CN104344804B - 卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法 - Google Patents

卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法 Download PDF

Info

Publication number
CN104344804B
CN104344804B CN201410572358.1A CN201410572358A CN104344804B CN 104344804 B CN104344804 B CN 104344804B CN 201410572358 A CN201410572358 A CN 201410572358A CN 104344804 B CN104344804 B CN 104344804B
Authority
CN
China
Prior art keywords
state
unit
satellite
under
theodolites
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201410572358.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104344804A (zh
Inventor
陶炯鸣
周徐斌
苏若斌
孔祥森
赵川
胡梦遥
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Institute of Satellite Engineering filed Critical Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority to CN201410572358.1A priority Critical patent/CN104344804B/zh
Publication of CN104344804A publication Critical patent/CN104344804A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104344804B publication Critical patent/CN104344804B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C1/00—Measuring angles
    • G01C1/02—Theodolites

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Testing Of Optical Devices Or Fibers (AREA)

Abstract

一种卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，包括：将卫星处于固支状态，该状态记为“状态一”；两台基准经纬仪分别准直卫星基准棱镜；两台基准经纬仪进行互瞄；两台单机经纬仪分别准直单机棱镜的两个被测面；两台单机经纬仪分别与基准经纬仪进行互瞄；通过计算获得单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示；将卫星相对于原状态倒置180°，该状态记为“状态二”；重复以上步骤；通过计算获得单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示；对“状态一”、“状态二”测量得到的空间矢量进行矢量求和。该方法在理论上可基本消除重力因素的影响，获得比常规测量方法更准确的卫星在轨零重力状态的单机安装精度。

Description

卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法
技术领域
本发明涉及卫星测量技术领域，具体的说，涉及一种卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法。
背景技术
随着高轨、高分辨率遥感卫星的研制，对星上单机的指向精度提出了更高的安装和测量要求。而目前地面精度测量均在重力环境下进行，由于卫星结构自重及星载单机重力的影响，地面重力环境下测得的单机安装精度相对于卫星在轨零重力状态的差异会达到角分级。
为了在一定程度上克服重力因素的影响，目前卫星研制过程中一般均以空载状态(即只存在星体结构和被测单机)精度测量的结果作为安装精度的考核依据，主要原因是相对于满载状态(卫星所有配套产品均安装到位)，空载状态的结构变形更接近于卫星在轨状态，但空载精测结果存在以下问题：
(1)未考虑结构自身重力变形引起的安装精度变化；
(2)未考虑装配应力引起的安装精度变化。
其中装配应力包括两部分：一部分为壳体装配阶段产生的结构装配应力，这部分应力一般会在经历一次振动试验后重新分配，从而导致结构精度发生变化；另一部分为卫星总装阶段产生的单机装配应力，也会导致结构精度发生变化。由这些装配应力引起的结构变形在卫星失重状态下是无法恢复的。
发明内容
针对上述现有精度测量技术中存在的问题，本发明提供一种卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，克服卫星常规精度测量方法得到的测量结果受重力因素影响较大的不足，在理论上可基本消除重力因素的影响，获得比常规测量方法更准确的卫星在轨零重力状态的单机安装精度。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，包括如下步骤：
(1)将卫星处于固支状态，该状态记为“状态一”；
(2)两台基准经纬仪分别准直卫星基准棱镜；
(3)两台基准经纬仪进行互瞄；
(4)两台单机经纬仪分别准直单机棱镜的两个被测面；
(5)两台单机经纬仪分别与基准经纬仪进行互瞄；
(6)通过计算获得在“状态一”下单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示为
(7)将卫星相对于原状态倒置180°，该状态记为“状态二”；
(8)重复步骤(2)～(5)；
(9)通过计算获得在“状态二”下单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示为
(10)对“状态一”、“状态二”测量得到的空间矢量进行合成计算得到零重力状态下单机指向精度为
所述步骤(10)是利用线弹性结构在±1g重力场作用下其变形量大小相等、方向相反的原理，通过两次测量分别得到±1g重力场作用下单机的指向精度，然后对测量结果进行合成计算得到零重力状态单机指向精度。
所述“状态一”定义为卫星结构受到“+1g”重力场作用，“状态二”相对于“状态一”倒置180°，定义为卫星结构受到“-1g”重力场作用。
本发明利用线弹性结构在±1g重力场作用下变形具有对称性的特性，获得更接近于在轨零重力状态的精测数据。通过两次测量分别得到±1g重力场作用下单机的指向精度，然后对测量结果进行矢量求和计算得到卫星零重力状态单机指向精度。
为了分别获得卫星在±1g重力场作用下单机的指向精度，需要建立两种测量状态，在这两种状态中卫星各组成部件在重力场作用下产生的变形相对于同一个基准坐标系具有对称性。在工程上可通过将卫星整体倒置来实现两种状态的测量。
在进行每一种状态测量时首先通过两台基准经纬仪建立测量基准坐标系；其次通过单机经纬仪对单机棱镜被测面进行准直测量；然后将单机经纬仪与基准经纬仪进行互瞄，将被测单机的位置信息传递至基准坐标系；最后通过计算得到单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示。
在获得两种状态下单机指向矢量在同一基准坐标系下的表达形式后，通过矢量求和计算得到卫星零重力状态的单机指向精度。
本发明提供的卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法相对于传统测量方法可以有效消除重力因素的影响，且实施过程简单易行，不需要增加其他额外的测量及工装设备。能满足卫星高精度测量的要求，具有一定的工程应用价值。
附图说明
图1是本发明所提供测量方法的实施流程图。
具体实施方式
下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
图1为本发明的实施流程，具体步骤如下：
(1)将卫星处于固支状态，该状态记为“状态一”；
具体地，可将卫星通过停放工装放置在两轴转台上，并用紧固件拧紧固支，应确保在测量过程中卫星处于稳定状态，不出现整体移动。
(2)两台基准经纬仪分别准直卫星基准棱镜；
具体地，作为卫星测量基准的基准棱镜应确保在测量过程中自身不产生变形，两台基准经纬仪分别对两个基准面进行准直测量。
(3)两台基准经纬仪进行互瞄；
(4)两台单机经纬仪分别准直单机棱镜的两个被测面；
(5)两台单机经纬仪分别与基准经纬仪进行互瞄；
(6)通过计算获得“状态一”单机指向轴在基准坐标系下的矢量表示；
具体地，定义Oj-XjYjZj为卫星基准坐标系，“状态一”单机三个轴在基准坐标系下的表示如下：
X轴，X1＝[XXj1,XYj1,XZj1]
Y轴，Y1＝[YXj1,YYj1,YZj1]
Z轴，Z1＝[ZXj1,ZYj1,ZZj1]
(7)将卫星相对于原状态倒置180°，该状态记为“状态二”；
具体地，应将卫星绕与重力方向垂直的轴转动180°，确保两种状态下卫星各组成部件在重力场作用下产生的变形相对于同一个基准坐标系具有对称性。
(8)重复步骤(2)～(5)；
(9)通过计算获得“状态二”单机指向轴在基准坐标系下的矢量表示；
具体地，定义Oj-XjYjZj为卫星基准坐标系，“状态二”单机三个轴在基准坐标系下的表示如下：
X轴，X2＝[XXj2,XYj2,XZj2]
Y轴，Y2＝[YXj2,YYj2,YZj2]
Z轴，Z2＝[ZXj2,ZYj2,ZZj2]
(10)对“状态一”、“状态二”测量得到的空间矢量进行合成计算。
具体地，通过矢量求和计算得到零重力状态下单机指向精度，“零重力状态”单机三个轴在基准坐标系下的表示如下：
X轴，X0＝[XXj1+XXj2,XYj1+XYj2,XZj1+XZj2]
Y轴，Y0＝[YXj1+YXj2,YYj1+YYj2,YZj1+YZj2]
Z轴，Z0＝[ZXj1+ZXj2,ZYj1+ZYj2,ZZj1+ZZj2]。

