CN110285816A - 一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统及方法 - Google Patents

Abstract

一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统及方法，利用控制终端确定转台转角并改变转台位置，确定电子经纬仪在升降支架上的竖直高度H，电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角，并利用升降支架改变电子经纬仪的位置，完成粗定位工作；在粗定位工作的基础上利用CCD相机完成精确准直工作，获取立方棱镜两个端面的法向矢量，最终确定星上设备的姿态测量值。本发明针对多级硬件系统坐标矩阵转换带来的系统累计误差问题，进行了系统硬件构建优化，以及算法的优化改进，提高了航天器设备姿态测量的测量精度和测量稳定性，还大幅提高了测量效率，降低了测量人力成本，减轻了测量技术人员的劳动强度。

Description

一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统及方法

技术领域

本发明涉及一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统及方法，用于小卫星星上单机设备姿态的自动化精密测量，并指导精密装配。

背景技术

目前，卫星上的关键单机设备在整星座标系下有很高的姿态精度要求，为了保证小卫星在空间中的正常运行工作，在小卫星的总装生产过程中需要对关键单机设备(如星敏、天线、推进及控制装置等)姿态进行精密测量，与此同时根据精测结果，在地面总装阶段将关键单机设备组件调整到设计要求的几何精度。由于设备本身姿态无法进行直接测量，常规方法是在设备上加装立方镜，通过经纬仪测量立方镜与基准立方镜之间的关系，来确定被测设备的姿态。立方镜在航天器组件的位姿测量应用比较广泛，目前大都采用经纬仪工业测量系统建站和准直测量结合的方法，但该方法实际测量过程中需要较多人员共同参与进行准直和多次互瞄，测量效率低、测量结果易受人为因素影响，难以满足工业测量发展对高精度、高效率、自动化的需求。

上海装备研究所201611123615.9号专利公开了一种自动化精度测量系统，包括准直测量子系统、机械伺服子系统。其中，机械伺服子系统包括航天器停放架、基准定位支架、环形转台、竖直运动支架、航天器本体。准直测量子系统包括第一基准经纬仪、第二基准经纬仪、准直经纬仪，使用时将航天器本体静置于航天器停放架上；第一基准经纬仪、第二基准经纬仪都固定安装在基准定位架上；准直经纬仪固定在竖直运动支架上，并沿上下运动；整个竖直运动支架安装在环形转台上，环形转台实现0～360°的方位旋转，整个机械伺服系统运动形成一个高度H的柱形空间。测量时先利用机械伺服机构将准直经纬仪运动到相应位置，并准直待测目标，然后旋转方位角和俯仰角与基准经纬仪进行互瞄，两个过程均读取相应转台的方位角和俯仰角读数、光电自准直仪的读数、电子水平仪的读数，最后通过将待测镜面矢量转移到基准经纬仪所在的基准坐标系下，测量多个待测目标后即可计算两两之间的夹角关系。但该方法主要存在以下问题：

1)系统引入硬件设备较多，系统包括三台经纬仪，其中两台基准经纬仪，经纬仪互瞄环节较多，坐标关系在硬件系统之间转换，会造成系统累计误差较大，影响测量精度。

2)系统的转台和竖直运动支架采用固连的形式，两台基准经纬仪位置也相对固定，因此整个系统的能够适用的卫星尺寸受限，不具备更大的通用性。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统及方法，解决了多级硬件系统坐标矩阵转换带来的系统累计误差问题，进行了系统硬件构建优化，以及基于该硬件系统的算法优化改进，提高了航天器设备姿态测量的测量精度和测量稳定性，还大幅提高了测量效率、加快了卫星总装生产进程，并大大节省了卫星生产成本。

本发明的技术方案是：

一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统，包括：电子经纬仪、升降支架、转台、CCD相机、控制终端；

