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本文所设计的可移动月球着陆器系统主要由本体主承力结构子系统、构型转换子系统、吸能/驱动集成式腿足子系统和运动控制子系统等部分组成。本体主承力结构子系统负责构成着陆器本体,为其余子系统和科学载荷提供支撑与安装平台;构型转换子系统用于实现可移动着陆器着陆姿态与行走姿态的切换,以及收拢状态与展开状态的切换;吸能/驱动集成式腿足子系统用于实现软着陆和星表移动;运动控制子系统负责为星表移动任务提供步态规划与腿足运动控制。区别于传统不可移动式着陆器,可移动着陆器通过构型转换子系统,将着陆器由着陆姿态(腿足呈四足均布式)转换为行走姿态(腿足呈前膝后肘式),提高了着陆器的移动效率;通过吸能/驱动集成式腿足子系统,使腿足机构在保证着陆器实现缓冲功能的同时,具备移动能力。可移动月球着陆器系统设计架构如图1所示,各子系统任务和主要功能如表1所示。
表 1子系统任务和主要功能
Table 1.Tasks and major functions of the subsystem
子系统 任务 主要功能 本体主承力结构子系统 支持腿足子系统和科学载荷的承力与安装 提供本体构型,为腿足子系统、科学载荷承受和传递载荷,保持刚度和尺寸稳定性 构型转换子系统 ①着陆器缓冲姿态与行走姿态切换
②着陆腿收拢状态与展开状态切换①着陆器实现星表软着陆后,将着陆器姿态切换为行走状态
②着陆器发射时实现腿足收拢,着陆时实现腿足展开吸能/驱动集成式腿足子系统 ①星表软着陆支持
②星表移动支持①吸收着陆过程中产生的冲击载荷
②作为驱动机构实现着陆器星表移动运动控制子系统 ①着陆腿运动量解算
②着陆腿运动精确控制①根据步态规划算法求解腿足运动量
②实现着陆器稳定行走的闭环控制 -
建立可移动着陆器坐标系如图6所示。在推杆与着陆器本体的4个连接点处依次建立腿足坐标系{OLF}、{OLB}、{ORF}、{ORB},在该点所在平面几何中心建立机体坐标系{OB},如图6(a)所示,腿足各部分参数定义如图6(b)所示。以腿足RF为例,建立单腿关节坐标系[31-33],以推杆与着陆器本体连接点处转动关节R3为原点建立腿足坐标系{O1},以推杆与腿杆连接处胡克铰U3为原点建立坐标系{O2}和{O3},以腿杆与足垫连接处建立坐标系{O4}。
根据上述关节坐标系定义,令坐标系{O1}、{O2}和{O3}处的关节转角对应为θ1、θ2和θ3。推杆长度为L1,腿杆长度为L2,主缓冲支柱初始长度为C1,辅助缓冲支柱初始长度分别为C2和C3。根据连杆参数关系,由改进D-H参数法建立单腿连杆参数表[33],如表2所示。
表 2单腿机构连杆参数表
Table 2.Link parameters of single leg
连杆i 转角θi
/(°)偏移di
/mm杆长ai-1
/mm扭角αi-1
/(°)1 θ1 0 0 0 2 θ2 L1 0 −π/2 3 θ3 0 0 π/2 4 0 0 L2 0 根据腿足连杆参数和连杆变换矩阵
${}_i^{i - 1}{\boldsymbol{T}}$ ,可由D-H变换法得到各关节姿态变换矩阵,进而可得单腿正运动学,如式(1)和式(2)所示。$$ {}_4^0{\boldsymbol{T}} = {}_1^0{\boldsymbol{T}}{}_2^1{\boldsymbol{T}}{}_3^2{\boldsymbol{T}}{}_4^3{\boldsymbol{T}} = \left[ {\begin{array}{*{20}{c}} {{r_{11}}}&{{r_{12}}}&{{r_{13}}}&{{p_x}} \\ {{r_{21}}}&{{r_{22}}}&{{r_{23}}}&{{p_y}} \\ {{r_{31}}}&{{r_{32}}}&{{r_{33}}}&{{p_z}} \\ 0&0&0&1 \end{array}} \right] $$ (1) 其中
$$ \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} {{r_{11}} = \cos {\theta _1}\cos {\theta _2}\cos {\theta _3} - \sin {\theta _1}\sin {\theta _3}} \\ {{r_{12}} = - \cos {\theta _1}\cos {\theta _2}\sin {\theta _3} - \sin {\theta _1}\cos {\theta _3}} \\ {{r_{13}} = \cos {\theta _1}\sin {\theta _2}} \\ {{r_{21}} = \sin {\theta _1}\cos {\theta _2}\cos {\theta _3} + \cos {\theta _1}\sin {\theta _3}} \\ {{r_{22}} = - \sin {\theta _1}\cos {\theta _2}\sin {\theta _3} + \cos {\theta _1}\cos {\theta _3}} \\ {{r_{23}} = \sin {\theta _1}\sin {\theta _2}} \\ {{r_{31}} = - \sin {\theta _2}\cos {\theta _3}} \\ {{r_{32}} = \sin {\theta _2}\sin {\theta _3}} \\ {{r_{33}} = \cos {\theta _2}} \\ {{p_x} = \cos {\theta _1}\cos {\theta _2}\cos {\theta _3}{L_2} - \sin {\theta _1}\sin {\theta _3}{L_2} - \sin {\theta _1}{L_1}} \\ {{p_y} = \sin {\theta _1}\cos {\theta _2}\cos {\theta _3}{L_2} + \cos {\theta _1}\sin {\theta _3}{L_2} + \cos {\theta _1}{L_1}} \\ {{p_z} = - \sin {\theta _2}\cos {\theta _3}{L_2}} \end{array}} \right. $$ (2) 进一步,通过分离θ1项至等式(1)的左边,可得式(3)所示方程式
$$ {\left[ {{}_1^0{\boldsymbol{T}}(\theta_1)} \right]^{ - 1}}{}_4^0{\boldsymbol{T}} = {}_2^1{\boldsymbol{T}}(\theta_2){}_3^2{\boldsymbol{T}}(\theta_3){}_4^3{\boldsymbol{T}} $$ (3) 由于连杆变换矩阵T的旋转矩阵正交且不含平移分量,其逆矩阵等于转置矩阵,因此将式(3)改为式(4)形式
$$ \left[ {\begin{array}{*{20}{c}} {\cos {\theta _1}}&{\sin {\theta _1}}&0&0 \\ { - \sin {\theta _1}}&{\cos {\theta _1}}&0&0 \\ 0&0&0&0 \\ 0&0&0&1 \end{array}} \right]\left[ {\begin{array}{*{20}{c}} {{r_{11}}}&{{r_{12}}}&{{r_{13}}}&{{p_x}} \\ {{r_{21}}}&{{r_{22}}}&{{r_{23}}}&{{p_y}} \\ {{r_{31}}}&{{r_{32}}}&{{r_{33}}}&{{p_z}} \\ 0&0&0&1 \end{array}} \right] = {}_4^1{\boldsymbol{T}} $$ (4) 令等式(4)两边对应元素(1,4)、(3,4)项分别相等可得式(5)
$$ \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} {\cos {\theta _1}{p_x} + \sin {\theta _1}{p_y} = {L_2}\cos {\theta _2}\cos {\theta _3}} \\ {{p_z} = - {L_2}\sin {\theta _2}\cos {\theta _3}} \end{array}} \right. $$ (5) 对式(5)方程组求解得到运动学逆解如式(6)所示
$$ \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} {{\theta _1} = \arctan \left( {\dfrac{{{p_y}}}{{{p_x}}}} \right) - \arctan \left( {\dfrac{K}{{ \pm \sqrt {{p_x}^2 + {p_y}^2 - {K^2}} }}} \right)} \\ {{\theta _2} = \arcsin \left( {\dfrac{{ - {p_z}}}{{{L_2}\cos {\theta _3}}}} \right)} \\ {{\theta _3} = \arcsin \left( {\dfrac{{ - \sin {\theta _1}{p_x} + \cos {\theta _1}{p_y} - {L_1}}}{{{L_2}}}} \right)} \\ {K = \dfrac{{{p_x}^2 + {p_y}^2 + {p_z}^2 - {L_2}^2 - {L_1}^2}}{{2{L_1}}}} \end{array}} \right. $$ (6) 主/辅助缓冲支柱的伸缩位移可由转动关节向驱动关节的映射得到。转动关节R1、R2、R3和主缓冲支柱P1构成封闭三角形如图7所示。由余弦定理可得,主缓冲支柱P1的伸缩位移p1与关节转角θ1的关系如式(7)
