的要求非常高。因此，在進行航天特征機械臂的設計與分析時，往往要把它作為優先考慮的對象。由于航天特種機械臂載重量大，這為機械臂在特殊環境中的工作與控制帶來較大挑戰。目前相關領域學者針對航天特種機械臂進行了研究。文獻[2]設計了一種面向航天需求的仿生柔性機械臂。其包括8個柔性關節，每一個柔性關節都有3個自由度，構建仿生柔性機械臂運動學模型，并對仿生柔性機械臂運動學模型進行分析。該該機械臂結構具有一定的有效性。文獻[3]設計了一種月面巡視器車載機械臂采樣方案。構建末端與月壤接觸力模型，并對機械臂末端采樣入土角和速度對末端采樣接觸力作用的影響進行了分析。依據月面機器人表取采樣任務需求，對滿足末端接觸力最小的優化采樣方案進行設計。該方案能夠確保機械臂的安全性。然而航天特種機械臂要實現復雜的運動，需要各個部件之間的配合，如果控制系統太過集中，一個環節出錯，就會導致整個系統的性能下降，嚴重時會產生全系統失控的故障，為此引入CAN總線控制系統。

CAN總線是一種串行通信網絡，它可以實現點對點、點對多、全局廣播等多種形式的數據傳送，每個幀8個有效字節，能夠有效地滿足實時通信要求，且具有連接方便、便于擴展等特點。而CAN總線控制系統就是利用CAN總線串行通信網絡對控制器進行調度與控制的系統。將CAN總線控制系統應用到航天特種機械臂的設計工作中，通過組裝航天特種機械臂結構元件，裝設航天特種機械臂控制器并加設串行通信接口，將其連接到CAN總線控制系統中，配置通信協議。在此基礎上，采用航天特種機械臂中傳感器設備，檢測實時位姿，補償重力負載。利用CAN總線控制系統，規劃移動軌跡，協同運行控制任務，通過控制量的計算與通信，實現航天特種機械臂的控制功能。以期能夠實現機械臂運行性能，為航天事業的發展提供技術支持。

1 航天特種機械臂硬件結構設計

此次航天特種機械臂的設計大致分為兩個部分，首先對機械臂的基本組成結構進行設計，在此基礎上，利用CAN總線控制系統，并通過控制設備、控制程序與機械臂運行程序的融合，得出航天特種機械臂設計結果。

1.1 組裝航天特種機械臂結構元件

1.1.1 機械臂關節和連桿

航天特種機械臂由3個關節和大臂、小臂、腕部3個連桿組成，關節和連桿的連接結構如圖1所示。

圖1 航天特種機械臂關節和連桿連接結構圖

圖1中航天特種機械臂的第一個關節位于機械臂的基部，它的主要作用是驅動機械臂的大臂和小臂，該關節為腰關節。第二個與腰關節軸向關聯的關節叫做肩關節，其功能是推動大臂上下擺動。第三節在空間上與肩關節的法向量平行，定義為肘關節，它的功能是使前臂做上下擺動。第四關節與肘部呈垂直交叉的空間，其作用是推動前臂的轉動[4]。第五個關節平行于第四個關節，以垂直于第六個關節的法向量帶動第六個關節轉動。取四、五、六關節法向量的交叉點定義為腕關節。每個模塊化的關節具有相同的結構，并依據每個鉸鏈的轉矩大小來決定其外形尺寸。每一個關節由驅動電機、制動器編碼器、連接齒輪和機械外殼構成[5]。每一個關節都使用同樣的架構，區別只在于設備的模型參數。按照航天特種機械臂的空間位置關系，連接關節和連桿，并設置各個關節的自由度范圍。另外為了滿足不同環境的工作任務，要求機械臂連桿具有伸縮性能，伸縮原理是驅動源順時針方向帶動圓柱形轉子旋轉，使橫向螺旋板帶沿螺距垂直方向垂直延伸，水平螺旋板條帶在旋轉時，平滑地切入螺旋件的溝槽，形成了一根連續等截面的桿件。

