基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法和系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法和系统，该方法包括：设置N个销孔和两个靶标球；调整激光跟踪仪至设定站位；采集得到各销孔的坐标值、两个靶标球在立方镜两个正交镜面的实点和反射点的坐标值；根据采集得到的销孔的坐标值，通过最小二乘法拟合得到整星机械坐标系；根据采集得到的立方镜两个正交镜面的实点和反射点的坐标值，通过向量叉乘得到立方镜本体坐标系；解算出整星机械坐标系与立方镜本体坐标系的角度关系。本发明专利技术解决了大尺寸非圆环式航天器机械坐标系转移过程中辅助工装加工难度问题，避免了经纬仪测量系统瞄准机械轴过程的复杂操作过程，减少了经纬仪测量过程的人为操作因素干扰。干扰。干扰。

【技术实现步骤摘要】
基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法和系统


[0001]本专利技术属于航天器机械基准建立
，尤其涉及一种基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法和系统。

技术介绍

[0002]航天器的精度检测过程中，航天器的机械坐标系需通过基准转移方法转移至基准立方镜，便于后续测量设备安装角度时使用经纬仪准直立方镜。通常机械基准建立方法是将整星机械对接面(机械坐标系)通过工装引出，工装上安装转移立方镜，调平工装，利用经纬仪测量系统准直定位点，采用轴对准的方法建立整星机械坐标系与转移立方镜坐标系之间的角度关系，将整星安装在工装上，再次利用经纬仪测量系统准直转移立方镜与整星基准立方镜，获得整星机械坐标系与基准立方镜之间的角度关系，完成基准转移。该传统方法，适合圆环式机械对接面，跨度相对较小，需利用转台进行工装调平，且工装销孔精度要求较高，经纬仪对准工装轴孔过程中对设备操作需进行反复迭代，费时费力，人为干扰因素无法消除。该方法无法适应大尺寸非圆环式机械基准的转移任务，大尺寸非圆环式机械系的基准转移需考虑解决辅助工装的加工难度以及精测转台的配套难度。