$$ \left| {{{\text{R}}_{\text{1}}}{{\text{R}}_{\text{2}}}} \right| = \sqrt {{{\left| {{{\text{R}}_{\text{2}}}{{\text{R}}_{\text{3}}}} \right|}^2} + {{\left| {{{\text{R}}_{\text{1}}}{{\text{R}}_{\text{3}}}} \right|}^2} - 2\left| {{{\text{R}}_{\text{1}}}{{\text{R}}_{\text{3}}}} \right|\left| {{{\text{R}}_{\text{2}}}{{\text{R}}_{\text{3}}}} \right|\cos ({\theta _1} + \alpha )} $$ (7) 辅助缓冲支柱的伸缩位移可由胡克铰U3处的关节转角θ2和θ3映射得到。设胡克铰U1、U2在坐标系{ORF}内坐标为(xU1,yU1,zU1)、(xU2,yU2,zU2),球铰S1、S2在坐标系{O3}内坐标为(a,−b,c)、(a,−b,−c)。在坐标系{ORF}内,球铰S1、S2的位置坐标(xS1,yS1,zS1)、(xS2,yS2,zS2)可由正运动学推导得到,如式(8)~(9)。由球铰S1、S2的位置关系可求得辅助缓冲支柱P2、P3的伸缩位移p2、p3与关节转角θ1、θ2、θ3之间的关系如式(10)~(11)。
$$ \left( {\begin{array}{*{20}{l}} {{x_{{{\text{S}}_{\text{1}}}}}} \\ {{y_{{{\text{S}}_{\text{1}}}}}} \\ {{z_{{{\text{S}}_{\text{1}}}}}} \end{array}} \right) = \left( {\begin{array}{*{20}{l}} a\left( {\cos {\theta _1}\cos {\theta _2}\cos {\theta _3} - \sin {\theta _1}\sin {\theta _3}} \right) +\\ b\left( {\cos {\theta _1}\cos {\theta _2}\sin {\theta _3} - \sin {\theta _1}\cos {\theta _3}} \right) +\\ c\cos {\theta _1}\sin {\theta _2} - \sin {\theta _1}{L_1} \\ a\left( {\sin {\theta _1}\cos {\theta _2}\cos {\theta _3} + \cos {\theta _1}\sin {\theta _3}} \right) +\\ b\left( {\sin {\theta _1}\cos {\theta _2}\sin {\theta _3} - \cos {\theta _1}\cos {\theta _3}} \right) + \\ c\sin {\theta _1}\sin {\theta _2} + \cos {\theta _1}{L_1} \\ - a\sin {\theta _2}\cos {\theta _3} - b\sin {\theta _2}\sin {\theta _3} + \\ c\cos {\theta _2} - \sin {\theta _2}\cos {\theta _3}{L_2} \end{array}} \right) $$ (8) $$ \left( {\begin{array}{*{20}{l}} {{x_{{{\text{S}}_{\text{1}}}}}} \\ {{y_{{{\text{S}}_{\text{1}}}}}} \\ {{z_{{{\text{S}}_{\text{1}}}}}} \end{array}} \right) = \left( {\begin{array}{*{20}{l}} a\left( {\cos {\theta _1}\cos {\theta _2}\cos {\theta _3} - \sin {\theta _1}\sin {\theta _3}} \right) + \\ b\left( {\cos {\theta _1}\cos {\theta _2}\sin {\theta _3} - \sin {\theta _1}\cos {\theta _3}} \right) -\\ c\cos {\theta _1}\sin {\theta _2} - \sin {\theta _1}{L_1} \\ a\left( {\sin {\theta _1}\cos {\theta _2}\cos {\theta _3} + \cos {\theta _1}\sin {\theta _3}} \right) + \\ b\left( {\sin {\theta _1}\cos {\theta _2}\sin {\theta _3} - \cos {\theta _1}\cos {\theta _3}} \right) -\\ c\sin {\theta _1}\sin {\theta _2} + \cos {\theta _1}{L_1} - \\ a\sin {\theta _2}\cos {\theta _3} -b\sin {\theta _2}\sin {\theta _3} - c\cos {\theta _2} - \\ \sin {\theta _2}\cos {\theta _3}{L_2} \end{array}} \right) $$ (9) $$ {p_2} = \sqrt {{{\left( {{x_{{{\text{U}}_{\text{1}}}}} - {x_{{{\text{S}}_{\text{1}}}}}} \right)}^2} + {{\left( {{y_{{{\text{U}}_{\text{1}}}}} - {y_{{{\text{S}}_{\text{1}}}}}} \right)}^2} + {{\left( {{z_{{{\text{U}}_{\text{1}}}}} - {z_{{{\text{S}}_{\text{1}}}}}} \right)}^2}} - {C_2} $$ (10) $$ {p_3} = \sqrt {{{\left( {{x_{{{\text{U}}_{\text{2}}}}} - {x_{{{\text{S}}_{\text{2}}}}}} \right)}^2} + {{\left( {{y_{{{\text{U}}_{\text{2}}}}} - {y_{{{\text{S}}_{\text{2}}}}}} \right)}^2} + {{\left( {{z_{{{\text{U}}_{\text{2}}}}} - {z_{{{\text{S}}_{\text{2}}}}}} \right)}^2}} - {C_3} $$ (11) -
腿足处于支撑相的时间占单个步态周期时间的比值称为占空比β,根据占空比的不同,四足行走步态可分为静步态(0.75≤β<1)和动步态(0<β<0.75)。为保证着陆器的行走稳定性和高负载性,本文选用连续静步态规划,并令占空比β=0.8,静步态规划中,为保持着陆器运动稳定,需进行姿态调整。同时,静步态因其高占空比导致了移动速度缓慢,为此,需通过减少行走步态中调姿次数来提高其移动速度。
静步态规划中,有6种步态可保持着陆器占空比β>0.75,如图8所示,其中只有3种可保持着陆器的静态稳定性,如图8(d)、图8(e)和图8(f)。在图8(d)所示迈步顺序中,着陆器需完成4次本体调姿才可依次实现4条腿足迈步;图8(e)和图8(f)中,着陆器如采用前后调姿法,则可将调姿次数缩短为2次,即1次调姿实现2条腿足迈步。因此,选用图8(e)所示迈步顺序进行直行和右转弯步态规划,选用图8(f)所示迈步顺序进行左转弯步态规划,调姿方向均为前后调姿。
着陆器直行过程中各腿足机构的运动时序如图9所示。其中,支撑相表示腿足处于支撑状态且构成支撑三角形,摆动相表示腿足处于迈步状态,此时着陆器处于迈步状态;扩展支撑相表示腿足处于支撑状态并构成支撑四边形,此时着陆器处于调姿状态。着陆器在前进和右转弯步态中,以“调姿—左前腿足迈步—右前腿足迈步—调姿—右后腿足迈步—左后腿足迈步—调姿”为周期序列;左转弯步态中,以“调姿—右前腿足迈步—左前腿足迈步—调姿—左后腿足迈步—右后腿足迈步—调姿”为周期序列。
图10为静步态行走示意图,着陆器直行步态初始状态如图10(a)所示,其中,正方形为着陆器本体,其质心位于本体几何中心,4个圆表示足垫末端位置,其中黑色表示支撑相,灰色表示摆动相;着陆器向前运动时,着陆器本体需向后调姿,如图10(b)所示;之后,腿足LF向前迈步,此时着陆器本体质心位于腿足RF、LB和RB组成的支撑三角形内,着陆器处于稳定状态,如图10(c)所示;然后,腿足RF向前迈步,同理,着陆器处于稳定状态,如图10(d)所示;再次,着陆器各腿足处于支撑相,着陆器本体向前调姿,如图10(e)所示;然后,腿足RB和LB相继迈步,着陆器本体均处于稳定状态,如图10(f)和10(g)所示;最后,着陆器本体向后调姿回到初始状态,此时着陆器完成向前运动的一个步态周期,如图10(h)。
着陆器转弯步态(以右转弯为例)与行走步态相似,只在各腿足迈步和中间调姿过程中存在差异,具体如图11所示。着陆器本体向后调姿后,腿足LF向右前方迈步,此时腿足RF、RB和LB构成稳定三角形,如图11(c)所示;然后,腿足RF向右前方迈步,腿足LF、LB和RB构成稳定三角形,如图11(d)所示;然后着陆器本体向前调姿并向右转弯,如图11(e)所示;之后,腿足RB、LB分别向左前方迈步,如图11(f)、11(g)所示;最后着陆器本体向后调姿回到初始位置,如图11(h)所示。
