CN109798866B - 舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及双超卫星舱间技术领域的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法，步骤1，根据安装在载荷舱和平台舱上的星敏感器的输出得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵和相对姿态角；步骤2，得到各个位置传感器的理论输出表达式；步骤3，把位置传感器的理论输出表示为矩阵乘积形式，求逆求得卫星两舱段间质心相对位置；步骤4，利用六个位置传感器的输出表达式解算得到卫星两舱间的相对姿态和质心相对位置。本发明解决了在配置较少非接触式位置传感器的情况下，充分利用分别安装在卫星两舱段的星敏感器输出的姿态信息，确定卫星平台舱和载荷舱的相对姿态和质心相对位置矢量的问题。

Description

舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法

技术领域

本发明涉及双超卫星舱间技术领域，具体地涉及一种舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法。

背景技术

随着航天技术的发展，科学任务载荷对卫星的指向精度和稳定度提出了更高的要求。传统卫星平台由于受到空间环境、飞轮等转动部件转动的不稳定性、以及太阳帆板等挠性部件振动引起的干扰，对卫星指向精度和稳定度提高具有严重的影响。同时传统的隔振系统对只对部分频率范围内的干扰具有较好的隔振效果，对其他频率振动的隔振效果较差，因此需要研制一种对全新的超高指向精度和稳定度的双超卫星平台。

为实现完全地隔振，设计卫星平台舱和载荷舱之间通过磁浮作动器实现完全非接触式分离，转动部件和挠性机构全部安装在平台舱上，有效载荷安装在载荷舱上，通过磁浮作动器实现舱段间相对姿态和质心相对位置控制。为避免引入接触扰动，两舱间通过非接触式电涡流位置传感器测量两舱对应安装面之间的相对距离，结合两舱间的相对姿态，解算得到两舱质心的相对位置，为控制系统提供相对位置和相对速度反馈。

经对现有技术的检索，申请号为201610843258.7的中国发明专利公开了一种舱间分离相对位置与姿态测量方法，采用拉线式传感器，快速给出舱间分离的相对位置与姿态测量结果，具体包括步骤1：搭建测量系统，将3个拉线式位移传感器a、b、c均匀分布在半径为R的舱段分离面圆周上；其中位移传感器a、b、c包括固定端和活动端，固定端和活动端通过拉线连接且分别安装在相邻两个舱段的分离面上；步骤2：航天器在太空中舱间分离阶段，随着舱段分离的相对位置和相对姿态发生变化，位移传感器的固定端和活动端分离，拉线被拉出，同时活动端记录位移传感器a、b、c的拉线长度la、lb和lc；步骤3：根据la、lb和lc的长度解算出舱段分离的相对位置和相对姿态。该专利虽然能够同时快速、定量的给出舱段分离过程的相对位置和相对姿态测量信息，但并未解决在配置较少非接触式位置传感器的情况下，难以利用分别安装在卫星两舱段的星敏感器输出的姿态信息，无法确定卫星平台舱和载荷舱的相对姿态和质心相对位置矢量的问题。

因此，有必要设计一种在配置较少非接触式位置传感器的情况下，能够充分利用分别安装在卫星两舱段的星敏感器输出的姿态信息，并且确定卫星平台舱和载荷舱的相对姿态和质心相对位置矢量的问题的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法。

发明内容

针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法，本发明能够充分利用分别安装在卫星两舱段的星敏感器输出的姿态信息，并且确定卫星平台舱和载荷舱的相对姿态和质心相对位置矢量的问题的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法。

本发明涉及一种舱间相对姿态和质心相对位置确定方法，包括如下步骤：

步骤1，根据平台舱星敏感器和载荷舱的星敏感器的输出解算得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵和相对姿态角；

步骤2，根据位置传感器探头在平台舱体坐标系下安装的分量列阵和目标点在载荷舱坐标系下安装的分量列阵，结合步骤1计算得到的相对姿态角，列出主份三台使用的位置传感器的理论输出表达式；

步骤3，考虑到载荷舱和平台舱间的相对姿态角和相对位置运动均为小量，忽略二者相乘的二阶小量，把步骤2得到的表达式化为矩阵形式的表达式，求逆可得两舱段质心的相对位置矢量；