1.1.2 機械臂驅動電機

航天特種機械臂的驅動器是通過控制器輸出控制信號，然后通過控制器的電路板對其進行穩壓放大，從而實現對DC-DC減速器的控制。電機驅動板是由L298N芯片組成的，它是一個基于I/O電平來實現DC電動機正反轉、轉速大小和停止運行的驅動模塊。L298N采用四路邏輯驅動，采用單相或四相驅動方式，可以實現兩臺單相或四相同步驅動。L298N模組電機驅動板內置了兩個H橋型的雙全橋驅動電路，它接收標準TTL邏輯電平[6-7]。電動機的驅動面板有3種接口：電源接口、信號接口和驅動接口。該電源接口與12 VDC供電，為該驅動電機提供驅動電壓；該信號接口與單片機的I/O管腳相連，并根據管腳的輸出占空比來控制驅動電機的速度，使其速度達到最大，可配置管腳為推挽輸出。一臺電機驅動盤與兩臺驅動電機相連，通過減速器減速器的減速器，帶動相連接的螺桿旋轉，從而實現電機驅動器的設計。

1.1.3 鎖緊制動器設計

由于機械臂在運動過程中，內外臂桿不能有相對運動，鎖緊塊的相對位置也保持不變，此時鎖緊電機位置保持不變，整個鎖緊機構需要有較好的自鎖能力，在電機后設計一個鎖緊制動器能夠保證電機轉子固定。制動器也可以用于減弱電機帶動的運動部件在運動停止后的殘余運動。也可防止在機械臂桿伸縮過程中內外機械臂桿的相對轉動，造成鎖緊塊與鎖緊凸臺形成干涉，在一定程度上起到保護鎖緊位置的作用[8]。制動器的基體采用不銹鋼2Cr13，采用噴涂的工藝將Gr2O3陶瓷材料噴涂在摩擦片基體上。機械臂桿伸長縮短時，制動器處于制動狀態，當機械臂桿伸長縮短到達鎖緊位置時，電機帶動鎖緊塊轉動，直到鎖緊塊與鎖緊凸臺完全配合，鎖緊電機斷電，制動器制動，保持當前鎖緊位置[9]。

除上述組成元件外，還需要在航天特種機械臂的關節位置上安裝位置傳感器和角度傳感器，用來采集實時航天特種機械臂的位姿數據[10]。為了保證航天特種機械臂與CAN總線控制系統之間的適配度，還需要加設一個CAN-USB轉接器。

1.2 裝設航天特種機械臂控制器

采用DSPTMS320LF2407型號的控制器，其時鐘頻率達到40 MHz，運算速度快，芯片內資源豐富[11]。利用JTAG接口，可以實現DSP在系統中的全速調試。TMS320LF2407具有3.3 V的供電電壓，具有很好的抗干擾性。航天特種機械臂控制器的內部結構如圖2所示。

圖2 航天特種機械臂控制器內部結構圖

利用DSPTMS320LF2407對電機進行位置環和姿態角環的控制，有效改善控制系統的動態特性。兩個閉環均能實現積分分離PID控制，零位霍爾逼近開關是在系統通電時比較粗糙地判斷電機的絕對位置。將機械臂的工作要求輸入到工控機中，通過軌跡規劃得到的目標位置，再將其轉換為增量編碼光盤的脈沖數量，發送給關節控制器[12]。采用積分分離PID方法，對位置環進行控制。將位置環控制器的控制量設定為姿態角環，并將其與轉速反饋進行比較，然后采用PID積分分解法求出姿態角環的控制量，得到具有不同工作周期的PWM，然后由電機驅動完成控制。為實現CAN總線的統一控制，需要在控制器中嵌入一個串行通信接口和電路，電路中采用了SP3232芯片對其進行電平轉換，SP3232芯片采用的是兩驅動器和兩接收器的構造。