Claims (3)

1.一种卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)将卫星处于固支状态，该状态记为状态一；
(2)两台基准经纬仪分别准直卫星基准棱镜；
作为卫星测量基准的基准棱镜应确保在测量过程中自身不产生变形，两台基准经纬仪分别对两个基准面进行准直测量；
(3)两台基准经纬仪进行互瞄；
(4)两台单机经纬仪分别准直单机棱镜的两个被测面；
(5)两台单机经纬仪分别与基准经纬仪进行互瞄；
(6)通过计算获得在状态一下单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示为
定义Oj-XjYjZj为卫星基准坐标系，“状态一”单机三个轴在基准坐标系下的表示如下：
X轴，X1＝[XXj1,XYj1,XZj1]
Y轴，Y1＝[YXj1,YYj1,YZj1]
Z轴，Z1＝[ZXj1,ZYj1,ZZj1]；
(7)将卫星绕与重力方向垂直的轴转动180°，确保两种状态下卫星各组成部件在重力场作用下产生的变形相对于同一个基准坐标系具有对称性，该状态记为状态二；
(8)重复步骤(2)～(5)；
(9)通过计算获得在状态二下单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示为
X轴，X2＝[XXj2,XYj2,XZj2]
Y轴，Y2＝[YXj2,YYj2,YZj2]
Z轴，Z2＝[ZXj2,ZYj2,ZZj2]；
(10)对状态一、状态二测量得到的空间矢量进行合成计算得到零重力状态下单机指向精度为
通过矢量求和计算得到零重力状态下单机指向精度，“零重力状态”单机三个轴在基准坐标系下的表示如下：
X轴，X0＝[XXj1+XXj2,XYj1+XYj2,XZj1+XZj2]
Y轴，Y0＝[YXj1+YXj2,YYj1+YYj2,YZj1+YZj2]
Z轴，Z0＝[ZXj1+ZXj2,ZYj1+ZYj2,ZZj1+ZZj2]。
2.根据权利要求1所述的卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，其特征在于，所述步骤(10)是利用线弹性结构在±1g重力场作用下其变形量大小相等、方向相反的原理，通过两次测量分别得到±1g重力场作用下单机的指向精度，然后对测量结果进行合成计算得到零重力状态单机指向精度。
3.根据权利要求2所述的卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，其特征在于，所述状态一为卫星结构受到+1g重力场作用，状态二相对于状态一倒置180°，为卫星结构受到-1g重力场作用。
CN201410572358.1A 2014-10-23 2014-10-23 卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法 Active CN104344804B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410572358.1A CN104344804B (zh) 2014-10-23 2014-10-23 卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410572358.1A CN104344804B (zh) 2014-10-23 2014-10-23 卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104344804A CN104344804A (zh) 2015-02-11
CN104344804B true CN104344804B (zh) 2017-12-15

