[优秀毕业论文]执行机构结构设计和仿真.doc

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1、末端执行器结构设计和仿真摘要IAbstractII第1章 绪论11.1 课题背景11.1.1 引言11.1.2 背景需求21.2 设计的主要研究内容4第2章 航天器捕获系统的末端执行机构52.1 总体结构与主要工作构件52.1.1 总体结构52.1.2 机构组件及功能82.2 末端执行机构主动装置结构概述8第3章 驱动系统步进电机的选择93.1 工作原理93.2 电机及选择103.2.1 步距角的选择103.2.2 静力矩的选择103.2.3 电流的选择113.2.4 步进电机的相数113.2.5 力矩与功率换算11第4章 测控系统134.1 测控系统组成134.2 总体设计及待解决的问题13

2、4.3 电子测控系统134.4 计算系统144.5 电机控制系统14第5章 丝杠的选择175.1 进给滚珠丝杠副的轴向刚度175.2 套筒的刚度185.2.1 单套筒轴向刚度185.2.2 带预压载荷的双套筒轴向刚度185.3 支承轴承的刚度195.4 套筒及轴承支承部件的刚度205.5 进给滚珠丝杠副的扭转刚度20第6章 大平台位姿调整机构及其工作原理236.1 大平台位资调整机构236.2 被动装置结构概述236.3 对接机构工作原理23结论25致谢26参考文献27附录28外文文献及翻译28“更新域”，然后“更新整个目录”。打印前，不要忘记把上面“Abstract”这一行后加一空行第1章

3、绪论1.1 课题背景1.1.1 引言随着21世纪世界航天事业的迅速发展和对太空探索的不断深入，未来将有大量的空间任务需要人类来完成，如卫星捕获回收、在轨装配维修、科学实验载荷的照料等空间技术逐渐受到各国关注，各航天大国试图通过发展上述技术摆脱有限的运载能力对大型空间设施建设的制约、增强航天器的在轨自持能力和延长航大器的在轨寿命。在轨捕获技术是在轨服务（On-Orbit Servicing）技术当中的一项关键技术。在轨捕获（OOC，On-Orbit Capture）技术是指在有人或无人参与的情况下对空间目标实施抓捕的技术。早在20世纪70，80年代，随着航天任务的不断拓展，1984年美国首次以航

4、天飞机为在轨平台，在宇航员参与的情况下，利用空间机械臂RMS成功捕获回收故障状态的“太阳峰年”卫星，这标志着在轨捕获技术首次应用到在轨服务领域。此后美国多次以航天飞机为平台、以空间机械臂为捕获手段完成了一系列卫星捕获及释放任务。空间机械臂作为捕获装置，具有适应微重力、高温差、高辐射太空环境的作业能力。航天飞机的机械臂还承担了多次外太空精确操纵任务。例如，将航天飞机有效载荷施放进入预定轨道，帮助航天员对发生故障的航天器进行维修等。在国际空间站上，它可以帮助宇航员完成大型空间结构的搬运和组装，协助完成航天飞机与空间站的对接和分离，营救与释放轨道卫星以及在轨补充燃料或处理有害物体，完成日常维护、修理

5、和检查任务等。随着航天任务的增多，各国航天机构逐渐意识到在轨捕获是在轨服务的一项重要技术基础，即对于大多数在轨服务操作而言，首先要解决操作目标的抓捕问题。当前在轨捕获技术仍然是航天高技术领域当中的一项极具前瞻性和挑战性的课题。国内外好多航天科研单位和机构对此技术表现出高度的关注，并且已经开始对相关技术及应用前景进行探讨论证，在轨捕获技术已经成为航天高技术领域的一个研究热点。机器人手爪研究的关键在于：安全可靠性、自适应性和更高的智能。安全可靠性研究确保整个机器人系统工作万无一失，因此，要求其手爪结构和控制系统要简单化。对于舱外专用手爪，需要设计机械柔顺结构弥补自由飞行机器人控制系统精度误差，吸收

6、存在的微小位置和角度偏差，有利于自动对接或捕获目标。对于服务机器人手爪，需要提高通用性，使得手爪具备适应各种被抓物体形状的能力。由于受到遥操作通讯大延时和限量影响，手爪智能化研究可以提高手爪决策的本地化，减少通讯量，减少地面干预，减少出错的可能性。机器人手爪的未来发展具有以下几个趋势：1）小型化，集成化技术的发展；目前手爪的体积和重量是制约手爪应用的一个重要的指标，如何缩小手爪的尺寸和重量是摆在世人面前的一个重要研究内容。2）仿生技术的发展；制造出像人手一样的机器人手爪是研究人员不懈的追求，因此无论是驱动和传动系统，还是制造类皮肤传感器，人们都试图从仿生的角度进行模拟，比如对于皮肤传感器的模拟

