CN112484751A - 一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，采用非接触式的方法对航天器进入、下降、着陆与悬停试验中航天验证器在静止状态下相对于试验场坐标系的位置、姿态等物理量进行测量。该测量方法通过合理的各标志点布点方式布点及全站仪建站测点，并通过3次绝对定向、4次坐标转换数据处理，及矩阵分解，可获得航天验证器相对大空间试验场坐标系的相对位置和姿态。

Description

一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法

技术领域

本专利属于航天器测量领域，涉及一种航天器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法。

背景技术

为测试验证航天器在地外天体着陆或起飞时运动状态控制系统的准确性，一般通过航天器进入、下降、着陆与悬停试验对大空间场景中运动目标相对试验场坐标系的位置、姿态等物理量进行测量。

随着国内深空探测专项任务的深入开展，空间探测器在地外天体表面的安全着陆和起飞是空间探测工程的一个极为重要的部分，而空间探测器在起飞和着陆过程中的一些物理量和运动参数是衡量是否正常运行的重要指标。探测器的起飞着陆运动状态一般由器上发动机控制系统控制，在地面验证试验中，一般可通过基于双目视觉测量的方法、基于单目视觉测量的方法或验证器上组合惯导设备测量航天验证器在进入、下降、着陆与悬停试验中验证器相对于试验场或其初始位置的相对位置和姿态等物理量。由于视觉测量方法或组合惯导测量方法在测量过程中均会存在测量误差，且测量系统构成复杂，价格昂贵，因此需要采用一种方法对试验过程中航天验证器相对于试验场坐标系的位置、姿态进行测量，得到一个相对真值，用于判断视觉测量方法及组合惯导设备得到的测量结果的精度。

现有的航天验证器相对于大空间试验场坐标系的位置姿态测量方法是通过GNC控制系统的输出结果判断航天验证器在试验场坐标系下的位置及姿态，该方法输出的结果可能存在较大的误差，且航天器进入、下降、着陆与悬停试验中采用的视觉测量手段及组合惯导测量设备也是为了验证GNC控制系统的精确性。因此GNC控制系统的输出值对判断视觉测量得到的结果及组合惯导得到的结果不具有太大的参考意义。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，解决了航天验证器在静止状态时所在坐标系相对大空间试验场坐标系位置、姿态精确测量问题，具有测量方法简单、设备成本及人工成本低、精度高、可靠性强等优点。

本发明的技术方案如下：一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，步骤如下：

1)在测量前布置试验场坐标转换标志点C、目标转换标志点Q、目标上坐标已知点P_Q、试验场坐标系坐标已知点P_F；

2)在航天验证器上布设3个以上非共线目标转换标志点Q、在试验场上布设16个以上非共线坐标转换标志点C；

3)面向航天验证器架设全站仪，使全站仪可观测到尽可能多的目标转换标志点Q和目标上坐标已知点P_Q，调平设备，并建站即全站仪坐标系1；保持航天验证器位置不动，对航天验证器上目标转换标志点Q、目标坐标已知点P_Q测点获得其在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系1下的三维坐标；

4)面向坐标转换标志点架设全站仪，使全站仪可观测到试验场上尽可能多的试验场上坐标已知点P_F和坐标转换标志点C，坐标转换标志点C需至少有3个以上非共线点，调平设备，建站即全站仪坐标系2；对坐标转换标志点C、试验场上坐标已知点P_F测点获得其在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系2下的三维坐标；

5)若步骤4)中的全站仪在其建站位置无法观测到所有的坐标转换标志点，则应在完成操作步骤4)后，移动全站仪，调平设备，建站即全站仪坐标4，并使全站仪可观测到步骤3)中未观测到的坐标转换标志点C；且应同时观测到部分操作步骤2)中已经被全站仪，即全站仪坐标2测点过的坐标转换标志点C和试验场上坐标已知点P_F，这两类点共计应3个以上，且不共线；

6)若步骤4)、5)中全站仪在其建站位置无法将所有的坐标转换标志点C三维坐标测点获得，则应重复步骤5)直至能使全站仪观测到所有坐标转换标志点C为止；

7)在航天器进入、下降、着陆与悬停试验开始之前，面向航天验证器架设全站仪，使全站仪可观测到16个以上非共线坐标转换标志点C，及3个以上非共线目标转换标志点Q，调平设备，并建站即全站仪坐标系3；