升降支架包括：可移动底座、立梁、升降旋转机构；可移动底座上设置有立梁，所述立梁上设置有能够沿所述立梁上下移动和绕所述立梁轴线旋转的升降旋转机构，电子经纬仪固定在所述升降旋转机构上，电子经纬仪的目镜上固连有CCD相机；卫星固定在转台上，卫星上的待测设备上粘贴有立方棱镜；

电子经纬仪固定在升降支架上，卫星固定在转台上，电子经纬仪的目镜上固连有CCD相机；卫星上的待测设备上粘贴有立方棱镜；

控制终端：确定转台转角、电子经纬仪在升降支架上的竖直高度H，电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角；根据所述确定的电子经纬仪的竖直高度H、电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角，利用升降支架改变电子经纬仪的位置，根据所述确定的转台转角改变转台位置，完成粗定位工作；在粗定位工作的基础上利用CCD相机完成精确准直工作；重复粗定位工作和精确准直工作，获取立方棱镜两个端面的法向矢量，所述两个端面的法向矢量正交，根据所述两个法向矢量确定卫星上待测设备相对于整星坐标系的姿态测量值。

一种利用上述的测量系统进行星上设备姿态测量的方法，包括步骤如下：

1)获得整星坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₁，作为第一转换矩阵；

2)获得电子经纬仪坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₂，作为第二转换矩阵；

3)根据卫星上待测设备的相对于整星坐标系的姿态设计值，确定转台转角、电子经纬仪在升降支架上的竖直高度H，电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角；

4)根据步骤3)确定的转台转角改变转台位置，同时，根据步骤4)确定的电子经纬仪的竖直高度H、电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角，改变电子经纬仪的位置，使其目镜能够看到立方棱镜的任意一个端面；完成粗定位工作；

5)使用CCD相机通过电子经纬仪目镜对立方棱镜的端面成像，获得十字光标和目镜上十字刻线之间的距离偏差；

6)根据步骤5)获得的距离偏差，确定电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角；

7)根据步骤6)确定的水平驱动角和垂直驱动角，利用电子经纬仪的驱动机构改变经纬仪光标的位置，使经纬仪的光轴垂直于立方棱镜的端面达到十字光标和目镜上的十字刻线完全重合；完成精确准直工作；

8)利用电子经纬仪获得在电子经纬仪坐标系下的立方棱镜端面的法向矢量，作为第一法向矢量r₁；

9)重复步骤3)～8)，再次获得在电子经纬仪坐标系下的立方棱镜一个端面的法向矢量，作为第二法向矢量r₂；

10)根据步骤8)确定的第一法向矢量r₁和步骤9)确定的第二法向矢量r₂，构建坐标系OXY，作为在电子经纬仪坐标系下的立方棱镜坐标系；

11)确定电子经纬仪坐标系O′XY与步骤10)构建的立方棱镜坐标系OXY之间的转换矩阵M_3×3，作为第四转换矩阵；

12)通过整星坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₁，和电子经纬仪坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₂，确定整星坐标系与电子经纬仪坐标系之间的转换矩阵M₃，作为第三转换矩阵；

13)根据12)确定的第三转换矩阵和步骤11)确定的第四转换矩阵，获得卫星上待测设备相对于整星坐标系的姿态测量值M₄。

所述步骤11)确定M_3×3的方法，具体如下：

其中，(x_ri y_ri z_ri)为r_i在电子经纬仪坐标系下的矢量坐标，r₃＝r₁×r₂。

所述步骤12)确定整星坐标系与电子经纬仪坐标系之间的转换M₃的方法，具体如下：

所述步骤13)确定卫星上待测设备相对于整星坐标系的姿态M₄的方法，具体如下：M₄＝M_3×3×M₃。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1)本发明采用了优化硬件系统构建的方法手段，仅采用了一台电子经纬仪、一个升降支架、一个转台和一个CCD相机，优化了硬件系统组成，降低了硬件成本，具有很广泛的应用前景；