1.3 配置控制系統CAN總線與通信協議

航天特種機械臂與主控機之間的控制器通過CAN總線通信模塊傳輸，CAN總線通信連接方式如圖3所示。

圖3 CAN總線連接示意圖

圖3表示的CAN總線采用USBCAN網關，它與CAN的收發器相結合，滿足機械臂的通信要求。CAN總線通常由CAN_H和CAN_L兩條線路構成，在總線處于閑置狀態時，CAN_H與CAN_L總線電平是一樣的，都是2.5 V。CAN包沒有源地址，也沒有目的地址，僅有每個包的ID號碼，并且該ID號碼是唯一的。ID號不僅可以顯示出每個消息的唯一標識，還可以在總線碰撞時根據ID編號進行仲裁[13]。ID標識符表示消息的優先級，優先級高的消息將優先處理總線。CAN總線采用CANopen協議，CANopen協議為CAN總線的應用升級提供了統一的規范，為伺服系統等控制設備提供了通信子協議，從而增強了系統的兼容性。CANopen協議中使用了CSMA/CD媒體存取控制協議，所以在總線繁忙的情況下，各節點都會監聽總線，等待總線處于閑置狀態。在存在多個節點的情況下，利用IDID判決的方式來分配傳輸次序，從而解決了總線的沖突問題。

2 設計CAN總線控制系統的航天特種機械臂

在航天特種機械臂硬件結構設計的基礎上，檢測航天特種機械臂實時位姿，補償航天特種機械臂重力負載。利用CAN總線控制系統，規劃航天特種機械臂移動軌跡，協同運行控制任務，實現航天特種機械臂的控制功能。

2.1 檢測航天特種機械臂實時位姿

利用航天特種機械臂中的傳感器設備，檢測當前航天特種機械臂末端執行器的位置坐標以及各個關節的姿態角，由此確定機械臂的實時位姿狀態[14]。安裝在關節上的位置傳感器分別向水平和豎直兩個方向上發射定位信號，得出傳感器與末端執行器之間的距離，測距結果可以表示為：

(1)

式中，vsignal為傳感器發送定位信號在太空環境中的傳輸速度，Δτij表示的是定位信號從傳感器i發出到達末端執行器j后返回至傳感器的傳輸時間[15]。由此可以得出特種機械臂末端執行器位置的檢測結果，可以量化表示為：

(2)

其中：(xi，yi)表示的是位置傳感器的位置坐標，?為傳感器與末端執行器之間的夾角。航天特種機械臂上任意關節姿態角的檢測結果可以表示為：

(3)

式中，μx和μy分別為角度傳感器在兩個方向上的測量值，g為重力加速度，計算結果φ和φ為機械臂關節的俯仰角和橫滾角[16]。按照上述方式可以得出航天特種機械臂中所有關節和連桿的位置信息以及角度信息，從而確定當前機械臂的位姿。由于航天特種機械臂處于動態工作狀態，因此設置傳感器的數據采集時間間隔為10 s，即每十秒鐘更新一次航天特種機械臂位姿狀態。

2.2 補償航天特種機械臂重力負載

航天特種機械臂在執行工作任務時，若作用對象重力過大，機械臂基座就可能發生傾斜或移動，不僅影響機械臂的工作效率，還可能破壞機械臂的結構，為此有必要對機械臂的重力負載進行補償[17]。根據航天特種機械臂的動能和勢能建立機械臂的動力學模型如下：

(4)

式中，W和R分別表示的是機械臂的動能和勢能，ωi和θi分別表示的是關節的角速度和姿態角，計算結果Mi即為關節i的輸出力矩。其中機械臂勢能的計算公式如下：

Ri=-migMinb

(5)

其中：Min為輸入力矩，mi和b分別表示的是機械臂的質量及其重心位置。在機械臂的重力負載補償時，首先判斷在作業環境中作用負載與機械臂重力之間的關系，若作用負載高于機械臂重力，則需要執行補償程序，補償量可以表示為：

ΔR=mg-R

(6)