7、，对于人工肌肉的模拟等 。3）主动信息获取技术的发展；机器人传感器的研究正从被动感知向着主动感知的转变，被动感知的信息是局部的信息，而盲人对环境信息的感受是通过手臂，大脑记忆等协同完成的，从而使人们认识到主动式的感知过程是一种更好地获取外部环境和内部信息的方式。4）信息的融合技术的发展。为发展我国的载人航天工程并最终实现建立基本的空间有人平台，进行空间天地观测、空间科学与技术试验，以及建立天地往返运输系统和建造载人空间站的目标，亟需对航天器捕获系统末端执行机构进行深入研究。可靠的设计和充分的地面试验验证是航天器捕获系统末端执行机构安全性与可靠性的保证。在研究中，立足于国内，适当引进国外研制航天

8、器捕获系统末端执行机构的先进技术和经验是一种较经济有效的模式。1.1.2 背景需求随着航天技术的发展，空间对接技术得到迅速发展和广泛应用，其中对连接在两个航天器的机械对接机构系统的技术要求也越来越高，同时也增加了对接机构的复杂性。根据航天器对接的不同用途,有多种不同形式的对接机构。而与对接机构特点相匹配的对接方式有两种：一种是直接捕获与对接方式，称为在轨对接，另一种是先停靠后由机械臂抓获(捕获)，然后依靠机械臂帮助实现对接。在近30多年的空间开发历史中,人类最伟大的壮举是阿波罗计划的实施。1969年7月20日,阿波罗11号的阿姆斯特朗成为第一位在月球表面留下脚印的地球人。 美国NASA从198

9、1年4月哥伦比亚号航天飞机起飞开始,共试飞多次,完成了各种试验任务。在这些试验中虽然航天飞机机械手系统(SRSM)或载人操纵部件(MMU)都和空间机器人相差很远,只不过是宇航员舱外活动(EVA)的辅助手段而已。但是NASA所进行的这些试验对将来空间机器人应完成的任务、性能,尤其对空间机器人和人的分工及未来发展方向指明了方向。自1981年美国初次完成航天飞机试飞行以来,已经完成了各种空间试验和作业,不但成功地捕获了故障卫星,而且进行维修后重新投放使用。同时通过试验,为在轨道上建造永久性基地即空间站打下了基础。但必须认识到宇宙空间所具有的强幅射线、超真空、高温差、微重力等恶劣环境,这些环境对人类来

10、说是无法生存的。因此,宇航员的作业具有一定的危险性,在舱外作业效率无法保证。要想顺利地开发空间资源,不采用空间机器人技术是很难实现的。末端执行器是一种自动控制、可重复编程、多功能、多自由度的操作机，是能搬运物料、工件或操作工具以及完成其他各种作业的高精密机电一体化设备。工业机器人末端执行器装在操作机手腕的前端，是直接实现操作功能的机构。末端执行器因用途不同而结构各异，一般可分为三大类：机械夹持器、特种末端执行器、万能手(或灵巧手)。下面仅以机械夹持器为例作为介绍。机械夹持器它是工业机器人中最常用的一种末端执行器。机械夹持器具备的基本功能：首先它应具有夹持和松开的功能。夹持器夹持工件时，应有一定

11、的力约束和形状约束，以保证被夹工件在移动、停留和装入过程中不改变姿态。当需要松开工件时，应完全松开。另外，它还应保证工件夹持姿态的几何偏差在给定的公差带内。分类和结构形式机械夹持器常用压缩空气作动力源，经传动机构实现手指的运动。根据手指夹持工件时运动轨迹的不同，机械夹持器分为：圆弧开合型。在传动机构带动下，手指指端的运动轨迹为圆弧。采用凸轮机构，连杆机构作为传动件。夹持器工作时，两手指绕支点作圆弧运动，同时对工件进行夹紧和定心。这类夹持器对工件被夹持部位的尺寸有严格要求，否则可能会造成工件状态失常；圆弧平行开合型。这类夹持器两手指工作时作平行开合运动，而指端运动轨迹为一圆弧。采用平行四边形传动