2)本发明采用了硬件系统相互分离的方式，使硬件系统具有更好的通用性以及可维护性，如：升降支架和转台为彼此分离，可在任意可视范围内进行摆放，对不同尺寸的卫星均适用；

3)本发明采用了待测量设备坐标系直接转换在升降支架上的电子经纬仪坐标系下的方法，并通过标定的整星坐标系跟升降支架上电子经纬仪坐标系之间的矩阵关系，直接将待测设备坐标系转换到星体坐标系下表示，降低了硬件系统坐标矩阵转换带来的累计误差，全过程无需经纬仪互瞄，提高了测量精度，并大大减少了程序的计算量，提高软件程序的执行效率。

附图说明

图1为本发明自动化精密测量硬件系统构成示意图；

图2为本发明软件实现算法流程图；

图3为本发明一维转台二维平面示意图；

图4为本发明转台旋转角度计算示意图；

图5为本发明升降支架升降高度解算示意图；

图6为本发明电子经纬仪水平角计算模型示意图；

图7为本发明升降支架示意图；

图8为本发明可移动底座上端面示意图；

图9为本发明可移动底座下端面示意图；

图10为本发明立梁示意图；

图11为本发明升降旋转机构示意图；

图12为本发明升降旋转机构径向示意图；

图13为本发明升降旋转机构底部示意图。

具体实施方式

本发明自动化智能化精度测量系统可实现小卫星不同总装阶段精测任务的快速执行。为实现全自动准直测量，软件算法主要实现三个功能，即自动运动驱动功能，自动准直功能和准直结果自动解算功能。软件依靠卫星设计提供的各单机设备坐标系参数和单机设备立方镜设计参数等先验数据，基于运动参数解算模型，计算在系统布局下一维转台的旋转角度、升降支架升降量、电子经纬仪水平角和垂直角，用通信指令控制各设备按计算量进行驱动，实现对卫星上被测单机设备立方镜的自动概略准直；再通过自动准直技术，实现小范围内测量仪器的自动精确准直；软件采集精确准直状态下各设备数据，包括：电子经纬仪的水平角和垂直角、一维转台转角、升降支架高度，依据姿态参数解算模型，计算被测设备立方镜在整星坐标系下的姿态参数，从而实现全自动准直测量。

姿态测量系统控制终端通过串口通信指令控制各设备运动和数据读取；精密一维转台为被测设备提供水平方向上的旋转运动；升降支架带动电子经纬仪进行竖直方向上的升降；电子经纬仪目镜安装有CCD相机实现自动准直功能；使用额外两台电子经纬仪和升降支架上的电子经纬仪可用于系统参数标定，可确定升降支架上的测量经纬仪坐标系和转台坐标系之间的转换参数；使用其中一台额外电子经纬仪和升降支架上的电子经纬仪可确定升降支架在升降运动过程中扭转误差，在计算过程中用于误差修正。

自动化测量过程中，首先需要卫星上单机设备的先验设计数据，即单机设备坐标系与整星坐标系的姿态角度参数。这些参数将作为自动测量系统的先验参数，参与到自动测量运动参数和准直姿态参数的解算中。

自动测量系统标定的目的一方面是建立全局测量坐标系统，将单机设备坐标系、一维转台坐标系、电子经纬仪坐标系联系起来，并统一转换到整星坐标系下表示，以此计算各个子系统运动控制的概略初始驱动值，并实现各个子系统的自动驱动控制；另一方面标定出升降支架在一维长行程运动过程中产生的扭转误差，在计算过程中用于误差修正。

下面结合附图对本发明做进一步详细的描述。

如图1所述，本发明一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统，包括：电子经纬仪、升降支架、转台、CCD相机、控制终端。电子经纬仪固定在升降支架上，卫星固定在转台上，电子经纬仪的目镜上固连有CCD相机；卫星上的待测设备上粘贴有立方棱镜。

