CN106250649A - 针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法 - Google Patents

针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106250649A
CN106250649A CN201610666904.7A CN201610666904A CN106250649A CN 106250649 A CN106250649 A CN 106250649A CN 201610666904 A CN201610666904 A CN 201610666904A CN 106250649 A CN106250649 A CN 106250649A
Authority
CN
China
Prior art keywords
mounting structure
accuracy
orbit
precision
load mounting
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.)
Granted
Application number
CN201610666904.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106250649B (zh
Inventor
杨金军
王志国
赵发刚
孔祥森
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 CN201610666904.7A priority Critical patent/CN106250649B/zh
Publication of CN106250649A publication Critical patent/CN106250649A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106250649B publication Critical patent/CN106250649B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation

Abstract

本发明提供了一种针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法，包括以下步骤：步骤一，运用数据处理方法对卫星高精度载荷安装结构在星上安装精度特征测试数据进行处理，提取该结构在星上的精度特性；步骤二，根据实物状态下高精度载荷安装结构与卫星的安装关系和实测提取的精度特性，建立二者之间的精度特性关系和基准坐标系转换模型；步骤三，将上述精度表征关系引入安装结构在轨变形指向精度仿真模型并对模型进行修正；步骤四，最终实现精确预示高精度载荷安装结构在轨变形指向精度。本发明实现高精度载荷安装结构在轨变形指向精度精确预示。

