CN104536449B - 一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，该方法使用多个激光测距结果，通过合理布置激光测距仪位置形成环形测量结构，配合椭圆拟合实时算法，通过计算斜椭圆偏心角、几何中心以及长短轴等椭圆参数，结合卫星发动机喷嘴模型，解算得到两卫星间相对位姿，该方法通过非接触式测量，实现了相对位姿测量的高实时和高精度，即能够获得实时性很高的测量结果，并通过简化算法能够得到实时高精度相对位姿结果，以最大限度的降低碰撞概率，大大减少了由抓捕失败造成的目标逃逸，克服了原有锥杆式抓捕机构适应性差的缺点。

Description

一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法

技术领域

本发明涉及一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，属于航天器在轨维修维护技术领域。

背景技术

高轨卫星通用抓捕机构是卫星平台集成的针对高轨卫星发动机喷嘴的姿态失稳目标锥杆式抓捕机构。全局感知相对位姿实时测量装置利用激光测距仪在发动机喷嘴内部的测量结果，实时计算两卫星间相对位姿关系。随着我国高轨高价值卫星工作时间的增加，在轨故障率将持续上升，发展高价值卫星在轨维修技术，首先要研究在轨失稳目标抓捕技术。

由于抓捕机构传感器配合实时性很高的算法工作，使其无需依靠星上其他图像传感器进行复杂的图像处理运算获得目标相对位姿信息，与传统锥杆式抓捕机构相比，全局感知测量抓捕机构更具有主动性。其采用主动激光测量装置实时测量两卫星相对位姿，相对于国内外其他锥杆式抓捕机构采用机械直接接触抓捕的方式，由于采用非接触的相对测量，降低了抓捕机构与失稳卫星接触将其顶飞的概率。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，该方法实现了相对位姿测量的高实时、高精度和非接触式测量，最大限度的降低碰撞概率，大大减少了由抓捕失败造成的目标逃逸。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，包括如下步骤：

步骤(一)、将n个激光测距仪安装在第一安装架上，将m个激光测距仪安装在第二安装架上，并将第一安装架安装在卫星抓捕机构的顶端，将第二安装架安装在卫星抓捕机构的底端，其中n个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，其中n、m均为正整数，且n≥3，m≥6；

步骤(二)、将卫星抓捕机构伸入目标卫星发动机喷嘴时，安装在卫星抓捕机构顶端的n个激光测距仪首先进入目标卫星发动机喷嘴，分别测量得到n个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_1i，i＝1,2…n；

步骤(三)、将所述n个距离值d_1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d_1i均大于报警阈值时，进入步骤(四)，否则，调整卫星抓捕机构与卫星发动机喷嘴的相对位置，避免发生碰撞；

步骤(四)、将安装在卫星抓捕机构底端的m个激光测距仪伸入卫星发动机喷嘴内部，分别测量得到m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m；

步骤(五)、将m个激光测距仪所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪距离卫星抓捕机构中心轴线的距离D，和m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m，计算m个激光测距仪发出的激光与卫星发动机喷嘴内壁的交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，具体公式如下：

其中：α_j为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，所述X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向；

步骤(六)、根据步骤(五)中得到的m个交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程如下：

约束条件为：b²-4ac＝0；

其中：

步骤(七)、由步骤(六)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(x_c,y_c)、长短轴(a,b)以及长轴夹角θ，具体公式如下：

步骤(八)、根据步骤(七)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L:

若卫星发动机喷嘴模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)。

在上述用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法中，第一安装架为圆台结构，中心开有通孔，用于套装在卫星抓捕机构上，环形外壁上均布有n个安装槽，用于安装n个激光测距仪，任意相邻两个激光测距仪之间的夹角相等。

在上述用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法中，第二安装架为圆柱结构，中心开有通孔，用于套装在卫星抓捕机构上，环形外壁上分布有m个安装槽，用于安装m个激光测距仪。

在上述用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法中，m个激光测距仪均布在第二安装架上，任意相邻两个激光测距仪之间的夹角相等。