如图7所示，升降支架包括：可移动底座100、立梁200、升降旋转机构 300、立梁支撑杆400；可移动底座100上设置有立梁200，所述立梁200上设置有能够沿所述立梁200上下移动和绕所述立梁200轴线旋转的升降旋转机构300，电子经纬仪固定在所述升降旋转机构300上，电子经纬仪的目镜上固连有CCD相机；卫星固定在转台上，卫星上的待测设备上粘贴有立方棱镜。立梁支撑杆400的一端固定连接所述可移动底座100，所述立梁支撑杆400的另一端固定连接所述立梁200，所述可移动底座100固定连接有多个立梁支撑杆400。

控制终端：确定转台转角、电子经纬仪在升降支架上的竖直高度H，电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角；根据所述确定的电子经纬仪的竖直高度H、电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角，利用升降支架改变电子经纬仪的位置，根据所述确定的转台转角改变转台位置，完成粗定位工作；在粗定位工作的基础上利用CCD相机完成精确准直工作；重复粗定位工作和精确准直工作，获取立方棱镜两个端面的法向矢量，所述两个端面的法向矢量正交，根据所述两个法向矢量确定卫星上待测设备相对于整星坐标系的姿态测量值。

如图8、9所示，所述可移动底座100包括：支撑底盘101、地脚支撑手轮102、铰合103、控制开关104、立梁安装接口105、脚轮106；

所述支撑底盘101的为三棱锥结构，支撑底盘101上均布设置有多个地脚支撑手轮102、铰合103、脚轮106；所述多个铰合103与所述多个脚轮106 一一对应，所述铰合103用于收起或打开所述脚轮106，所述多个脚轮106打开后用于移动所述支撑底盘101；所述地脚支撑手轮102用于在所述多个脚轮 106收起后支撑固定所述支撑底盘101的位置。所述支撑底盘101的中心位置设置有用于连接所述立梁200的立梁安装接口105；所述支撑底盘101上还设置有用于控制所述升降旋转机构300的控制开关104。本发明实施例所述地脚支撑手轮102、铰合103、脚轮106的个数均为3个，所述支撑底盘101 的每个棱边上均固定有一个地脚支撑手轮102、一个铰合103、一个脚轮106。

如图10所示，立梁200包括：连接块201、立梁本体202、导轨203、滚珠丝杠204。立梁本体202固定在所述立梁安装接口105上，在所述立梁安装接口105和所述立梁本体202固定连接位置设置有用于加固处理的连接块 201；立梁本体202截面为矩形的杆结构，所述立梁本体202的一个侧面上设置有用于使所述升降旋转机构300沿所述立梁200上下移动的导轨203和滚珠丝杠204。

如图11、12、13所示，升降旋转机构300包括：旋转盘301、支撑滑轮 302、承力框架303、滑块304、经纬仪305、小齿轮306、电机307、大齿轮 308。承力框架303内部设置有用于与所述立梁200连接的滑块304，承力框架303通过支撑滑轮302固定连接旋转盘301，所述旋转盘301为截面为圆环的薄板，所述经纬仪305固定连接所述旋转盘301；所述大齿轮308固定在所述旋转盘301的端面上，所述小齿轮306固定连接所述承力框架303，所述电机307用于驱动所述小齿轮306啮合所述大齿轮308，使所述旋转盘301绕所述承力框架303旋转。

如图2所示，本发明一种利用上述的测量系统进行星上设备姿态测量的方法，包括步骤如下：

1)建立与转台固连的转台坐标系，获得整星坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₁，作为第一转换矩阵；

2)建立与电子经纬仪固连的转台坐标系，获得电子经纬仪坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₂，作为第二转换矩阵；

3)标定电子经纬仪由于立梁竖直运动产生的扭转误差；

4)根据卫星上待测设备的相对于整星坐标系的姿态设计值，确定转台转角ω、电子经纬仪在升降支架上的竖直高度H，电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角。

