航天器總裝過程中基于并聯(lián)機(jī)器人的太陽翼數(shù)字化對接技術(shù)

北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 孫 剛 劉廣通 郭 濤 高 峰 唐賴穎

太陽翼是由多個太陽電池板組成的陣列，在空間軌道上將太陽能轉(zhuǎn)換為電能供航天器使用。目前，使用最廣泛的太陽翼形式是剛性基板的折疊式太陽翼，主要包括根部鉸鏈、連接架、太陽翼基板等。在航天器發(fā)射前，先把各塊基板以折疊方式收攏在一起，從航天器發(fā)射到入軌，太陽電池陣依次經(jīng)歷折疊狀態(tài)、解鎖、展開、鎖定等階段[1]。由于擔(dān)負(fù)著為航天器提供能源的重要任務(wù)，太陽翼在發(fā)射后是否能順利展開及正常工作直接影響航天器發(fā)射的成敗，太陽翼的對接質(zhì)量直接關(guān)系到發(fā)射后能否順利展開。

數(shù)字化柔性總裝是航天器總裝集成未來的重要發(fā)展方向，隨著并聯(lián)調(diào)姿技術(shù)和姿態(tài)測量技術(shù)的發(fā)展，數(shù)字化自動對接成為航天、航空行業(yè)解決大型結(jié)構(gòu)高精度對接、安裝的重要手段[2]。并聯(lián)機(jī)構(gòu)在航空界已有應(yīng)用先例，激光跟蹤儀在各個領(lǐng)域都有廣泛的應(yīng)用，但是基于激光跟蹤儀和并聯(lián)機(jī)器人在太陽翼對接過程中的工程應(yīng)用國內(nèi)外鮮有報(bào)道[3-6]。

本文設(shè)計(jì)了一種基于六自由度并聯(lián)機(jī)器人、激光跟蹤儀的太陽翼數(shù)字化對接方法，根據(jù)激光跟蹤儀精度測量數(shù)據(jù)自動驅(qū)動并聯(lián)機(jī)器人調(diào)姿，實(shí)現(xiàn)星體俯仰、偏航、滾動3個指標(biāo)的單獨(dú)精確調(diào)整，完成太陽翼的高精度、數(shù)字化、高效率對接。

1 傳統(tǒng)航天器太陽翼對接方法

表1 星體位置和精度要求

航天器與太陽翼對接前，太陽翼需要單體展開懸掛在展開架上，展開架主要作用為卸載太陽翼的重力，展開架系統(tǒng)通過機(jī)構(gòu)與太陽翼基板相連，實(shí)現(xiàn)太陽翼在展開架上零重力展開和收攏，太陽翼對接分為太陽翼的安裝和拆卸兩個過程。航天器根據(jù)太陽翼對接的姿態(tài)精度要求進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，為確保太陽翼零重力的展開環(huán)境，以及多次對接與分離的重復(fù)性與安全性，展開裝置系統(tǒng)對星體和太陽翼的對接精度有明確要求，即星體位置和姿態(tài)必須滿足太陽翼裝星條件，如表1所示。

圖1 太陽翼安裝工藝流程Fig.1 Solar wing installation process

傳統(tǒng)衛(wèi)星太陽翼安裝過程中，其安裝流程如圖1所示，衛(wèi)星處于兩軸轉(zhuǎn)臺或架車上，依據(jù)模擬墻的俯仰、偏航、滾動及壓緊座距地面的實(shí)測高度，通過經(jīng)緯儀完成對星體姿態(tài)的測量，按照星體與模擬墻的偏差要求微調(diào)星體，調(diào)整流程如下：一次測量完畢后，根據(jù)俯仰、偏航及滾動數(shù)據(jù)判斷調(diào)整順序，原則上先調(diào)整偏差最大的指標(biāo)，每次調(diào)整量為讀數(shù)值的一半，采取逐次逼近的方法調(diào)整到位，卸裝過程（圖2）是安裝過程的逆過程，精測和星體姿態(tài)調(diào)整過程一致。調(diào)整過程中，俯仰、偏航、滾動3個指標(biāo)互相耦合，每調(diào)整完一個指標(biāo)后，均需對其他兩項(xiàng)指標(biāo)進(jìn)行復(fù)測，根據(jù)結(jié)果進(jìn)行進(jìn)一步調(diào)整。根據(jù)結(jié)果進(jìn)行進(jìn)一步調(diào)整。雖然調(diào)整量只有俯仰、偏航和滾動3個變量，但是姿態(tài)的調(diào)整每一個變量的調(diào)整過程繁雜，對操作者操作技能要求高，耗費(fèi)時間較長[7-8]。

