一种高精度航天器精度测量的实现方法技术

本发明专利技术提供一种高精度航天器精度测量方法,利用光电自准直仪对有效载荷基准棱镜的两个正交法向矢量的角度进行测量，得到棱镜单位矢量在航天器参考坐标系的数学描述，再通过旋转矢量算法获得有效载荷基准棱镜的矢量变化关系，进而解算有效载荷在参考坐标系的姿态角度以及有效载荷之间的相对姿态关系。本发明专利技术主要解决了航天器总装、试验等过程中有效载荷角秒级精度测量需求，并且具有测量精度高、适用性强等优点。

A high accuracy method for spacecraft accuracy measurement

The invention provides a high-precision spacecraft precision measurement method. The angle of two orthogonal normal vectors of the payload reference prism is measured by photoelectric autocollimator, and the mathematical description of the unit vector of the prism in the spacecraft reference coordinate system is obtained. The vector variation of the payload reference prism is obtained by the rotation vector algorithm. Then, the attitude angle of payload in reference coordinate system and the relative attitude relationship between payloads are calculated. The invention mainly solves the measurement requirement of payload angular second accuracy in the process of spacecraft assembly and test, and has the advantages of high measurement accuracy and strong applicability.

【技术实现步骤摘要】
一种高精度航天器精度测量的实现方法
本专利技术涉及航天器总装、试验等过程中有效载荷角秒级精度测量，具体涉及一种高精度航天器精度测量方法。
技术介绍
为保证有效载荷的正常工作和卫星性能指标的实现，必须对有效载荷、姿控系统测量执行部件以及其它系统相关单机的精度在地面总装、试验等过程中进行测量、调整和控制。一般情况下，在结构上设置正六面体棱镜或多面体棱镜，利用棱镜光轴表征被测载荷或单机的物理特性，安装、装配精度测量主要是通过电子经纬仪建站测量实施，需要两台或多台经纬仪互相瞄准进而计算出棱镜光轴之间的角度关系。近年来高分辨率对地观测需求呈现不断增长的态势，对光学遥感卫星的空间分辨率、时间分辨率、光谱分辨率及定位精度等提出了更高的要求。航天器有效载荷姿态角度的测量精度从几角分到几十角秒，甚至达到几个角秒。传统电子经纬仪精测方法由于受人为影响因素较大，操作比较复杂、测量环节较多、误差因素复杂，目前测量最高精度可以达到±5″，无法满足角秒级有效载荷姿态角度精测要求。
技术实现思路
针对航天器有效载荷角秒级精度测量需求，本专利技术提供了一种高精度航天器精度测量方法。本专利技术具有通过以下技术方案实现：一本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高精度航天器精度测量方法,其特征在于：利用光电自准直仪对有效载荷基准棱镜的两个正交法向矢量的角度进行测量，得到棱镜单位矢量在航天器参考坐标系的数学描述，再通过旋转矢量算法获得有效载荷基准棱镜的矢量变化关系，进而解算有效载荷在参考坐标系的姿态角度以及有效载荷之间的相对姿态关系。

【技术特征摘要】
1.一种高精度航天器精度测量方法,其特征在于：利用光电自准直仪对有效载荷基准棱镜的两个正交法向矢量的角度进行测量，得到棱镜单位矢量在航天器参考坐标系的数学描述，再通过旋转矢量算法获得有效载荷基准棱镜的矢量变化关系，进而解算有效载荷在参考坐标系的姿态角度以及有效载荷之间的相对姿态关系。2.根据权利要求1所述的一种高精度航天器精度测量方法，其特征在于：所述的光电自准直仪用于测量有效载荷基准棱镜法向矢量的俯仰角和偏转角；所述的有效载荷基准棱镜的坐标系与有效载荷局部坐标系一致。3.根据权利要求1所述的一种高精度航天器精度测量方法，其特征在于：所述的棱镜单位矢量在航天器参考坐标系的数学描述是先通过数学表达式描述出棱镜的三个法线方向矢量在有效载荷局部坐标系的表示，再利用局部坐标系与参考坐标系的关系，推导出基准棱镜单位矢量在航天器参考坐标系下的表示。4.根据权利要求1所述的一种高精度航天器精度测量方法，其特征在于：所述的旋转矢量算法是依据有效载荷局部坐标系在航天器参考坐标系下的相对关系固定不变，在测量坐标系不变的前提下，旋转航天器参考坐标系，获得有效载荷基准棱镜的矢量变化关系，解算有效载荷在参考坐标系的姿态角度以及有效载荷之间的相对姿态关系。5.根据权利要求1所述的一种高精度航天器精度测量方法，其特征在于：具体包括如下步骤：S1、设置有效载荷基准棱镜坐标系与有效载荷局部坐标系一致，采用光电自准直仪建立测角系统，定义测量坐标系{A}和{B}，对有效载荷基准棱镜的两个正交法向矢量的角度进行测量；读取自准直仪读数τ1和δ1、τ2和δ2，并统一坐标系...

【专利技术属性】
技术研发人员：庞亚飞，赵旭枫，林德贵，杜冬，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31