转台转角ω具体为：

其中，n、p、q、μ均为已知数。如附图3和附图4所示，其中O为星体坐标系中心，I₁(x₁,y₁,z₁)为被测立方镜中心，I₂(x₂,y₂,z₂)为立方镜被准直面法线上的一点，为立方镜被测面的法线，T(x_T,y_T,z_T)为升降支架上的电子经纬仪坐标系中心。当一维转台旋转角度ω至电子经纬仪准直立方镜被测面时，立方镜被测面法线变成并穿过测量经纬仪中心T。此时立方镜中心位于I′₁(x′₁,y′₁,z′₁)位置，I₂点移至I′₂(x′₂,y′₂,z′₂)，立方镜运动至被准直位置。从而在准直状态下，根据法线穿过T，即I₁、I₂、T三点共线的关系推导得到转台的驱动角度表达式。

电子经纬仪在升降支架上的竖直高度H，具体为：

H＝d×tanθ+(z′₁-z_T)，

其中T为测量经纬仪坐标系原点，I′₁为被测立方镜中心，如图5所示，根据I′₁T₀⊥TT₀，可知点T₀坐标为(x_T y_T z′₁)。由于与交于点T₁，则设T₁坐标为可解和的夹角θ以及的长度d，进而可以得到升降支架的升降高度H。

电子经纬仪的水平驱动角的确定方法，具体如下：

(x″₁ y″₁ z″₁)^T＝M₃(x′₁-x_T y′₁-y_T z′₁-z_T)^T，

在初始电子经纬仪坐标系下，在水平面内设T′为电子经纬仪坐标系原点， I″₁(x″₁,y″₁,z″₁)为被测立方镜中心。已知初始电子经纬仪坐标系与整星体坐标系关系矩阵M₃，将I′₁(x′₁,y′₁,z′₁)坐标转换到初始测量经纬仪坐标系下。如图6所示，I″₁在XOY平面内的坐标为(x″₁，y″₁)，判断投影点象限，X轴与逆时针方向的夹角α，即为测量经纬仪应转动至的水平角。

电子经纬仪垂直驱动角的确定方法，具体如下：

在初始电子经纬仪坐标系下，经纬仪垂直角解算模型假设T′、T′₀、T′₁、I″₁均为初始星体坐标系下对应点在初始测量经纬仪坐标系下的表示。I″₁坐标已知， T′₁坐标是T₁坐标从初始星体坐标系转换到初始测量经纬仪坐标系下，d由升降支架的升降高度计算公式可得。则可得到电子经纬仪垂直角β的表达式。

5)根据步骤4)确定的转台转角改变转台位置，同时，跟据步骤4)确定的电子经纬仪的竖直高度H，电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角，改变电子经纬仪的位置，使其目镜能够看到立方棱镜的任意一个端面；完成粗定位工作；

6)使用CCD相机通过电子经纬仪目镜对立方棱镜的端面成像，获得十字光标和目镜上十字刻线之间的距离偏差；

7)根据步骤6)获得的距离偏差，确定电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角；

8)根据步骤7)确定的水平驱动角和垂直驱动角，利用电子经纬仪的驱动机构改变经纬仪光标的位置，使经纬仪的光轴垂直于立方棱镜的端面达到十字光标和目镜上的十字刻线完全重合；完成精确准直工作；

9)利用电子经纬仪获得在其坐标系下的立方棱镜端面的法向矢量，作为第一法向矢量r₁；

10)重复步骤4)～9)，再次获得在电子经纬仪坐标系下的立方棱镜一个端面的法向矢量，作为第二法向矢量r₂；

11)根据步骤9)确定的第一法向矢量r₁和步骤10)确定的第二法向矢量r₂，构建坐标系OXY，作为在电子经纬仪坐标系下的立方棱镜坐标系；

12)确定电子经纬仪坐标系O′XY与步骤11)构建的立方棱镜坐标系OXY之间的转换矩阵M_3×3，作为第四转换矩阵；

其中，(x_ri y_ri z_ri)为r_i在电子经纬仪坐标系下的矢量坐标，r₃＝r₁×r₂。

13)通过整星坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₁，和电子经纬仪坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₂，确定整星坐标系与电子经纬仪坐标系之间的转换矩阵M₃，作为第三转换矩阵；

