基于CAN總線控制系統(tǒng)的航天特種機(jī)械臂設(shè)計(jì)

王 博，鄧鵬程，劉國英，馮 超，毛利民

(1.北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京 100076)

(2.航天系統(tǒng)部裝備部軍代局駐北京地區(qū)第二軍代室，北京 100076)

0 引言

機(jī)械臂具備高精度、多輸入多輸出、非線性、強(qiáng)耦合等特點(diǎn)，其工作模式具有一定的不確定性，針對(duì)不同的工作，必須考慮機(jī)械臂關(guān)節(jié)空間的運(yùn)動(dòng)軌跡，使其形成最終的姿態(tài)[1]。機(jī)械臂包括模塊化機(jī)械臂和靈巧手兩部分，由于機(jī)械臂可以模擬人手完成危險(xiǎn)性高、難度大的任務(wù)，具有操作靈活特性，因此被廣泛應(yīng)用于機(jī)械生產(chǎn)、安全防爆、海洋探測(cè)、航空航天等領(lǐng)域。

在航天事業(yè)不斷發(fā)展的大背景下，受到技術(shù)條件和惡劣環(huán)境的限制，還有很多無法完成的任務(wù)，因此有必要設(shè)計(jì)并開發(fā)專用于航天領(lǐng)域的航天特種機(jī)械臂。航天特種機(jī)械手臂在陸基裝配中的應(yīng)用是無可取代的，與工作人員相比，航天特種機(jī)械臂對(duì)環(huán)境有著更好的適應(yīng)能力。航天特種機(jī)械臂的工作主要是大型地面設(shè)備的組裝等，使用航天特種機(jī)械臂可以大大縮短時(shí)間，增加安全性。

在考慮環(huán)境因素的情況下，對(duì)機(jī)械臂的可靠性、安全性的要求非常高。因此，在進(jìn)行航天特征機(jī)械臂的設(shè)計(jì)與分析時(shí)，往往要把它作為優(yōu)先考慮的對(duì)象。由于航天特種機(jī)械臂載重量大，這為機(jī)械臂在特殊環(huán)境中的工作與控制帶來較大挑戰(zhàn)。目前相關(guān)領(lǐng)域?qū)W者針對(duì)航天特種機(jī)械臂進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[2]設(shè)計(jì)了一種面向航天需求的仿生柔性機(jī)械臂。其包括8個(gè)柔性關(guān)節(jié)，每一個(gè)柔性關(guān)節(jié)都有3個(gè)自由度，構(gòu)建仿生柔性機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，并對(duì)仿生柔性機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)學(xué)模型進(jìn)行分析。該該機(jī)械臂結(jié)構(gòu)具有一定的有效性。文獻(xiàn)[3]設(shè)計(jì)了一種月面巡視器車載機(jī)械臂采樣方案。構(gòu)建末端與月壤接觸力模型，并對(duì)機(jī)械臂末端采樣入土角和速度對(duì)末端采樣接觸力作用的影響進(jìn)行了分析。依據(jù)月面機(jī)器人表取采樣任務(wù)需求，對(duì)滿足末端接觸力最小的優(yōu)化采樣方案進(jìn)行設(shè)計(jì)。該方案能夠確保機(jī)械臂的安全性。然而航天特種機(jī)械臂要實(shí)現(xiàn)復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)，需要各個(gè)部件之間的配合，如果控制系統(tǒng)太過集中，一個(gè)環(huán)節(jié)出錯(cuò)，就會(huì)導(dǎo)致整個(gè)系統(tǒng)的性能下降，嚴(yán)重時(shí)會(huì)產(chǎn)生全系統(tǒng)失控的故障，為此引入CAN總線控制系統(tǒng)。