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根据着陆器行走及转弯步态设计,其足端轨迹规划可分为调姿轨迹和迈步轨迹。当着陆器腿足在地面处于支撑相时,足端轨迹保持不变;当腿足处于扩展支撑相时,足端轨迹为调姿轨迹;当腿足处于摆动相时,足端轨迹为迈步轨迹。着陆器调姿过程中,腿足与地面保持不变,着陆器本体相对于地面移动,此时调姿轨迹为足端相对于本体移动的一条直线。由于着陆器移动速度较低,迈步时间较长,故足端离地和落地时,其速度与加速度突变值较小,不会引起着陆器腿足机构的剧烈振动和碰撞。因此,在忽略速度、加速度影响的情况下,本文采用方便调节迈步参数的抛物曲线对上述各种足端轨迹进行描述,如图12所示,其轨迹定义如下
$$ \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} {x\left( t \right) = - \dfrac{{4h}}{{{s^2}}}{{\left[ {{B_1}\left( t \right)} \right]}^2} + \dfrac{{4h}}{s}{B_1}\left( t \right) + {x_{\text{F}}}} \\ {y\left( t \right) = s\cos \left( \alpha \right){B_2}\left( t \right) + {y_{\text{F}}}} \\ {z\left( t \right) = s\sin \left( \alpha \right){B_3}\left( t \right) + {z_{\text{F}}}} \end{array}} \right. $$ (12) 其中:x(t)、y(t)、z(t)为足端在机体坐标系{OB}下的位移变化量;xF、yF、zF为足端在机体坐标系下的位置量;s为迈步步长;h为迈步高度;B1、B2、B3为迈步调节因子,可以通过修改B1、B2、B3的值来调节单个迈步轨迹所耗时间。当足端为迈步轨迹时,x(t)、y(t)、z(t)均发生变化;当足端为调姿轨迹时,步高h为0,x(t)分量不变、y(t)、z(t)发生变化。
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为验证步态设计的有效性,采用Adams进行了仿真。着陆器质量为1 200 kg,设定重力加速度为1.63 m/s2,设定着陆器步态周期为4 s,步距为40 mm,步高为60 mm,其各部分质量参数如表3所示。
表 3着陆器各部分质量参数
Table 3.Mass parameters of the lander
部分 质量/kg 本体 681.34 推杆 7.15 腿杆 25.64 足垫 1.93 主缓冲器 24.33 辅助缓冲器 29.06 根据着陆器足端轨迹和步态设计求解得到各腿足末端相对机体坐标系的“位移—时间”序列后,通过运动学逆解与映射求解得到各驱动关节(主/辅助缓冲支柱)的“位移—时间”序列,图13为直行步态中各腿足驱动关节的位移曲线,可以看出,各驱动所设计的“位移—时间”曲线平顺呈周期变化,主支柱行程为−38~45 mm,辅助支柱行程为−30~32 mm。着陆器行走步态中,着陆器本体沿移动方向调姿,θ2关节未发生转动,故表现为辅助支柱P2和P3“位移—时间”曲线一致。
之后,将各驱动关节的“位移—时间”曲线作为仿真输入,可得着陆器行走步态和转弯步态仿真如图14和图15所示。可以看出,各腿足迈步顺序与所规划步态序列一致,本体质心沿移动方向变化并始终处于支撑多边形内。
着陆器步态仿真过程中,本体质心位移曲线如图16所示。可以看出,行走和转弯步态中,本体质心沿Z方向均无明显波动与偏移,其中,转弯步态Z方向波动逐步增大是由于测量坐标系为地面坐标系,着陆器在转弯步态中Z
方向位移分量逐步增大,因此表现为Z方向波动增大。本体质心沿X方向存在上下波动,波动位移约为45 mm,即本体上下起伏较小,起伏量约占本体高度的3.44%。本体质心沿Y方向位移中,行走步态因存在调姿与移动呈波动式增长,此时,着陆器行走速度约为0.01 m/s,转弯步态因存在调姿呈周期式波动。 本体质心姿态变化曲线如图17所示。行走步态中,着陆器本体俯仰角、偏航角和滚转角无较大偏移,均维持在0°左右,上下波动均未超过0.8°。转弯步态中,着陆器本体俯仰角和滚转角均无较大偏移,偏航角因转弯呈阶跃式增长,转弯速度约为0.6 °/s,即转弯90°约需150 s。
着陆器整机功耗曲线如图18所示。单个步态周期中,着陆器瞬时最大功率为600 W,平均负载功率为89.83 W。目前深空探测任务中,小天体探测器采用太阳能电池阵与蓄电池组合的方法,输出功率可达数百瓦甚至数千瓦,星表着陆器采用放射性同位素电池,输出功率可达300 W[35]。因此,着陆器功耗满足一般航天器供电要求。