式中，m為作用物體的質量，g的具體取值由空間環境決定[18]。在負載任務執行過程中，將式(8)的計算結果作用在機械臂的基座上，完成重力負載補償控制。若在重力關系判斷過程中，發現負載量低于機械臂重力，則無需進行重力補償。

2.3 規劃航天特種機械臂移動軌跡

為保證航天特種機械臂每個關節移動的平穩度，設置機械臂移動軌跡規劃的約束條件如下：

(7)

式中，θ(0)和θ(t)分別為初始時刻和工作過程中任意時刻機械臂的關節角，θ0為機械臂關節的初始姿態角，θmax為關節姿態角的最大值，該參數的取值由關節分配的自由度決定[19]。在已知機械臂最終作用位置的情況下，得出機械臂關節由初始位置到目標位置的移動軌跡為：

(8)

其中：βx和βy分別為機械臂關節在水平和豎直兩個方向上的移動步長[20]。在實際的機械臂移動過程中，按照初始規劃的軌跡移動，若在移動過程中出現不滿足約束條件或關節自由度時，需要以當前位姿為初始數據重新規劃移動軌跡。

2.4 實現航天特種機械臂CAN總線控制功能

在此基礎上，按照航天特種機械臂CAN總線控制流程，實現機械臂的CAN總線控制功能，如圖4所示。

圖4 航天特種機械臂CAN總線控制流程圖

利用CAN總線獲取移動軌跡的規劃結果與實時位姿的檢測結果，計算機械臂的位置、姿態角控制量，計算結果可以表示為：

(9)

式中，(xtarget，ytarget)為規劃移動軌跡坐標數據，θcurrent和θtarget分別為當前姿態角和目標姿態角[21]。將公式(9)的計算結果代入到裝設的航天特種機械臂控制器中，輸出控制指令，控制器的輸出結果可以量化表示為：

(10)

式中，γI、γp和γD分別為積分系數、比例系數和微分調節系數，Δ(t)為輸入的控制量計算結果。將生成的控制指令直接作用在航天特種機械臂的目標位置上[22]。若需要同時執行位置、姿態角、重力補償等多個控制任務，利用CAN總線，將控制指令分配給多個控制器，實現控制任務的協同運行，實時反饋航天特種機械臂的狀態數據，直到完成目標任務為止。

3 航天特種機械臂性能測試實驗分析

3.1 拼裝航天特種機械臂樣機

根據航天特種機械臂的設計結構，準備相關連桿和關節元件，并利用材料元件進行機械臂的組裝。在機械臂組成元件的制備過程中，需要對元件材料進行質量檢測，保證機械臂材質與設計目標一致，而在實際的樣機拼裝過程中需要明確兩個相鄰元件之間的位置關系，校核并分析連接點的位置坐標，拼裝航空特種機械臂樣機。

航天特種機械臂中肩關節設置的自由度為[-45°，135°]，肘關節和腕關節的自由度分別為[-45°，90°]和[-135°，135°]。航天特種機械臂基座的質量為3.5 kg，4個連桿的長度分別為10 m、50 m、50 m和20 m，末端執行器采用Robotiq二指夾手。在航天特種機械臂樣機內部加設控制器、驅動電機等元件，在機械臂樣機通過與主控測試PC機端建立連接后，發送自定義協議數據包，并對航天特種機械臂樣機進行初始化操作。最終將航天特種機械臂連接到航空飛行器上，完成航天特種機械臂樣機的制備與安裝。

3.2 生成航天特種機械臂工作任務與控制指令

為了給航天特種機械臂性能測試提供充足的數據樣本，分別從位置移動、關節角度變化等方面設置機械臂的工作任務，其中編號為P01的工作任務生成結果如圖5所示。

圖5 航天特種機械臂工作任務移動路徑

實驗共設置10組執行任務，標記各個工作任務中的控制目標數據，結合航天特種機械臂樣機的初始狀態，生成機械臂的任務控制指令。

3.3 CAN總線控制系統環境配置與調試

由于設計的航天特種機械臂內置了CAN總線控制系統，因此需要對該控制系統進行配置與調試。選擇機械臂上安裝的控制器和傳感器作為系統的控制目標，采用多主競爭式總線結構形成控制系統上的通信鏈路，只有在CAN總線通信正常的基礎上，才可以執行系統控制任務。因此在實驗開始之前需要對CAN總線通信的收發進行測試，如果發送的指令命令收到相應的回應，則表示通信正常，否則認為當前CAN總線通信異常，需要對通信異常的CAN總線進行重新配置。為保證CAN總線控制系統運行的穩定性，要求CAN總線傳輸報文的最大幀數為80，并將總線負載率控制在區間[20%，30%]內。