12、机构带动手指的平行开合的两种情况，其中机构在夹持时指端前进，机构在夹持时指端后退；直线平行开合型。这类夹持器两手指的运动轨迹为直线，且两指夹持面始终保持平行。采用凸轮机构实现两手指的平行开合，在各指的滑动块上开有斜形凸轮槽，当活塞杆上下运动时，通过装在其末端的滚子在凸轮槽中运动，实现手指的平行夹持运动。采用齿轮齿条机构，当活塞杆末端的齿条带动齿轮旋转时，手指上的齿条作直线运动，从而使两手指平行开合，以夹持工件。随着“神州七号”宇宙飞船的成功发射，我国下一步的航天计划是实现太空对接和未来空间站的搭建等目标，这些任务的实现都将借助于在轨捕获系统，而捕获系统的作业能力和作业效率依赖于捕获系统末端执行

13、机构作业能力的大小，例如空间机械臂末端操作器。抓取可靠、环境适应性好、控制简单、自适应性强、自主能力高是衡量捕获系统末端执行机构设计水平的重要标志。性能优良的捕获系统末端执行机构可以实现可靠、快速和精确地抓取。研究和开发一个性能优良的捕获系统末端执行机构是一项艰巨的任务。1.2 设计的主要研究内容本设计作为末端执行器的结构设计，主要包括：1、末端执行器主动对接结构设计；2、末端执行器被动对接机构设计；3、末端执行器抓取机构设计；4、末端执行器固定机构设计；5、末端执行器运动机构设计。本设计将对末端执行器的机械结构进行全方面设计。本设计配有部分三维图，以便详细了解末端执行器本体各零件和机构设计过

14、程。最后提供的有：pro/e三维图，AutoCAD工程图。第2章 航天器捕获系统的末端执行机构2.1 总体结构与主要工作构件2.1.1 总体结构对接机构是面向小型在轨服务航天器设计的新型对接机构，方案参考了日本用于载人航天器的ETS一对接机构，对接整体机构如图2-1所示，由主动对接机构（其结构如图2-2所示）和被动对接机构（其结构如图2-3所示）两个部分构成，分别安装于主动捕获飞行器和被动飞行器上，通过星上导航系统和姿轨控系统的辅助作用，实现对接过程中的速度缓冲，初始偏差补偿，目标捕获，拉紧校正，安全锁定，两星分离的功能，帮助完成飞行器在轨自主对接。其中主动对接机构由负责完成捕获任务的闭锁机构

15、，V型导向机构，弹簧阻尼缓冲支撑平台机构，电机驱动机构，减速装置及其他功能单元等组成，被动对接机构由矩形框等组成。一个末端执行机构通常可由机械执行系统、驱动系统和测控系统等部分组成。其中执行系统是末端操作器抓取或释放被捕获机构、实现末端操作器动作的系统。驱动系统是为执行系统的各个部件提供动力的系统，有气动、液压、电动和机械等形式。控制系统对驱动系统进行控制，使执行系统按照预定的要求而运动。控制系统包括位置检测装置和程序控制两部分，通常采用点位控制和连续轨迹控制两种方式。驱动部分示意图如图2-4所示。图2-1 整体系统示意图图2-2 主动系统示意图图2-3 被动系统示意图图2-4驱动部分示意图2

16、.1.2 机构组件及功能该末端执行机构的主要组件有三大部分：主动捕获系统、驱动系统、捕获机构末端。其组件具体部件及功能见表2-1。表 2-1 机构组件及功能名 称主要包含部件基本功能主动捕获机构锥形平台传递动力，驱动闭锁爪闭锁爪完成捕获任务立柱保证锥形平台只能进行上下的直线运动V型导向沟槽在锥形平台上，限制闭锁爪的运动位置驱动组件驱动机构步进电机捕获动力源捕获机构末端扭转弹簧调整捕获机构的旋转角度与机械臂接口完成捕获机构与机械臂的连接2.2 末端执行机构主动装置结构概述直接捕获是通过“主动捕获系统”实现的。“主动捕获系统”实际上是采用一种新型三叉式对接机构，可以伸出抓住被动捕获系统，对接部件包

