CN109900297B - 双超卫星相对位置传感器的测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种双超卫星地面测试技术领域的双超卫星相对位置传感器的测试方法，包括如下步骤：步骤1，根据动力学模型递推的两舱相对姿态计算载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵，根据动力学模型递推得到载荷舱质心在平台舱体坐标系下的位置坐标；2，得到位置传感器探头反射面上的一点在平台舱体坐标系下的坐标，从而得到反射面的方程；步骤3，得到位置传感器探头延长线和反射面的交点在平台舱体坐标系下的坐标；步骤4，得到位置传感器输出的理论值，结合其噪声特性，可得到位置传感器输出的模拟值。本发明解决了在双超卫星地面测试过程中对位置传感器输出进行准确建模和测试的问题。

Description

双超卫星相对位置传感器的测试方法

技术领域

本发明涉及双超卫星地面测试技术领域，具体涉及一种双超卫星相对位置传感器的测试方法。

背景技术

双超卫星的平台舱和载荷舱之间通过非接触式磁浮作动器实现动静隔离，使平台舱受到空间环境干扰、飞轮等转动部件和太阳帆板等挠性部件引起的振动干扰不能传递到载荷舱，从而实现载荷舱的超高指向精度和超高稳定度控制。为实现两舱之间的协同控制，需要通过安装在两舱间的非接触式位置传感器解算得到两舱的相对姿态和质心相对位置。

在双超卫星进行桌面联试时，需要动力学计算机施加外界激励信号从而得到位置传感器的输出。传统建模方法中，考虑到两舱之间为小角度运动，忽略相对位置变化和姿态变化的二阶小量，会引入一定的误差。为模拟真实的位置传感器的测量值，充分评估由于忽略高阶项引起的误差，本发明同时考虑两舱之间姿态运动和质心的平动运动，根据位置传感器探头延长线和反射面交点，得到准确的位置传感器理论输出，为双超卫星地面测试提供保障。

经对现有技术的检索，申请号为201410073892.8的中国发明专利公开了一种卫星综合电子系统的仿真测试系统，通过仿真主机进行仿真监控和仿真模型的开发与运行，多台仿真目标机实时模拟卫星综合电子系统各模块的信号模型，并输出相应的数字、模拟信号以及总线消息；并且仿真主机与仿真目标机之间通过以太网进行模型下载和显示数据上传，各仿真目标机之间通过PCIe实时总线进行实时数据交互。本发明提供了一种专业仿真系统对卫星综合电子进行实时模拟仿真，使得对卫星综合电子系统能够进行实时模拟，能够便捷、通用地快速构建仿真测试平台。虽然该申请能够进行嵌入式仿真测试，使仿真结果更接近实际应用，但是该申请并未解决两舱之间姿态运动和质心的平动运动，无法根据位置传感器探头延长线和反射面交点，得不到准确的位置传感器理论输出，不能为双超卫星地面测试提供保障。

因此，有必要设计一种能够根据位置传感器探头延长线和反射面交点，得到准确的位置传感器理论输出，为双超卫星地面测试提供保障的双超卫星相对位置传感器的测试方法。

发明内容

针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种双超卫星相对位置传感器的测试方法，本发明能够根据位置传感器探头延长线和反射面交点，得到准确的位置传感器理论输出，为双超卫星地面测试提供保障。

本发明涉及一种双超卫星相对位置传感器的测试方法，包括如下步骤：

步骤1，根据平台舱和载荷舱姿态动力学和运动学方程递推得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵；根据两舱质心的相对平动方程得到两舱质心的相对位置矢量；

步骤2，根据位置传感器反射面和载荷舱质心的距离得到反射面上一点的坐标，结合反射面的法向量可得反射面方程；

步骤3，根据位置传感器探头在平台舱体坐标系下的坐标，带入步骤3中得到的对应反射面方程，得到位置传感器探头延长线和反射面交点的坐标；

步骤4，通过位置传感器探头延长线和反射面的交点在平台舱体坐标系下的坐标和探头在平台舱体坐标系下的坐标相减，得到位置传感器的理论输出；再结合其噪声特性，得到位置传感器的模拟输出。

进一步地，得到的位置传感器模拟输出值既考虑了载荷舱和平台舱平动引起的位置传感器输出变化，也考虑了两舱相对转动引起的位置传感器输出变化。

进一步地，通过建立的载荷舱和平台舱的姿态运动模型得到两舱的方向余弦，通过建立的两舱相对平动模型得到两舱质心的相对矢量。

进一步地，平台舱到载荷舱的方向余弦矩阵，其中每一行元素即为对应的三个坐标轴方向位置传感器探头反射面的法向量。

进一步地，所述步骤1具体为：根据载荷舱和平台舱的相对平动动力学和运动学方程递推得到两舱质心的相对位置矢量在平台舱体坐标系下的表示(x₀；y₀；z₀)；根据载荷舱和平台舱的姿态动力学方程和运动学方程递推得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵，表示如下：