步骤4，在星敏感器故障的情况下，启用备份的三台位置传感器，结合主份的三台位置传感器，根据步骤3化简为6阶矩阵表达式，求逆可同时得到两舱间相对姿态和质心的相对位置。

进一步地，只需要三台非接触式位置传感器就可以解算出卫星平台舱和载荷舱质心的相对位置矢量。

进一步地，在位置传感器沿平台舱的体坐标系安装，每个坐标轴方向上平行安装两个，共六个，其中三个为主份使用，另外三个为备份安装。

进一步地，在正常情况下通过主份的三个位置传感器结合星敏感器得到的相对姿态解算质心相对位置；在星敏感器故障时同时使用六个位置传感器解算得到相对姿态和质心的相对位置矢量。

进一步地，六台位置传感器的安装具有多种形式，沿三个坐标轴方向安装，也可以采用斜装等安装方式提高冗余度。

进一步地，载荷舱和平台舱的相对姿态可以通过星敏感器的输出解算得到，但也可以通过其他测角装置得到相对姿态后再进行后续位置解算。

进一步地，所述步骤1包括如下步骤：

步骤1.1，根据载荷舱星敏感器的输出和安装四元数解算得到载荷舱体坐标体坐标系相对于惯性坐标系的姿态四元数

步骤1.2，根据平台舱星敏感器的输出和安装矩阵解算得到平台舱体坐标系相对于惯性坐标系的姿态四元数

步骤1.3，结合载荷舱体坐标系相对于惯性坐标系的四元数和平台舱体坐标系相对于惯性坐标系的四元数解算得到载荷舱相对于平台舱的四元数Q_PL：

步骤1.4，根据相对四元数可得到平台舱到载荷舱的方向余弦矩阵C_PL和姿态角和相对姿态角φ,θ,ψ。

进一步地，所述步骤2具体为：

根据各个位置传感器初始测量值和在载荷舱体坐标系下的坐标分量，结合两舱间的相对姿态角列出各位置传感器的理论输出表达式为姿态角(φ,θ,ψ)和质心相对位置相对于初始值得变化量(x,y,z)的表达式如下所示：

求逆可得出两舱间质心相对位置的变化量。

进一步地，所述步骤3具体为：结合初始平台舱和载荷舱质心的相对位置，可得当前两舱质心间的相对位置矢量。

进一步地，，所述步骤4具体为：当星敏感器故障或者任务要求时，通过启用备份的三个位置传感器，结合三个主份使用的位置传感器的输出，列出矩阵形式表达的状态方程，忽略二阶小量，求逆可得相对姿态和质心相对位置变化的矩阵表达式如下所示：

只要确保六个位置传感器的安装矩阵组成的矩阵K可逆，则可通过求逆同时得到载荷舱相对于平台舱的相对姿态和质心相对位置变化量为：

X＝K^-1H。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法，解决了在配置较少非接触式位置传感器的情况下，充分利用分别安装在卫星两舱段的星敏感器输出的姿态信息，确定卫星平台舱和载荷舱的相对姿态和质心相对位置矢量的问题；

2、本发明的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法，在基于卫星舱间的位置传感器和星敏感器上，确定了两舱间的相对姿态和质心相对位置，该方法简单，工作可靠，结果精确；

3、本发明的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法，仅仅需要三台非接触式位置传感器就可以解算出卫星平台舱和载荷舱质心的相对位置矢量，该方法的成本低，工作效率高。

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是一种基于电涡流位置传感器和星敏感器的舱间质心间相对位置确定方法的实施流程图；

图2为一种典型的六个位置传感器的安装结构图。

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。

实施例

本实施例中，本发明的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法，包括如下步骤：

步骤1，根据平台舱星敏感器和载荷舱的星敏感器的输出解算得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵和相对姿态角；

步骤2，根据位置传感器探头在平台舱体坐标系下安装的分量列阵和目标点在载荷舱坐标系下安装的分量列阵，结合步骤1计算得到的相对姿态角，列出主份三台使用的位置传感器的理论输出表达式；

步骤3，考虑到载荷舱和平台舱间的相对姿态角和相对位置运动均为小量，忽略二者相乘的二阶小量，把步骤2得到的表达式化为矩阵形式的表达式，求逆可得两舱段质心的相对位置矢量；