17、括主动部件与被动部件两个部分，主动部分与被服务航天器主结构固连，被动部分与在轨更换模块连接。在轨模块更换锁紧释放机构主动部分主要由闭锁爪、导向轮、滚珠丝杠、锥形机构、铰接盘、直线导轨、驱动装置、制动器、电路断接器、液路断接器、压点开关等组成。为了保证闭锁爪在锁爪状态下能够可靠张开，在锁爪与铰接盘的铰接位置设置有扭簧，以此提供锁爪张开的扭矩。闭锁爪呈120角设置在大的平台的周边上，与平台铰链，平台的中部是锥形机构，上面开有沟槽，闭锁爪的末端镶嵌在沟槽里，从而保证了沟槽和锥形机构的平稳运行，锥形机构的中央带有螺纹，其与下面的丝杠组成运动副，丝杠下端连有减速器和步进电机，凭借减速器，利用滚珠丝杠和直

18、线运动导向装置使转动变换成平动，带动锥形槽上下移动，锥形机构和闭锁爪产生运动，促使闭锁爪进行闭合，从而完成与被接机构的对接。第3章 驱动系统步进电机的选择3.1 工作原理驱动系统主要由驱动装置组成，驱动装置是驱使执行机构运动的机构，按照控制系统发出的指令信号，借助于动力元件使机器人进行动作。它输入的是电信号，输出的是线、角位移量。常用的驱动方式主要有电机传动、液压传动和气压传动。气动式速度快、成本低、结构相对简单而且有较高的重复定位精度；液压式臂力大，定位精度高，可以实现连续控制，但是容易漏油，造成污染。电力驱动装置主要有步进电机、伺服电机等，电机驱动方式的特点：(1)体积小，重量轻；(2)控

19、制电路设计较容易；(3)控制性能好，快速响应能力强；(4)力矩输出较小，负载能力较弱；(5)无污染。考虑到末端执行机构的工作环境等各种限制条件，本设计选用步进电机作为驱动装置。步进电机是一种感应电机，它的工作原理是利用电子电路，将直流电变成分时供电的，多相时序控制电流，用这种电流为步进电机供电，步进电机才能正常工作，驱动器就是为步进电机分时供电的，多相时序控制器，虽然步进电机已被广泛地应用，但步进电机并不能象普通的直流电机，交流电机在常规下使用。它必须由双环形脉冲信号、功率驱动电路等组成控制系统方可使用。因此用好步进电机却非易事，它涉及到机械、电机、电子及计算机等许多专业知识。步进电机是将电脉

20、冲信号转变为角位移或线位移的开环控制元件。这一线性关系的存在，加上步进电机只有周期性的误差而无累积误差等特点。使得在速度、位置等控制领域用步进电机来控制变的非常的简单。在非超载的情况下，电机的转速、停止的位置只取决于脉冲信号的频率和脉冲数，而不受负载变化的影响，即当步进驱动器接收到一个脉冲信号，它就驱动步进电机按设定的方向转动一个固定的角度(称为“步距角”)，它的旋转是以固定的角度一步一步运行的。可以通过控制脉冲个数来控制角位移量，从而达到准确定位的目的；同时可以通过控制脉冲频率来控制电机转动的速度和加速度，从而达到调速的目的。步进电机可以作为一种控制用的特种电机，利用其没有积累误差(精度为1

21、00%)的特点，使其在速度、位置等控制领域控制变的非常的简单，并广泛应用于各种开环控制。步进电机具有自身的特色，主要有以下几点：(1)可以使用数字信号直接进行开环控制，整个系统具有非常好的性价比；(2)位移与输入脉冲信号数相对应，而且步距误差不会累积，可以组成结构较为简单而又具有一定精度的开环控制系统，当然也可以组成闭环控制系统，以满足更高精度的需求；(3)电机本体部件少，无刷化，可靠性高；(4)电机易于启动、停止、正反转及变速，响应快；(5)停止时，能自锁；(6) 速度可以在相当宽的范围内调节，一台控制器可以控制几台步进电机同步运行。选择步进电机时，首先要保证步进电机的输出功率大于负载所需的

22、功率。而在选用功率步进电机时，首先要计算机械系统的负载转矩，电机的矩频特性能满足机械负载并有一定的余量保证其运行可靠。在实际工作过程中，各种频率下的负载力矩必须在矩频特性曲线的范围内。一般地说最大静力矩Mjmax大的电机，负载力矩大。 应使步距角和机械系统匹配，这样可以得到机床所需的脉冲当量。在机械传动过程中为了使得有更小的脉冲当量，一是可以改变丝杆的导程，二是可以通过步进电机的细分驱动来完成。但细分只能改变其分辨率，不改变其精度。精度是由电机的固有特性所决定。3.2 电机及选择综上可知，步进电机驱动控制性能好，可以精确地控制电枢转角和转速，有良好的缓冲走位性能，适用于运动轨迹复杂、要求动作精