Description

针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法
技术领域
本发明涉及一种精度预示方法，具体地，涉及一种针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法。
背景技术
结构在轨变形引起星上高精度光学载荷结构及其安装结构发生变形，导致星上有效载荷敏感部件的指向发生变化，是影响光学遥感卫星对地观测分辨率、定位精度的重要因素之一，为保证有效载荷的正常工作和卫星性能指标的实现，必须开展卫星结构在轨精度和尺寸稳定性方面的研究，以高精度载荷安装结构在轨变形指向为研究对象，进行结构在轨变形指向精度预示方法研究，精确获取结构在轨变形对姿态敏感器指向和高精度载荷指向之间的关系，评估并降低结构在轨变形对星载高精度载荷性能的影响，以满足新一代高分辨率光学遥感卫星有效载荷高成像分辨率、成像精度和姿态稳定度的研制要求。
当前的高精度载荷安装结构指向精度预示方法主要为在建立和修正高精度载荷安装结构在轨变形仿真分析模型的基础上，通过导入在轨工作环境条件并进行仿真分析，提取并评估卫星在轨工作环境对安装结构指向的影响。利用这种仿真方法已实现对卫星星载载荷安装结构在轨变形指向影响的分析，但是，这种方法目前还存在着一些不足，主要有以下缺点：
(1)与实际安装结构设计状态相比，仿真分析模型建模过程中简化较多，通常情况下无法准确模拟实际结构连接特性，因而无法准确评估结构自身特性所造成的系统性影响，对指向预示的准确度产生一定的影响；
(2)预示方法的通用性不强，无法适应不同类型的载荷安装结构指向仿真分析的需求，指向预示存在着一定的应用局限性。
(3)仿真分析模式单一，无法适应星上多个载荷安装结构互为参照的指向精度预示需求，特别是有多个姿态敏感器的情况下。
(4)在修正结构在轨变形仿真模型的过程中，结构自身安装精度特性无法反映。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法，其通过对高精度载荷安装结构的精度测试试验数据的分析和提取，将安装结构自身的装配特性等作为系统性误差导入仿真模型，最终实现高精度载荷安装结构在轨变形指向精度的精确仿真和预示。
根据本发明的一个方面，提供一种针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，运用数据处理方法对卫星高精度载荷安装结构在星上安装精度特征测试数据进行处理，提取该结构在星上的精度特性；
步骤二，根据实物状态下高精度载荷安装结构与卫星的安装关系和实测提取的精度特性，建立二者之间的精度特性关系和基准坐标系转换模型；
步骤三，将上述精度表征关系引入安装结构在轨变形指向精度仿真模型并对模型进行修正；
步骤四，将基准坐标系转换关系模型引入指向精度预示的分析中，作为指向精度预示的输入条件之一，最终实现精确预示高精度载荷安装结构在轨变形指向精度。
优选地，所述步骤二获取星载高精度载荷安装结构在卫星上的安装精度数据和安装特性，通过测试数据转换方法，将仪器测试数据转化为安装精度特性矩阵。
优选地，所述安装精度特性矩阵引入并修正指向精度仿真模型，根据整星基准坐标系建立上述安装精度特性矩阵在整星坐标系下的转换关系模型。
优选地，所述指向精度仿真模型修正后进行在轨变形分析，结合整星基准坐标系下的安装精度特性转换关系模型，精确预示该安装结构在轨变形指向精度。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
(1)考虑结构系统自身的系统性误差源，引入了结构系统自身安装状态对指向精度预示的影响，接近在轨状态下载荷安装结构的实际状况，确保仿真分析精度和预示可靠性。
(2)系统性通用性强，适应各种类型的载荷安装结构，避免了定制性的指向精度预示方法，较为系统性和通用性。
(3)安装精度特性转换关系清晰明确，便于数学转换和使用。
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为本发明针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法的流程图。
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。
如图1所示，本发明针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法包括以下步骤：
步骤一，运用数据处理方法对卫星高精度载荷安装结构在星上安装精度特征测试数据进行处理，提取该结构在星上的精度特性；
步骤二，根据实物状态下高精度载荷安装结构与卫星的安装关系和实测提取的精度特性，建立二者之间的精度特性关系和基准坐标系转换模型；所述步骤二获取星载高精度载荷安装结构在卫星上的安装精度数据和安装特性，通过测试数据转换方法，将仪器测试数据转化为安装精度特性矩阵。所述安装精度特性矩阵引入并修正指向精度仿真模型，根据整星基准坐标系建立上述安装精度特性矩阵在整星坐标系下的转换关系模型。
步骤三，将上述精度表征关系引入安装结构在轨变形指向精度仿真模型并对模型进行修正；所述指向精度仿真模型修正后进行在轨变形分析，结合整星基准坐标系下的安装精度特性转换关系模型，精确预示该安装结构在轨变形指向精度。
步骤四，将基准坐标系转换关系模型引入指向精度预示的分析中，作为指向精度预示的输入条件之一，最终实现精确预示高精度载荷安装结构在轨变形指向精度。
本发明建立卫星在轨状态下的星载高精度载荷安装结构变形仿真分析模型，进行初步结构指向精度分析。首先需要从试验数据中识别出载荷安装结构连接关系及精度特征，随后，根据该关系和特征，建立与基准坐标系间的转换模型，获取结构在轨状态下的连接关系和精度特征的数学描述。将结构特性数学描述导入结构指向分析模型，提取高精度载荷安装面变形前后空间信息，根据基准坐标系建立安装面变形前后局部坐标系，利用导入到结构特性数学描述，对安装面变形前后的坐标系进行修正，再根据在轨环境条件上面的结构安装精度特性矩阵考虑了星载高精度安装结构在轨实际状态，根据安装结构在轨变形仿真模型和试验数据建立整星状态下的安装结构在轨变形指向精度预示模型，可以实现多个高精度载荷相互之间指向精度预示，为整星在轨变形指向精度预示提供精确的依据，同时为避免了由于结构自身安装特性对指向精度预示的干扰。
本发明通过对高精度载荷安装结构进行精密测量，获取结构在卫星基准参照中的空间描述，运用系统坐标系建模的方法将安装结构的空间描述转变为数学模型，提取该数学模型中安装结构自身的传递特性信息，并通过计算公式合成为指向精度仿真的输入条件之一，利用结构自身的特性，开展高精度载荷在轨变形指向精度预示分析。本发明主要解决高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示时结构系统自身安装特性对预示结果精度产生干扰的问题，实现高精度载荷安装结构在轨变形指向精度精确预示。
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 (4)

1.一种针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，运用数据处理方法对卫星高精度载荷安装结构在星上安装精度特征测试数据进行处理，提取该结构在星上的精度特性；
步骤二，根据实物状态下高精度载荷安装结构与卫星的安装关系和实测提取的精度特性，建立二者之间的精度特性关系和基准坐标系转换模型；
步骤三，将上述精度表征关系引入安装结构在轨变形指向精度仿真模型并对模型进行修正；
步骤四，将基准坐标系转换关系模型引入指向精度预示的分析中，作为指向精度预示的输入条件之一，最终实现精确预示高精度载荷安装结构在轨变形指向精度。
2.根据权利要求1所述的针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法，其特征在于，所述步骤二获取星载高精度载荷安装结构在卫星上的安装精度数据和安装特性，通过测试数据转换方法，将仪器测试数据转化为安装精度特性矩阵。
3.根据权利要求2所述的针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法，其特征在于，所述安装精度特性矩阵引入并修正指向精度仿真模型，根据整星基准坐标系建立上述安装精度特性矩阵在整星坐标系下的转换关系模型。
4.根据权利要求1所述的针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法，其特征在于，所述指向精度仿真模型修正后进行在轨变形分析，结合整星基准坐标系下的安装精度特性转换关系模型，精确预示该安装结构在轨变形指向精度。
CN201610666904.7A 2016-08-12 2016-08-12 针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法 Active CN106250649B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610666904.7A CN106250649B (zh) 2016-08-12 2016-08-12 针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610666904.7A CN106250649B (zh) 2016-08-12 2016-08-12 针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106250649A true CN106250649A (zh) 2016-12-21
CN106250649B CN106250649B (zh) 2019-02-15

