CN106767673B - 一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法，首先利用测角系统对不同温度载荷下敏感载荷棱镜的两个正交方向矢量的俯仰角和偏摆角进行测量，再通过数学表达式描述出棱镜单位矢量在敏感载荷局部坐标系的表示，进而推算出棱镜单位矢量在卫星本体坐标系下的表示，最终根据热变形欧拉角定义解算敏感载荷指向变化情况。它主要解决了卫星光学敏感载荷因热变形引发角秒级角度变化的高精度指向测量需求。

Description

一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法

技术领域

本发明涉及卫星光学敏感载荷在不同温度载荷下的变形指向测量。通过测角系统进行测量，以及坐标系转换与热变形欧拉角解算，最终通过数学模型获取敏感载荷指向变化情况。

背景技术

结构热变形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，必须对有效载荷的指向精度在地面设计、研制、试验等过程中进行控制和测试验证。一般情况下，在有效载荷结构上设置正六面体棱镜或多面体棱镜，利用棱镜光轴表征被测载荷的指向角度，再通过电子经纬仪建站测量棱镜光轴的指向变化及相互之间的角度关系，实现结构热稳定性设计指标的地面试验验证。

近年来高分辨率对地观测需求呈现不断增长的态势，对光学遥感卫星的空间分辨率、时间分辨率、光谱分辨率及定位精度等提出了更高的要求。卫星敏感载荷的指向测量精度从几角分到几十角秒，甚至达到几个角秒。传统电子经纬仪精测方法由于受人为影响因素较大，操作比较复杂、测量环节较多、误差因素复杂，目前测量最高精度可以达到±5″，无法满足角秒级星敏感器指向精度测量要求。

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基于高精度光电测角系统的敏感载荷指向测量方法，解决了卫星光学敏感载荷因热变形引发角秒级角度变化的高精度指向测量需求。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法，利用测角系统对不同温度载荷下敏感载荷棱镜的两个正交方向矢量的俯仰角和偏摆角进行测量，再通过数学表达式描述出棱镜单位矢量在敏感载荷局部坐标系的表示，进而推算出敏感载荷基准坐标系下棱镜单位矢量在卫星本体坐标系下的表示，最终根据热变形欧拉角定义解算敏感载荷指向变化 情况。

所述的测角系统用于监测并记录敏感载荷安装面中心棱镜法向矢量的俯仰角和偏摆角，所述的敏感载荷棱镜位于安装面中心位置，敏感载荷棱镜的坐标系与敏感载荷安装面坐标系一致。

所述的棱镜单位矢量在敏感载荷局部坐标系的表示是在敏感载荷局部坐标系下描述棱镜的两个法线方向，所述的敏感载荷基准坐标系下棱镜单位矢量在卫星本体坐标系下的表示是在卫星本体坐标系下描述棱镜单位矢量两个法线方向。

所述的热变形欧拉角定义解算是使用和卫星姿态定义相同的方式用滚动角俯仰角θ、偏航角ψ定义载荷热变形的三个欧拉角。

本发明采用上述技术方案，主要解决了卫星光学敏感载荷因热变形引发角秒级角度变化的高精度指向测量需求。

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是本发明测量方法流程框图；

图2为敏感载荷坐标系在卫星参考坐标系下描述；

图3为测角原理图。

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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

图1所示，本发明提供的一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法，首先利用测角系统对不同温度载荷下敏感载荷棱镜的两个正交方向矢量的俯仰角和偏摆角进行测量，再通过数学表达式描述出棱镜单位矢量在敏感载荷局部坐标系的表示，进而推算出敏感载荷基准坐标系下棱镜单位矢量在卫星本体坐标系下的表示，最终根据热变形欧拉角定义解算敏感载荷指向变化情况。

下面对本发明的实施作详细说明，实施具体步骤以本发明技术方案为前提下进行， 这里给出详细的实施方式和具体的操作过程。

1)测量指标描述

敏感载荷坐标系根据右手定则确定，如图2所示，{X_oY_oZ_o}为卫星固定参考坐标系(即基准系)，{X_siY_siZ_si}为第i个敏感载荷坐标系，使用X_si、Y_si、Z_si三个坐标轴在卫星参考系中三坐标轴的分量值表示敏感载荷局部坐标系与卫星参考坐标系的关系。例如：敏感载荷i的X_si轴，在卫星参考系三个轴方向的值分别为：X_ix、X_iy、X_iz与X_o、Y_o、Z_o的夹角为α、β、γ，且满足X_ix＝cosα，X_iy＝cosβ，X_iz＝cosγ，X_ix ²+X_iy ²+X_iz ²＝1。则X_siY_siZ_si在X_oY_oZ_o中的完整表示形式为：