23、度高和程序复杂的末端执行系统。步进电机有步距角（涉及到相数）、静转矩、及电流三大要素组成。一旦三大要素确定，步进电机的型号便确定下来了。3.2.1 步距角的选择 电机的步距角取决于负载精度的要求，将负载的最小分辨率（当量）换算到电机轴上，每个当量电机应走多少角度（包括减速）。电机的步距角应等于或小于此角度。目前市场上步进电机的步距角一般有0.36度/0.72度（五相电机）、0.9度/1.8度（二、四相电机）、1.5度/3度（三相电机）等。3.2.2 静力矩的选择 步进电机的动态力矩一下子很难确定，我们往往先确定电机的静力矩。静力矩选择的依据是电机工作的负载，而负载可分为惯性负载和摩擦负载二种。

24、单一的惯性负载和单一的摩擦负载是不存在的。直接起动时（一般由低速）时二种负载均要考虑，加速起动时主要考虑惯性负载，恒速运行进只要考虑摩擦负载。一般情况下，静力矩应为摩擦负载的2-3倍内好，静力矩一旦选定，电机的机座及长度便能确定下来（几何尺寸）3.2.3 电流的选择 静力矩一样的电机，由于电流参数不同，其运行特性差别很大，可依据矩频特性曲线图，判断电机的电流（参考驱动电源、及驱动电压） 综上所述选择电机一般应遵循的步骤如图3-1所示。图3-1 电机选择示意图3.2.4 步进电机的相数电机内部的线圈组数，目前常用的有二相、三相、四相、五相步进电机。电机相数不同，其步距角也不同，一般二相电机的步距

25、角为0.9/1.8、三相的为0.75/1.5、五相的为0.36/0.72 。在没有细分驱动器时，用户主要靠选择不同相数的步进电机来满足自己步距角的要求。如果使用细分驱动器，则相数将变得没有意义，用户只需在驱动器上改变细分数，就可以改变步距角。3.2.5 力矩与功率换算步进电机一般在较大范围内调速使用、其功率是变化的，一般只用力矩来衡量，力矩与功率换算如下：P=M=2n/60P=2nM/60 其中P为功率单位为瓦，为每秒角速度，单位为弧度，n为每分钟转速，M为力矩单位为牛顿米P=2fM/400(半步工作） 其中f为每秒脉冲数（简称PPS)第4章 测控系统4.1 测控系统组成末端执行器的测控系统即

26、为对运行中的航天器（运载火箭、人造地球卫星、宇宙飞船和其他空间飞行器）进行跟踪、测量和控制的大型电子系统。航天测控系统包括以下各种系统：跟踪测量系统：跟踪航天器，测定其弹道或轨道；遥测系统：测量和传送航天器内部的工程参数和用敏感器测得的空间物理参数；遥控系统：通过无线电对航天器的姿态、轨道和其他状态进行控制。前3个系统，由地面的和装在航天器上的两部分电子设备组成。计算系统：用于弹道、轨道和姿态的确定和实时控制中的计算；时间统一系统：为整个测控系统提供标准时刻和时标；显示记录系统：显示航天器遥测、弹道、轨道和其他参数及其变化情况，必要时予以打印记录；通信、数据传输系统：作为各种电子设备和通信网络

27、的中间设备，沟通各个系统之间的信息，以实现指挥调度。4.2 总体设计及待解决的问题末端执行器测控系统总体设计属于电子系统工程问题。对整个系统来说，首先考虑的是航天任务的要求，可以针对某一个任务，也可以兼顾多个任务，从较长远的发展要求来设计。末端执行器测控系统的中心问题是从地面和航天器整体出发，实现信息获取，即将航天器的飞行和工作数据发回地面，并用计算机进行计算、决策和实时反馈来控制航天器飞行的轨道和姿态。因此，在总体设计中必须解决的问题有：全系统所要具备的功能和实现这些功能的手段;测控站布局的合理性;控制的适时性和灵活性；各种设备的性能、速度和精度；长期工作的可靠性；最低的投资和最短的建成时间