CAN總線是一種串行通信網(wǎng)絡(luò)，它可以實(shí)現(xiàn)點(diǎn)對(duì)點(diǎn)、點(diǎn)對(duì)多、全局廣播等多種形式的數(shù)據(jù)傳送，每個(gè)幀8個(gè)有效字節(jié)，能夠有效地滿足實(shí)時(shí)通信要求，且具有連接方便、便于擴(kuò)展等特點(diǎn)。而CAN總線控制系統(tǒng)就是利用CAN總線串行通信網(wǎng)絡(luò)對(duì)控制器進(jìn)行調(diào)度與控制的系統(tǒng)。將CAN總線控制系統(tǒng)應(yīng)用到航天特種機(jī)械臂的設(shè)計(jì)工作中，通過組裝航天特種機(jī)械臂結(jié)構(gòu)元件，裝設(shè)航天特種機(jī)械臂控制器并加設(shè)串行通信接口，將其連接到CAN總線控制系統(tǒng)中，配置通信協(xié)議。在此基礎(chǔ)上，采用航天特種機(jī)械臂中傳感器設(shè)備，檢測(cè)實(shí)時(shí)位姿，補(bǔ)償重力負(fù)載。利用CAN總線控制系統(tǒng)，規(guī)劃移動(dòng)軌跡，協(xié)同運(yùn)行控制任務(wù)，通過控制量的計(jì)算與通信，實(shí)現(xiàn)航天特種機(jī)械臂的控制功能。以期能夠?qū)崿F(xiàn)機(jī)械臂運(yùn)行性能，為航天事業(yè)的發(fā)展提供技術(shù)支持。

1 航天特種機(jī)械臂硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

此次航天特種機(jī)械臂的設(shè)計(jì)大致分為兩個(gè)部分，首先對(duì)機(jī)械臂的基本組成結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，在此基礎(chǔ)上，利用CAN總線控制系統(tǒng)，并通過控制設(shè)備、控制程序與機(jī)械臂運(yùn)行程序的融合，得出航天特種機(jī)械臂設(shè)計(jì)結(jié)果。

1.1 組裝航天特種機(jī)械臂結(jié)構(gòu)元件

1.1.1 機(jī)械臂關(guān)節(jié)和連桿

航天特種機(jī)械臂由3個(gè)關(guān)節(jié)和大臂、小臂、腕部3個(gè)連桿組成，關(guān)節(jié)和連桿的連接結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 航天特種機(jī)械臂關(guān)節(jié)和連桿連接結(jié)構(gòu)圖

圖1中航天特種機(jī)械臂的第一個(gè)關(guān)節(jié)位于機(jī)械臂的基部，它的主要作用是驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂的大臂和小臂，該關(guān)節(jié)為腰關(guān)節(jié)。第二個(gè)與腰關(guān)節(jié)軸向關(guān)聯(lián)的關(guān)節(jié)叫做肩關(guān)節(jié)，其功能是推動(dòng)大臂上下擺動(dòng)。第三節(jié)在空間上與肩關(guān)節(jié)的法向量平行，定義為肘關(guān)節(jié)，它的功能是使前臂做上下擺動(dòng)。第四關(guān)節(jié)與肘部呈垂直交叉的空間，其作用是推動(dòng)前臂的轉(zhuǎn)動(dòng)[4]。第五個(gè)關(guān)節(jié)平行于第四個(gè)關(guān)節(jié)，以垂直于第六個(gè)關(guān)節(jié)的法向量帶動(dòng)第六個(gè)關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)。取四、五、六關(guān)節(jié)法向量的交叉點(diǎn)定義為腕關(guān)節(jié)。每個(gè)模塊化的關(guān)節(jié)具有相同的結(jié)構(gòu)，并依據(jù)每個(gè)鉸鏈的轉(zhuǎn)矩大小來決定其外形尺寸。每一個(gè)關(guān)節(jié)由驅(qū)動(dòng)電機(jī)、制動(dòng)器編碼器、連接齒輪和機(jī)械外殼構(gòu)成[5]。每一個(gè)關(guān)節(jié)都使用同樣的架構(gòu)，區(qū)別只在于設(shè)備的模型參數(shù)。按照航天特種機(jī)械臂的空間位置關(guān)系，連接關(guān)節(jié)和連桿，并設(shè)置各個(gè)關(guān)節(jié)的自由度范圍。另外為了滿足不同環(huán)境的工作任務(wù)，要求機(jī)械臂連桿具有伸縮性能，伸縮原理是驅(qū)動(dòng)源順時(shí)針方向帶動(dòng)圓柱形轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)，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(zhuǎn)時(shí)，平滑地切入螺旋件的溝槽，形成了一根連續(xù)等截面的桿件。