圖2 太陽翼卸裝工藝流程Fig.2 Solar wing uninstall process

2 太陽翼數(shù)字化對接系統(tǒng)簡介

對接系統(tǒng)為激光跟蹤儀和并聯(lián)機(jī)器人集成系統(tǒng)，主要包括激光跟蹤儀（API）、靶球、測量輔具、并聯(lián)機(jī)器人。各部分主要功能為：（1）激光跟蹤儀：建立測量場，通過測量點(diǎn)的坐標(biāo)來標(biāo)定動平臺與壓緊點(diǎn)組成的坐標(biāo)系之間的關(guān)系，得到動平臺的初始位姿和目標(biāo)位姿；（2）靶球：放在靶標(biāo)點(diǎn)的測量輔具上，用于接受激光跟蹤儀發(fā)出的紅外激光并發(fā)射；（3）測量輔具：放于指定靶標(biāo)點(diǎn)上，用于放置靶球；（4）并聯(lián)機(jī)器人：固連星體，根據(jù)軌跡規(guī)劃調(diào)節(jié)星體位姿。

2.1 并聯(lián)機(jī)器人

2.1.1 并聯(lián)機(jī)器人結(jié)構(gòu)組成

并聯(lián)機(jī)器人采用6-SPS并聯(lián)結(jié)構(gòu)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，主要包含靜平臺、SPS支鏈、動平臺、工裝適配器和牽引機(jī)構(gòu)，示意圖如圖3所示。

圖3 并聯(lián)機(jī)器人結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Parallel mechanism structure

靜平臺是整個機(jī)構(gòu)的機(jī)架，其下方布置腳輪和支撐結(jié)構(gòu)，牽引裝置安裝至腳輪上可以實(shí)現(xiàn)并聯(lián)機(jī)器人的靈活移動，支撐結(jié)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)并聯(lián)機(jī)器人的靜態(tài)鎖定；其上方提供SPS支鏈的連接接口，即虎克鉸軸承座。SPS支鏈采用電動缸或者液壓缸形式，為并聯(lián)機(jī)器人提供動力。動平臺下方提供SPS支鏈另一端的連接接口，即球鉸座；其上方提供工裝適配器的接口；動平臺上安裝傾角傳感器，可以實(shí)現(xiàn)并聯(lián)機(jī)器人的初始化調(diào)平工作，傾角傳感器的精度可達(dá)0.01°，換算成俯仰和滾動偏差為0.17mm/m，滿足太陽翼的裝星要求。工裝適配器是并聯(lián)機(jī)器人與衛(wèi)星之間的轉(zhuǎn)換接口，太陽翼對接工況中，不同型號對SADA中心距離地面的高度要求不同，工裝適配器可實(shí)現(xiàn)星體高度的粗略調(diào)整。

2.1.2 并聯(lián)機(jī)器人技術(shù)指標(biāo)

并聯(lián)機(jī)器人可實(shí)現(xiàn)空間6自由度的姿態(tài)調(diào)整，在并聯(lián)機(jī)器人整體尺寸小于1.7m×7.5m×1m，且靜平臺底盤高度為300mm的情況下，可實(shí)現(xiàn)X、Y、Z 3個方向±50mm的平動調(diào)整和繞X軸、Y軸、Z軸3個旋轉(zhuǎn)軸±5°的轉(zhuǎn)動調(diào)整。并聯(lián)機(jī)器人可實(shí)現(xiàn)多自由度的同時調(diào)姿，也可以實(shí)現(xiàn)不影響其他自由度變化的前提下的單自由度的調(diào)姿。結(jié)合太陽翼對接過程中衛(wèi)星姿態(tài)的調(diào)整幅度，并聯(lián)機(jī)器人的調(diào)姿空間可滿足太陽翼對接要求。