14)根据13)确定的第三转换矩阵和步骤12)确定的第四转换矩阵，即根据整星坐标系与电子经纬仪坐标系之间的转换矩阵M₃，将立方棱镜坐标系转换到整星坐标系中，获得卫星上待测设备相对于整星坐标系的姿态测量值M₄。 M₄＝M_3×3×M₃。

实施例

依据解算的运动参数ω、H、α、β驱动各设备运动后，由于被测单机设备实际姿态与理论值的偏差，电子经纬仪处于粗略准直状态。完成粗略准直后，使用CCD相机通过电子经纬仪目镜对立方棱镜的端面成像，获得十字光标和目镜上十字刻线之间的距离偏差；根据获得的距离偏差，确定电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角；利用电子经纬仪的驱动机构改变经纬仪光标的位置，使经纬仪的光轴垂直于立方棱镜的端面达到十字光标和目镜上的十字刻线完全重合；完成自动精确准直工作。同时，获取精确准直状态下各设备的实际参数值，其中ω、H值不变，经纬仪精确准直水平角为γ，垂直角为δ，计算准直向量，并构造在测量仪器经纬仪坐标系下的被测单机立方镜的坐标系。

当精确准直立方镜A面时，电子经纬仪坐标系下经纬仪中心T₁坐标为 (0,0,0)，则由精确准直状态下的经纬仪角度参数，可以得到准直法线上任意一点I的坐标(x₁,y₁,z₁)，其点坐标计算如下：

其中s为任意正数。

由升降支架的高度参数可知在准直状态的电子经纬仪坐标系下，初始测量经纬仪坐标系的转换参数为(0,0，-H,0,0,0)，设其旋转矩阵为M_T1。则T₁和I在初始测量经纬仪坐标系下的坐标分别为(x_T1,y_T1,z_T1)和(x_l1,y_l1,z_l1)，因此可得到：

(x_T1 y_T1 z_T1)^T＝M_T1(0 0 H)^T，

(x_l1 y_l1 z_l1)^T＝M_T1(x y z+H)^T，

由系统标定的先验参数，可知在初始测量经纬仪坐标系下，初始星体坐标系的转换参数为(x_R,y_R,z_R,R_rx,R_ry,R_rz)，设其旋转矩阵M_TR。设初始星体坐标系下， T₁坐标为(x_T2,y_T2,z_T2)，点I的坐标为(x_l2,y_l2,z_l2)：

(x_T2 y_T2 z_T2)^T＝M_TR(x_T1-x_R y_T1-y_R z_T1-z_R)^T，

(x_l2 y_l2 z_l2)^T＝M_TR(x_l1-x_R y_l1-y_R z_l1-z_R)^T，

依据一维转台的旋转量ω，可以计算在初始星体坐标系下，旋转后星体坐标系的转换参数为(0,0，0,0,0,R_ωz)，R_ωz由转台相对于初始零位的旋转量ω计算得到，设其旋转矩阵为M_R1。旋转后星体坐标系下，经纬仪中心T₁坐标为 (x_T3,y_T3,z_T3)，准直法线上点I坐标为(x_l3,y_l3,z_l3)：

(x_T3 y_T3 z_T3)^T＝M_R1(x_T2 y_T2 z_T2)^T，

(x_l3 y_l3 z_l3)^T＝M_R1(x_l2 y_l2 z_l2)^T，

则由电子经纬仪中心T₁和准直法线上点I，可以构成一条旋转后星体坐标系下的准直向量同理，准直B面则可构成准直向量将两个向量单位化后并叉乘运算，可得到同时垂直于两准直向量的第三个轴的向量。这三个向量即为小卫星单机设备上被测立方镜的三个轴线。根据该三个向量可以构建立方镜坐标系，进而得到被测单机设备上的立方镜与小卫星的姿态关系。