28、。4.3 电子测控系统跟踪测量、遥测和遥控系统是整个测控系统的基本部分。电子测控系统的优点是可以对航天器全天候跟踪，而且有较好的灵活性和足够的精度。从系统工程的角度来看，对航天器跟踪测量所得的数据，经过计算，可给出弹道、轨道或位置的信息；而遥测所提供的数据，经过处理、分析可给出航天器的状态信息；它们都是系统中反馈回路的重要信息源。遥控则是控制系统中的执行机构。 电子测量和控制系统的地面部分，必须与装在航天器上的电子设备相配合才能完成测控任务。对于测量，航天器上必须有相应的信标机或应答机，它们发回地面跟踪和测速用的射频信号，应答机还发回测距信息。对于遥测，航天器上必须有检测各种参数的传感器和发送

29、这些参数的射频发射机。对于遥控，航天器上必须有指令接收机。因此，航天器上的和地面的两部分电子设备在设计时应该结合起来统一考虑。 为了提高测量的精确性和扩大信息的传输量，测控设备所用的无线电频率大部分已经提高到微波波段。为了减少航天器上电子设备的重量、体积，特别是要减少天线的数目，将各种测控功能适当地综合在一个统一的射频载波上是一个重要的发展。这种系统称为微波统一测控系统。中国研制的微波统一测控系统,灵活多用,可进行单站或多站测量。4.4 计算系统计算系统是整个测控系统的核心。各个测控站和各个设备都可用自己的计算机来处理本站和本机的数据，但大数据量的计算以及根据计算结果进行分析和做出控制决策等，

30、一般都要集中到测控中心来做。因此，在测控中心应装有容量大、速度高的计算机，并能双工工作以保证可靠性。在主机前端则可采用较小的计算机来进行数据的编辑、选择和预处理。主机的计算结果，一方面输入显示系统加以显示，以便指挥控制人员能据此作出决策；另一方面也可以由计算机在人的监视下进行自动分析、决策，直接选择控制参数，通过遥控信道发出指令。这些计算、分析、人-机对话和决策,都须依靠计算机软件系统来实现。因此，编制适当的软件，经过演练确认其正确性，定型后并在实际中使用，是测控系统在航天器发射和管理中的一项十分重要的工作。4.5 电机控制系统电机控制系统的设计方法主要有模拟控制方式及数字控制方式，其中数字控

31、制方式又可分为小规模数字电路控制电路、单片机控制电路以及专用逻辑电路等控制方式。模拟控制方式的控制精度较低，抗干扰能力差，且不易用计算机控制。因此现在步进电机控制系统的设计主要利用数字控制方式。但是小规模数字电路控制电路的体积较大，而专用逻辑电路的价格又偏高，而单片机芯片体积小、兼容性强、高速度、低价格、低工作电压、低功耗等特点，使单片机成为驱动步进电机的最佳控制单元，所以基于单片机控制的步进电机系统控制精度高、运行稳定，在控制领域有着广泛的应用。步进电机控制系统框图如图4-1所示。图4-1 步进电机控制系统框图步进电机控制系统中有两个重要电路：脉冲分配电路和驱动电路。脉冲分配电路有两个输入信

32、号：步进脉冲和转相控制。脉冲分配电路在步进脉冲和转向控制信号的共同作用下产生激励信号，此激励信号经过驱动电路送至步进电机，控制步进电机向某一方向转动，此激励信号的频率决定了步进电机的转速。驱动电路的主要作用是实现功率放大。一般脉冲分配器输出的驱动能力是有限的，它不可能直接驱动步进电机，而要经过一级功率放大。检测装置的作用是实时检测末端操作器的运动及工作情况，根据需要反馈给控制系统，与设定信息进行比较后，对执行机构进行调整，以保证末端操作器的动作符合预定的要求。作为检测装置的传感器大致可以分为两类：一类是内部信息传感器，用于检测末端操作器各部分的内部状况，如闭锁机构的位置、速度、加速度等，并将所

33、测得的信息作为反馈信号送至控制器，形成闭环控制。另一类是外部信息传感器，用于获取有关末端操作器的作业对象及外界环境等方面的信息，以使末端操作器的动作能适应外界情况的变化，使之达到更高层次的自动化，甚至使机器人具有某种“感觉”，向智能化发展，例如视觉、声觉等外部传感器给出工作对象、工作环境的有关信息，利用这些信息构成一个大的反馈回路，从而将大大提高末端操作器的工作精度。末端执行器机器视觉单元的机械部分由两个CMOS摄像头和1 个“一”字线型激光发生器组成。摄像头(A)安装于末端执行器固定平台正下方，其光轴与末端执行器前进方向一致,主要负责被动捕捉物体的探测及其姿态的判断；摄像头(B )安装于固定

34、平台侧面，其光轴与摄像头(A)的光轴在空间中成30夹角,主要负责目标与末端执行器之间距离的判断;激光管安装于固定平台的正上方，其轴线与摄像头(A)的轴线平行，负责为机器视觉系统提供测量基准。在工作过程中，首先由摄像头(A)捕获末端执行器的前方图像,判断被动捕捉物体在平面上的位置和姿态。当末端执行器的位姿被调整到与被动捕捉物体正对时，激光发生器将激光线打在被动捕捉物体上。摄像头(B )捕获被动捕捉物体上的激光束，并根据几何光学测距原理计算出被动捕捉物体被激光束照射位置的距离，为系统提供末端执行器前进方向的导航信息，至此机器视觉系统完成一次导航任务。在末端执行器接近目标的过程中，此任务可多次重复，

35、以保证末端执行器的工作精度。第5章 丝杠的选择5.1 进给滚珠丝杠副的轴向刚度cyYsz5.2 i m 为了提高数控机床及精密机械的定位精度和传动精度，除了正确设计、选择进给系统的各个部件，精确计算其强度、稳定性和驱动力矩外，还要对精密滚珠丝杠副在承受载荷下的刚度进行验算，以确保其安全、可靠、稳定工作。 (5-1)|#_IA N 进给滚珠丝杠副轴向刚度表示滚珠丝杠副及其支承部件抵抗其轴向弹性变形的能力。用弹簧常数K1表示，按式(5-1)计算K1=F/1式中：K1进给滚珠丝杠副传动系统轴向刚度，N/m F施加于进给丝杠的轴向负载，N 1进给滚珠丝杠副轴向弹性位移，m KS丝杠轴向刚度，N/m )

36、 KN 套筒组件轴向刚度，N/m KB支承轴承轴向刚度，N/mKH 套筒支架及轴承支架轴向刚度，N/m 丝杠轴向刚度计算：k 双推支承安装丝杠的轴向刚度，采用双推支承方式安装丝杠时，丝杠的轴向刚度随载荷作用点至双推支承端的距离变化而改变。其最小刚度KS按式(5-2)计算 (5-2)D,3Kx 式中A丝杠的断面积，mm2，A=d2/4 （d为螺纹小径，mm）； VVMC E丝杠材料的弹性模量，对于钢材 E=2.07105MPa；KlgUz La载荷作用点距双推支承的最大距离。 iHQ4 5.3 套筒的刚度为与多数生产厂家产品样本名称统一，本文仍沿用 套筒刚度这一名称。套筒刚度实为套筒组件的刚度，

37、包括滚珠和丝杠、 套筒螺纹滚道的轴向刚度。 8 dwW 9;g;E% 根据赫兹接触理论，滚珠和螺纹滚道间的轴向弹性变形量N按式(5-3)计算 bIXD(5y （m） (5-3)%D49A-R 式中滚珠的接触角，（） F轴向载荷，Nd0滚珠直径，mmZ每圈有效载荷滚珠数Z=Dm/(d0cos)Dm 套筒公称直径，mm 螺旋升角，（） 5.3.1 单套筒轴向刚度进给滚珠丝杠副为单 套筒时，如果轴向工作载荷等于30动额定载荷Ca，其刚度KN=0.8K1（K1为产品样本尺寸表中给出的刚度值）；如果轴向载荷不等于30动额定载荷Ca时，其轴向刚度按式(5-4)计算 -Dwe,N2 (5-4)5.3.2 带

38、预压载荷的双套筒轴向刚度当预压载荷Fao=0.1Ca时，其刚度KN按下式计算 _6-DdB f;f&GI KN=0.8K1 1-RIN;U8 Q6n8,2* 当Fao0.1Ca时，刚度KN按式(5-5)计算X7SSTcA (5-5)5.4 支承轴承的刚度KB 不加预压载荷时，轴承轴向刚度按式(5-6)计算KB=F/B (5-6)式中F轴向载荷，N B轴承轴向弹性位移量，m施加预压载荷时，轴承轴向刚度计算公式见式(5-7)bre6SP KB=3Fao/ao (5-7)式中Fao轴向预压载荷，N ao在预压载荷作用下，轴向弹性位移，m 各种轴承的轴向弹性位移量B计算公式如下： J15$P8J ;Y

