刘洋? 徐寅? 牛淼? 杜阳 ?刘瑞勋
天津航天长征火箭制造有限公司 天津 300462
摘要 在火箭总装过程中，随着总装的进行，箭体筒段经常会发生质心改变，而吊装又是总装过程中不可避免的，而偏心箭体在吊装后落置支撑架车的过程中，因为箭体偏心，很难完美的落至预定支撑部位，而且整个过程经常需要人力来补偿箭体的偏转，且极易反复。因此提出利用车间现有激光跟踪仪配合六自由度架车来实现吊装降落过程的自动调整，大大提高的生产效率且降低了人力。
关键词 偏心箭体；激光跟踪仪；自动调整
大型箭体因其结构设计，在水平停放时要求架车支撑箭体部位为规定部位以保证箭体结构的稳定性，而在箭体总装过程中，因为仪器电缆，管路阀门等零部组件的安装，箭体不可避免的发生质心偏移，而由于一些工序工步要求以及操作可执行性方面考虑，箭体经常需要进行吊装工作。以双钩起吊为例，在总装过程中经常使用的吊装方案如图一二所示，
图一 横梁配合挂钩 图二 横梁配合三角吊挂
简单受力分析即可知吊装方案二的稳定性远远高于方案一，而在吊装偏心箭体的时候，还可利用以往吊装经验对吊索长度进行调整，从而进一步提高吊装过程的稳定性。但这些方案的实施并不能完全解决吊装偏心箭体的稳定性问题，尤其是在将箭体起吊放置在架车的过程中，在指挥人员的经验极其丰富前提下，仍需要不断进行起吊降落起吊降落的调整以保证支撑部位能比较好的支撑在箭体预定部位，尤其是在降落过程中，由于箭体偏心缘故，箭体会沿着轴向发生一定的偏转，而此时为了保证架车能支撑在箭体的支撑部位，需要一面的人员将箭体往上推，另一面的人员将箭体往下压，以尽量补偿箭体的偏转问题，而由于人力的有限，往往需要大量的人员一同努力来补偿。此过程费时费力且操作难度很大，尤其是在发现降落的并不完美时需要再次起吊以调整来保证产品质量，造成操作过程的反复，人员劳动强度大。而且由于天车的特性以及吊索是柔性的，导致箭体在左右方向的微调极其困难，十分考验指挥人员。
1方案设计
鉴于此过程耗时费力，为确保产品质量，提出了一种使用六个激光跟踪仪跟踪双冗余数据来调整支撑架姿态的方法。激光跟踪仪布置如图所示。
图三 激光跟踪仪布置图
激光跟踪器是一种使用角度编码来测量角度和绝对干涉仪来测量距离的仪器。
激光器发出的激光束通过万向架导向目标。 干涉仪的激光束也作为准直跟踪器的轴。 反射的激光由跟踪器中内置的双轴位置检测器测量。 位置检测器生成的脉冲由跟踪器处理器处理，并反馈到跟踪器的伺服电机，伺服电机驱动该电机实时跟踪目标镜。 如图所示，这是将激光跟踪器的球面坐标转换为笛卡尔坐标系的方法。
图四 激光跟踪仪球坐标转换为笛卡尔坐标
所有的激光跟踪仪测量数据全部在其内置坐标系中。为了进行后续工作，首先必须将所有激光跟踪仪的测量数据统一到同一坐标系中。因此，需要中转站操作。激光跟踪仪可以在固定位置进行测量。在可测量范围内绘制所有要测量点的三维坐标。如图所示布置测站之后（此时箭头主体没有被推到此时），总共在地面和墙壁上粘贴了9个目标固定点。九个点中的三个都不是共线的，其中五个在地面上。 ，墙上的四个和九个点在六个激光跟踪器的有效测量范围的三分之二以内。在六个激光跟踪仪测量了这九个点之后，为了减少人为误差，每个测量三点，删除明显的误差项并取平均值，然后应用Spatial Analyzer软件的最佳拟合计算得出不同站点的相应坐标系到同一测量坐标系，此处选取二号跟踪仪内置坐标系。
2 架车设计
由于总装厂房内重型的设备产品较多，且放置时间长，最终导致地面不能像厂房初建设时一样水平，且未来难以避免会发生变化，所以在设计四个自由度的架车时，在架车基座上标定个十字，以此作为基准坐标系。架车结构如图：
图五 四自由度架车姿态调整原理
此四自由度架车实现箭体在空间六自由度姿态调整原理如下。
（1）X方向移动：架车X轴电机安装在下层基座上，通过电机及减速器驱动轨道轮在铁轨上滚动。
（2）Y方向移动：托架1与托架2在Y方向同速度运动。通过伺服电机驱动滚珠丝杆结构控制托架来实现其精密控制。
（3）Z方向升降：托架1与托架2在Z方向同速度升降运动。通过精密伸缩运动的伺服电动缸来进行驱动。
（4）A轴：绕X轴滚动：托架1与托架2在A轴方向同速度转动。此运动通过由伺服电机及减速器来驱动。
（5）B轴：绕Y轴俯仰：托架1与托架2在Z轴方向以不同速度升降运动。
（6）C轴：绕Z轴摆动：托架1与托架2在X轴方向以不同速度运动。
此架车由三个移动结构加上一个旋转结构组成，姿态坐标系图如下。
图六 架车调整机构坐标图
建立D-H参数表如下：
表一 架车的D-H参数表
关节 ai-1/° ai-1/mm di/mm θi/° θ变化范围/° d变化范围/mm
1 0 0 d1 0 / -200~200
2 90 0 L1+d2 90 / -40~40
3 90 0 d3 90 / -40~40
