CN104482874B - 用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，包括：变形隔离装置41、零变形安装结构42、四个激光角度测量单元、第一棱镜47、第二棱镜48；第一棱镜47、第二棱镜48用于分别固定于需测量的两个有效载荷的安装面上；四个激光角度测量单元分别朝向并对准作为被侧面的第一、二棱镜的两个侧面。本发明能够成对地用于测量有效载荷安装面相对于测量装置的指向变化角度；通过测得多个有效载荷安装面相对于测量装置的指向变化角度的传递关系，就可以获得多个有效载荷安装面之间的相对指向变化角度。经验证，本发明可以对安装在卫星平台上的有效载荷的相对指向变形进行测量，测量精度可以达到10角秒。

Description

用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统

技术领域

本发明属于航天卫星结构技术领域，具体涉及对温度载荷作用下两个卫星载荷安装面相对指向在轨测量方法的研究。

背景技术

对高分辨率对地遥感卫星而言，由于受日照交变以及季节的影响，卫星结构温度环境波动较大，有效载荷及其安装面会产生变形，从而导致有效载荷指向发生变化，影响卫星在轨成像和定位性能。

通常情况下，可采用高尺寸稳定性材料如碳纤维增强复合材料、SiC等低变形材料对卫星在轨变形进行控制。但这些技术也存在以下问题：

1)随着卫星载荷分辨率的提高，即使卫星上一些关键结构采用了高尺寸稳定性材料，但由于卫星结构材料的复杂性和在轨温度环境的影响，高精度载荷的指向也会不可避免的会发生变化，这时需要通过在轨测量标定的方法对这些变形的影响予以消除。

2)在地面标志物标定方面，由于轨道的不确定性，导致结构上的温度梯度不断发生变化，不能对整个轨道内的相对指向变形情况进行标定。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明所要解决的技术问题是提供一种可以对卫星平台上两个有效载荷安装面相对指向变形的在轨测量方法，解决目前因在轨温度梯度而导致有效载荷安装面指向相对变化，进一步导致有效载荷性能降低的问题。

为解决上述技术问题，本发明是提出以下技术方案实现的：

根据本发明提供的一种用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，包括：变形隔离装置41、零变形安装结构42、第一激光角度测量单元43、第二激光角度测量单元44、第三激光角度测量单元45、第四激光角度测量单元46、第一棱镜47、第二棱镜48；

第一棱镜47、第二棱镜48用于分别固定于需测量的两个有效载荷的安装面上；

变形隔离装置41的底端用于固定于卫星平台上，零变形安装结构42固定于变形隔离装置41的顶端；零变形安装结构用于安装激光角度测量单元，采用零变形设计方法，作用是保证测量单元之间的相对位置精度；变形隔离装置支承零变形安装结构，并与卫星平台连接，采用变形隔离设计方法，作用是隔离在轨温度梯度下卫星平台变形的影响；

第一激光角度测量单元43、第二激光角度测量单元44、第三激光角度测量单元45、第四激光角度测量单元46均固定在零变形安装结构42上；

第一激光角度测量单元43、第二激光角度测量单元44位于零变形安装结构42的一侧，第三激光角度测量单元45、第四激光角度测量单元46位于零变形安装结构42的另一侧；

第一激光角度测量单元43、第二激光角度测量单元44分别朝向并对准作为被测面的第一棱镜47的两个侧面；

第三激光角度测量单元45、第四激光角度测量单元46分别朝向并对准作为被测面的第二棱镜48的两个侧面。

优选地，第一激光角度测量单元43、第三激光角度测量单元45固定于零变形安装结构42的一端，第二激光角度测量单元44、第四激光角度测量单元46固定于零变形安装结构42的另一端。

优选地，所述第一棱镜47的两个侧面之间相互垂直；所述第二棱镜48的两个侧面之间相互垂直。

优选地，变形隔离装置41的顶端固定于零变形安装结构42的中点处。

优选地，第一激光角度测量单元43、第二激光角度测量单元44、第三激光角度测量单元45、第四激光角度测量单元46均包括：激光光源、PSD位置传感器，其中，激光光源用于向距离L的被测面发射出激光，PSD位置传感器用于接受经被测面反射回的激光。