3.4 描述航天特種機械臂性能測試過程

在CAN總線控制系統和航天特種機械臂樣機均調試成功的情況下，將準備的機械臂工作任務輸入到控制系統中，作為航天特種機械臂的控制目標。將航天特種機械臂樣機調整至工作狀態，啟動CAN總線控制程序，完成機械臂的工作任務。航天特種機械臂樣機執行P01號任務時的控制運行結果如圖6所示。

圖6 航天特種機械臂CAN總線控制系統運行界面

按照上述方式可以得出實驗中所有工作任務的執行結果與控制數據。

3.5 設置航天特種機械臂性能量化測試指標

此次實驗分別從航天特種機械臂的控制性能和抗壓性能兩個方面進行測試，設置末端執行器位置控制誤差和關節姿態角控制誤差作為控制性能的量化測試指標，其數值結果可以表示為：

(11)

式中，(xActuator，yActuator)為機械臂末端執行器的實際位置，θi，actual和θi，target分別表示機械臂上第i個關節姿態角的實際值和目標值。另外設置形變量作為機械臂抗壓性能的測試指標，其數值結果如下：

(12)

式中，Sk表示第k個變形點的形變面積，ndef表示機械臂樣機任務執行完成后發生形變的位置數量。為保證航天特種機械臂在實際航天工作中的應用價值，要求位置控制誤差不得高于5 m，關節姿態角控制誤差不得高于0.5°，形變量不得高于5.0 m。

3.6 航天特種機械臂性能測試結果分析

為了驗證航天特種機械臂的控制性能和抗壓性能，采用所提方法、文獻[2]方法和文獻[3]方法進行對比，通過相關數據的統計，得出不同方法的航天特種機械臂控制性能的測試結果，如表1所示。

表1 不同方法的航天特種機械臂控制性能測試數據表

根據表1中的數據可知，文獻[2]方法和文獻[3]方法的末端執行器位置控制誤差和關節姿態角控制誤差均高于預設值。而所提方法設計航天特種機械臂的平均位置控制誤差和關節姿態角控制誤差分別為1.47 m和0.29°，均低于預設值。由此可知，所提方法的航天特種機械臂控制性能較好。

另外，得到不同方法的航天特種機械臂抗壓性能的測試結果如表2所示。

表2 不同方法的航天特種機械臂抗壓性能測試數據表

根據表1中的數據可知，文獻[2]方法和文獻[3]方法的機械臂實際形變量均高于預設值。而所提方法設計航天特種機械臂的平均實際形變量僅為2.64 m，低于預設值。由此可知，所提方法的航天特種機械臂抗壓性能較好。

4 結束語

從航天特種機械臂控制的實際需求出發，針對航天特種機械臂在地面航天設備裝配特殊環境中的工作任務，設計一種基于CAN總線控制系統的航天特種機械臂。設計的機械臂在CAN總線控制系統的基礎上，通過對控制指令的分析規劃具體的移動軌跡和位姿數據，利用CAN總線反饋實時運行數據，為控制指令的傳輸提供了技術支持，間接保證對航天特種機械臂的有效控制。從實驗結果中可以看出，設計的航天特種機械臂能夠在實驗環境中精準完成指定任務，且任務執行過程中產生的形變量在允許范圍內。然而由于性能測試實驗中設置的工作任務數量較少，因此得出的測試結果存在一定的偶然性和局限性，需要在后續研究中進一步補充和優化。