1.1.2 機(jī)械臂驅(qū)動(dòng)電機(jī)

航天特種機(jī)械臂的驅(qū)動(dòng)器是通過控制器輸出控制信號(hào)，然后通過控制器的電路板對(duì)其進(jìn)行穩(wěn)壓放大，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)DC-DC減速器的控制。電機(jī)驅(qū)動(dòng)板是由L298N芯片組成的，它是一個(gè)基于I/O電平來實(shí)現(xiàn)DC電動(dòng)機(jī)正反轉(zhuǎn)、轉(zhuǎn)速大小和停止運(yùn)行的驅(qū)動(dòng)模塊。L298N采用四路邏輯驅(qū)動(dòng)，采用單相或四相驅(qū)動(dòng)方式，可以實(shí)現(xiàn)兩臺(tái)單相或四相同步驅(qū)動(dòng)。L298N模組電機(jī)驅(qū)動(dòng)板內(nèi)置了兩個(gè)H橋型的雙全橋驅(qū)動(dòng)電路，它接收標(biāo)準(zhǔn)TTL邏輯電平[6-7]。電動(dòng)機(jī)的驅(qū)動(dòng)面板有3種接口：電源接口、信號(hào)接口和驅(qū)動(dòng)接口。該電源接口與12 VDC供電，為該驅(qū)動(dòng)電機(jī)提供驅(qū)動(dòng)電壓；該信號(hào)接口與單片機(jī)的I/O管腳相連，并根據(jù)管腳的輸出占空比來控制驅(qū)動(dòng)電機(jī)的速度，使其速度達(dá)到最大，可配置管腳為推挽輸出。一臺(tái)電機(jī)驅(qū)動(dòng)盤與兩臺(tái)驅(qū)動(dòng)電機(jī)相連，通過減速器減速器的減速器，帶動(dòng)相連接的螺桿旋轉(zhuǎn)，從而實(shí)現(xiàn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)器的設(shè)計(jì)。

1.1.3 鎖緊制動(dòng)器設(shè)計(jì)

由于機(jī)械臂在運(yùn)動(dòng)過程中，內(nèi)外臂桿不能有相對(duì)運(yùn)動(dòng)，鎖緊塊的相對(duì)位置也保持不變，此時(shí)鎖緊電機(jī)位置保持不變，整個(gè)鎖緊機(jī)構(gòu)需要有較好的自鎖能力，在電機(jī)后設(shè)計(jì)一個(gè)鎖緊制動(dòng)器能夠保證電機(jī)轉(zhuǎn)子固定。制動(dòng)器也可以用于減弱電機(jī)帶動(dòng)的運(yùn)動(dòng)部件在運(yùn)動(dòng)停止后的殘余運(yùn)動(dòng)。也可防止在機(jī)械臂桿伸縮過程中內(nèi)外機(jī)械臂桿的相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)，造成鎖緊塊與鎖緊凸臺(tái)形成干涉，在一定程度上起到保護(hù)鎖緊位置的作用[8]。制動(dòng)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(jī)械臂桿伸長(zhǎng)縮短時(shí)，制動(dòng)器處于制動(dòng)狀態(tài)，當(dāng)機(jī)械臂桿伸長(zhǎng)縮短到達(dá)鎖緊位置時(shí)，電機(jī)帶動(dòng)鎖緊塊轉(zhuǎn)動(dòng)，直到鎖緊塊與鎖緊凸臺(tái)完全配合，鎖緊電機(jī)斷電，制動(dòng)器制動(dòng)，保持當(dāng)前鎖緊位置[9]。

除上述組成元件外，還需要在航天特種機(jī)械臂的關(guān)節(jié)位置上安裝位置傳感器和角度傳感器，用來采集實(shí)時(shí)航天特種機(jī)械臂的位姿數(shù)據(jù)[10]。為了保證航天特種機(jī)械臂與CAN總線控制系統(tǒng)之間的適配度，還需要加設(shè)一個(gè)CAN-USB轉(zhuǎn)接器。