Family

ID=52500917

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410572358.1A Active CN104344804B (zh) 2014-10-23 2014-10-23 卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN104344804B (zh)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104655409B (zh) * 2015-02-13 2017-07-14 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 空间光学遥感器调焦机构模拟在轨重力释放检测方法
CN106468544B (zh) * 2016-08-31 2019-01-18 上海卫星工程研究所 基于光电自准直仪的卫星高精度测角方法
CN106524992A (zh) * 2016-12-08 2017-03-22 上海卫星装备研究所 航天器高精度角度测量系统及方法
CN106843248B (zh) * 2017-01-24 2019-05-31 上海航天控制技术研究所 一种卫星发射入轨后单机安装偏差估计和修正方法
CN106772915B (zh) * 2017-02-20 2019-07-19 上海卫星装备研究所 一种卫星基准棱镜的安装方法
CN107121123B (zh) * 2017-05-18 2019-06-28 上海卫星工程研究所 卫星精度单机测量方法
CN107121124B (zh) * 2017-05-19 2019-05-28 上海宇航系统工程研究所 一种星载天线机械指向精度快速测量方法
CN109116384A (zh) * 2018-06-19 2019-01-01 上海卫星工程研究所 一种星载转动天线指向精度测试方法
CN109631724B (zh) * 2018-12-28 2021-02-09 航天东方红卫星有限公司 一种小卫星用分离开关伸出距离的测量方法
CN109631826B (zh) * 2018-12-29 2021-02-09 航天东方红卫星有限公司 一种卫星自动化精度检测方法
CN112729337B (zh) * 2020-12-23 2024-05-28 上海格思信息技术有限公司 一种精度单机棱镜的测量方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1390691A2 (en) * 2001-05-25 2004-02-25 California Institute Of Technology Determining large deformations and stresses of layered and graded structures to include effects of body forces
JP2007232654A (ja) * 2006-03-03 2007-09-13 Nec Engineering Ltd ３面ミラーキューブの法線軸直交度確認方法
CN102032918B (zh) * 2010-10-20 2012-11-07 郑州辰维科技股份有限公司 三探头星敏指向标定方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN104344804A (zh) 2015-02-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104344804B (zh) 卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法
CN106289246B (zh) 一种基于位置和姿态测量系统的柔性杆臂测量方法
CN105651166B (zh) 基于工件坐标系的航天器产品总装精度测量方法
CN108759798B (zh) 一种高精度航天器精度测量的实现方法
CN104266649B (zh) 基于陀螺经纬仪测量基准立方镜姿态角度的方法
CN108593965B (zh) 一种基于比力模和惯性稳定的加速度计系泊状态标定方法
CN106767673B (zh) 一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法
CN109974749B (zh) 一种三轴转台综合指向误差的评定方法
CN104457688B (zh) 卫星上批量设备姿态角度矩阵的高精度自动化测量装置
CN103389114B (zh) 基于g敏感性的三轴MEMS陀螺非正交误差标定方法
CN104880192A (zh) 一种基于偏振罗盘的载体航向角计算方法
CN106405581B (zh) 卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法
CN105444778A (zh) 一种基于成像几何反演的星敏感器在轨定姿误差获取方法
CN105043416A (zh) 一种半球谐振陀螺组合在轨故障诊断方法
CN103353374A (zh) 3乘3式三点测力质心台系统
CN111046584B (zh) 星载仪器设备的精密调整方法
CN104567681A (zh) 一种卫星精密基准桁架结构装置的精测方法
CN109581523B (zh) 一种采用卫星跟踪卫星装置对加速度计校准的方法和系统
CN105424060B (zh) 一种飞行器星敏感器与捷联惯组安装误差的测量方法
CN110044319A (zh) 一种捷联惯导系统减振器变形的测量方法和测量装置
Lu et al. Improved calibration of IMU biases in analytic coarse alignment for AHRS
CN109855652A (zh) 星载激光测高仪指向角误差为非常数时的在轨标定方法
CN109100705A (zh) 星载激光测高仪在轨标定模型中权矩阵的确定方法
CN115752391A (zh) 一种航天器总装过程中的设备安装精度调测方法
CN110672094B (zh) 一种分布式pos多节点多参量瞬间同步标校方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant