一种星载天线三轴指向机构精度补偿方法技术

一种星载天线三轴指向机构精度补偿方法，解决由于自身重力、装调方法、在轨工作环境等因素导致机构输出轴指向与天线波束指向不重合，造成天线在轨指向偏差的技术问题。天线三轴指向机构由轴线相交于一点的三个相互成一定夹角的转动关节串联布置组成，采用机构运动学反解法，获取三轴指向机构末端输出位姿与机构可动关节变量之间的数学关系，通过测量天线在轨波束实际指向，对比天线波束目标指向，得到天线指向偏差，并建立发生误差后机构输出轴指向与波束指向间的指向修正矩阵，反解指向机构各关节修正后转角，达到消除天线三轴指向机构在轨指向偏差的目的。

A method of precision compensation for three axis pointing mechanism of Spaceborne Antenna

【技术实现步骤摘要】
一种星载天线三轴指向机构精度补偿方法
本专利技术涉及一种星载天线三轴指向机构在轨精度补偿方法，属于空间机构控制

技术介绍
天线三轴指向机构是一种能实现反射器绕馈源焦点转动的指向调整装置，它能有效避开馈源阵以及波导馈线，并能放置电磁波几何绕射，提高天线增益等电性能的优点，特别适用于偏馈式天线波束的机械变向和机械扫描。天线三轴指向机构在结构上由轴线相交于一点的相互成一定夹角的3个转动单元串联布置组成，如图1所示，天线反射器与机构末端关节进行机械连接，理论上保证末端输出轴与焦轴重合；当3个转动单元分别运动至相耦合的转角(φ1，φ2，φ3)时，可实现天线波束指向(α，β)方向。各关节运动转角与波束目标指向间的关系由机构尺寸参数确定，数值解通过指向机构算法获得。然而，由于零件加工制造及地面装配误差，在轨重力环境与地面的不同，会引起使用环境下天线波束实际指向与目标指向间的偏差，为满足卫星在轨对天线指向精度要求，必须对在轨波束指向进行修正。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的缺陷，提供一种星载天线三轴指向机构在轨精度补偿方法，既能实现无误差模式下的三轴机构的精确控制，又能修正在轨工作环境差异引起的指向误差，最终实现天线波束指向的在轨精度补偿。本专利技术的技术解决方案是：一种星载天线三轴指向机构精度补偿方法，包括以下步骤：S1、根据星载天线三轴指向机构几何尺寸与连接约束关系，确定天线坐标系Oa-XaYaZa、第一转动关节的坐标系O1-X1Y1Z1、第二转动关节的坐标系O2-X2Y2Z2、第三转动关节的坐标系O3-X3Y3Z3以及波束指向坐标系Os-XsYsZs，并确定星载天线三轴指向机构的转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵；S2、根据星载天线三轴指向机构的输出轴的理论指向角度与转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵，确定指向角度与转动关节的转动角度之间的关系式；S3、测量天线波束的在轨实际指向角度，确定实际指向坐标系O4-X4Y4Z4，确定实际指向坐标系O4-X4Y4Z4与第三转动关节的坐标系O3-X3Y3Z3之间的位姿变换矩阵随后通过O4-X4Y4Z4与O3-X3Y3Z3之间的位姿变换矩阵确定欧拉变换矩阵R，并通过欧拉变换矩阵R确定天线波束的在轨实际指向角度与输出轴的理论指向角度之间的关系方程；S4、根据天线波束的在轨实际指向角度与输出轴的理论指向角度之间的关系方程解算星载天线三轴指向机构的输出轴的理论指向角度，并通过指向方向与转动关节的转动角度之间的关系反解出三个关节的实际转动角度，所述实际转动角度为精度补偿后的角度。根据本专利技术的一个实施例，在步骤S1中，天线坐标系Oa-XaYaZa的原点Oa在第一转动关节的轴线上，距离天线反射器馈源的焦点的距离为焦距f，Za轴沿第一转动关节的轴线方向，Xa轴沿天线反射器展开方向，Ya轴根据Za和Xa的方向通过右手定则确定；坐标系Oi-XiYiZi的原点Oi位于天线反射器馈源的焦点处，Zi轴沿转动关节i的轴线方向，Yi轴沿连杆和转动关节i的轴线公垂线方向，Xi轴通过右手定则确定，i＝1，2或3；波束指向坐标系Os-XsYsZs的原点Os于天线反射器馈源的焦点处，Zs的方向与Za相同，Xs与Xa方向相反，Ys与Ya方向相反。