在上述用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法中，第一安装架的环形外壁上还开设有电路调试窗口。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)、本发明激光测距式全局感知相对位姿测量方法，使用多个激光测距结果，通过合理布置激光测距仪位置形成环形测量结构，配合椭圆拟合实时算法，通过计算斜椭圆偏心角、几何中心以及长短轴等椭圆参数，结合卫星发动机喷嘴模型，解算得到两卫星间相对位姿，该方法通过非接触式测量，实现了相对位姿测量的高实时和高精度，即能够获得实时性很高的测量结果，并通过简化算法能够得到实时高精度相对位姿结果；

(2)、本发明创新采用非接触测量和计算相对位姿的方法，为降低锥杆阻尼机构要求以及卫星控制能力提供了新的途径，本发明卫星抓捕机构测量装置可以有效降低直接碰撞式抓捕时目标被撞翻的概率，由于抓捕机构进入发动机喷嘴的过程不需要成像系统监视，降低了探测成本和图像处理计算要求；

(3)、本发明采用激光测距仪和安装架组成的位姿测量装置，结构简单，测量可靠性高，同时采用多点截面全局测量的方法结合最小二乘椭圆拟合算法，具有高度实时性，可以最大限度的降低碰撞概率，大大减少了由抓捕失败造成的目标逃逸，克服了原有锥杆式抓捕机构适应性差的缺点；

(4)、本发明全局感知相对位姿实时测量方法适用于所有高轨卫星，具有良好的通用性，能够为故障卫星在轨维修维护提供有效抓捕控制方法。

附图说明

图1为本发明相对位姿测量装置安装在卫星抓捕机构示意图，其中图1a为安装两个激光测距仪安装架后的抓捕机构外观状态图，图1b为装卸外壳后激光测距仪安装架位置状态图；

图2为本发明相对位姿测量装置中第一安装架结构示意图；

图3为本发明相对位姿测量装置中第二安装架结构示意图；

图4为本发明卫星抓捕机构伸入目标卫星发动机喷嘴测量示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图2所示为本发明相对位姿测量装置中第一安装架结构示意图，如图3所示为本发明相对位姿测量装置中第二安装架结构示意图，本发明实施例中两个安装架上共安装9个激光测距仪(激光测距传感器)，其中第一安装架1上安装三个激光测距仪5，第二安装架2上安装六个激光测距仪6，第一安装架1安装在卫星抓捕机构3的顶端，第二安装架2安装在卫星抓捕机构3的底端，如图2所示，第一安装架1为圆台结构，中心开有通孔，用于套装在卫星抓捕机构3上，环形外壁上均布有三个安装槽12，用于安装三个激光测距仪5，任意相邻两个激光测距仪5之间的夹角为120°。此外环形外壁上还开设有电路调试窗口13。三个激光测距仪5处在与卫星抓捕机构3的轴线垂直的同一个平面上。

如图3所示，第二安装架2为圆柱结构，中心开有通孔，用于套装在卫星抓捕机构3上，本实施例中环形外壁上均布有六个安装槽10，用于安装六个激光测距仪6，六个激光测距仪6处在与卫星抓捕机构3的轴线垂直的同一个平面上，任意相邻两个激光测距仪6之间的夹角为60°。本发明第二安装架2上六个激光测距仪6也可以采用非均布的排布方式，仅需满足处在与卫星抓捕机构3的轴线垂直的同一个平面上即可。

如图1所示为本发明相对位姿测量装置安装在卫星抓捕机构示意图，其中图1a为安装两个激光测距仪安装架后的抓捕机构外观状态图，图1b为装卸外壳后激光测距仪安装架位置状态图；本实施例中顶部激光测距仪5距离卫星抓捕机构3顶端88.8mm，相邻的激光光路夹角为120°；底部激光测距仪6距离卫星抓捕机构3顶端253.6mm，相邻的激光光路夹角为60°。

顶端三只激光测距仪5用于测量卫星抓捕机构3顶部与目标卫星发动机喷嘴7内壁之间的距离，防止接触性碰撞顶翻卫星，并在底部激光测距仪6进入发动机喷嘴7之前粗略计算卫星相对位姿；底端六只激光测距仪6利用椭圆拟合的算法计算卫星相对位姿，并配合机动调整修正相对位姿；两圈激光测距传感器的设置能够在精确计算位姿的同时，计算抓捕机构3顶端距离发动机喷嘴7喉管的相对距离。