Family

ID=57591904

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610666904.7A Active CN106250649B (zh) 2016-08-12 2016-08-12 针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106250649B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106843248A (zh) * 2017-01-24 2017-06-13 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
CN107300701A (zh) * 2017-05-16 2017-10-27 上海卫星工程研究所 合成孔径雷达卫星精度测量基准设计方法
CN107860400A (zh) * 2017-09-22 2018-03-30 上海卫星工程研究所 遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11227700A (ja) * 1998-02-19 1999-08-24 Mitsubishi Electric Corp 衛星間通信用オンボードアンテナポインティング装置
CN104482874A (zh) * 2014-11-21 2015-04-01 上海卫星工程研究所 用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统
CN105371870A (zh) * 2015-11-27 2016-03-02 北京空间飞行器总体设计部 一种基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11227700A (ja) * 1998-02-19 1999-08-24 Mitsubishi Electric Corp 衛星間通信用オンボードアンテナポインティング装置
CN104482874A (zh) * 2014-11-21 2015-04-01 上海卫星工程研究所 用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统
CN105371870A (zh) * 2015-11-27 2016-03-02 北京空间飞行器总体设计部 一种基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孙京: "星载天线双轴定位机构指向精度分析", 《宇航学报》 *
边志强: "遥感卫星高精度高稳定度控制技术", 《上海航天》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106843248A (zh) * 2017-01-24 2017-06-13 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
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
CN107300701A (zh) * 2017-05-16 2017-10-27 上海卫星工程研究所 合成孔径雷达卫星精度测量基准设计方法
CN107860400A (zh) * 2017-09-22 2018-03-30 上海卫星工程研究所 遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法
CN107860400B (zh) * 2017-09-22 2021-03-09 上海卫星工程研究所 遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN106250649B (zh) 2019-02-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106441311B (zh) 一种基于激光成像雷达的非合作航天器相对位姿测量方法
CN100349018C (zh) 一种星敏感器内外方元素校准方法
CN101216555B (zh) Rpc模型参数提取方法和几何纠正方法
CN107202582A (zh) 静止卫星在轨实时成像导航与配准方法
CN103954953B (zh) 一种基于数据驱动的机载激光雷达盲源误差补偿方法
CN104729481B (zh) 一种基于pnp透视模型的合作目标位姿精度测量方法
CN106250649A (zh) 针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法
CN106405581A (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
LU102010A1 (en) Measurement method of dynamic position ofwing baseline based on ifem and rzt
CN110363758B (zh) 一种光学遥感卫星成像质量确定方法及系统
CN111598942A (zh) 一种用于对电力设施仪表进行自动定位的方法及系统
CN107729582A (zh) 基于tls的构件缺陷监测与预测系统
CN108614907A (zh) 一种无人机飞行航线与地形碰撞检查方法
CN107389089B (zh) 一种星载多探头高精度星敏感器测试方法
CN104864851A (zh) 一种基于矩形周长和面积加权约束的单目视觉位姿测量方法
CN104197839A (zh) 航天器装配精度受重力和温度影响的补偿方法
CN103737433A (zh) 大尺寸构件复合式精度测量方法
CN112824828B (zh) 一种激光跟踪仪站位确定方法、系统、电子设备及介质
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
Noorikuhani et al. Wide-angle and relativistic effects in Fourier-space clustering statistics
CN105628052B (zh) 基于控制直线的光学卫星传感器在轨几何定标方法及系统
CN105628053B (zh) 一种星载激光测高仪脚点几何定位误差的判定方法
CN109668562A (zh) 一种考虑偏差时引入伪测量的重力梯度运动学导航方法
CN103344252B (zh) 一种航空高光谱成像系统定位误差分析方法
CN109061723A (zh) 一种隧洞岩爆孕育过程的微震源高精度定位方法及系统

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