进一步地，所述步骤2具体为：由X方向位置传感器反射面的法向量[c₁₁ c₁₂ c₁₃]^T和反射面到质心的距离s_x(s_x沿载荷舱-X为负号，沿+X方向为正号)，得到X方向上位置传感器探头对应的反射面上一点坐标为：

(x_fx；y_fx；z_fx)＝(x₀；y₀；z₀)+s_x[c₁₁ c₁₂ c₁₃]^T (2)

结合反射面的法向量和点坐标得到反射面方程为：

c₁₁(x-x_fx)+c₁₂(y-y_fx)+c₁₃(z-z_fx)＝0 (3)。

进一步地，所述步骤4具体为，将X方向位置传感器探头的Y和Z坐标带入方程(3)可得探头延长线和反射面交点的X_x坐标为：

则可得沿X向安装的位置传感器的输出为：

其中v_x为X向位置传感器输出噪声；

下面对Y方向进行求解，结合反射面法向量[c₂₁ c₂₂ c₂₃]^T和反射面到质心的距离为s_y(s_y沿载荷舱-Y为负号，沿+Y方向为正号)，可得Y方向位置传感器反射面上一点的坐标为：

(x_fy；y_fy；z_fy)＝(x₀；y₀；z₀)+s_y[c₂₁ c₂₂ c₂₃]^T (6)

则可得对应的反射面方程为：

c₂₁(x-x_fy)+c₂₂(y-y_fy)+c₂₃(z-z_fy)＝0 (7)

把Y向位置传感器探头的X和Z坐标带入方程(7)可得交点的Y_y坐标为：

则沿Y向位置传感器的输出为：

其中v_y为Y方向位置传感器输出的噪声；

最后对Z方向进行求解，结合反射面法向量[c₃₁ c₃₂ c₃₃]^T和反射面到质心的距离s_z(s_z沿载荷舱-Z为负号，沿+Z方向为正号)，可得Z方向位置传感器反射面上一点的坐标为：

(x_fz；y_fz；z_fz)＝(x₀；y₀；z₀)+s_z[c₃₁ c₃₂ c₃₃]^T (10)

则可得z方向的反射面方程为：

c₃₁(x-x_fz)+c₃₂(y-y_fz)+c₃₃(z-z_fz)＝0 (11)

把Z方向位置传感器的X和Y坐标带入方程(11)可得对应点的Z_z坐标为：

则沿z向位置传感器的输出为：

其中v_z为Z方向位置传感器输出的噪声。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明的双超卫星相对位置传感器的测试方法，能够根据位置传感器探头延长线和反射面交点，得到准确的位置传感器理论输出，能够有效地为双超卫星地面测试提供保障；

2、本发明的双超卫星相对位置传感器的测试方法，根据动力学模型递推的两舱相对姿态计算载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵，根据动力学模型递推得到载荷舱质心在平台舱体坐标系下的位置坐标，根据位置传感器探头的反射面到载荷舱质心的距离和方向向量计算得到位置传感器探头反射面上的一点在平台舱体坐标系下的坐标，得到反射面的方程，该测试方法简单有效，测试效果好，能够广泛适用；

3、本发明的双超卫星相对位置传感器的测试方法，由交点坐标和位置传感器探头坐标相减得到位置传感器输出的理论值，结合其噪声特性，能够得到位置传感器输出的模拟值，解决了在双超卫星地面测试过程中对其位置传感器输出进行准确建模和准确进行测试的问题。

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是一种双超卫星相对位置传感器的测试方法的实施流程图；

图2是一种双超卫星相对位置传感器布局图。

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，本发明的双超卫星相对位置传感器的测试方法，包括如下步骤：

步骤1，根据平台舱和载荷舱姿态动力学和运动学方程递推得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵；根据两舱质心的相对平动方程得到两舱质心的相对位置矢量；

步骤2，根据位置传感器反射面和载荷舱质心的距离得到反射面上一点的坐标，结合反射面的法向量可得反射面方程；

步骤3，根据位置传感器探头在平台舱体坐标系下的坐标，带入步骤3中得到的对应反射面方程，得到位置传感器探头延长线和反射面交点的坐标；

步骤4，通过位置传感器探头延长线和反射面的交点在平台舱体坐标系下的坐标和探头在平台舱体坐标系下的坐标相减，得到位置传感器的理论输出；再结合其噪声特性，得到位置传感器的模拟输出。

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双超卫星相对位置传感器的测试方法，本发明能够根据位置传感器探头延长线和反射面交点，得到准确的位置传感器理论输出，为双超卫星地面测试提供保障。