优选地，第一激光角度测量单元43、第二激光角度测量单元44、第三激光角度测量单元45、第四激光角度测量单元46到达相应被测面的距离相等。

根据本发明提供的一种用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量方法，其通过上述的用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，得到两个有效载荷的安装面分别相对于所述用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统的变化角度，进而得到两个有效载荷指向的相对变形。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明采用一种安装于卫星平台上并带有变形隔离装置和零变形安装机构的激光角度测量装置，其具备4个或更多激光角度测量单元，成对地用于测量有效载荷安装面相对于测量装置的指向变化角度；通过测得多个有效载荷安装面相对于测量装置的指向变化角度的传递关系，就可以获得多个有效载荷安装面之间的相对指向变化角度。经验证，本发明可以对安装在卫星平台上的有效载荷的相对指向变形进行测量，测量精度可以达到10角秒。

附图说明

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，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明总体示意图

图2是测量装置示意图

图3是激光角度测量原理图

图4是棱镜示意图

图中：

1--卫星平台；

2--第一载荷；

21--安装面；

3--第二载荷；

4--测量装置；

41--变形隔离装置；

42--零变形安装结构；

43--第一激光角度测量单元；

431--激光光源；

432--PSD位置传感器；

44--第二激光角度测量单元；

45--第三激光角度测量单元；

46--第四激光角度测量单元；

47--第一棱镜；

471--左侧侧面；

472--右侧侧面；

48--第二棱镜。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明提供的用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，是一种卫星平台载荷安装面相对指向变形测量系统，其包括2个棱镜、4个激光角度测量单元、零变形安装结构、变形隔离装置、测量方法，其中：

2个棱镜分别安装在所需测量的两个有效载荷的安装面上；

4个激光角度测量单元成对地使用，其激光光轴分别指向上述棱镜的两个侧面；

零变形安装结构用于安装激光角度测量单元，采用零变形设计方法，作用是保证测量单元之间的相对位置精度；

变形隔离装置支承零变形安装结构，并与卫星平台连接，采用变形隔离设计方法，作用是隔离在轨温度梯度下卫星平台变形的影响；

测量方法是，使用激光角度测量单元和棱镜进行角度测量，并进一步计算，可以得到两个有效载荷安装面分别相对测量单元的空间变化角度，进而可以得到两个有效载荷指向的相对变形。

本发明所要解决的技术问题是提供一种可以对安装在卫星平台结构上的两个或多个有效载荷之间的相对指向变形进行测量的方法，实时获取载荷安装面法向相对变形信息，解决由于在轨温度载荷引起的高精度载荷安装面法向指向变化而导致的有效载荷性能譬如成像和定位性能降低的问题。

具体地，如图1所示，本实施例包括：卫星平台1、第一载荷2、第二载荷3、测量装置4。其中卫星平台1提供对第一载荷2和第二载荷3的承载和固定。本实施例中第一载荷2以高分辨率照相设备为例，第二载荷3以星敏感器为例，这两者本身对其安装精度有严格要求，而且更为重要的是，这两个载荷的安装面指向若产生相对变形，则会对卫星的主要功能产生影响。而由于卫星在轨运行时空间环境的特殊性，特别是上百摄氏度交变的热环境，会引起卫星平台1的变形，导致卫星平台1安装平面的不均匀变形，进而使得第一载荷2、第二载荷3的指向产生相对变形。为此，本发明提出了一种用于卫星载荷指向相对变形的测量方法，使得可以进行在轨测量第一载荷2、第二载荷3指向的相对变形，便于用于实时标定和修正第一载荷2、第二载荷3的测量数据，有助于提高第一载荷2、第二载荷3以及相关有效载荷的分辨率和数据精度。

如图2所示，上述的测量装置4包括：变形隔离装置41、零变形安装结构42、第一激光角度测量单元43、第二激光角度测量单元44、第三激光角度测量单元45、第四激光角度测量单元46、第一棱镜47、第二棱镜48。其中，第一棱镜47、第二棱镜48分别固定于第一载荷2、第二载荷3的安装面上。其中变形隔离装置41下端固定于上述的卫星平台1，上端支承零变形安装结构42。其中四个激光角度测量单元安装于零变形安装结构42，并且其中安装在第一载荷2一侧的第一激光角度测量单元43和第二激光角度测量单元44分别朝向并对准第一载荷2上的第一棱镜47的两个侧面，安装在第二载荷3一侧的第三激光角度测量单元45和第四激光角度测量单元46分别朝向并对准第二载荷3上的第二棱镜48的两个侧面。

