大型航天器装配精度检测技术发展综述

杨再华 易旺民 闫荣鑫

（1.北京卫星环境工程研究所，北京100094；2.北京航空航天大学，北京100191;3.北京市航天产品智能装配技术与装备工程技术研究中心，北京100094）

1 引 言

航天器装配精度检测是指在卫星、飞船、空间站、深空探测器等地面总装集成测试过程中对航天器上有精度要求的设备进行位姿检测。如航天器上的恒星敏感器、地球敏感器、陀螺仪、加速度计等姿态敏感设备，推力器、发动机、动量轮等轨控设备，以及航天相机、天线等有效载荷，在航天器集成测试中都需要测量其安装位姿。设备安装位姿的测量精度对航天器在轨运行有重要意义，以某1:10000测图比例的双线阵相机立体测绘卫星为例，在无地面标定场时，其相机与星敏感器安装姿态夹角精度提高到 0.1″，可使相对高程精度提高到 1.5m［1］。

航天器装配精度检测贯穿于航天器集成测试的每个阶段。在设备初装阶段，需要将位姿检测数据反馈给装调人员或设备用于指导精密装调；在力学试验阶段，需要检测分析力学环境对设备安装位姿的影响；在热试验阶段，需要检测分析航天器结构热致变形对设备安装位姿的影响；在航天器机构展开、行走试验阶段，需要实时检测机构设备的位姿分析其运动性能。

国内外大型航天器在系统集成测试过程中都需要装配精度检测，与汽车、飞机、船舶等系统相比航天器的装配检测存在精度要求高、被测参数多、测量工况复杂、需考虑在轨补偿等特点。大型航天器结构尺寸一般为几米到十几米范围，装配检测精度一般要求在亚毫米、角秒量级，由于航天器在太空运行时处于失重、高低温、真空环境，因此在地面装配检测过程中需要补偿重力、压力等因素导致的变形，如美国的哈勃望远镜最初没有考虑结构在轨变形的因素影响导致成像模糊，不得不进行在轨维修。

2 国内外技术现状

随着航天技术发展需求的不断提高和工业大尺寸测量技术的发展，装配精度检测技术也有了较大的发展。从早期单一使用经纬仪测量系统，发展到激光跟踪仪、激光雷达、摄影测量、室内GPS等多种测量手段的综合应用，主要分为3大类。

2.1 基于经纬仪空间交会技术的光学基准位姿测量

航天器上的单机设备基准大部分为尺寸约20mm×20mm×20mm光学立方镜，立方镜上3个正交的反射面法线代表基准坐标系的坐标轴,表面上的十字刻线代表坐标原点。目前国内外宇航公司大部分采用多台带有准直功能的经纬仪布站测量的方法。ESA宇航局采用多台经纬仪测量Lisa pathfinder探测器，如图 1所示［2］，印度宇航局采用经纬仪测量火星探测器，如图2所示［3］。

图1 ESA宇航局Lisa Pathfinder探测器测量Fig.1 The measurement for Lisa pathfinder with theodolite

图2 印度宇航局火星探测器测量Fig.2 The measurement for ISRO’s Mars mission with theodolite

经纬仪布站测量是基于空间交会原理，如图3所示。设准直立方镜反射面的经纬仪分别为T1、T2，T1准直立方镜的Y向，T2准直立方镜的Z向，得到水平角H1、H2,俯仰角V1、V2。经纬仪T1T2互瞄建立测量坐标系O-XYZ，以T1T2中心连线在水平面的投影为Y轴，以垂直水平面向上为X轴，由右手法则确定Z轴，互瞄观测得到水平角分别为H12、H21，俯仰角分别为V12、V21。

设被测立方镜的YJ、ZJ方向在测量坐标系下的矢量为YJ（iY,jY,kY）ZJ（iZ,jZ,kZ），A1=H12-H1，A2=180°-(A2-A21)，则有式（1）、式（2）［4］：

通过空间交会经纬仪不仅可以测角，还可以测立方镜表面的十字刻线点，测点原理如图4所示。

图3 经纬仪准直测量光学基准原理Fig.3 Measurement theory based on autocollimation with theodolite