8)使用全站仪打点获得坐标转换标志点C在该全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系3下的坐标，整个过程应保持全站仪位置不动；

9)使用全站仪分别打点获得静止时航天验证器上3个以上非共线目标转换标志点Q的在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系3下的坐标；

10)根据步骤3)获得的航天验证器上目标转换标志点Q及目标坐标已知点P_Q在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系1下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换运算，可得到目标转换标志点Q在验证器坐标系下的三维坐标；

11)根据步骤4)获得的坐标转换标志点C、试验场上坐标已知点P_F在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系2下的三维坐标，结合试验场上坐标已知点P_F在试验场坐标系下的坐标，通过绝对定向和坐标转换运算，可得到坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标；

12)若步骤4)无法获得所有坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标，根据步骤5)中全站仪在全站仪坐标系4下测点获得的步骤4)中未测到的坐标转换点C和可观测到的试验场上坐标已知点P_F及步骤4)中可观测到的坐标转换点C的三维坐标结合可观测到的试验场上坐标已知点在试验场坐标系下的坐标和步骤11)计算获得的部分坐标转换点P_F在试验场坐标系下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换运算，可得到步骤4)中未观测到的部分坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标；

13)若步骤12)仍无法获得所有坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标，则应结合步骤11)、12)获得的数据，重复步骤13)，以获得其余坐标转换点C在试验场坐标系下的三维坐标；

14)根据步骤8)获得的坐标转换标志点C在全站仪建站坐标系即全站仪坐标系3下的三维坐标、步骤9)获得的目标转换标志点Q在全站仪坐标系即全站仪坐标系3下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换计算可得到目标转换标志点Q在试验场坐标系下的三维坐标；

15)航天验证器中心点在验证器坐标系下的坐标为(0,0,0)，结合数据处理步骤2)获得的目标转换标志点Q在验证器坐标系下的三维坐标，以及步骤14)获得的目标转换标志点Q在试验场坐标系下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换计算，可得到航天验证器中心点在试验场坐标系下的三维坐标；

16)根据步骤10)获得的目标转换标志点Q在验证器坐标系下的三维坐标，以及步骤14)获得的目标转换标志点Q在试验场坐标系下的三维坐标，通过绝对定向计算，获得航天验证器坐标系相对试验场坐标系的旋转矩阵，通过矩阵分解获得航天验证器坐标系相对试验场坐标系的俯仰角、偏航角和滚转角。

所述坐标转换标志点C：布设在待测目标周围，要求3个以上非共线点。

所述目标转换标志点Q：布设在航天验证器即待测目标上，要求分散布置3个以上非共线点。

所述目标上坐标已知点P_Q：为航天验证器上的在航天验证器坐标系下的坐标已知点，为航天验证器上的安装螺钉，该类点在航天验证器坐标系下坐标已知，要求需存在3个以上非共线点；若单点误差在3mm以上时，则单点误差不应大于3mm，当单点误差在3mm以内时，布置尽可能多的点.

所述试验场上坐标已知点P_F：为试验场上的在试验场坐标系下的坐标已知点，要求存在3个以上非共线点。

所述步骤10)的具体过程为：

假设航天验证器上有n个目标上坐标已知点P_Q，第i个目标上坐标已知点P_Q,i在航天验证器坐标系O_G-X_GY_GZ_G中的坐标为P_PQ-G,i(X_PQ-G,i,Y_PQ-G,i,Z_PQ-G,i)。P_Q,i在全站仪坐标系1中的坐标为P_PQ-T1,i(X_PQ-T1,i,Y_PQ-T1,i,Z_PQ-T1,i)，i＝0,1,…,n-1。P_PQ-G,i与P_PQ-T1,i间的坐标转换关系由验证器坐标系相对于此时全站仪坐标系的旋转矩阵R_T1G和平移向量T_T1G来描述

P_G,i＝R_T1GP_T1,i+T_T1G (1)

即

当存在3个以上不共线点时，解算公式(2)，这也是绝对定向原理。

假设航天器上有m个目标转换标志点Q，第i个目标转换点Q_i在全站仪坐标系中的坐标为Q_T1,i(X_T1,i,Y_T1,i,Z_T1,i)，i＝0,1,…,m-1。Q_G,i与Q_T1,i间的坐标转换关系由验证器坐标系相对于此时全站仪坐标系的旋转矩阵R_T1G和平移向量T_T1G来描述。第i个目标转换标志点Q_i在航天验证器坐标中的坐标为Q_G,i(X_G,i,Y_G,i,Z_G,i)通过公式(3)计算获得