4 90 L3 0 θ4 -20~20 /
相邻关节坐标系的变换矩阵为
其中S为sin缩写，C为cos缩写。
将表一参数带入上公式得
机构运动学的逆向问题是给定末端执行器的位置和姿态，求解各个关节的位姿坐标。架车调整的控制问题就是调节各关节的位姿来实现箭体的预定降落。
3误差分析及控制算法
激光跟踪测量系统的误差主要来源于激光跟踪仪的测量误差，靶球支架的定位误差和激光跟踪仪的旋转误差。其中车间内使用的AT901－LＲ 型激光跟踪仪在全量程(水平方向 360°，垂直方向±45°，最大测量距离0~80M) 范围内，对单点测量的不确定度为: Uxyz = ±( 15 μm/m+ 6μm/m) ; 当我们实际使用它时，系统的测量半径约为20 m。 在此基础上，该系统的测量不确定性计算为±0.42mm。靶球安装座的定位误差 b 靶球通过靶球安装座定位在被测孔上，在正确安装的前提下，可以认为目标球架的错误主要是由制造错误引起的。 LEICA提供的通用目标以球座为例，误差b =±0.0127mm。 激光跟踪仪传输错误。 由于测量误差，激光跟踪仪在传输时会产生传输错误。 传输错误的大小与操作员的操作以及当时的环境有关。 通过实验，通常激光跟踪仪会转移测站误差：c = 0.5 mm。所以整个系统的错误所以整个系统的误差=0.5012mm。而吊装降落允许误差由架车支撑部位和箭体支撑部位决定，约为5mm，固此系统误差远远满足使用要求。
整个系统操作流程如下，首先使用二号跟踪仪测量十字刻线，选取五个点分别为十字中心和十字四端顶点，其中中心点记作A，上顶点记作B，右顶点记作C，由于人工误差的存在，所以测量十字为三次，去除明显偏离数据取平均值计入坐标值A（xa,ya,za），B（xb,yb,zb）,C（xc,yc,zc）即可求出二号跟踪仪内置坐标系转化为基准坐标系的旋转矩阵
其中|x1,x2,x3|=|y1,y2,y3|×|z1,z2,z3|.
至此所有所测点坐标乘以旋转矩阵R均可换算至基准坐标系内。同时还需要在箭体外壁选取可固定激光跟踪仪靶球支座的位置，利用螺钉安装靶球支座，要求分别位于六个激光跟踪仪较好测量位置，且任意三个点不共线，四点不共面。固定支座后分别用六个激光跟踪仪测量六个位置的坐标。保持不共面的四点的位置关系即可保证箭体姿态，额外两点进行冗余保障与计算验算，而由于火箭这种大型物体的特性，所以实际保持任意不共线的三点的对应关系即可保持箭体姿态。吊装过程中，将靶球放置在靶球安装支座上，在吊装降落过程中，在箭体距离架车大约100mm时,指挥人员喊停，待箭体稳定后，由激光跟踪仪测各自对应的靶球，换算到基准坐标系内，由于是双钩起吊，所以箭体偏心不会导致箭体绕X轴发生太大偏转。将此时测量的坐标与吊装前测量的坐标数据进行比对，任意三个点即可求出箭体相对停放位置的坐标变换矩阵，另外的点进行辅助验算，以保证测量和计算的精准性以及冗余保障[12-14]。
具体计算过程如下：设初始三点坐标为M(x1,y1,z1);N(x2,y2,z2);K(x3,y3,z3);再次测量时M'(x1',y1',z1');N'(x2',y2',z2');K'(x3',y3',z3');再将M',N',K'减去M坐标值变换为M”，N”,K”则由矩阵[M N K]=R'*[M” N” K”]即可求出变换矩阵R'。而除了运用矩阵反算出旋转角度外。鉴于大型箭体的特点，还计算再测平面法相量与初始平面法相量的角度变换值，从而进行架车姿态调整的算法，两种算法共同保证箭体在下落时，架车能调整至预定状态从而保证产品质量。法相量n=(N-M)×(K-M)=（n1,n2,n3）；n'=(N'-M')×(K'-M')=(n1',n2',n3');则可计算架车三轴变换角度分别为[15]：
X轴：arccos(n1'/|n'|)-arccos(n1/|n|)
Y轴：arccos(n2'/|n'|)-arccos(n2/|n|)
Z轴：arccos(n3'/|n'|)-arccos(n3/|n|)
架车的X与Y向变化距离即为x1'-x1与y1'-y1。
再将架车按照此变化量进行调整。调整完毕后再次由指挥人员发出继续下降指令，在距离架车10mm左右再次停止，重复上面过程一次，再距离架车5mm后再次重复然后缓慢下降直至降落至架车上，最终在箭体落实以后再进行架车的自由度调整，调整到初始状态从而最终保证架车和箭体处于目标状态。
4结论
在某型火箭的总装过程中实践，此方案确实有效，极大地提高了生产效率，减轻了劳动强度，提高了总装吊装过程中火箭的可靠性，提高了产品质量，为其他型号和其他吊装条件提供了参考。
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作者简介：
1、刘洋，男，1990年生，工程师，天津航天长征火箭制造有限公司总装工艺员。