图4 经纬仪布站测点原理Fig.4 Measurement theory based on space intersection

设经纬仪T1、T3同时瞄准被测点p，建立以T1回转中心为原点的坐标系O-XYZ，以两经纬仪连线在水平面的夹角为Y轴，以垂直水平面向上为X轴，由右手法则确定Z轴。设通过标定两经纬仪在水平面上沿Y轴距离为b，高度差为h。由经纬仪的观测值得到，经纬仪中心与p点的连线与水平面的夹角分别为V1、V3，连线在水平面上的投影与Y轴的夹角分别为A1、A3，则被测点p在测量坐标系下的坐标有式（3）［5］：

目前国内外宇航局大部分采用的是LEICA的TM5100、TM6000工业经纬仪，设备本身的瞄准精度（1σ）为0.5″。基于经纬仪空间交会技术的光学基准测量，根据不同的应用工况，综合角度测量精度（3σ）一般在 10″～20″之间，点位测量精度（3σ）范围为0.1mm～0.2mm。

2.2 基于高精度激光测距技术的机械结构基准测量

航天器系统集成后经常需要测量部件组合后的结构尺寸，如大型太空望远镜组合体集成后的形面精度、大型空间站组合后舱段之间的相对位置以及航天器上天线、机械臂等结构相对航天器机械基准的相对位姿等。这类测量通常是测量结构上的形面、孔位、棱边等机械基准，由于尺寸大且测量精度要求高，经常使用基于高精度激光测距的激光跟踪仪、激光雷达等设备。美国NASA采用LEICA激光跟踪仪和NIKON的激光雷达组网测量詹姆斯·韦伯望远镜主镜的形面［6］，如图5所示。利用NIKON的激光雷测量嫦娥三号着陆器的7500N发动机的形面［7］现场，如图 6 所示。

图5 詹姆斯韦伯望远镜的主镜形面测量Fig.5 The measurement for primary mirror on JWST

图6 嫦娥三号着陆器7500N发动机测量及点云图Fig.6 The measurement for 7500N thruster on CE-3’s lander

激光跟踪仪、激光雷达都是基于球坐标系下高精度激光测距技术，如图7所示。以激光跟踪仪或激光雷达的激光发射器回转中心为原点，测量设备可以用自身的激光测距仪测量得到原点O到被测点P的距离r，OP连线与YOZ平面夹角θ，以及OP连线在YOZ平面上投影线与Y轴夹角φ，则被测点P在测量坐标系下的坐标如式（4）［8］：

图7 球坐标系下点位测量原理Fig.7 Position measurement in spherical coordinate system

使用激光跟踪仪测量时需要靶镜配合，靶镜中心嵌有一个角镜，跟踪仪发出的激光从任意角度入射后可以被角镜沿平行于入射光的反方向反射回激光跟踪仪，反射光与参考光干涉，通过干涉条纹计数可以计算出靶镜从原点移动过的距离，测量被测件时需要将靶镜与被测件接触，再消除靶镜的厚度即可得到接触点的坐标。目前国内外航天领域经常应用的有LEICA的激光跟踪仪和美国API的激光跟踪仪，LEICA最新型号AT960测量半径可以达到60m，测量精度（2σ）可以达到15μm+6ppm。

图8 月球车实时位姿监测Fig.8 Motion monitoring of CE-3’s Lunar Rover

激光雷达测量时不需要靶镜，它是利用一个精密反射镜将调频激光反射到被测物表面，它直接探测由被测物表面漫反射的调频激光，通过检测激光的频移ΔF计算出激光发射返回的飞行时间ΔT，从而得到被测物到激光雷达的距离。激光雷达属于非接触测量，其反射镜可以精密旋转从而使激光扫描被测物，可以很快的得到被测物表面的点云。目前国内外航天领域经常使用的是Nikon的激光雷达，最新型号MV351测量半径可以达到50m，测量精度（2σ）为 10μm+10ppm。

2.3 基于多传感器组网技术的实时动态位姿测量

某些航天器系统集成过程中需要对展开机构、行走机构等展开过程、行走过程等进行实时位姿检测，如大型通信卫星天线桅杆展开、空间站机械臂展开、月球车火星车的地面行走试验等。还有一些航天器需要对集成后的装配结构进行变形监测试验，在地面模拟太空高低温、真空、失重等环境，实时检测航天器结构或设备安装位姿的实时变化。针对位姿实时监测，国内外航天领域主要采用的是多传感器组网的测量技术，即在被测件周围布置多台测量传感器，同时在被测件上固定或粘贴多个被测靶标，通过对多个被测靶标的同步实时监测拟合得到被测件位姿或形面的变化。常采用的传感器有室内GPS、工业相机等。本文针对嫦娥三号月球车地面行走试验采用室内GPS测量系统开展实时位姿监测［9］，如图8所示。美国NASA采用2台相机在模拟太空环境下对某桁架结构变形进行了实时监测［10］，如图 9 所示。