如图3所示的是激光角度测量的原理。第一激光角度测量单元43包含激光光源431、PSD位置传感器432。其中激光光源431发射出激光，射向距离L的被测面，反射回的激光打在PSD位置传感器432。如果被测面产生绕Y轴的转动θ角度，反射激光则会产生相应的2θ角度偏转，使得PSD位置传感器432上的光斑沿X向移动了S距离，则转动θ角度可由公式(1)求得。同样地，被测面产生绕X轴的转动角度，可以由PSD位置传感器432上的光斑沿Y轴的移动距离计算得出。经由上述方式，激光角度测量单元便可以测得被测面绕X、Y轴两个旋转自由度上的偏转角度。

如图4所示，安装于第一载荷2的安装面21上的第一棱镜47的左侧侧面471的法向变形角度，可以被往该侧面发射和接收激光的第一激光角度测量单元43所测得。所测得的法线指向变形角度，其实质是包含了棱镜3个旋转自由度除去绕该侧面法向旋转自由度所余下的2个旋转自由度。同样地，第一棱镜47的右侧侧面472的法向变形角度也可以以同样的方式测得。然后，将测得的这两个侧面的法向变形角度进行去冗余度计算，就得到第一棱镜47的3个旋转自由度的空间转动变形量，而由于忽略第一棱镜47和第一载荷2安装面之间的相对变形，故此也是第一载荷2安装面的3个旋转自由度的空间转动变形量。同样地，第二载荷3安装面的3个旋转自由度的空间转动变形量，也可以以同样的方式测得。最后，将所计算得出的第一载荷2安装面和第二载荷3安装面的3个旋转自由度的空间转动变形量，进行空间矢量计算，即可获得第一载荷2安装面和第二载荷3安装面在3个旋转自由度上的相对转动角度。

对本实施例中该测量方法进行下述几点的进一步说明：

(1)测量装置4采用的方法是从第三参照系进行对两个载荷指向的测量，然后再经计算求得两者的相对变形。同直接安装于一载荷上再测量另一载荷的方法相比较，该方法使得棱镜、激光角度测量单元的布置更加灵活，并且更具通用性。

(2)图2中测量装置4的4个激光角度测量单元需要有可靠并严苛的相对位置精度要求，以免影响到角度测量过程。而这是由变形隔离装置41和零变形安装结构42来共同保证的。其中变形隔离装置41，除支承作用外，更主要作用是将卫星平台1安装平面的变形与该装置上端部件隔离开来。因此，本实施例中变形隔离装置41，采用变形隔离设计方法，优选的是延性好，隔热性能好的材料，比如凯芙拉纤维复合材料；并且与卫星平台1的安装接触面应尽可能小，以此来尽可能减小由于卫星平台1安装平面不均匀变形所带来的在安装部位的拉扯变形。其中零变形安装结构42，除支承作用外，更主要作用是保证4个激光角度测量单元的相对位置不变。因此，本实施例中零变形安装结构42，采用零变形设计方法，优选的是刚度好、热膨胀系数尽可能接近零的材料，比如碳纤维复合材料。另外，变形隔离装置41和零变形安装结构42，除了材料选择方面，也可以经由某些特殊结构设计，来实现同样的功能。

(3)本实施例中第一棱镜47、第二棱镜48的侧面夹角为90度，可根据实际需要调整为其他角度；4个激光角度测量单元到对应棱镜的距离都相等，为L，可根据实际需要调整为不相等的长度。零变形安装结构42的长度、变形隔离装置41的高度、以及测量装置4的布置位置和方向也可根据实际需要进行调整。若空间受限或者激光通路受阻，激光角度测量单元也可以不对称布置，还可以将零变形安装结构42异化为其他形状。本实施例中是对两个载荷进行相对指向变形的测量，也可以对更多的载荷进行，每增加一个测量载荷，就需增加一对测量单元。