39、16I#?;Kh 自动调心滚珠轴承计算如式(5-8)dnTXx*I: (5-8)9a_(_gS 圆锥滚柱轴承计算如式(5-9) 3!B3C(g (5-9)?|Mmz 止推滚珠轴承计算如式(5-10) (5-10)8C 式中接触角，（）;Q加于轴承一个滚动体上的载荷，N; d0轴承滚动体的直径，mm;l轴承滚柱的有效接触长度，mm; Z轴承滚动体个数。5.5 套筒及轴承支承部件的刚度KH套筒支架的刚度，已在套筒刚度计算时乘以系数0.8计入。轴承安装部件的刚度可通过采用高刚度支承部件解决。 Q84KU8?d;+be 5.6 进给滚珠丝杠副的扭转刚度 影响进给滚珠丝杠副扭转变形的主要因素是丝杠。下面

40、仅就丝杠的扭转刚度进行讨论。丝杠的扭转刚度是指丝杠抵抗扭转变形的能力，其计算公式见(5-11) qd) (5-11)I3 xF$ 式中KT丝杠扭转刚度，N.mm/rad Y) t%62 扭转角，rad 4pGU4 进给滚珠丝杠副的传动刚度 gPi_+- 此角折算成滚珠丝杠副的轴向变形量如式(5-12)Uk2q,2 (5-12)7eQaB 式中t滚珠丝杠导程，mm XuE-Uh 7=Dyu 故滚珠丝杠副总的轴向变形如式(5-13)v1=X=H (5-13) (r4VIlap 由1/K=/F可得 ;H& （m）eeZysCy+DY 式中K进给滚珠丝杠副传动刚度，N/m rk|(BA 9VE;I:N

41、O3 由于21，所以计算丝杠扭转刚度KT时，x取以下数值 P$DAi （双推-支撑） （双推-双推）V型导向结构底端距离基座顶部h高设计为100mm。捕捉过程中两星相对逼近速度为=105mm/s。取=10mm/s，考虑到目标星上的DMH与DML的V型结构接触后，速度有所下降，初定 =10mm/s。设螺套竖直移动速度为，则捕捉时间=；螺套移动时间；=，即=，=求解=1.58mm/s。根据手册，选取公称直径=50mm，基本导程=10mm=110mm,L=150mm。螺纹滚道法面截形为距形的滚珠丝杠。由于转速低，受力不大，选择材料Q235或45号钢。驱动电机选取由于丝杠导程=10mm，螺套竖直移动速

42、度=1.58mm/s,取=1mm/s,则丝杠转速n=0.1r/s由题目要求，选择步进电动机，同时考虑到结构的紧凑性以及重量要求，根据手册，选择90BYG5501型步进电动机。第6章 大平台位姿调整机构及其工作原理6.1 大平台位资调整机构大平台的位姿调整单元是大平台与主动捕捉装置连接的过渡单元，由一对齿轮、两个支架、电机和法兰组成，分别通过法兰和支架将大平台和主动捕捉装置相连。其中一个齿轮通过支架上的轴与另一支架固连。当电机带动齿轮运动时，支架以及与之相连的大平台其它部分将绕另一支架上的轴转动，实现大平台与被动捕捉物体面之间夹角的调节。6.2 被动装置结构概述被动装置由卡盘、弹簧阻尼器定位销等

43、组成，卡盘成V形分布在平台的周边上，呈120角。为了保证闭锁爪在锁爪状态下能够可靠张开，在锁爪与铰接盘的铰接位置设置有扭簧，以此提供锁爪张开的扭矩。闭锁爪呈120角设置在大的平台的周边上，与平台铰链，平台的中部是锥形机构，上面开有沟槽，闭锁爪的末端镶嵌在沟槽里，从而保证了沟槽和锥形机构的平稳运行，锥形机构的中央带有螺纹，其与下面的丝杠组成运动副，丝杠下端连有减速器和步进电机，凭借减速器，利用滚珠丝杠和直线运动导向装置使转动变换成平动，带动锥形槽上下移动，锥形机构和闭锁爪产生运动，促使闭锁爪进行闭合，从而完成与被接机构的运动。6.3 对接机构工作原理从主动捕捉物体和被动捕捉物体在到达逼近区域(相对距离在10m 以内)主动捕捉装置开始逼近。通过大平台位姿调整机构调整主动捕捉物体与被动捕捉物体之间的位置情况，同时两物体进一步逼近，在两物体相距530mm时闭锁爪开始闭合，此时处在固定平台下方的电机开始工作，将运动传递给丝杠，从而带动锥形机构向下移动，在锥形平台的移动过程中，闭合爪由于锥形平台的沟槽的限制，开始逐步闭合，被动捕捉物体与主动捕捉物体进一步靠近，