根据本专利技术的一个实施例，在步骤S1中，转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵是根据转动关节之间的连接关系和几何信息确定的，转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵包括Oa-XaYaZa对O1-X1Y1Z1的位姿变换矩阵O1-X1Y1Z1对Oa-XaYaZa的位姿变换矩阵O1-X1Y1Z1对O2-X2Y2Z2的位姿变换矩阵O2-X2Y2Z2对O1-X1Y1Z1的位姿变换矩阵O2-X2Y2Z2对O3-X3Y3Z3的位姿变换矩阵O3-X3Y3Z3对O2-X2Y2Z2的位姿变换矩阵Oa-XaYaZa对O3-X3Y3Z3的位姿变换矩阵和O3-X3Y3Z3对Oa-XaYaZa的位姿变换矩阵根据本专利技术的一个实施例，其中，nx＝cosφ1cosφ2cosφ3cos2θ-sinφ1sinφ2cosφ3cosθ-cosφ1sinφ2sinφ3cosθ-sinφ1cosφ2sinφ3-cosφ1cosφ3sin2θ，ox＝-cosφ1cosφ2sinφ3cos2θ+sinφ1sinφ2sinφ3cosθ-cosφ1sinφ2cosφ3cosθ-sinφ1cosφ2cosφ3+cosφ1sinφ3sin2θ，ax＝-cosφ1cosφ2cosθsinθ+sinφ1sinφ2sinθ-cosφ1sinθcosθ，ny＝sinφ1cosφ2cosφ3cos2θ+cosφ1sinφ2cosφ3cosθ-sinφ1sinφ2sinφ3cosθ+cosφ1cosφ2sinφ3-sinφ1cosφ3sin2θ，oy＝-sinφ1cosφ2sinφ3cos2θ-cosφ1sinφ2sinφ3cosθ-sinφ1sinφ2cosφ3cosθ+cosφ1cosφ2cosφ3+sinφ1sinφ3sin2θ，ay＝-sinφ1cosφ2cosθsinθ-cosφ1sinφ2sinθ-sinφ1sinθcosθ，nz＝cosφ2cosφ3sinθcosθ-sinφ2sinφ3sinθ+cosφ3cosθsinθ，oz＝-cosφ2sinφ3sinθcosθ-sinφ2cosφ3sinθ-sinφ3cosθsinθ，az＝-cosφ2sin2θ+cos2θ，φ1是第一转动关节的转动角度，φ2是第二转动关节的转动角度，φ3是第三转动关节的转动角度，θ是任意两个转动关节的轴线的夹角。根据本专利技术的一个实施例，在步骤S2中，星载天线三轴指向机构的输出轴的理论指向角度为方位角α和俯仰角β，理论指向角度与转动关节的转动角度之间的关系式通过以下步骤来确定：(1)确定天线反射器的理论指向方向向量为：S＝[sinβcosαsinβsinαcosβ]T；(2)对天线反射器的理论指向方向向量进行矩阵变换，根据通过中的元素，确定理论指向角度与转动关节的转动角度之间的关系为：(3)求解指向角度与转动关节的转动角度之间的关系式φ1＝f1(α,β,θ)、φ2＝f2(α,β,θ)和φ3＝f3(α,β,θ)。根据本专利技术的一个实施例，在步骤S3中，天线波束的在轨实际指向角度为方位角α'和俯仰角β'，实际指向坐标系O4-X4Y4Z4的原点位于天线反射器馈源的焦点处，Z4为天线波束的在轨实际指向方向，Y4轴沿连杆和天线波束的在轨实际指向的公垂线方向，X4轴通过右手定则确定。根据本专利技术的一个实施例，在步骤S3中，实际指向坐标系O4-X4Y4Z4与第三转动关节的坐标系O3-X3Y3Z3之间的位姿变换矩阵是通过拟合实际指向角度的测量数据得到的。根据本专利技术的一个实施例，在步骤S3中，通过欧拉变换矩阵R确定天线波束的在轨实际指向角度与输出轴的理论指向角度之间的关系方程包括以下步骤：1)通过等式获得欧拉变换矩阵R；2)将欧拉变换矩阵R等效转换为一维旋转变换矩阵3)根据等式确定天线波束的在轨实际指向角度与输出轴的理论指向角度之间的关系方程为α＝f4(α',β')以及β＝f5(α',β')。根据本专利技术的一个实施例，欧拉变换矩阵R等效转换为绕空间任意转轴旋转本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种星载天线三轴指向机构精度补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、根据星载天线三轴指向机构几何尺寸与连接约束关系，确定天线坐标系Oa‑XaYaZa、第一转动关节的坐标系O1‑X1Y1Z1、第二转动关节的坐标系O2‑X2Y2Z2、第三转动关节的坐标系O3‑X3Y3Z3以及波束指向坐标系Os‑XsYsZs，并确定星载天线三轴指向机构的转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵；S2、根据星载天线三轴指向机构的输出轴的理论指向角度与转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵，确定指向角度与转动关节的转动角度之间的关系式；S3、测量天线波束的在轨实际指向角度，确定实际指向坐标系O4‑X4Y4Z4，确定实际指向坐标系O4‑X4Y4Z4与第三转动关节的坐标系O3‑X3Y3Z3之间的位姿变换矩阵