1.2 裝設(shè)航天特種機(jī)械臂控制器

采用DSPTMS320LF2407型號(hào)的控制器，其時(shí)鐘頻率達(dá)到40 MHz，運(yùn)算速度快，芯片內(nèi)資源豐富[11]。利用JTAG接口，可以實(shí)現(xiàn)DSP在系統(tǒng)中的全速調(diào)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(jī)械臂控制器的內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 航天特種機(jī)械臂控制器內(nèi)部結(jié)構(gòu)圖

利用DSPTMS320LF2407對(duì)電機(jī)進(jìn)行位置環(huán)和姿態(tài)角環(huán)的控制，有效改善控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性。兩個(gè)閉環(huán)均能實(shí)現(xiàn)積分分離PID控制，零位霍爾逼近開關(guān)是在系統(tǒng)通電時(shí)比較粗糙地判斷電機(jī)的絕對(duì)位置。將機(jī)械臂的工作要求輸入到工控機(jī)中，通過軌跡規(guī)劃得到的目標(biāo)位置，再將其轉(zhuǎn)換為增量編碼光盤的脈沖數(shù)量，發(fā)送給關(guān)節(jié)控制器[12]。采用積分分離PID方法，對(duì)位置環(huán)進(jìn)行控制。將位置環(huán)控制器的控制量設(shè)定為姿態(tài)角環(huán)，并將其與轉(zhuǎn)速反饋進(jìn)行比較，然后采用PID積分分解法求出姿態(tài)角環(huán)的控制量，得到具有不同工作周期的PWM，然后由電機(jī)驅(qū)動(dòng)完成控制。為實(shí)現(xiàn)CAN總線的統(tǒng)一控制，需要在控制器中嵌入一個(gè)串行通信接口和電路，電路中采用了SP3232芯片對(duì)其進(jìn)行電平轉(zhuǎn)換，SP3232芯片采用的是兩驅(qū)動(dòng)器和兩接收器的構(gòu)造。

1.3 配置控制系統(tǒng)CAN總線與通信協(xié)議

航天特種機(jī)械臂與主控機(jī)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(wǎng)關(guān)，它與CAN的收發(fā)器相結(jié)合，滿足機(jī)械臂的通信要求。CAN總線通常由CAN_H和CAN_L兩條線路構(gòu)成，在總線處于閑置狀態(tài)時(shí)，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(gè)包的ID號(hào)碼，并且該ID號(hào)碼是唯一的。ID號(hào)不僅可以顯示出每個(gè)消息的唯一標(biāo)識(shí)，還可以在總線碰撞時(shí)根據(jù)ID編號(hào)進(jìn)行仲裁[13]。ID標(biāo)識(shí)符表示消息的優(yōu)先級(jí)，優(yōu)先級(jí)高的消息將優(yōu)先處理總線。CAN總線采用CANopen協(xié)議，CANopen協(xié)議為CAN總線的應(yīng)用升級(jí)提供了統(tǒng)一的規(guī)范，為伺服系統(tǒng)等控制設(shè)備提供了通信子協(xié)議，從而增強(qiáng)了系統(tǒng)的兼容性。CANopen協(xié)議中使用了CSMA/CD媒體存取控制協(xié)議，所以在總線繁忙的情況下，各節(jié)點(diǎn)都會(huì)監(jiān)聽總線，等待總線處于閑置狀態(tài)。在存在多個(gè)節(jié)點(diǎn)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(shè)計(jì)CAN總線控制系統(tǒng)的航天特種機(jī)械臂

在航天特種機(jī)械臂硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，檢測(cè)航天特種機(jī)械臂實(shí)時(shí)位姿，補(bǔ)償航天特種機(jī)械臂重力負(fù)載。利用CAN總線控制系統(tǒng)，規(guī)劃航天特種機(jī)械臂移動(dòng)軌跡，協(xié)同運(yùn)行控制任務(wù)，實(shí)現(xiàn)航天特種機(jī)械臂的控制功能。