根据建立的双超卫星载荷舱和平台舱姿态动力学和运动学模型递推得到当前时刻载荷舱相对于平台舱的姿态，从而计算得到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)为载荷舱相对于平台舱的四元数。

建立的双超卫星载荷舱和平台舱相对平动的动力学和运动学模型递推得到当前时刻载荷舱质心在平台舱体坐标系下的表示为(x；y；z)。

设初始时刻平台舱和载荷舱体坐标系重合，且六个位置传感器(xA,xB,yA,yB,zA,zB)均沿平台舱体坐标系坐标轴方向安装，如图2所示，其中：xA,xB沿平台舱X轴方向，yA,yB沿平台舱Y轴方向，zA,zB沿平台舱Z轴方向。假设位置传感器的探头安装在平台舱上，在平台舱体系下的坐标为

反射面安装在载荷舱上。

首先对X方向位置传感器输出进行求解，设沿X向安装的两台位置传感器探头信号反射面到质心的距离为s_xA,s_xB(沿载荷舱-X为负号，沿+X方向为正号)。以xA为例，可得X方向位置传感器对应反射面上一点在平台舱体坐标系下的坐标为：

(x_fxA；y_fxA；z_fxA)＝(x₀；y₀；z₀)+s_xA[c₁₁ c₁₂ c₁₃]^T (15)

其中[c₁₁ c₁₂ c₁₃]^T为载荷舱x轴的方向向量在平台舱体坐标系下的表示，同时也是沿X方向安装的位置传感器的反射面的法向量，则可得对应的反射面方程为：

c₁₁(x-x_fxA)+c₁₂(y-y_fxA)+c₁₃(z-z_fxA)＝0

由于位置传感器探头延长线和反射面的交点对应的Y和Z坐标与探头一致，则带入方程可得：

由于在小角度下，C₁₁不为0，则有对应点的X_xA坐标为：

则可得沿X向安装的位置传感器xA测得的探头和当前目标点之间的距离为：

同理可得位置传感器xB的输出为：

其中若s_x为负，则有：|F|＝-F，否则：|F|＝F。

下面对Y方向进行求解，设沿Y向安装的两台位置传感器的反射面到质心的距离为s_yA,s_yB(沿载荷舱-Y为负号，沿+Y方向为正号)，以yA为例,可得Y方向位置传感器反射面上一点的坐标为：

(x_fyA；y_fyA；z_fyA)＝(x₀；y₀；z₀)+s_y[c₂₁ c₂₂ c₂₃]^T (21)

则可得对应的反射面方程为：

c₂₁(x-x_fyA)+c₂₂(y-y_fyA)+c₂₃(z-z_fyA)＝0 (22)

由于位置传感器探头延长线和反射面交点对应的X和Z坐标与探头一致，则带入方程为：

由于小角度下，C₂₂不为0，则有对应交点的Y_yA坐标：

沿Y向位置传感器测得的探头和目标点之间的距离为：

同理可得位置传感器yB的输出为：

其中：若s_yA,s_yB为负，则有：|F|＝-F，否则：|F|＝F。

最后对Z方向进行求解，设沿Z向安装的两台位置传感器反射面到质心的距离为s_zA,s_zB(沿载荷舱-Z为负号，沿+Z方向为正号)，可得Z方向位置传感器反射面上一点的坐标为：

(x_fzA；y_fzA；z_fzA)＝(x₀；y₀；z₀)+s_z[c₃₁ c₃₂ c₃₃]^T (27)

则可得Z方向的反射面方程为：

c₃₁(x-x_fzA)+c₃₂(y-y_fzA)+c₃₃(z-z_fzA)＝0 (28)

由于位置传感器探头延长线和反射面的交点对应的X和Y坐标与探头一致，则带入方程为：

由于小角度下，C₃₃不为0，则有对应点的Z_zA坐标：

则沿Z向位置传感器测得的探头和目标点之间的距离为：

同理可得位置传感器zB的输出为：

其中：若s_zA,s_zB为负，则有：|F|＝-F，否则：|F|＝F。

根据公式(19)、(20)、(25)、(26)、(31)、(32)，以及位置传感器的噪声特性可得到位置传感器的输出为：

其中：S_xA,S_yA,S_zA,S_xB,S_yB,S_zB为六个位置传感器所在位置的相对距离的理论值；v_xA,v_yA,v_zA,v_xB,v_yB,v_zB为六台位置传感器的测量噪声，满足正太分布。

综上所述，本发明的双超卫星相对位置传感器的测试方法，能够根据位置传感器探头延长线和反射面交点，得到准确的位置传感器理论输出，能够有效地为双超卫星地面测试提供保障；根据动力学模型递推的两舱相对姿态计算载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵，根据动力学模型递推得到载荷舱质心在平台舱体坐标系下的位置坐标，根据位置传感器探头的反射面到载荷舱质心的距离和方向向量计算得到位置传感器探头反射面上的一点在平台舱体坐标系下的坐标，得到反射面的方程，该测试方法简单有效，测试效果好，能够广泛适用；由交点坐标和位置传感器探头坐标相减得到位置传感器输出的理论值，结合其噪声特性，能够得到位置传感器输出的模拟值，解决了在双超卫星地面测试过程中对其位置传感器输出进行准确建模和准确进行测试的问题。