图9 基于摄影测量的变形监测Fig.9 Deformation monitoring of ISIR structure in NASA vacuum chamber with dual-camera

室内GPS测量系统主要包括红外发射器、信号接收器，如图10所示。每个发射器发射出两个呈扇形的激光面，两个激光扇面随着发射器在360°范围内旋转。信号接收器通过探测发射器发出的两个激光扇面到达的时间差，可以获得其相对发射器的俯仰角和方位角信息。基于光束法原理，信号接收器只要接收到来自两个发射器的信号即可得到信号接收器的坐标。由两台以上激光发射器组成测量网络，可以实时同步测量多个接收器的坐标，即可得到被测物体的姿态。目前在国内外航天领域应用的室内GPS测量系统主要来自Nikon公司和国内天津易思维科技有限公司。根据实验验证当只有2个发射器同时覆盖到某个测量点时，测量精度只能达到1mm左右；当有3个发射器覆盖时，测量精度提高65%，达到0.35mm；当有4个发射器覆盖时，测量精度再次提高10%～20%，达到0.25mm；4个以上的激光发射器同时覆盖时测量精度基本上不再增加［9］。

基于多台工业相机的摄影测量系统主要包括工业相机和专用靶标。摄影测量系统可以利用相机焦距参数将像点坐标转换成靶标点的二个角度观测值。测量时利用多台相机或同一相机，在不同位置和方向获取贴有靶标点的被测件2幅以上图像，基于光束法平差定向技术可以解算出相机间的位置和姿态关系，再由三角交会原理得出靶标点的三维坐标，如图11所示［11］。目前国内外航天领域应用较多摄影测量系统有美国GSI公司的V-STARS系统、德国GOM公司的TRITOP系统、AICON公司的DPAPro系统等。V-STARS测量系统最高测量精度（1σ）可达4μm。

图10 室内GPS测量系统Fig.10 Indoor GPS measurement system

3 未来需求及发展趋势

随着国内外航天技术的发展，对航天器装配精度检测技术也提出了更高的要求。主要体现在：

1）测量范围要求越来越大。超大结构尺寸的航天器不断出现，如未来空间站上单个舱段长度就达到了十几米，系统集成后舱段基准间的相对位姿需要测量；未来大型通信卫星天线展开后直径可达30m，天线展开后的面形精度需要测量。

2）测量精度要求越来越高。一方面某些大型航天器尺寸不断增加，相对测量精度不断提高；另一方面某些深空探测或对地观测航天器上关键设备的绝对装配位姿测量精度也不断提高，如ESA曾提出LIGO计划，于2034年发射由三颗卫星组成边长250万公里的等边三角形星座，利用激光干涉仪探测三边出现小于原子直径的变化，对星上设备的装配检测精度要求达到亚微米级、亚角秒级。

3）测量环境越来越复杂。航天器在轨运行时受到太空高低温、失重等环境影响会产生变形，未来高精度的对地观测和深空探测航天器需要在地面装配过程中模拟太空环境监测航天器结构的变化。如美国NASA的哈勃望远镜研制时没有考虑到镜面在轨变形，从而导致成像模糊。因此在韦伯望远镜研制过程中增加了真空高低温环境下主镜组合体变形的监测，测量环境温度低至20K。

4）测量效率越来越高。据网络统计2015年全世界发射航天器共259个，2017年发射航天器467个，增长了近1倍。未来几年美国、俄罗斯和我国航天器的研制数量还会迅速增加。因此航天器装配精度检测任务会迅速倍增，急需提高测量效率。