【技术特征摘要】
1.一种星载天线三轴指向机构精度补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、根据星载天线三轴指向机构几何尺寸与连接约束关系，确定天线坐标系Oa-XaYaZa、第一转动关节的坐标系O1-X1Y1Z1、第二转动关节的坐标系O2-X2Y2Z2、第三转动关节的坐标系O3-X3Y3Z3以及波束指向坐标系Os-XsYsZs，并确定星载天线三轴指向机构的转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵；S2、根据星载天线三轴指向机构的输出轴的理论指向角度与转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵，确定指向角度与转动关节的转动角度之间的关系式；S3、测量天线波束的在轨实际指向角度，确定实际指向坐标系O4-X4Y4Z4，确定实际指向坐标系O4-X4Y4Z4与第三转动关节的坐标系O3-X3Y3Z3之间的位姿变换矩阵随后通过O4-X4Y4Z4与O3-X3Y3Z3之间的位姿变换矩阵确定欧拉变换矩阵R，并通过欧拉变换矩阵R确定天线波束的在轨实际指向角度与输出轴的理论指向角度之间的关系方程；S4、根据天线波束的在轨实际指向角度与输出轴的理论指向角度之间的关系方程解算星载天线三轴指向机构的输出轴的理论指向角度，并通过指向方向与转动关节的转动角度之间的关系反解出三个关节的实际转动角度，所述实际转动角度为精度补偿后的角度。2.根据权利要求1所述的星载天线三轴指向机构精度补偿方法，其特征在于，在步骤S1中，天线坐标系Oa-XaYaZa的原点Oa在第一转动关节的轴线上，距离天线反射器馈源的焦点的距离为焦距f，Za轴沿第一转动关节的轴线方向，Xa轴沿天线反射器展开方向，Ya轴根据Za和Xa的方向通过右手定则确定；坐标系Oi-XiYiZi的原点Oi位于天线反射器馈源的焦点处，Zi轴沿转动关节i的轴线方向，Yi轴沿连杆和转动关节i的轴线公垂线方向，Xi轴通过右手定则确定，i＝1，2或3；波束指向坐标系Os-XsYsZs的原点Os于天线反射器馈源的焦点处，Zs的方向与Za相同，Xs与Xa方向相反，Ys与Ya方向相反。3.根据权利要求1所述的星载天线三轴指向机构精度补偿方法，其特征在于，在步骤S1中，转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵是根据转动关节之间的连接关系和几何信息确定的，转动关节坐标系之间的位姿变换矩阵包括Oa-XaYaZa对O1-X1Y1Z1的位姿变换矩阵O1-X1Y1Z1对Oa-XaYaZa的位姿变换矩阵O1-X1Y1Z1对O2-X2Y2Z2的位姿变换矩阵O2-X2Y2Z2对O1-X1Y1Z1的位姿变换矩阵O2-X2Y2Z2对O3-X3Y3Z3的位姿变换矩阵O3-X3Y3Z3对O2-X2Y2Z2的位姿变换矩阵Oa-XaYaZa对O3-X3Y3Z3的位姿变换矩阵和O3-X3Y3Z3对Oa-XaYaZa的位姿变换矩阵4.根据权利要求3所述的星载天线三轴指向机构精度补偿方法，其特征在于，其中，nx＝cosφ1cosφ2cosφ3cos2θ-sinφ1sinφ2cosφ3cosθ-cosφ1sinφ2sinφ3cosθ-sinφ1cosφ2sinφ3-cosφ1cosφ3sin2θ，ox＝-cosφ1cosφ2sinφ3cos2θ+sinφ1sinφ2sinφ3cosθ-cosφ1sinφ2cosφ3cosθ-sinφ1cosφ2cosφ3+cosφ1sinφ3sin2θ，ax＝-cosφ1cosφ2cosθsinθ+sinφ1sinφ2sinθ-cosφ1sinθcosθ，ny＝sinφ1cosφ2cosφ3cos2θ+cosφ1sinφ2cosφ3cosθ-sinφ1sinφ2sinφ3cosθ+cosφ1cosφ2s...

【专利技术属性】
技术研发人员：王辉，朱佳龙，黄志荣，郑士昆，赵将，段玉柱，徐小龙，宋婷婷，张天锐，
申请(专利权)人：西安空间无线电技术研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61