且满足约束：

2)坐标系定义

如图3所示，使用测角系统观测敏感载荷安装面的中心位置棱镜，镜面法向为V_x和V_y，初始状态下在测角系统下形成两个坐标系{A}和{B}，其定义方式如下：

{A}：V_x在水平面的投影方向为X轴，指向镜面；Z轴竖直向上，Y轴由右手法则确定；

{B}：V_y在水平面的投影方向为Y轴，指向镜面；Z轴竖直向上，X轴由右手法则确定；

根据两个坐标系的定义，A和B之间只存在一个绕Z轴的旋转，旋转角度为σ(这是个小角度，与棱镜的两个面的夹角有关系，即棱镜的垂直度误差，5″)，则坐标系{B}到坐标系{A}的转换矩阵可以定义为：

因此有至此棱镜的两个法线方向在同一坐标系下得到了描述。

3)棱镜矢量描述

初始状态下测角系统读数为τ₁和δ₁、τ₂和δ₂，在上述坐标系{A}和{B}下，棱镜矢量描述为：

统一坐标系，

施加温度载荷后，测角系统读数为τ₁'和δ₁'、τ'₂和δ₂'，变形状态下棱镜矢量描述为：

同样地，

坐标系{A}下，有了可以把各自的第三个方向求出来：

则变形前后，棱镜三维矢量分别描述为：

4)卫星参考坐标系下描述

先将坐标系{A}统一到敏感载荷局部坐标系，如下：

其中，为坐标系{A}到敏感载荷坐标系{S}的转化矩阵；

最后，统一在卫星参考坐标下

其中，为敏感载荷坐标系{S}到卫星参考坐标系{O}的转化矩阵；

5)热变形欧拉角解算

绝对热变形欧拉角定义，若敏感载荷安装面棱镜自身坐标系在卫星参考坐标系中的表示在变形前为V^O，变形后为V^O'，则可以得到转换矩阵B1＝V^O'*(V^O)^-1。用滚动角 俯仰角θ、偏航角ψ定义载荷相对于卫星固定参考系(即基准系)热变形的三个欧拉角，通过矩阵B1按下述公式可求得这三个角度：

θ＝arcsin(-B1₁₃/B1₃₃)

ψ＝arcsin(-B1₂₁/B1₂₂)

相对热变形欧拉角定义，若敏感载荷安装面棱镜1自身坐标系在卫星参考坐标系中的表示在变形前为V₁ ^O，变形后为V₁ ^O'；敏感载荷安装面棱镜2自身坐标系在卫星参考坐标系中的表示在变形前为Vx^O，变形后为V₂ ^O'，则载荷2自身坐标系在载荷1自身坐标系中的表示变形前为A^O＝V₂ ^O*(V₁ ^O)^-1，变形后为A^O'＝V₂ ^O'*(V₁ ^O')^-1。可以得到矩阵B2＝A^O'*(A^O)^-1。使用和卫星姿态定义相同的方式用滚动角俯仰角θ、偏航角ψ定义载荷间热变形的三个欧拉角，则可以通过矩阵B2求得这三个角度：

θ＝arcsin(-B2₁₃/B2₃₃)

ψ＝arcsin(-B2₂₁/B2₂₂)。

本发明的优势在于：

1)、采用测角系统对敏感载荷两个法向矢量的测量可完整描述出坐标系内的矢量特征，并通过采用坐标转化和欧拉角解算等数学方法可有效避免传统经纬仪建站互相瞄准引入的过程误差，凸显测角系统的高精度特性，例如：测角系统选用光电自准直仪或者PSD位置传感器时，采用此方法进行指向测量的精度可达到±0.25″。

2)、热变形欧拉角解算为相对量计算，经评估分析，该数据处理分析方法中的转化矩阵作为试验结果解算的系统误差，对绝对热变形解算结果无影响，对相对热变形解算的影响在千分之一角秒级，说明此解算方法的系统误差对最终获取的载荷指向结果的影响可忽略不计，该方法有效可行

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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (4)

1.一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法，其特征在于，利用测角系统对不同温度载荷下敏感载荷棱镜的两个正交方向矢量的俯仰角和偏摆角进行测量，再通过数学表达式描述出棱镜单位矢量在敏感载荷局部坐标系的表示，进而推算出敏感载荷基准坐标系下棱镜单位矢量在卫星本体坐标系下的表示，最终根据热变形欧拉角定义解算敏感载荷指向变化情况。

2.根据权利要求1所述的卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法，其特征在于，所述的测角系统用于监测并记录敏感载荷安装面中心棱镜法向矢量的俯仰角和偏摆角，所述的敏感载荷棱镜位于安装面中心位置，敏感载荷棱镜的坐标系与敏感载荷安装面坐标系一致。

3.根据权利要求1所述的卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法，其特征在于，所述的棱镜单位矢量在敏感载荷局部坐标系的表示是在敏感载荷局部坐标系下描述棱镜的两个法线方向，所述的敏感载荷基准坐标系下棱镜单位矢量在卫星本体坐标系下的表示是在卫星本体坐标系下描述棱镜单位矢量两个法线方向。

4.根据权利要求1所述的卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法，其特征在于，所述的热变形欧拉角定义解算是使用和卫星姿态定义相同的方式用滚动角俯仰角θ、偏航角ψ定义敏感载荷热变形的三个欧拉角。