为验证方法的可行性，本文实验采用某力学星模型，在卫星模型上安置一个四镜面皆可通视的立方镜，通过比较两组不同轴向解算得到的同一立方镜姿态参数，评估测试系统的绝对精度；安置多个不同姿态立方镜，重复多次测量，比较同一立方镜的姿态参数，评估测试系统的重复性精度。本次实验所用一维转台水平度为0.0025°，升降立梁垂直度为89.9953°，所用经纬仪为 TM5100A，测角精度为±0.5″。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统，其特征在于，包括：电子经纬仪、升降支架、转台、CCD相机、控制终端；

升降支架包括：可移动底座(100)、立梁(200)、升降旋转机构(300)；可移动底座(100)上设置有立梁(200)，所述立梁(200)上设置有能够沿所述立梁(200)上下移动和绕所述立梁(200)轴线旋转的升降旋转机构(300)，电子经纬仪固定在所述升降旋转机构(300)上，电子经纬仪的目镜上固连有CCD相机；卫星固定在转台上，卫星上的待测设备上粘贴有立方棱镜；

控制终端用于确定转台转角、电子经纬仪在升降支架上的竖直高度H，电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角；根据所述确定的电子经纬仪的竖直高度H、电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角，利用升降支架改变电子经纬仪的位置，根据所述确定的转台转角改变转台位置，完成粗定位工作；在粗定位工作的基础上利用CCD相机完成精确准直工作；重复粗定位工作和精确准直工作，获取立方棱镜两个端面的法向矢量，所述两个端面的法向矢量正交，根据所述两个法向矢量确定卫星上待测设备相对于整星坐标系的姿态测量值。

2.根据权利要求1所述的一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统，其特征在于，所述可移动底座(100)包括：支撑底盘(101)、地脚支撑手轮(102)、铰合(103)、控制开关(104)、立梁安装接口(105)、脚轮(106)；

支撑底盘(101)上均布设置有多个地脚支撑手轮(102)、铰合(103)、脚轮(106)；所述多个铰合(103)与所述多个脚轮(106)一一对应，所述铰合(103)用于收起或打开所述脚轮(106)，所述多个脚轮(106)打开后用于移动所述支撑底盘(101)；所述地脚支撑手轮(102)用于在所述多个脚轮(106)收起后支撑固定所述支撑底盘(101)的位置；

所述支撑底盘(101)的中心位置设置有用于连接所述立梁(200)的立梁安装接口(105)；所述支撑底盘(101)上还设置有用于控制所述升降旋转机构(300)的控制开关(104)。

3.根据权利要求2所述的一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统，其特征在于，所述支撑底盘(101)的为三棱锥结构。

4.根据权利要求3所述的一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统，其特征在于，所述地脚支撑手轮(102)、铰合(103)、脚轮(106)的个数均为3个，所述支撑底盘(101)的每个棱边上均固定有一个地脚支撑手轮(102)、一个铰合(103)、一个脚轮(106)。

5.根据权利要求2所述的一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统，其特征在于，所述立梁(200)包括：连接块(201)、立梁本体(202)、导轨(203)、滚珠丝杠(204)；

立梁本体(202)固定在所述立梁安装接口(105)上，在所述立梁安装接口(105)和所述立梁本体(202)固定连接位置设置有用于加固处理的连接块(201)；立梁本体(202)截面为矩形的杆结构，所述立梁本体(202)的一个侧面上设置有用于使所述升降旋转机构(300)沿所述立梁(200)上下移动的导轨(203)和滚珠丝杠(204)。