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 (7)

1.一种双超卫星相对位置传感器的测试方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，根据平台舱和载荷舱姿态动力学和运动学方程递推得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵；根据两舱质心的相对平动方程得到两舱质心的相对位置矢量；

步骤2，根据位置传感器反射面和载荷舱质心的距离得到反射面上一点的坐标，结合反射面的法向量可得反射面方程；

步骤3，根据位置传感器探头在平台舱体坐标系下的坐标，带入步骤2中得到的对应反射面方程，得到位置传感器探头延长线和反射面交点的坐标；

步骤4，通过位置传感器探头延长线和反射面的交点在平台舱体坐标系下的坐标和探头在平台舱体坐标系下的坐标相减，得到位置传感器的理论输出；再结合其噪声特性，得到位置传感器的模拟输出。

2.根据权利要求1所述的双超卫星相对位置传感器的测试方法，其特征在于，得到的位置传感器模拟输出值既考虑了载荷舱和平台舱平动引起的位置传感器输出变化，也考虑了两舱相对转动引起的位置传感器输出变化。

3.根据权利要求1所述的双超卫星相对位置传感器的测试方法，其特征在于，通过建立的载荷舱和平台舱的姿态运动模型得到两舱的方向余弦，通过建立的两舱相对平动模型得到两舱质心的相对矢量。

4.根据权利要求3所述的双超卫星相对位置传感器的测试方法，其特征在于，平台舱到载荷舱的方向余弦矩阵，其中每一行元素即为对应的三个坐标轴方向位置传感器探头反射面的法向量。

5.根据权利要求1所述的双超卫星相对位置传感器的测试方法，其特征在于，所述步骤1具体为：根据载荷舱和平台舱的相对平动动力学和运动学方程递推得到两舱质心的相对位置矢量在平台舱体坐标系下的表示(x₀；y₀；z₀)；根据载荷舱和平台舱的姿态动力学方程和运动学方程递推得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵，表示如下：

其中，C_PL为载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵。

6.根据权利要求5所述的双超卫星相对位置传感器的测试方法，其特征在于，所述步骤2具体为：由X方向位置传感器反射面的法向量[c₁₁ c₁₂ c₁₃]^T和反射面到质心的距离s_x，得到X方向上位置传感器探头对应的反射面上一点坐标为：

(x_fx；y_fx；z_fx)＝(x₀；y₀；z₀)+s_x[c₁₁ c₁₂ c₁₃]^T (2)

结合反射面的法向量和点坐标得到反射面方程为：

c₁₁(x-x_fx)+c₁₂(y-y_fx)+c₁₃(z-z_fx)＝0 (3)。

7.根据权利要求6所述的双超卫星相对位置传感器的测试方法，其特征在于，所述步骤4具体为，

将X方向位置传感器探头的Y和Z坐标带入方程(3)可得探头延长线和反射面交点的X_x坐标为：

则可得沿X向安装的位置传感器的输出为：

其中v_x为X向位置传感器输出噪声；

下面对Y方向进行求解，结合反射面法向量[c₂₁ c₂₂ c₂₃]^T和反射面到质心的距离为s_y，可得Y方向位置传感器反射面上一点的坐标为：

(x_fy；y_fy；z_fy)＝(x₀；y₀；z₀)+s_y[c₂₁ c₂₂ c₂₃]^T (6)

则可得对应的反射面方程为：

c₂₁(x-x_fy)+c₂₂(y-y_fy)+c₂₃(z-z_fy)＝0 (7)

把Y向位置传感器探头的X和Z坐标带入方程(7)可得交点的Y_y坐标为：

则沿Y向位置传感器的输出为：

其中v_y为Y方向位置传感器输出的噪声；

最后对Z方向进行求解，结合反射面法向量[c₃₁ c₃₂ c₃₃]^T和反射面到质心的距离s_z，可得Z方向位置传感器反射面上一点的坐标为：

(x_fz；y_fz；z_fz)＝(x₀；y₀；z₀)+s_z[c₃₁ c₃₂ c₃₃]^T (10)

则可得z方向的反射面方程为：

c₃₁(x-x_fz)+c₃₂(y-y_fz)+c₃₃(z-z_fz)＝0 (11)

把Z方向位置传感器的X和Y坐标带入方程(11)可得对应点的Z_z坐标为：

则沿z向位置传感器的输出为：

其中v_z为Z方向位置传感器输出的噪声。

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