针对航天器装配检测的需求，国内外科研院所及相关企业开展了新的测量方法及传感器技术的研究以及新设备的开发。主要研究方向有：

3.1 多系统集成测量方法研究

由于航天器结构尺寸大、被测参数多，因此很难使用单一测量系统完成航天器装配集成中的所有测量任务。如航天器上光学立方镜基准间位姿关系是由经纬仪准直测量，结构件形面孔位精度是由激光跟踪仪测量，当需要在光学立方镜基准下测量结构件形面孔位时就需要经纬仪、激光跟踪仪联合测量。对于某些柔性网状天线展开后的轴线指向测量时需要激光跟踪仪与工业相机或手持扫描设备的联合测量。在测量中如何将各个测量系统坐标系统一、将测量数据融合是目前研究的热点。如北京卫星环境工程研究所针对多系统的集成，研制了坐标转换标准器，标准器上布置有不同测量系统识别的靶标，靶标间的关系由计量机构进行高精度校准。在航天器测量过程中，不同测量系统同时测量该转换器实现坐标系的统一，如图12所示。美国NASA根据韦伯望远镜科学仪器舱测量的需要，开展了基于广义USMN平差算法的激光跟踪仪与激光雷达的联合测量研究［12］，如图13所示。

图12 基于基准转换标准器的多系统融合测量Fig.12 Combining multiple metrology systems based on a standard for coordinates transformation

图13 基于USMN平差的激光雷达与激光跟踪仪联合测量Fig.13 Combining measurement with LIDAR and Laser tracker based on USMN theory

3.2 新的测量传感器技术研究

随着未来航天器装配检测精度需求的提高，使用目前市场上已有的设备已经无法满足要求，需要研究新的测量传感器。如目前的激光跟踪仪主要是依赖于激光干涉原理的相对测距技术，只能测量靶镜连续移动过程中的相对距离，当发生断光时就要借助其他摄影测量或飞行时间测量等技术进行续接测量，精度就会降低。中科院光电研究院与清华大学联合提出了基于双光梳绝对测距技术的激光跟踪仪，利用光频梳的测量脉冲和参考脉冲的相对光谱相位延迟得到被测物的绝对距离，即保持了激光干涉测距的精度，也避免了断光续接对测量精度的影响，目前该项目已经完成了原理样机的研制［13］，如图14所示，测量范围可达10m，测量精度达到1.5μm（1σ）。在火星车地面行走试验位姿监测过程中，由于受到模拟太阳光照的影响，使用市场上已有的成熟设备无法满足要求。因此北京卫星环境工程研究所与天津大学精仪系联合开发了可在0.3个太阳常数辐照下工作的大尺寸多站光电扫描交汇测量系统［14］。

图14 基于飞秒激光的激光跟踪仪Fig.14 New laser tracker system based on femtosecond laser

图15 多站光电交会测量系统Fig.15 wMPS metrology system

3.3 自动化测量设备的开发

随着航天器研制任务的增加，使用现有的测量设备已经无法满足未来航天器研制的需求。国内外研究院所已经开始了航天器装配自动化测量技术的研究。如图16所示，本文针对高分卫星的装配检测研制了基于精密导轨、转台等的自动化测量系统，基于卫星装配的理论模型可以实现卫星上的上设备安装姿态的自动化测量［15］。

图16 星上设备安装姿态高精度自动化测量系统Fig.16 High precision automatic measurement system for instrument alignment

近几年随着机械臂技术的发展，研究人员开始尝试机械臂与测量设备的组合进行自动化测量，如机械臂与工业相机组合、机械臂与经纬仪组合、机械臂与激光雷达组合等［16］，如图17所示。机械臂与测量设备组合通过标定实现坐标系的融合，通过控制系统将设备移动到适合的位置并旋转到适合的角度可以实现快速的测量，提高效率。其中机械臂与相机的组合技术相对成熟，其它的组合研究刚刚起步。

图17 机械臂与激光雷达组合的自动化测量系统Fig.17 Automatic measurement system with LIDAR and Robotic Arm

4 结束语

装配检测作为源头信息获取手段穿插在航天器装配研制中的各个阶段，如航天器的舱段结构测量、设备安装位姿测量、机构动态监测、结构变形监测等，近几年随着工业测量技术的发展国内外航天装配检测技术有了大幅提升，激光跟踪仪、激光雷达、摄影测量、室内GPS等新的测量手段得到广泛应用。随着未来航天技术的发展，对装配检测技术的测量范围、测量精度、测量效率等都提出了更高的要求，急需研究新的测量方法，专用的测量传感器，开发更加自动化和高效的测量系统。