2.1 檢測(cè)航天特種機(jī)械臂實(shí)時(shí)位姿

利用航天特種機(jī)械臂中的傳感器設(shè)備，檢測(cè)當(dāng)前航天特種機(jī)械臂末端執(zhí)行器的位置坐標(biāo)以及各個(gè)關(guān)節(jié)的姿態(tài)角，由此確定機(jī)械臂的實(shí)時(shí)位姿狀態(tài)[14]。安裝在關(guān)節(jié)上的位置傳感器分別向水平和豎直兩個(gè)方向上發(fā)射定位信號(hào)，得出傳感器與末端執(zhí)行器之間的距離，測(cè)距結(jié)果可以表示為：

(1)

式中，vsignal為傳感器發(fā)送定位信號(hào)在太空環(huán)境中的傳輸速度，Δτij表示的是定位信號(hào)從傳感器i發(fā)出到達(dá)末端執(zhí)行器j后返回至傳感器的傳輸時(shí)間[15]。由此可以得出特種機(jī)械臂末端執(zhí)行器位置的檢測(cè)結(jié)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(biāo)，?為傳感器與末端執(zhí)行器之間的夾角。航天特種機(jī)械臂上任意關(guān)節(jié)姿態(tài)角的檢測(cè)結(jié)果可以表示為：

(3)

式中，μx和μy分別為角度傳感器在兩個(gè)方向上的測(cè)量值，g為重力加速度，計(jì)算結(jié)果φ和φ為機(jī)械臂關(guān)節(jié)的俯仰角和橫滾角[16]。按照上述方式可以得出航天特種機(jī)械臂中所有關(guān)節(jié)和連桿的位置信息以及角度信息，從而確定當(dāng)前機(jī)械臂的位姿。由于航天特種機(jī)械臂處于動(dòng)態(tài)工作狀態(tài)，因此設(shè)置傳感器的數(shù)據(jù)采集時(shí)間間隔為10 s，即每十秒鐘更新一次航天特種機(jī)械臂位姿狀態(tài)。

2.2 補(bǔ)償航天特種機(jī)械臂重力負(fù)載

航天特種機(jī)械臂在執(zhí)行工作任務(wù)時(shí)，若作用對(duì)象重力過大，機(jī)械臂基座就可能發(fā)生傾斜或移動(dòng)，不僅影響機(jī)械臂的工作效率，還可能破壞機(jī)械臂的結(jié)構(gòu)，為此有必要對(duì)機(jī)械臂的重力負(fù)載進(jìn)行補(bǔ)償[17]。根據(jù)航天特種機(jī)械臂的動(dòng)能和勢(shì)能建立機(jī)械臂的動(dòng)力學(xué)模型如下：

(4)

式中，W和R分別表示的是機(jī)械臂的動(dòng)能和勢(shì)能，ωi和θi分別表示的是關(guān)節(jié)的角速度和姿態(tài)角，計(jì)算結(jié)果Mi即為關(guān)節(jié)i的輸出力矩。其中機(jī)械臂勢(shì)能的計(jì)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(jī)械臂的質(zhì)量及其重心位置。在機(jī)械臂的重力負(fù)載補(bǔ)償時(shí)，首先判斷在作業(yè)環(huán)境中作用負(fù)載與機(jī)械臂重力之間的關(guān)系，若作用負(fù)載高于機(jī)械臂重力，則需要執(zhí)行補(bǔ)償程序，補(bǔ)償量可以表示為：

ΔR=mg-R

(6)

式中，m為作用物體的質(zhì)量，g的具體取值由空間環(huán)境決定[18]。在負(fù)載任務(wù)執(zhí)行過程中，將式(8)的計(jì)算結(jié)果作用在機(jī)械臂的基座上，完成重力負(fù)載補(bǔ)償控制。若在重力關(guān)系判斷過程中，發(fā)現(xiàn)負(fù)載量低于機(jī)械臂重力，則無需進(jìn)行重力補(bǔ)償。

2.3 規(guī)劃航天特種機(jī)械臂移動(dòng)軌跡

為保證航天特種機(jī)械臂每個(gè)關(guān)節(jié)移動(dòng)的平穩(wěn)度，設(shè)置機(jī)械臂移動(dòng)軌跡規(guī)劃的約束條件如下：