Q_G,i＝R_T1GQ_T1,i+T_T1G。 (3)

所述步骤16)的具体过程为：

令试验场坐标系绕X轴旋转A_X得到旋转矩阵为R_X，绕Y轴旋转A_Y得到旋转矩阵为R_Y，绕Z旋转A_Z得到的旋转矩阵为R_Z，根据坐标变换关系，R_X、R_Y、R_Z分别为

A_X、A_Y、A_Z分别对应航天器坐标系相对于试验场坐标系的滚转角、俯仰角和偏航角。让试验场坐标系先绕当前的Y轴转A_Y、再绕当前的X轴转A_X，最后绕当前的Z轴转A_Z。

R＝R_ZR_XR_Y (4)

根据求得的矩阵，可分解求出应航天器坐标系相对于试验场坐标系的滚转角、俯仰角和偏航角。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1、现有的航天验证器相对大空间试验场坐标系相对位置姿态测量方法可采用基于双目视觉的位置姿态测量方法。基于双目视觉的位置姿态测量方法需要先标定2台光学相机的内、外参数，对于大视场范围测量，需要布置满足标定要求的标定合作标志点，当标定合作标志点无法满足要求时，解算误差较大，因此使用时具有局限性；该测量方法在实现时对相机架设位置有要求，一般要求两台相机光心与待测目标连线夹角接近90°，否则测量误差较大，现实测量条件可能无法满足该测量要求；该测量方法还要求2台光学相机可同步触发，对测量仪器技术指标要求较高，会导致仪器设备成本较高。相对现有的该测量方法本发明提出的测量方法只需要1台全站仪即可完成操作，测量设备简单、操作步骤简单且测量成本低；

2、现有的航天验证器相对大空间试验场坐标系相对位置姿态测量方法可采用基于单目视觉的位置姿态测量方法完成。基于双目视觉的位置姿态测量方法需要先标定光学相机的内、外参数，对于大视场范围测量，需要布置满足标定要求的标定合作标志点，当标定合作标志点无法满足要求时，解算误差较大，因此使用时具有局限性；且基于单目视觉的位置姿态测量方法得到的计算结果精度较差，一般在150米的测量距离范围内，误差大于1㎝。本发明提出的测量方法精度由全站仪的测点精度决定，以常用的莱卡TCA2003型号全站仪为例，该全站仪的测量精度为0.5″，在150m测量范围内，测点精度优于3.6×10-⁴m，最终精度也优于1㎝。

3、现有的航天验证器相对大空间试验场坐标系相对位置姿态测量方法可在航天验证器上安装组合惯导设备完成测量，但该方法需要在待测目标上安装其他的设备，首先会对其配置产生影响，且该测量方法测量误差较大。本发明提出的测量方法相对组合惯导测量方式测量精度较高，且属于非接触式测量的范畴，不会对待测物体的表面物理特性及重量等产生不利影响。

附图说明

图1为航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态关系转换示意图；

图2为本发明方法操作步骤流程图。

具体实施方式：

下面结合附图1、2进一步说明本发明的结构组成和工作原理。

本发明一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，在测量前需要布置试验场坐标转换标志点、目标转换标志点、目标上坐标已知点、试验场坐标系坐标已知点；

坐标转换标志点(C)：布设在待测目标周围，作用为用于确定试验场坐标系相对于全站仪坐标系2的位姿关系。为满足解算条件理论上要求3个以上非共线点即可，但通过仿真计算及试验验证，需要分散布置的16个以上异面点，可保证在大空间范围内试验时的计算精度。

目标转换标志点(Q)：布设在航天验证器(待测目标)上，为满足解算条件，理论上要求分散布置3个以上非共线点即可。目标转换标志点作用为用于确定试验场坐标系相对于航天验证器坐标系的位姿关系；

目标上坐标已知点(P_Q)：为航天验证器上的在航天验证器坐标系下的坐标已知点，一般为安装螺钉或三维坐标(在航天验证器坐标系下)已知的标志点，为满足解算条件，理论上要求需存在3个以上非共线点，若单点误差较大，通过仿真计算及试验验证，单点误差不应大于3㎜，当单点误差在3㎜以内时，点数量越多，最终误差越小。目标上坐标已知点P_Q作用为用于计算目标转换标志点C在航天验证器坐标系下的坐标；