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研制的可移动月球着陆器试验样机如图19所示。试验样机本体尺寸为1 600×1 600×680 mm,样机高度为1 295 mm,整机质量约200 kg。
结构部分整机均采用硬质铝合金,部分承力件与传动件为钢件。驱动部分选用直流无刷电机,配合减速器、制动器和编码器实现旋转角度的精确控制。传动部分选用同步带带动滚珠丝杠传动,丝杠螺距为5 mm,单条着陆腿有效推力可达44 kN。各部件具体性能参数如表4~5所示。
表 4直流电机性能参数表
Table 4.Performance parameters of DC-motor
产品型号 额定
电
压/V额定
电
流/A额定
转
速/rpm额定
扭矩/
(mN·m)质量/
kgMaxon-EC 60无刷
直流电机48 5.9 2 680 543 2.4 表 5减速器性能参数表
Table 5.Performance parameters of reducer
产品型号 减速比 级数 最大连续输出
功率/W最大瞬时输
出功率/W质量/
kgMaxon GP 81行星
齿轮减速器51:1 3 740 1 100 3.7 控制部分采用FPGA控制器,负责步态规划与解算、腿足闭环控制、传感器信息处理以及与地面站交换数据等工作,其原理如图20所示。
为配合地面行走试验,搭建样机地面试验系统如图21所示。为测试可移动着陆器控制系统及步态算法的可行性,编写控制系统上位机软件,通过地面站发送上位机软件指令对着陆器进行初始化配置,之后通过遥控器发送操作指令,着陆器即可依据指令进行移动。
基于研制的可移动月球着陆器样机和相应试验辅助装置进行了Walk步态实验。在悬吊装置的保护下,对样机开展了水平路面行走实验,实验过程如图22所示。为保证行走安全可靠及数据采集有效,将单个步态周期耗时调整为14 min左右,行走结果表明:平均每个步态周期向前实际移动72 mm,着陆器整机移动过程中无较大抖动与偏移。
System Design and Experimental Verification of Mobile Lunar Lander
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摘要:针对无法主动调姿和灵活漫游的传统星表着陆器不适用于未来大范围星表探测和星表基地建设等任务的问题,提出了一种可移动月球着陆器。首先,介绍了可移动月球着陆器的系统组成以及各子系统的组成;其次,介绍了可变构型式本体和缓冲/驱动集成式缓冲器的功能及实现;然后,建立了缓冲/行走一体化腿足机构的运动学模型,设计了减少调姿次数的直线行走和转弯等步态,规划了足端迈步与整器调姿等工况下的腿足机构各关节运动轨迹,并通过建立整器虚拟样机模型完成了步态仿真;最后,研制了行走试验样机并搭建了试验辅助设施,完成了行走步态试验。结果表明:所提出的可移动着陆器系统设计合理,步态规划有效,各主动驱动关节的运动轨迹平滑柔顺,移动过程中着陆器本体无较大起伏和偏移,行走速度可达0.01 m/s,转弯速度可达0.6 °/s。Abstract:A mobile lunar lander was proposed to address the problem that the conventional surface lander, which cannot actively adjust attitude and flexibly roam, is not suitable for future missions such as large-scale surface exploration and surface base construction. Firstly, the system composition of the mobile lunar lander and the composition of each subsystem were introduced. Secondly, the functions and implementation of the variable configuration body and the buffering/driving integrated buffer were introduced. Thirdly, a kinematic model of the buffering/walking integrated leg-foot mechanism was established, the walking gait and turning gait with fewer posture adjustment times were designed, and the trajectories of the joints of the leg-foot