[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

本發明提供一種高精度航天器精度測量方法,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。本發明主要解決了航天器總裝、試驗等過程中有效載荷角秒級精度測量需求，并且具有測量精度高、適用性強等優點。

技術領域

本發明涉及航天器總裝、試驗等過程中有效載荷角秒級精度測量，具體涉及一種高精度航天器精度測量方法。

背景技術

為保證有效載荷的正常工作和衛星性能指標的實現，必須對有效載荷、姿控系統測量執行部件以及其它系統相關單機的精度在地面總裝、試驗等過程中進行測量、調整和控制。一般情況下，在結構上設置正六面體棱鏡或多面體棱鏡，利用棱鏡光軸表征被測載荷或單機的物理特性，安裝、裝配精度測量主要是通過電子經緯儀建站測量實施，需要兩臺或多臺經緯儀互相瞄準進而計算出棱鏡光軸之間的角度關系。

近年來高分辨率對地觀測需求呈現不斷增長的態勢，對光學遙感衛星的空間分辨率、時間分辨率、光譜分辨率及定位精度等提出了更高的要求。航天器有效載荷姿態角度的測量精度從幾角分到幾十角秒，甚至達到幾個角秒。傳統電子經緯儀精測方法由于受人為影響因素較大，操作比較復雜、測量環節較多、誤差因素復雜，目前測量最高精度可以達到±5″，無法滿足角秒級有效載荷姿態角度精測要求。

發明內容

針對航天器有效載荷角秒級精度測量需求，本發明提供了一種高精度航天器精度測量方法。

本發明具有通過以下技術方案實現：

一種高精度航天器精度測量方法，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{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V₁^S1，第一次旋轉后棱鏡矢量為V₁^S1'，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。