顶端三只激光测距仪5安装于第一安装架1上，相邻激光测距仪6之间成120°分布于与抓捕机构3轴线垂直的平面上。激光测距仪5后方为电路控制和信号采集处理部分。由于激光测距仪采用三角测距方法，其横向安装不会影响其测量结果，为节约机构空间，而采用横向安装方式。底端六只激光测距仪6之间成60°均布于抓捕机构3轴线垂直底端平面。两组测距仪分别使用固定安装架围绕中心锥杆安装，出光方向沿圆形截面径向向外。由于底部激光测距仪的测量结果需要精确拟合成椭圆曲线，进行两卫星间相对位姿计算，其对激光测距仪个数有较明确的需求，至少为六个。纵向安装激光测距仪有利于节约安装空间，实现六个测距仪在同一平面内安装。底部激光测距仪安装架2使用螺栓11固定在外壳上，并使用L型压片固定内部激光测距仪。

本发明相对位姿测量方法具体包括如下步骤：

步骤(一)、将卫星抓捕机构3伸入目标卫星发动机喷嘴7时，安装在卫星抓捕机构3顶端的三个激光测距仪5首先进入目标卫星发动机喷嘴7，分别测量得到三个激光测距仪5与卫星发动机喷嘴7内壁的距离d_1i，i＝1,2,3。

步骤(二)、将该三个距离值d_1i与设定的报警阈值进行对比，若三个距离值d_1i均大于报警阈值时，进入步骤(三)，否则，调整卫星抓捕机构3与卫星发动机喷嘴7的相对位置，避免发生碰撞；

步骤(三)、将安装在卫星抓捕机构3底端的六个激光测距仪6伸入卫星发动机喷嘴7内部，分别测量得到六个激光测距仪6与卫星发动机喷嘴7内壁的距离d_2j，j＝1,2,3,4,5,6；

步骤(四)、如图4所示为本发明卫星抓捕机构伸入目标卫星发动机喷嘴测量示意图，将六个激光测距仪6所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴7内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪6距离卫星抓捕机构3中心轴线的距离D，和六个激光测距仪6与卫星发动机喷嘴7内壁的距离d_2j，j＝1,2,3,4,5,6，计算六个激光测距仪6发出的激光与卫星发动机喷嘴7内壁的交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2,3,4,5,6，具体公式如下：

其中：α_j为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向，激光测距仪的测量方向即发出激光的方向。

步骤(五)、根据步骤(四)中得到的m个交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程。

六路激光测距仪结果数据采集后将数据进行预处理，使用排除最大最小值计算数据平均值的方法，排除激光测距仪结果中可能的最大测量偏差。判断底端激光测距仪是否进入发动机喷嘴内壁，若其已进入喷嘴内，就使用最小二乘法拟合的方法对椭圆曲线进行拟合。

一般的二次曲线方程可表示为：Ax²+Bxy+Cy²+Dx+Ey+F＝0。若记：则基于代数距离的一般二次曲线最小二乘曲线拟合可表示为：

式中：

式(1)可利用线性最小二乘方法直接求解，由于椭圆样本点不完整及噪声的影响，上述基于一般二次曲线的拟合结果可能退化为双曲线。考虑到椭圆方程必须满足约束：b²-4ac<0，再注意到椭圆参数并不受定标因子影响，可将上述不等式约束简化为等式约束b²-4ac＝0。注意到解的任意倍数仍代表同一个椭圆，同时为了避免解退化为的平凡解，必须对解进行某种约束，设问题就转化为了特征值特征向量求解的问题。即约束条件为：b²-4ac＝0；

步骤(六)、由步骤(五)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(x_c,y_c)、长短轴(a,b)以及长轴夹角θ，具体公式如下：

步骤(七)、根据步骤(六)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构3轴线与卫星发动机喷嘴7轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构3距离卫星发动机喷嘴7的喉管的距离L：

若卫星发动机喷嘴7模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)，即距离L由卫星发动机喷嘴7模型曲线函数确定。

上述卫星抓捕机构3距离卫星发动机喷嘴7的喉管的距离L具体是指，卫星抓捕机构3中第二安装架2上安装的m个激光测距仪6所在平面与卫星发动机喷嘴7的喉管之间的距离为L。