(4)结合本实施例的附图2、附图3和附图4，说明一下所采用的角度测量算法。将第一激光角度测量单元43的PSD位置传感器432上的光斑沿X、Y轴的移动距离分别记作S_1X、S_1Y，则第一棱镜47的侧面471绕X、Y轴的转动角度θ_1X、θ_1Y可由公式1计算得到，结果分别为θ_1X＝S_1Y/2L,θ_1Y＝S_1X/2L；同样地，将第二激光角度测量单元44测得的光斑沿X、Z轴的移动距离分别记作S_2X、S_2Z，则第一棱镜47的侧面472绕X、Z轴的转动角度θ_2X、θ_2Z可由公式1计算得到，结果分别为θ_2X＝S_2Z/2L,θ_2Z＝S_2X/2L。本实施例中棱镜侧面夹角为90度，故第一棱镜47自身或者说第一载荷2安装面，绕X、Y、Z轴的转动角度θ_X、θ_Y、θ_Z有如下结果等式，θ_X＝θ_1X＝θ_2X、θ_Y＝θ_1Y＝S_1X/2L、θ_Z＝θ_2Z＝S_2X/2L，其中θ_X可取θ_1X或θ_2X又或者两者的平均值即(S_1Y+S_2Z)/4L。这样就得到了第一载荷2安装面相对测量装置的三个方向上的旋转角度。同样地，第二载荷3安装面相对测量装置的三个方向上的旋转角度β_X、β_Y、β_Z也可以得到。最后，第一载荷2安装面相对于第二载荷3安装面的三个方向上的旋转角度α_X、α_Y、α_Z便可以由下式计算得出，α_X＝θ_X－β_X、α_Y＝θ_Y－β_Y、α_Z＝θ_Z－β_Z。另外，若采用其他角度的棱镜侧面夹角，那么在具体计算时需要稍作改动。

本实施例采用了上述的具体实施方式，可以对安装在卫星平台上的有效载荷的相对指向变形进行精准的测量，测量精度达到10″。本发明对于卫星工程应用具有重要的用途和广阔的市场前景。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (7)

1.一种用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，其特征在于，包括：变形隔离装置(41)、零变形安装结构(42)、第一激光角度测量单元(43)、第二激光角度测量单元(44)、第三激光角度测量单元(45)、第四激光角度测量单元(46)、第一棱镜(47)、第二棱镜(48)；

第一棱镜(47)、第二棱镜(48)用于分别固定于需测量的两个有效载荷的安装面上；

变形隔离装置(41)的底端用于固定于卫星平台上，零变形安装结构(42)固定于变形隔离装置(41)的顶端；

第一激光角度测量单元(43)、第二激光角度测量单元(44)、第三激光角度测量单元(45)、第四激光角度测量单元(46)均固定在零变形安装结构(42)上；

第一激光角度测量单元(43)、第二激光角度测量单元(44)位于零变形安装结构(42)的一侧，第三激光角度测量单元(45)、第四激光角度测量单元(46)位于零变形安装结构(42)的另一侧；

第一激光角度测量单元(43)、第二激光角度测量单元(44)分别朝向并对准作为被测面的第一棱镜(47)的两个侧面；

第三激光角度测量单元(45)、第四激光角度测量单元(46)分别朝向并对准作为被测面的第二棱镜(48)的两个侧面。

2.根据权利要求1所述的用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，其特征在于，第一激光角度测量单元(43)、第三激光角度测量单元(45)固定于零变形安装结构(42)的一端，第二激光角度测量单元(44)、第四激光角度测量单元(46)固定于零变形安装结构(42)的另一端。

3.根据权利要求1所述的用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，其特征在于，所述第一棱镜(47)的两个侧面之间相互垂直；所述第二棱镜(48)的两个侧面之间相互垂直。

4.根据权利要求1所述的用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，其特征在于，变形隔离装置(41)的顶端固定于零变形安装结构(42)的中点处。

5.根据权利要求1所述的用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，其特征在于，第一激光角度测量单元(43)、第二激光角度测量单元(44)、第三激光角度测量单元(45)、第四激光角度测量单元(46)均包括：激光光源、PSD位置传感器，其中，激光光源用于向距离L的被测面发射出激光，PSD位置传感器用于接受经被测面反射回的激光。

6.根据权利要求1所述的用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，其特征在于，第一激光角度测量单元(43)、第二激光角度测量单元(44)、第三激光角度测量单元(45)、第四激光角度测量单元(46)到达相应被测面的距离相等。

7.一种用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量方法，其特征在于，通过权利要求1至6中任一项所述的用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统，得到两个有效载荷的安装面分别相对于所述用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统的变化角度，进而得到两个有效载荷指向的相对变形。