通過合理的運(yùn)動控制算法、對運(yùn)動速度分析（支鏈輸入速度和動平臺輸出速度的關(guān)系）、對裝配精度和承載變形的補(bǔ)償分析、裝配完成后的標(biāo)定等方式，可確保并聯(lián)機(jī)器人的姿態(tài)調(diào)整精度優(yōu)于±0.1mm。運(yùn)動精度滿足太陽翼對接中星體位置和姿態(tài)精度的調(diào)整要求。

2.1.3 并聯(lián)機(jī)器人調(diào)姿工作模式

并聯(lián)機(jī)器人在調(diào)姿工作過程中，主要工作模式有以下幾種：

（1）動坐標(biāo)系相對靜坐標(biāo)系進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整；

（2）動坐標(biāo)系相對于動坐標(biāo)系（初始調(diào)平時的動坐標(biāo)系）進(jìn)行調(diào)姿；

（3）動坐標(biāo)系相對于水平坐標(biāo)系進(jìn)行調(diào)姿（提前建立水平坐標(biāo)系）；

（4）以水平坐標(biāo)系或者靜坐標(biāo)系為基準(zhǔn)，指定星體上某兩點(diǎn)，以兩點(diǎn)確定的軸為旋轉(zhuǎn)軸進(jìn)行轉(zhuǎn)動姿態(tài)調(diào)整。

2.1.4 并聯(lián)機(jī)器人的優(yōu)勢

并聯(lián)機(jī)構(gòu)相比與串聯(lián)機(jī)構(gòu)具有以下優(yōu)點(diǎn)：

（1）采用并聯(lián)、閉鏈桿系結(jié)構(gòu)，在準(zhǔn)靜態(tài)情況下傳動構(gòu)件理論上僅受拉、壓載荷的二力桿，故單位質(zhì)量的支鏈結(jié)構(gòu)具有很高的承載能力，系統(tǒng)剛度重量比大；

（2）結(jié)構(gòu)相對簡單，容易實(shí)現(xiàn)六自由度運(yùn)動，控制靈活；

（3）運(yùn)動部件慣性的大幅度降低有效地改善了伺服控制器的動態(tài)品質(zhì)，機(jī)構(gòu)響應(yīng)速度快；

（4）各關(guān)節(jié)誤差部分能夠相互抵消，機(jī)械本體的精度較高。

2.2 激光跟蹤儀

對接系統(tǒng)集成API TRACKER III激光跟蹤儀（圖4），具有自動跟蹤鎖定靶球的功能，可以提供準(zhǔn)確的動態(tài)和靜態(tài)坐標(biāo)及角度測量，是尺寸測量、安裝、定位、校正、逆向工程等方面功能強(qiáng)大的計(jì)算工具。主要技術(shù)指標(biāo)為：

（1）靜態(tài)精度5ppm，動態(tài)精度10ppm，坐標(biāo)重復(fù)性2.5ppm；

（2）測量半徑優(yōu)于30m；

（3）水平測量角度范圍：±320°；

（4）垂直測量角度范圍：-80°～+60°；

（5）角分辨率：0.05''；

（6）長度分辨率：0.1μm。

2.3 數(shù)字化對接系統(tǒng)軟件

數(shù)字化對接系統(tǒng)集成并聯(lián)機(jī)器人控制系統(tǒng)和激光跟蹤儀的數(shù)據(jù)采集及處理功能，把太陽翼對接工藝納入軟件流程（圖5），系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)太陽翼數(shù)字化自動對接。

2.4 坐標(biāo)系定義

太陽翼數(shù)字化對接系統(tǒng)共5個坐標(biāo)系，每個坐標(biāo)系定義見表2。

圖4 API激光跟蹤儀測量系統(tǒng)Fig.4 API laser tracker

圖5 軟件流程Fig.5 Software process

表2 太陽翼數(shù)字化對接系統(tǒng)坐標(biāo)系

3 太陽翼數(shù)字化對接技術(shù)

基于并聯(lián)機(jī)器人的姿態(tài)精密調(diào)整技術(shù)和激光跟蹤儀的精密測量技術(shù)，采用激光跟蹤儀建立測量場、并聯(lián)機(jī)器人調(diào)節(jié)星體位姿，激光跟蹤儀的測試數(shù)據(jù)經(jīng)過解算直接驅(qū)動并聯(lián)機(jī)器人調(diào)整星體至目標(biāo)姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)星體與太陽翼數(shù)字化精密對接。

3.1 基于激光跟蹤儀的太陽翼數(shù)字化對接方法

基于并聯(lián)機(jī)器人和激光跟蹤儀的太陽翼數(shù)字化對接方法見圖6所示。

（1）激光跟蹤儀建立測量場{O1-X1Y1Z1}，在模擬墻精調(diào)以后，使用激光跟蹤儀測量壓緊座基座中心孔A的坐標(biāo)，求出壓緊座基座中心孔組成的坐標(biāo)系{O2-X2Y2Z2}的位姿。

（2）使用激光跟蹤儀標(biāo)定測量場的中的地標(biāo)點(diǎn)，建立測量場坐標(biāo)系{O1-X1Y1Z1}與地標(biāo)坐標(biāo)系{O0-X0Y0Z0}之間的關(guān)系。

（3）再將星體推入到指定工位后，使用激光跟蹤儀建立測量場{O1'-X1'Y1'Z1'}，標(biāo)定測量場中的地標(biāo)點(diǎn)，建立測量場坐標(biāo)系{O1'-X1'Y1'Z1'}與地標(biāo)坐標(biāo)系{O0-X0Y0Z0}之間的關(guān)系。這樣可以建立兩次測量坐標(biāo)系之間的相對位姿關(guān)系。

（4）使用激光跟蹤儀測量動平臺上的靶標(biāo)點(diǎn)和星體上對應(yīng)的壓緊座基座中心孔的坐標(biāo)，得到壓緊座基座中心孔坐標(biāo)系{O2-X2Y2Z2}與動平臺坐標(biāo)系{O3-X3Y3Z3}的相對位姿關(guān)系。

（5）計(jì)算動平臺的初始位姿和目標(biāo)位姿，并聯(lián)機(jī)器人軟件系統(tǒng)根據(jù)軌跡規(guī)劃算法進(jìn)行軌跡規(guī)劃，從而控制并聯(lián)機(jī)器人運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)星體位姿的變化，最后完成星體與太陽翼的對接。

3.2 數(shù)字化對接過程關(guān)鍵位姿關(guān)系獲取

3.2.1 模擬墻上壓緊座基座中心孔坐標(biāo)系與動平臺坐標(biāo)系的位姿關(guān)系

（1）指定壓緊點(diǎn)的相對位姿關(guān)系。

模擬墻精調(diào)好后，激光跟蹤儀建立測量坐標(biāo)系{O1-X1Y1Z1}，先使用激光跟蹤儀測量模擬墻上壓緊點(diǎn)坐標(biāo)，得到壓緊點(diǎn)之間的相對位姿關(guān)系。測量指定壓緊點(diǎn)A、B、C，得到壓緊點(diǎn)在測量場下的坐標(biāo)值 A（x1，y1，z1），B（x2，y3，z3），C（x3，y3，z3），這樣可以計(jì)算得到三個壓緊點(diǎn)之間的位置關(guān)系 L1、L2、L3。

在星體調(diào)姿過程中，壓緊點(diǎn)的相對位置關(guān)系不會改變，即 L1、L2、L3不會變。

（2）構(gòu)建壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系{O2-X2Y2Z2}。

根據(jù)不共線的3個點(diǎn)可以組成一個平面原理，選取3個不共線的壓緊點(diǎn)（A，B，C）組成一個平面，如圖7所示，平面ABC，選取點(diǎn)A為坐標(biāo)原點(diǎn)，取其中一條線段AB為X軸，過點(diǎn)A垂直于平面ABC為Z軸，根據(jù)右手螺旋法則得到Y(jié)軸，（如果選取壓緊點(diǎn)組成直角三角形，可以直接以直角邊作為坐標(biāo)系的X軸和Y軸），根據(jù)3個點(diǎn)之間的距離可以得到3個點(diǎn)在構(gòu)建壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系 下的坐標(biāo)值。

由三角形公式（4）

可以得到

從而可以得到壓緊點(diǎn)A、B、C在{O2-X2Y2Z2}坐標(biāo)系下的坐標(biāo)值，分別是：A（0，0，0），B（L1，0，0），C（L2cosα，L2sinα，0）。

圖7 構(gòu)建壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系Fig.7 Member pinch point coordinate system

（3）模擬墻上壓緊座基座孔坐標(biāo)系{O2-X2Y2Z2}在測量坐標(biāo)系{O1-X1Y1Z1}下的位姿T1。

在完成模擬墻精調(diào)后，可以得到模擬墻上指定壓緊座基座孔坐標(biāo)系{O2-X2Y2Z2}在測量坐標(biāo)系下{O1-X1Y1Z1}的坐標(biāo)，通過建立壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系得到壓緊點(diǎn)在壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系下的坐標(biāo)，通過位姿擬合算法得到壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系在測量坐標(biāo)系下的坐標(biāo)。

3.2.2 激光跟蹤儀兩次測量場的位姿關(guān)系

由于太陽翼對接裝配空間的限制，在撤離模擬墻和移動星體時需要移動激光跟蹤儀的位置，這樣需要建立兩次測量坐標(biāo)系之間的關(guān)系，采用在裝配空間貼地標(biāo)點(diǎn)的方法來建立兩次測量坐標(biāo)系之間的關(guān)系。

移動激光跟蹤儀之前，標(biāo)定地標(biāo)點(diǎn)，得到地標(biāo)坐標(biāo)系{O0-X0Y0Z0}與此時測量坐標(biāo)系{O1-X1Y1Z1}之間的關(guān)系。

衛(wèi)星星體入位后，放置好激光跟蹤儀，標(biāo)定地標(biāo)點(diǎn)，得到大地坐標(biāo)系{O0-X0Y0Z0}與此時測量坐標(biāo)系{O1'-X1'Y1'Z1'}之間的關(guān)系T4，如圖7所示。

根據(jù)激光跟蹤儀在不同位置與地標(biāo)坐標(biāo)系之間的位姿關(guān)系，可以得到兩次激光跟蹤儀測量坐標(biāo)系之間的位姿關(guān)系T4。

3.2.3 壓緊座基座中心孔坐標(biāo)系與動平臺坐標(biāo)系的位姿關(guān)系

并聯(lián)機(jī)器人調(diào)姿前提是對動平臺調(diào)姿，需將待裝件的位姿變化轉(zhuǎn)換為動平臺的位姿變化；星體與太陽翼對接需將壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系在測量坐標(biāo)系下的調(diào)姿規(guī)劃轉(zhuǎn)化為相應(yīng)的動平臺坐標(biāo)系在測量坐標(biāo)系下的調(diào)姿規(guī)劃。

（1）星體壓緊座中心孔坐標(biāo)系{O2-X2Y2Z2}在測量坐標(biāo)系{O1'-X1'Y1'Z1'}的位姿T2。

移走模擬墻后，衛(wèi)星移動入太陽翼展開架對接工位，采用激光跟蹤儀測量此時衛(wèi)星上壓緊座基座中心孔A、B、C的坐標(biāo)，根據(jù)位姿求解算法得到此時星體上壓緊座基座中心孔坐標(biāo)系在測量坐標(biāo)系下的位姿T2；

（2）動平臺坐標(biāo)系{O3-X3Y3Z3}在測量坐標(biāo)系{O1'-X1'Y1'Z1'}的位姿T3。

衛(wèi)星移入太陽翼展開架對接工位后，采用激光跟蹤儀測量動平臺上3個已知理論值的點(diǎn)A3、B3、C3，同樣根據(jù)位姿求解算法得到動平臺坐標(biāo)系{O3-X3Y3Z3}在測量坐標(biāo)系{O1-X1Y1Z1}下的位姿T3；

（3）壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系{O2-X2Y2Z2}與動平臺坐標(biāo)系{O3-X3Y3Z3}之間位姿關(guān)系T0。

根據(jù)相對位姿關(guān)系T2和T3可以得到壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系相對于動平臺坐標(biāo)系的位姿T0=T2/T3；星體與并聯(lián)機(jī)器人固接后以后，在調(diào)姿過程中，壓緊點(diǎn)坐標(biāo)系與動平臺坐標(biāo)系之間的關(guān)系不會改變，永遠(yuǎn)是T0。