(7)

式中，θ(0)和θ(t)分別為初始時(shí)刻和工作過程中任意時(shí)刻機(jī)械臂的關(guān)節(jié)角，θ0為機(jī)械臂關(guān)節(jié)的初始姿態(tài)角，θmax為關(guān)節(jié)姿態(tài)角的最大值，該參數(shù)的取值由關(guān)節(jié)分配的自由度決定[19]。在已知機(jī)械臂最終作用位置的情況下，得出機(jī)械臂關(guān)節(jié)由初始位置到目標(biāo)位置的移動(dòng)軌跡為：

(8)

其中：βx和βy分別為機(jī)械臂關(guān)節(jié)在水平和豎直兩個(gè)方向上的移動(dòng)步長(zhǎng)[20]。在實(shí)際的機(jī)械臂移動(dòng)過程中，按照初始規(guī)劃的軌跡移動(dòng)，若在移動(dòng)過程中出現(xiàn)不滿足約束條件或關(guān)節(jié)自由度時(shí)，需要以當(dāng)前位姿為初始數(shù)據(jù)重新規(guī)劃移動(dòng)軌跡。

2.4 實(shí)現(xiàn)航天特種機(jī)械臂CAN總線控制功能

在此基礎(chǔ)上，按照航天特種機(jī)械臂CAN總線控制流程，實(shí)現(xiàn)機(jī)械臂的CAN總線控制功能，如圖4所示。

圖4 航天特種機(jī)械臂CAN總線控制流程圖

利用CAN總線獲取移動(dòng)軌跡的規(guī)劃結(jié)果與實(shí)時(shí)位姿的檢測(cè)結(jié)果，計(jì)算機(jī)械臂的位置、姿態(tài)角控制量，計(jì)算結(jié)果可以表示為：

(9)

式中，(xtarget，ytarget)為規(guī)劃移動(dòng)軌跡坐標(biāo)數(shù)據(jù)，θcurrent和θtarget分別為當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角[21]。將公式(9)的計(jì)算結(jié)果代入到裝設(shè)的航天特種機(jī)械臂控制器中，輸出控制指令，控制器的輸出結(jié)果可以量化表示為：

(10)

式中，γI、γp和γD分別為積分系數(shù)、比例系數(shù)和微分調(diào)節(jié)系數(shù)，Δ(t)為輸入的控制量計(jì)算結(jié)果。將生成的控制指令直接作用在航天特種機(jī)械臂的目標(biāo)位置上[22]。若需要同時(shí)執(zhí)行位置、姿態(tài)角、重力補(bǔ)償?shù)榷鄠€(gè)控制任務(wù)，利用CAN總線，將控制指令分配給多個(gè)控制器，實(shí)現(xiàn)控制任務(wù)的協(xié)同運(yùn)行，實(shí)時(shí)反饋航天特種機(jī)械臂的狀態(tài)數(shù)據(jù)，直到完成目標(biāo)任務(wù)為止。

3 航天特種機(jī)械臂性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)分析

3.1 拼裝航天特種機(jī)械臂樣機(jī)

根據(jù)航天特種機(jī)械臂的設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，準(zhǔn)備相關(guān)連桿和關(guān)節(jié)元件，并利用材料元件進(jìn)行機(jī)械臂的組裝。在機(jī)械臂組成元件的制備過程中，需要對(duì)元件材料進(jìn)行質(zhì)量檢測(cè)，保證機(jī)械臂材質(zhì)與設(shè)計(jì)目標(biāo)一致，而在實(shí)際的樣機(jī)拼裝過程中需要明確兩個(gè)相鄰元件之間的位置關(guān)系，校核并分析連接點(diǎn)的位置坐標(biāo)，拼裝航空特種機(jī)械臂樣機(jī)。