步骤4，在星敏感器故障的情况下，启用备份的三台位置传感器，结合主份的三台位置传感器，根据步骤3化简为6阶矩阵表达式，求逆可同时得到两舱间相对姿态和质心的相对位置。

接下来对本发明进行详细的描述。

本发明的目的是提供一种舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法，本发明能够充分利用分别安装在卫星两舱段的星敏感器输出的姿态信息，并且确定卫星平台舱和载荷舱的相对姿态和质心相对位置矢量的问题的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法。

首先建立卫星平台舱体坐标系O_pX_pY_pZ_p为：O_p为平台舱质心，X_p,Y_p,Z_p轴分别和平台舱机械坐标系的三个坐标轴平行；载荷舱体坐标系为O_LX_LY_LZ_L为：O_L为载荷舱质心，在平台舱和载荷舱锁紧状态下X_L,Y_L,Z_L轴分别和平台舱体坐标系的三个坐标轴平行；根据平台舱星敏感器输出的惯性坐标系到平台舱星敏感器坐标系的四元数

和星敏感器安装坐标系到平台舱体坐标系的安装四元数

计算得到平台舱体坐标系相对于惯性坐标系的四元数为：

同样，根据载荷舱星敏感器输出的惯性坐标系到载荷舱星敏感器坐标系的四元数

和星敏感器坐标系到载荷舱体坐标系的安装四元数

计算得到载荷舱体坐标系相对于惯性坐标系的四元数为：

根据式(2)和式(3)可计算得到载荷舱体坐标系相对于平台舱体坐标系的四元数为：

则根据3可得载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵为：

其中Q_PL＝(q₀；q₁；q₂；q₃)，在小角度假设下，可得载荷舱相对于平台舱的姿态角为：

设三个沿平台体坐标系坐标轴方向安装的位置传感器初始目标点在载荷体系下的坐标为

初始状态下的位置传感器输出的相对位置矢量为(x₀；y₀；z₀)，载荷舱质心相对于平台舱质心的相对位置变化向量在平台舱下的分量列阵为(x；y；z)，则可得沿x方向的位置传感器的输出表达式为：

沿y方向的位置传感器的输出表达式为：

沿z方向的位置传感器的输出表达式为：

结合步骤2中通过星敏感器得到的姿态角和x、y、z三个方向上位置传感器的输出表达式(7)、式(8)和式(9)，可表示为如下矩阵形式：

式(10)中矩阵C为小角度小的平台舱坐标系到载荷舱体坐标系的方向余弦矩阵，则可得：

X＝C^TΓ (11)

同时，若忽略角度和位置变化乘积的二阶小量，则式(10)中Γ可进一步简化为：

若六台位置传感器全部正常时，可通过六台位置传感器的输出同时确定两舱间的相对姿态和质心相对位置，备份的三台位置传感器的输出为：

综合考虑式(10)和式(13)，且不考虑位置变化和相对姿态角乘积的二阶小量，有：

则只需要在位置传感器布局时，设计矩阵K为可逆矩阵，则可得状态量为：

X＝K^-1H (15)

除采用上述的六个位置传感器的布局方式外，采用三的沿坐标轴方向安装的位置传感器再加一个斜装的位置传感器同样能够任意一个故障情况下的备份，但需要对斜装位置传感器的反射面进行合理的设计。

综上所述，本发明的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法，解决了在配置较少非接触式位置传感器的情况下，充分利用分别安装在卫星两舱段的星敏感器输出的姿态信息，确定卫星平台舱和载荷舱的相对姿态和质心相对位置矢量的问题；在基于卫星舱间的位置传感器和星敏感器上，确定了两舱间的相对姿态和质心相对位置，该方法简单，工作可靠，结果精确；仅仅需要三台非接触式位置传感器就可以解算出卫星平台舱和载荷舱质心的相对位置矢量，该方法的成本低，工作效率高。

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)

1.一种舱间相对姿态和质心相对位置确定方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，根据平台舱星敏感器和载荷舱的星敏感器的输出解算得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵和相对姿态角；所述步骤1包括如下步骤：

