空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统，其主要技术特征有：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标，建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系，再通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系，将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下，最后通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系下，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。它主要解决了航天器在轨状态下，测量大尺寸空间中有效载荷相对于载荷基准的位置与姿态变化关系，可以实现载荷测量基准与有效载荷之间的坐标系统一，具有测量精度高，适用性强等优点。适用性强等优点。适用性强等优点。

【技术实现步骤摘要】
空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统


[0001]本专利技术涉及航天器大尺寸空间载荷的在轨变形测量的
，具体地，涉及空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统，尤其涉及一种大尺寸空间载荷相对位姿在轨测量实现方法。

技术介绍

[0002]航天器在轨工作时受太阳照射的时间长，一天内来自太阳辐射的外热流变化十分剧烈。天线的各反射面位姿因温度的剧烈变化会发生大尺度热变形，严重影响天线系统的主波束效率，进而影响整星的在轨工作性能。为有效抑制天线变形，提升整星工作性能，卫星在轨运行阶段需要对天线反射面的相对位姿进行测量，为天线在轨调节提供依据。
[0003]航天器的大尺寸天线通常由多个反射面组成，需要测量的空间范围在3m
×
3m
×
5m以上，传统的摄影测量法、经纬仪测量法、PSD测量法等都无法满足在轨变形测量需求。专利《一种对具有平行线特征的目标空间指向测量方法》(专利号zl201711462286.5)和专利《一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法》(专利号zl201611076473.5)介绍的两种方法虽然都能解算光学敏感载荷的指向变化，但都无法同步解算载荷的位置变化，更无法对大尺寸空间载荷的相对位姿进行在轨测量；专利《大尺寸非合作目标的相对位姿测量方法》(专利号zl201410226532.7)介绍的方法虽能通过两台相机解算得到被测目标整体的位姿关系，但该方法需要近距离拍摄，视场角较小，无法满足大尺寸空间载荷对测量方法的精度要求。因此，需要提出一种技术方案以改善上述技术问题。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统。
[0005]根据本专利技术提供的一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，所述方法包括如下步骤：
[0006]步骤S1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；
[0007]步骤S2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系；
[0008]步骤S3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；
[0009]步骤S4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；
[0010]步骤S5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。
[0011]优选地，所述步骤S1中的特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。
[0012]优选地，所述步骤S3中的两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对
公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
[0013]优选地，所述步骤S4中的将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。
[0014]优选地，所述步骤S5中的基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；所述载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
[0015]本专利技术还提供一种空间载荷相对位姿在轨测量实现系统，所述系统包括如下模块：
[0016]模块M1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；
[0017]模块M2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系；
[0018]模块M3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；
[0019]模块M4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；
[0020]模块M5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。
[0021]优选地，所述模块M1中的特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。
[0022]优选地，所述模块M3中的两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
[0023]优选地，所述模块M4中的将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。
[0024]优选地，所述模块M5中的基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；所述载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
[0025]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0026]1、本专利技术采用两台激光扫描测量仪对大尺寸空间下有效载荷的相对位姿进行测量，可完整描述出航天器有效载荷相对于基准坐标系的位置和姿态变化；
[0027]2、本专利技术所有计算均为代数计算，最复杂的求解步骤只是对三阶矩阵求逆，具有测量精度高、计算快捷、操作简便等特点；
[0028]3、由公式推导过程可知，解算得到的有效载荷相对于基准坐标系的位姿变化关系仅与各有效载荷在测量坐标系下的旋转矩阵和平移矩阵有关，与激光扫描测量仪的自身位姿变化无关，因此当激光扫描测量仪自身位姿发生变化时，该方法仍能保持高精度，高稳定
性的优点，满足航天器天线反射面对在轨测量系统的测量精度和稳定性要求。
附图说明
[0029]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0030]图1为本专利技术角反射器中心坐标解算局部坐标系描述示意图；
[0031]图2为本专利技术两台激光扫描测量仪通过公共点转换描述示意图；
[0032]图3为本专利技术载荷坐标系相对基准坐标系转换描述示意图；
[0033]图4为本专利技术大尺寸空间中激光扫描测量仪与有效载荷布局描述示意图；
[0034]图5为本专利技术坐标系转换流程图。
具体实施方式
[0035]下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。
[0036]实施例1：
[0037]根据本专利技术提供的一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，方法包括如下步骤：
[0038]步骤S1：使用两台激光扫本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤S1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；步骤S2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系；步骤S3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；步骤S4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；步骤S5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。2.根据权利要求1所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述步骤S1中的特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。3.根据权利要求1所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述步骤S3中的两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。4.根据权利要求1所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述步骤S4中的将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。5.根据权利要求1所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述步骤S5中的基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；所述载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。6.一种空间载...

【专利技术属性】
技术研发人员：熊良磊，庞亚飞，周春华，贾奥男，叶子龙，尹永康，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：