3.2.4 并聯(lián)機(jī)器人的初始位姿和目標(biāo)位姿

（1）目標(biāo)位姿。

模擬墻精調(diào)好后，使用激光跟蹤儀測量壓緊點(diǎn)坐標(biāo)值，通過位姿擬合和轉(zhuǎn)化算法得到動平臺的位姿，即并聯(lián)機(jī)器人的目標(biāo)位姿，為T1*T0。由于兩次測量坐標(biāo)系不一樣，需要將模擬墻精調(diào)好后的位姿轉(zhuǎn)化為{O1'-X1'Y1'Z1'}測量坐標(biāo)系系下的位姿 T1*T0*T4。

（2）初始位姿。

并聯(lián)機(jī)器人的初始位姿為星體移入工位后，開始調(diào)姿前，使用激光跟蹤儀測量壓緊點(diǎn)坐標(biāo)值，通過位姿擬合和轉(zhuǎn)化得到動平臺的位姿，即并聯(lián)機(jī)器人初始位姿T3。

3.3 基于激光跟蹤儀的太陽翼卸裝方法

在太陽翼與星體對接空間布置地標(biāo)點(diǎn)，在完成星體與太陽翼的連接后，使用激光跟蹤儀標(biāo)定地標(biāo)點(diǎn)坐標(biāo)系與并聯(lián)機(jī)器人坐標(biāo)系（或者星體坐標(biāo)系）的相對位姿關(guān)系T1。

將需要卸裝的衛(wèi)星和并聯(lián)機(jī)器人推入到指定區(qū)域，才用激光跟蹤儀測量地標(biāo)點(diǎn)和并聯(lián)機(jī)器人坐標(biāo)系（或者星體坐標(biāo)系）的相對位姿關(guān)系T2，T1作為并聯(lián)機(jī)器人的目標(biāo)位姿，T2作為并聯(lián)機(jī)器人的初始位姿，進(jìn)行調(diào)姿規(guī)劃，實(shí)現(xiàn)星體到指定位姿，最后完成太陽翼與星體的卸裝。

4 太陽翼數(shù)字化對接技術(shù)應(yīng)用效果

對比傳統(tǒng)太陽翼對接工藝方法，太陽翼數(shù)字化對接方法使太陽翼在測量項(xiàng)目、調(diào)姿過程、調(diào)節(jié)精度、操作人員、操作時間等方面有明顯優(yōu)化，如表3所示，為實(shí)現(xiàn)航天器總裝其它大部件產(chǎn)品自動數(shù)字化對接打下良好的基礎(chǔ)。

表3 太陽翼數(shù)字化對接技術(shù)優(yōu)點(diǎn)

5 結(jié)束語

航天器總裝過程中基于并聯(lián)機(jī)器人的太陽翼數(shù)字化對接技術(shù)，解決了太陽翼對接難題，對接精度高、自動化程度高、可靠性高，通用性強(qiáng)，其中并聯(lián)調(diào)姿技術(shù)、數(shù)字化裝配測量技術(shù)反映了航天器總裝工藝裝備研制技術(shù)的發(fā)展水平，為后續(xù)航天器智能化總裝奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

[1] 楊翊.衛(wèi)星太陽池展開機(jī)構(gòu)可靠性分析研究[D].沈陽：東北大學(xué)，2011(6).

[2] 熊濤.衛(wèi)星自動對接技術(shù).航空制造技術(shù), 2011(22):36-39.

[3] 薛曉寧.航天器裝配過程中的精密測量方法研究. 2011年小衛(wèi)星技術(shù)交流會論文集, 2011.

[4] 何森,王志斌,張旭峰,等.航天器對接相對位置姿態(tài)自主測量方法研究 .光學(xué)技術(shù)，2009，35(6)：931-938.

[5] 張世杰,曹喜濱,陳雪芹.航天器相對位姿參數(shù)光學(xué)測量解析算法.航空學(xué)報(bào),2005,26(2)：214-218.

[6] 楊建中.Stewart并聯(lián)機(jī)器人在航天器上的應(yīng)用.全國第十二屆空間及運(yùn)動體控制技術(shù)學(xué)術(shù)會議論文集, 2006.

[7] 姚駿,吳遠(yuǎn)波,吳躍鶯.偏置式太陽翼的裝配與展開試驗(yàn).航天制造技術(shù), 2010(4)：33-37.

[8] 郭濤.基于Stewart平臺的太陽翼對接工藝方法研究.航天器裝配論壇，北京, 2013.