航天特種機(jī)械臂中肩關(guān)節(jié)設(shè)置的自由度為[-45°，135°]，肘關(guān)節(jié)和腕關(guān)節(jié)的自由度分別為[-45°，90°]和[-135°，135°]。航天特種機(jī)械臂基座的質(zhì)量為3.5 kg，4個(gè)連桿的長(zhǎng)度分別為10 m、50 m、50 m和20 m，末端執(zhí)行器采用Robotiq二指夾手。在航天特種機(jī)械臂樣機(jī)內(nèi)部加設(shè)控制器、驅(qū)動(dòng)電機(jī)等元件，在機(jī)械臂樣機(jī)通過與主控測(cè)試PC機(jī)端建立連接后，發(fā)送自定義協(xié)議數(shù)據(jù)包，并對(duì)航天特種機(jī)械臂樣機(jī)進(jìn)行初始化操作。最終將航天特種機(jī)械臂連接到航空飛行器上，完成航天特種機(jī)械臂樣機(jī)的制備與安裝。

3.2 生成航天特種機(jī)械臂工作任務(wù)與控制指令

為了給航天特種機(jī)械臂性能測(cè)試提供充足的數(shù)據(jù)樣本，分別從位置移動(dòng)、關(guān)節(jié)角度變化等方面設(shè)置機(jī)械臂的工作任務(wù)，其中編號(hào)為P01的工作任務(wù)生成結(jié)果如圖5所示。

圖5 航天特種機(jī)械臂工作任務(wù)移動(dòng)路徑

實(shí)驗(yàn)共設(shè)置10組執(zhí)行任務(wù)，標(biāo)記各個(gè)工作任務(wù)中的控制目標(biāo)數(shù)據(jù)，結(jié)合航天特種機(jī)械臂樣機(jī)的初始狀態(tài)，生成機(jī)械臂的任務(wù)控制指令。

3.3 CAN總線控制系統(tǒng)環(huán)境配置與調(diào)試

由于設(shè)計(jì)的航天特種機(jī)械臂內(nèi)置了CAN總線控制系統(tǒng)，因此需要對(duì)該控制系統(tǒng)進(jìn)行配置與調(diào)試。選擇機(jī)械臂上安裝的控制器和傳感器作為系統(tǒng)的控制目標(biāo)，采用多主競(jìng)爭(zhēng)式總線結(jié)構(gòu)形成控制系統(tǒng)上的通信鏈路，只有在CAN總線通信正常的基礎(chǔ)上，才可以執(zhí)行系統(tǒng)控制任務(wù)。因此在實(shí)驗(yàn)開始之前需要對(duì)CAN總線通信的收發(fā)進(jìn)行測(cè)試，如果發(fā)送的指令命令收到相應(yīng)的回應(yīng)，則表示通信正常，否則認(rèn)為當(dāng)前CAN總線通信異常，需要對(duì)通信異常的CAN總線進(jìn)行重新配置。為保證CAN總線控制系統(tǒng)運(yùn)行的穩(wěn)定性，要求CAN總線傳輸報(bào)文的最大幀數(shù)為80，并將總線負(fù)載率控制在區(qū)間[20%，30%]內(nèi)。

3.4 描述航天特種機(jī)械臂性能測(cè)試過程

在CAN總線控制系統(tǒng)和航天特種機(jī)械臂樣機(jī)均調(diào)試成功的情況下，將準(zhǔn)備的機(jī)械臂工作任務(wù)輸入到控制系統(tǒng)中，作為航天特種機(jī)械臂的控制目標(biāo)。將航天特種機(jī)械臂樣機(jī)調(diào)整至工作狀態(tài)，啟動(dòng)CAN總線控制程序，完成機(jī)械臂的工作任務(wù)。航天特種機(jī)械臂樣機(jī)執(zhí)行P01號(hào)任務(wù)時(shí)的控制運(yùn)行結(jié)果如圖6所示。

圖6 航天特種機(jī)械臂CAN總線控制系統(tǒng)運(yùn)行界面

按照上述方式可以得出實(shí)驗(yàn)中所有工作任務(wù)的執(zhí)行結(jié)果與控制數(shù)據(jù)。

3.5 設(shè)置航天特種機(jī)械臂性能量化測(cè)試指標(biāo)

此次實(shí)驗(yàn)分別從航天特種機(jī)械臂的控制性能和抗壓性能兩個(gè)方面進(jìn)行測(cè)試，設(shè)置末端執(zhí)行器位置控制誤差和關(guān)節(jié)姿態(tài)角控制誤差作為控制性能的量化測(cè)試指標(biāo)，其數(shù)值結(jié)果可以表示為：