技术实现思路

[0003]本专利技术的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法和系统，用激光跟踪仪实现卫星机械基准与立方镜坐标系的关系建立，达到航天器机械基准转移的目的；解决了大尺寸非圆环式航天器机械坐标系转移过程中辅助工装加工难度问题，避免了经纬仪测量系统瞄准机械轴过程的复杂操作过程，减少了经纬仪测量过程的人为操作因素干扰。
[0004]为了解决上述技术问题，本专利技术公开了一种基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法，包括：
[0005]在航天器结构平面设置N个销孔，在立方镜两侧分别设置一个靶标球；其中，航天器结构平面平行于机械系平面，N≥3；
[0006]调整激光跟踪仪至设定站位，使得激光跟踪仪在设定站位下：激光跟踪仪的光路既能覆盖所有销孔，又同时满足立方镜两个正交镜面的反射路径设站；
[0007]通过激光跟踪仪采集得到各销孔的坐标值、两个靶标球在立方镜两个正交镜面的实点和反射点的坐标值；
[0008]根据采集得到的销孔的坐标值，通过最小二乘法拟合得到整星机械坐标系；
[0009]根据采集得到的立方镜两个正交镜面的实点和反射点的坐标值，通过向量叉乘得到立方镜本体坐标系；
[0010]解算出整星机械坐标系与立方镜本体坐标系的角度关系，并输出。
[0011]在上述基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法中，激光跟踪仪本体坐标系O
′‑
X
′
Y
′
Z
′
与整星机械坐标系O
‑
XYZ满足如下关系：
[0012][0013]其中，式(1)表示：坐标系O
′‑
X
′
Y
′
Z
′
先平移(X0,Y0,Z0)、再旋转(ε
x
,ε
y
,ε
z
)、最后缩放k倍后得到坐标系O
‑
XYZ；(X
′
,Y
′
,Z
′
)表示O
′‑
X
′
Y
′
Z
′
坐标系下的坐标值，(X,Y,Z)表示O
‑
XYZ坐标系下的坐标值，(X0,Y0,Z0)表示坐标系三个方向的平移量，(ε
x
,ε
y
,ε
z
)表示坐标系三个方向的旋转角度，k表示坐标系的缩放倍数，M表示旋转矩阵。
[0014]在上述基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法中，旋转矩阵M表示如下：
[0015][0016]其中，a1、a2、a3、b1、b2、b3、c1、c2和c3表示旋转矩阵M中的元素；
[0017][0018]在上述基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法中，根据采集得到的销孔的坐标值，通过最小二乘法拟合得到整星机械坐标系，包括：
[0019]对式(1)进行微分处理，得到：
[0020][0021]其中，d1、d2、d3、e1、e2、e3、f1、f2、f3、g1、g2、g3表示微分系数；
[0022]构造函数F：
[0023][0024]构造矩阵A：
[0025]A＝[α
i
]…
(6)
[0026][0027]根据式(4)进行拟合，得到如下矩阵V：
[0028]V＝Adt+F
…
(8)
[0029]其中，t表示待求解坐标转换参数，t＝(X0,Y0,Z0,ε
x
,ε
y
,ε
z
,k)；
[0030]取t的初值t0：利用最小二乘法对式(8)进行迭代计算，得到X0,Y0,Z0,ε
x
,ε
y
,ε
z
,k的参数值；其中，分别为X0,Y0,Z0,ε
x
,ε
y
,ε
z
,k对应的初值；
[0031]将通过激光跟踪仪采集得到的销孔P
i
的坐标值(X
i
′
,Y
i
′
,Z
i
′
)代入公式(1)，并结合解算的得到的X0,Y0,Z0,ε
x
,ε
y
,ε
z
,k的参数值，求解得到整星机械坐标系下的坐标值(X
i
,Y
i
,Z
i
)，进而确定整星机械坐标系。
[0032]在上述基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法中，d1、d2、d3、e1、e2、e3、f1、f2、f3、g1、g2、g3表示如下：
[0033][0034]在上述基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法中，
[0035]靶标球1对应的实点P
a
和反射点的P
a
′
坐标值分别为：P
a
＝(x
a
,y
a
,z
a
)和P
′
a
＝(x
′
a
,y
′
a
,z
′
a
)；
[0036]靶标球2对应的实点P
b
和反射点的P
b
′
坐标值分别为：P
b
＝(x
b
,y
b
,z
b
)和P
′
b
＝(x
′
b
,y
′
b
,z
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法，其特征在于，包括：在航天器结构平面设置N个销孔，在立方镜两侧分别设置一个靶标球；其中，航天器结构平面平行于机械系平面，N≥3；调整激光跟踪仪至设定站位，使得激光跟踪仪在设定站位下：激光跟踪仪的光路既能覆盖所有销孔，又同时满足立方镜两个正交镜面的反射路径设站；通过激光跟踪仪采集得到各销孔的坐标值、两个靶标球在立方镜两个正交镜面的实点和反射点的坐标值；根据采集得到的销孔的坐标值，通过最小二乘法拟合得到整星机械坐标系；根据采集得到的立方镜两个正交镜面的实点和反射点的坐标值，通过向量叉乘得到立方镜本体坐标系；解算出整星机械坐标系与立方镜本体坐标系的角度关系，并输出。2.根据权利要求1所述的基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法，其特征在于，激光跟踪仪本体坐标系O
′‑
X
′
Y
′
Z
′
与整星机械坐标系O
‑
XYZ满足如下关系：其中，式(1)表示：坐标系O
′‑
X
′
Y
′
Z
′
先平移(X0,Y0,Z0)、再旋转(ε
x
,ε
y
,ε
z
)、最后缩放k倍后得到坐标系O
‑
XYZ；(X
′
,Y
′
,Z
′
)表示O
′‑
X
′
Y
′
Z
′
坐标系下的坐标值，(X,Y,Z)表示O
‑
XYZ坐标系下的坐标值，(X0,Y0,Z0)表示坐标系三个方向的平移量，(ε
x
,ε
y
,ε
z
)表示坐标系三个方向的旋转角度，k表示坐标系的缩放倍数，M表示旋转矩阵。3.根据权利要求2所述的基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法，其特征在于，旋转矩阵M表示如下：其中，a1、a2、a3、b1、b2、b3、c1、c2和c3表示旋转矩阵M中的元素；4.根据权利要求3所述的基于激光跟踪仪的航天器大尺寸机械基准建立方法，其特征在于，根据采集得到的销孔的坐标值，通过最小二乘法拟合得到整星机械坐标系，包括：
对式(1)进行微分处理，得到：其中，d1、d2、d3、e1、e2、e3、f1、f2、f3、g1、g2、g3表示微分系数；构造函数F：构造矩阵A：A＝[α
i
]
···
(6)根据式(4)进行拟合，得到如下矩阵V：V＝Adt+F
···
(8)其中，t表示待求解坐标转换参数，t＝(X0,Y0,Z0,ε
x
,ε
y
,ε
z
,k)；取t的初值t0：利用最小二乘法对式(8)进行迭代计算，得到X0,Y0,Z0,ε
x
,ε
y
,ε
z
,k的参数值；其中，k0分别为X0,Y0,Z0,ε
x
,ε
y
,ε
z
,k对应的初值；将通过激光跟踪仪采集得到的销孔P
i
的坐标值(X
i
′
,Y
i
′
,Z
i
′
)...

【专利技术属性】
技术研发人员：梁小峰，沈群，汪亮，邱增帅，李圣山，
申请(专利权)人：航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：