6.根据权利要求5所述的一种小卫星星上设备高精度姿态测量系统，其特征在于，所述升降旋转机构(300)包括：旋转盘(301)、支撑滑轮(302)、承力框架(303)、滑块(304)、经纬仪(305)、小齿轮(306)、电机(307)、大齿轮(308)；

承力框架(303)内部设置有用于与所述立梁(200)连接的滑块(304)，承力框架(303)通过支撑滑轮(302)固定连接旋转盘(301)，所述旋转盘(301)为截面为圆环的薄板，所述经纬仪(305)固定连接所述旋转盘(301)；所述大齿轮(308)固定在所述旋转盘(301)的端面上，所述小齿轮(306)固定连接所述承力框架(303)，所述电机(307)用于驱动所述小齿轮(306)啮合所述大齿轮(308)，使所述旋转盘(301)绕所述承力框架(303)旋转。

7.一种利用如权利要求1所述的测量系统进行星上设备姿态测量的方法，其特征在于，包括步骤如下：

1)获得整星坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₁，作为第一转换矩阵；

2)获得电子经纬仪坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₂，作为第二转换矩阵；

3)根据卫星上待测设备的相对于整星坐标系的姿态设计值，确定转台转角、电子经纬仪在升降支架上的竖直高度H，电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角；

4)根据步骤3)确定的转台转角改变转台位置，同时，根据步骤4)确定的电子经纬仪的竖直高度H、电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角，改变电子经纬仪的位置，使其目镜能够看到立方棱镜的任意一个端面；完成粗定位工作；

5)使用CCD相机通过电子经纬仪目镜对立方棱镜的端面成像，获得十字光标和目镜上十字刻线之间的距离偏差；

6)根据步骤5)获得的距离偏差，确定电子经纬仪的水平驱动角和垂直驱动角；

7)根据步骤6)确定的水平驱动角和垂直驱动角，利用电子经纬仪的驱动机构改变经纬仪光标的位置，使经纬仪的光轴垂直于立方棱镜的端面达到十字光标和目镜上的十字刻线完全重合；完成精确准直工作；

8)利用电子经纬仪获得在电子经纬仪坐标系下的立方棱镜端面的法向矢量，作为第一法向矢量r₁；

9)重复步骤3)～8)，再次获得在电子经纬仪坐标系下的立方棱镜一个端面的法向矢量，作为第二法向矢量r₂；

10)根据步骤8)确定的第一法向矢量r₁和步骤9)确定的第二法向矢量r₂，构建坐标系OXY，作为在电子经纬仪坐标系下的立方棱镜坐标系；

11)确定电子经纬仪坐标系O′XY与步骤10)构建的立方棱镜坐标系OXY之间的转换矩阵M_3×3，作为第四转换矩阵；

12)通过整星坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₁，和电子经纬仪坐标系与转台坐标系之间的转换矩阵M₂，确定整星坐标系与电子经纬仪坐标系之间的转换矩阵M₃，作为第三转换矩阵；

13)根据12)确定的第三转换矩阵和步骤11)确定的第四转换矩阵，获得卫星上待测设备相对于整星坐标系的姿态测量值M₄。

8.一种根据权利要求7所述的测量系统进行星上设备姿态测量的方法，其特征在于，所述步骤11)确定M_3×3的方法，具体如下：

其中，(x_ri y_ri z_ri)为r_i在电子经纬仪坐标系下的矢量坐标，r₃＝r₁×r₂。

9.一种根据权利要求8所述的测量系统进行星上设备姿态测量的方法，其特征在于，所述步骤12)确定整星坐标系与电子经纬仪坐标系之间的转换M₃的方法，具体如下：

10.一种根据权利要求7～9之一所述的测量系统进行星上设备姿态测量的方法，其特征在于，所述步骤13)确定卫星上待测设备相对于整星坐标系的姿态M₄的方法，具体如下：

M₄＝M_3×3×M₃。