(11)

式中，(xActuator，yActuator)為機(jī)械臂末端執(zhí)行器的實(shí)際位置，θi，actual和θi，target分別表示機(jī)械臂上第i個(gè)關(guān)節(jié)姿態(tài)角的實(shí)際值和目標(biāo)值。另外設(shè)置形變量作為機(jī)械臂抗壓性能的測(cè)試指標(biāo)，其數(shù)值結(jié)果如下：

(12)

式中，Sk表示第k個(gè)變形點(diǎn)的形變面積，ndef表示機(jī)械臂樣機(jī)任務(wù)執(zhí)行完成后發(fā)生形變的位置數(shù)量。為保證航天特種機(jī)械臂在實(shí)際航天工作中的應(yīng)用價(jià)值，要求位置控制誤差不得高于5 m，關(guān)節(jié)姿態(tài)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(jī)械臂性能測(cè)試結(jié)果分析

為了驗(yàn)證航天特種機(jī)械臂的控制性能和抗壓性能，采用所提方法、文獻(xiàn)[2]方法和文獻(xiàn)[3]方法進(jìn)行對(duì)比，通過相關(guān)數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)，得出不同方法的航天特種機(jī)械臂控制性能的測(cè)試結(jié)果，如表1所示。

表1 不同方法的航天特種機(jī)械臂控制性能測(cè)試數(shù)據(jù)表

根據(jù)表1中的數(shù)據(jù)可知，文獻(xiàn)[2]方法和文獻(xiàn)[3]方法的末端執(zhí)行器位置控制誤差和關(guān)節(jié)姿態(tài)角控制誤差均高于預(yù)設(shè)值。而所提方法設(shè)計(jì)航天特種機(jī)械臂的平均位置控制誤差和關(guān)節(jié)姿態(tài)角控制誤差分別為1.47 m和0.29°，均低于預(yù)設(shè)值。由此可知，所提方法的航天特種機(jī)械臂控制性能較好。

另外，得到不同方法的航天特種機(jī)械臂抗壓性能的測(cè)試結(jié)果如表2所示。

表2 不同方法的航天特種機(jī)械臂抗壓性能測(cè)試數(shù)據(jù)表

根據(jù)表1中的數(shù)據(jù)可知，文獻(xiàn)[2]方法和文獻(xiàn)[3]方法的機(jī)械臂實(shí)際形變量均高于預(yù)設(shè)值。而所提方法設(shè)計(jì)航天特種機(jī)械臂的平均實(shí)際形變量?jī)H為2.64 m，低于預(yù)設(shè)值。由此可知，所提方法的航天特種機(jī)械臂抗壓性能較好。

4 結(jié)束語

從航天特種機(jī)械臂控制的實(shí)際需求出發(fā)，針對(duì)航天特種機(jī)械臂在地面航天設(shè)備裝配特殊環(huán)境中的工作任務(wù)，設(shè)計(jì)一種基于CAN總線控制系統(tǒng)的航天特種機(jī)械臂。設(shè)計(jì)的機(jī)械臂在CAN總線控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，通過對(duì)控制指令的分析規(guī)劃具體的移動(dòng)軌跡和位姿數(shù)據(jù)，利用CAN總線反饋實(shí)時(shí)運(yùn)行數(shù)據(jù)，為控制指令的傳輸提供了技術(shù)支持，間接保證對(duì)航天特種機(jī)械臂的有效控制。從實(shí)驗(yàn)結(jié)果中可以看出，設(shè)計(jì)的航天特種機(jī)械臂能夠在實(shí)驗(yàn)環(huán)境中精準(zhǔn)完成指定任務(wù)，且任務(wù)執(zhí)行過程中產(chǎn)生的形變量在允許范圍內(nèi)。然而由于性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)中設(shè)置的工作任務(wù)數(shù)量較少，因此得出的測(cè)試結(jié)果存在一定的偶然性和局限性，需要在后續(xù)研究中進(jìn)一步補(bǔ)充和優(yōu)化。