mechanism under the conditions of foot-end stepping and whole-unit posture adjustment were planned. The gait simulation was completed by building a virtual prototype model of the whole machine. Finally, a walking test prototype was developed and a test auxiliary facility was built, and the walking gait experiment was completed. The results show that the proposed mobile lander gait design is reasonable, the motion trajectory of the active drive joints is smooth and supple, the lander body has no large undulation and deflection during the movement, the walking speed can reach 0.01m/s, and the turning speed can reach 0.6°/s.
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Key words:
- mobile lander/
- kinematics/
- gait planning/
- prototype test
Highlights● An overall scheme of buffering/walking integrated lander with variable configuration was proposed. ● The energy absorbing/driving integrated buffer was designed and equipped with weak-medium-strong three-stage aluminum honeycomb energy absorbing structure. ● The gait planning, simulation and prototype experiment of series parallel hybrid buffering/walking integrated legged mechanism were completed. -
表 1子系统任务和主要功能
Table 1Tasks and major functions of the subsystem
子系统 任务 主要功能 本体主承力结构子系统 支持腿足子系统和科学载荷的承力与安装 提供本体构型,为腿足子系统、科学载荷承受和传递载荷,保持刚度和尺寸稳定性 构型转换子系统 ①着陆器缓冲姿态与行走姿态切换
②着陆腿收拢状态与展开状态切换①着陆器实现星表软着陆后,将着陆器姿态切换为行走状态
②着陆器发射时实现腿足收拢,着陆时实现腿足展开吸能/驱动集成式腿足子系统 ①星表软着陆支持
②星表移动支持①吸收着陆过程中产生的冲击载荷
②作为驱动机构实现着陆器星表移动运动控制子系统 ①着陆腿运动量解算
②着陆腿运动精确控制①根据步态规划算法求解腿足运动量
②实现着陆器稳定行走的闭环控制表 2单腿机构连杆参数表
Table 2Link parameters of single leg
连杆i 转角θi
/(°)偏移di
/mm杆长ai-1
/mm扭角αi-1
/(°)1 θ1 0 0 0 2 θ2 L1 0 −π/2 3 θ3 0 0 π/2 4 0 0 L2 0 表 3着陆器各部分质量参数
Table 3Mass parameters of the lander
部分 质量/kg 本体 681.34 推杆 7.15 腿杆 25.64 足垫 1.93 主缓冲器 24.33 辅助缓冲器 29.06 表 4直流电机性能参数表
Table 4Performance parameters of DC-motor
产品型号 额定
电
压/V额定
电
流/A额定
转
速/rpm额定
扭矩/
(mN·m)质量/
kgMaxon-EC 60无刷
直流电机48 5.9 2 680 543 2.4 表 5减速器性能参数表
Table 5Performance parameters of reducer
产品型号 减速比 级数 最大连续输出
功率/W最大瞬时输
出功率/W质量/
kgMaxon GP 81行星
齿轮减速器51:1 3 740 1 100 3.7 -
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