本发明提出的全局感知位姿实时测量的锥杆式抓捕机构，特别适用于对高轨1吨级及以上高价值卫星发动机喷嘴实施抓捕。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤(一)、将n个激光测距仪(5)安装在第一安装架(1)上，将m个激光测距仪(6)安装在第二安装架(2)上，并将第一安装架(1)安装在卫星抓捕机构(3)的顶端，将第二安装架(2)安装在卫星抓捕机构(3)的底端，其中n个激光测距仪(5)处在与卫星抓捕机构(3)的轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪(6)处在与卫星抓捕机构(3)的轴线垂直的同一个平面上，其中n、m均为正整数，且n≥3，m≥6；

步骤(二)、将卫星抓捕机构(3)伸入目标卫星发动机喷嘴(7)时，安装在卫星抓捕机构(3)顶端的n个激光测距仪(5)首先进入目标卫星发动机喷嘴(7)，分别测量得到n个激光测距仪(5)与卫星发动机喷嘴(7)内壁的距离d_1i，i＝1,2…n；

步骤(三)、将所述n个距离值d_1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d_1i均大于报警阈值时，进入步骤(四)，否则，调整卫星抓捕机构(3)与卫星发动机喷嘴(7)的相对位置，避免发生碰撞；

步骤(四)、将安装在卫星抓捕机构(3)底端的m个激光测距仪(6)伸入卫星发动机喷嘴(7)内部，分别测量得到m个激光测距仪(6)与卫星发动机喷嘴(7)内壁的距离d_2j，j＝1,2…m；

步骤(五)、将m个激光测距仪(6)所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴(7)内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪(6)距离卫星抓捕机构(3)中心轴线的距离D，和m个激光测距仪(6)与卫星发动机喷嘴(7)内壁的距离d_2j，j＝1,2…m，计算m个激光测距仪(6)发出的激光与卫星发动机喷嘴(7)内壁的交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，具体公式如下：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_j=(D+d_{2j})\&times;\cos {\mathrm{\&alpha;}}_j\\ y_i=(D+d_{2j})\&times;\sin {\mathrm{\&alpha;}}_j\end{array}\right.(j=\mathrm{1,2},...m)$

其中：α_j为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，所述X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向；

步骤(六)、根据步骤(五)中得到的m个交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程如下：

约束条件为：b²-4ac＝0；

其中： $\stackrel{\&RightArrow;}{\mathrm{\&alpha;}}={\left[\begin{array}{cccccc}A& B& C& D& E& F\end{array}\right]}^T;$

步骤(七)、由步骤(六)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(x_c,y_c)、长短轴(a,b)以及长轴夹角θ，具体公式如下：

$x_c=\frac{B\&CenterDot;E-2C\&CenterDot;D}{4\mathrm{AC}-B^2}$

$y_c=\frac{B\&CenterDot;D-2A\&CenterDot;E}{4\mathrm{AC}-B^2}$

$a=2\sqrt{\frac{-2F}{A+C-\sqrt{B^2+{\left(\frac{A-C}{F}\right)}^2}}}$

$b=2\sqrt{\frac{-2F}{A+C+\sqrt{B^2+{\left(\frac{A-C}{F}\right)}^2}}}$

$\mathrm{\&theta;}=\frac{1}{2}\mathrm{arctam}\frac{B}{A-C};$

步骤(八)、根据步骤(七)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构(3)轴线与卫星发动机喷嘴(7)轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构(3)距离卫星发动机喷嘴(7)的喉管的距离L:

若卫星发动机喷嘴(7)模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)。

2.根据权利要求1所述的一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，其特征在于：所述第一安装架(1)为圆台结构，中心开有通孔，用于套装在卫星抓捕机构(3)上，环形外壁上均布有n个安装槽(13)，用于安装n个激光测距仪(5)，任意相邻两个激光测距仪(5)之间的夹角相等。

3.根据权利要求1所述的一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，其特征在于：所述第二安装架(2)为圆柱结构，中心开有通孔，用于套装在卫星抓捕机构(3)上，环形外壁上分布有m个安装槽(10)，用于安装m个激光测距仪(6)。

4.根据权利要求1或3所述的一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，其特征在于：所述m个激光测距仪(6)均布在第二安装架(2)上，任意相邻两个激光测距仪(6)之间的夹角相等。

5.根据权利要求2所述的一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，其特征在于：所述第一安装架(1)的环形外壁上还开设有电路调试窗口(13)。