[發明專利]一種高精度航天器精度測量的實現方法

有效

• 申請號: 201810638628.2
• 申請日: 2018-06-20
• 公開（公告）號: CN108759798B
• 公開（公告）日: 2021-04-06
• 發明（設計）人: 龐亞飛;趙旭楓;林德貴;杜冬
• 申請（專利權）人: 上海衛星工程研究所
• 主分類號: G01C15/00
• 分類號: G01C15/00
• 代理公司: 上海段和段律師事務所 31334
• 代理人: 李佳俊;郭國中

1.一種高精度航天器精度測量的實現方法,其特征在于：利用光電自準直儀對有效載荷基準棱鏡的兩個正交法向矢量的角度進行測量，得到棱鏡單位矢量在航天器參考坐標系的數學描述，再通過旋轉矢量算法獲得有效載荷基準棱鏡的矢量變化關系，進而解算有效載荷在參考坐標系的姿態角度以及有效載荷之間的相對姿態關系，具體包括如下步驟：

S1、設置有效載荷基準棱鏡坐標系與有效載荷局部坐標系一致，采用光電自準直儀建立測角系統，定義測量坐標系{A}和{B}，對有效載荷基準棱鏡的兩個正交法向矢量的角度進行測量；讀取自準直儀讀數τ1和δ1、τ2和δ2，并統一坐標系得到測量坐標系{A}下的基準棱鏡矢量描述V^A；

S2、設置自準直儀測量坐標系與有效載荷初始局部坐標系重合，對于星體上有效載荷1、2，{X_oY_oZ_o}為航天器參考坐標系，{X_siY_siZ_si}為第i個有效載荷局部坐標系(i＝1，2)，[V_ix；V_iy；V_iz]為測得的第i個有效載荷基準棱鏡矢量(i＝1，2)；星體放置在轉臺上，可以繞軸線Z_O旋轉，在自準直儀測量坐標系固定不變的基礎上，對星體進行一次小角度旋轉；

S3、獲得有效載荷1局部坐標系下，有效載荷1基準棱鏡旋轉前初始矢量為第一次旋轉后棱鏡矢量為以及局部坐標下的轉化矩陣T′_S1；再統一在航天器參考坐標系下，有效載荷1基準棱鏡旋轉前初始矢量為V₁^O，第一次旋轉后棱鏡矢量為V₁^O′，以及航天器參考坐標下的轉化矩陣T′_O1，其中，有效載荷1坐標系{S1}到衛星參考坐標系{O}的轉化矩陣即為需要求解的有效載荷1在參考坐標系的姿態角度，

S4、同樣地，獲得有效載荷2基準棱鏡矢量以及轉化矩陣T′_S2、T′_O2，其中，有效載荷2坐標系{S2}到衛星參考坐標系{O}的轉化矩陣即為需要求解的有效載荷2在參考坐標系的姿態角度，

S5、對于剛性結構而言，在航天器參考坐標系下進行小角度旋轉，局部坐標系與公共坐標系的相對關系固定不變，由此建立關系式T′_O1＝T′_O2，

S6、在自準直儀測量坐標系固定不變的基礎上，再對星體進行一次小角度旋轉，建立第二次旋轉的有效載荷矢量變化關系式T″_O1＝T″_O2，

S7、聯立兩次旋轉后建立的有效載荷矢量變化關系式，求解得到轉化矩陣以及有效載荷之間的相對姿態關系矩陣

2.根據權利要求1所述的一種高精度航天器精度測量的實現方法，其特征在于：所述的光電自準直儀用于測量有效載荷基準棱鏡法向矢量的俯仰角和偏轉角；所述的有效載荷基準棱鏡的坐標系與有效載荷局部坐標系一致。

3.根據權利要求1所述的一種高精度航天器精度測量的實現方法，其特征在于：所述的棱鏡單位矢量在航天器參考坐標系的數學描述是先通過數學表達式描述出棱鏡的三個法線方向矢量在有效載荷局部坐標系的表示，再利用局部坐標系與參考坐標系的關系，推導出基準棱鏡單位矢量在航天器參考坐標系下的表示。

4.根據權利要求1所述的一種高精度航天器精度測量的實現方法，其特征在于：所述的旋轉矢量算法是依據有效載荷局部坐標系在航天器參考坐標系下的相對關系固定不變，在測量坐標系不變的前提下，旋轉航天器參考坐標系，獲得有效載荷基準棱鏡的矢量變化關系，解算有效載荷在參考坐標系的姿態角度以及有效載荷之間的相對姿態關系。