步骤1.1，根据载荷舱星敏感器的输出和安装四元数解算得到载荷舱体坐标体坐标系相对于惯性坐标系的姿态四元数

步骤1.2，根据平台舱星敏感器的输出和安装矩阵解算得到平台舱体坐标系相对于惯性坐标系的姿态四元数

步骤1.3，结合载荷舱体坐标系相对于惯性坐标系的四元数和平台舱体坐标系相对于惯性坐标系的四元数解算得到载荷舱相对于平台舱的四元数Q_PL：

步骤1.4，根据相对四元数能够得到平台舱到载荷舱的方向余弦矩阵C_PL和相对姿态角φ,θ,ψ；

步骤2，根据位置传感器探头安装在平台舱体坐标系下的分量列阵和目标点在载荷舱坐标系下安装的分量列阵，结合步骤1计算得到的相对姿态角，列出主份三台使用的位置传感器的理论输出表达式；所述步骤2具体为：

设三个沿平台体坐标系坐标轴方向安装的位置传感器初始目标点在载荷体系下的坐标为

初始状态下的位置传感器输出的相对位置矢量为(x₀；y₀；z₀)，载荷舱质心相对于平台舱质心的相对位置变化向量在平台舱下的分量列阵为(x；y；z)，则可得沿x方向的位置传感器的输出表达式为：

沿y方向的位置传感器的输出表达式为：

沿z方向的位置传感器的输出表达式为：

步骤3，考虑到载荷舱和平台舱间的相对姿态角和相对位置运动均为小量，忽略相对姿态角和相对位置变化二者相乘的二阶小量，把步骤2得到的表达式化为矩阵形式的表达式，求逆可得两舱段质心的相对位置变化；所述步骤3具体为：

根据各个位置传感器初始测量值和在载荷舱体坐标系下的坐标分量，结合两舱间的相对姿态角列出各位置传感器的理论输出表达式为姿态角(φ,θ,ψ)和质心相对位置相对于初始值的变化量(x,y,z)的表达式如下所示：

求逆可得出两舱间质心相对位置的变化量，其中S_x1为沿x方向的位置传感器的输出表达式，Sy₁为沿y方向的位置传感器的输出表达式，S_z1为沿z方向的位置传感器的输出表达式，C为载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵；

式(10)中矩阵C为小角度小的平台舱坐标系到载荷舱体坐标系的方向余弦矩阵，则可得：

X＝C^TΓ (11)

同时，若忽略角度和位置变化乘积的二阶小量，则式(11)可进一步简化为：

X＝Γ (12)；

步骤4，在星敏感器故障的情况下，启用备份的三台位置传感器，结合主份的三台位置传感器，根据步骤3化简为6阶矩阵表达式，求逆可同时得到两舱间相对姿态和质心的相对位置变化；所述步骤4具体为：当星敏感器故障或者任务要求时，通过启用备份的三个位置传感器，结合三个主份使用的位置传感器的输出，列出矩阵形式表达的状态方程，忽略二阶小量，求逆可得相对姿态和质心相对位置变化的矩阵表达式如下所示：

只要确保六个位置传感器的安装矩阵组成的矩阵K可逆，则可通过求逆同时得到载荷舱相对于平台舱的相对姿态和质心相对位置变化量为：

X＝K^-1H，其中，K为设计矩阵；

得到载荷舱相对于平台舱的相对姿态和质心相对位置变化量后结合初始平台舱和载荷舱质心的相对位置，能够得到载荷舱相对于平台舱的相对姿态和质心相对位置矢量。

2.根据权利要求1所述的舱间相对姿态和质心相对位置确定方法，其特征在于，位置传感器沿平台舱的体坐标系安装，每个坐标轴方向上平行安装两个，共六个，其中三个为主份使用，另外三个为备份安装。

3.根据权利要求1所述的舱间相对姿态和质心相对位置确定方法，其特征在于，六台位置传感器沿三个坐标轴方向安装，或者采用斜装安装方式提高冗余度。

4.根据权利要求1所述的舱间相对姿态和质心相对位置确定方法，其特征在于，载荷舱和平台舱的相对姿态或者通过星敏感器的输出解算得到，或者通过测角装置得到相对姿态后再进行后续位置解算。

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