试验场上坐标已知点(P_F)：为试验场上的在试验场坐标系下的坐标已知点，为满足解算条件，理论上要求需存在3个以上非共线点。作用为用于计算坐标转换标志点C在试验场坐标系下的坐标。

测量原理如下：

首先，如图1中框图a部分所示，根据目标上坐标已知点P_Q在航天器验证器坐标系下的坐标(X_PQ-G,Y_PQ-G,Z_PQ-G)及在全站仪坐标系1下的坐标(X_PQ-T1,Y_PQ-T1,Z_PQ-T1)结合目标转换标志点Q在全站仪坐标系1下的坐标(X_Q-T1,Y_Q-T1,Z_Q-T1)，通过绝对定向可得到航天验证器坐标系相对于全站仪坐标系1的位姿关系，再依据该相对位姿关系，及目标转换标志点Q在全站仪坐标系1下的坐标通过坐标转换可得到目标转换标志点Q在航天器坐标系下的坐标(X_Q-G,Y_Q-G,Z_Q-G)；如图1中框图b部分所示，根据试验场上坐标已知点P_F在全站仪坐标系2下的坐标(X_PF-T2,Y_PF-T2,Z_PF-T2)及在试验场坐标系下的坐标(X_PF-F,Y_PF-F,Z_PF-F)结合坐标转换标志点C在全站仪坐标系2下的坐标(X_C-T2,Y_C-T2,Z_C-T2)，通过绝对定向可得到试验场坐标系相对于全站仪坐标系2的位姿关系，再依据该相对位姿关系及坐标转换标志点C在全站仪坐标系2下的坐标，通过坐标转换可得到坐标转换点C在试验场坐标系下的坐标(X_C-F,Y_C-F,Z_C-F)；如图1中框图c部分所示，根据坐标转换标志点C在试验场坐标系下的坐标(X_C-F,Y_C-F,Z_C-F)及在全站仪坐标系3下的坐标(X_C-T3,Y_C-T3,Z_C-T3)，结合目标转换标志点Q在全站仪坐标系3下的坐标(X_Q-T3,Y_Q-T3,Z_Q-T3)，通过绝对定向可得到试验场坐标系相对于全站仪坐标系3的位姿关系，再依据该相对位姿关系及目标转换标志点在全站仪坐标系3下的坐标，通过数据处理，可得到目标转换标志点Q在试验场坐标系下的坐标(X_Q-F,Y_Q-F,Z_Q-F)；如图1中框图d部分所示，根据目标转换标志点Q在试验场坐标系下的坐标(X_Q-F,Y_Q-F,Z_Q-F)，在航天器坐标系下的坐标(X_Q-G,Y_Q-G,Z_Q-G)，通过绝对定向可得到航天验证坐标系相对于试验场坐标系的位姿关系，再依据该位姿关系，结合航天验证器中心点(即原点)在航天器坐标系下的坐标(0,0,0)，通过坐标转换可得到航天验证器中心点在试验场坐标系下的坐标，即得到航天验证器相对大空间试验场坐标系的相对位置关系。

根据目标转换标志点群Q在试验场坐标系下的坐标及其在航天器坐标系下的坐标，通过绝对定向可得到航天器坐标系相对试验场坐标系的旋转矩阵，对旋转矩阵进行分解，可得到航天器坐标系相对试验场坐标系的俯仰角、偏航角和滚转角。

如图2所示，操作步骤如下：

1)在航天验证器上布设3个以上非共线目标转换标志点Q、在试验场上布设16个以上非共线坐标转换标志点C。

2)面向航天验证器架设全站仪，使全站仪可观测到尽可能多的目标转换标志点Q和目标上坐标已知点P_Q，调平设备，并设站即全站仪坐标系1。保持航天验证器位置不动，对航天验证器上目标转换标志点Q、目标上坐标已知点P_Q测点获得其在全站仪建站坐标系(即全站仪坐标系1)下的三维坐标。

3)面向坐标转换标志点架设全站仪，使全站仪可观测到试验场上尽可能多的试验场上坐标已知点P_F和坐标转换标志点C,(坐标转换标志点需至少有3个以上非共线点)，调平设备，建站(即全站仪坐标系2)。对坐标转换标志点C、试验场上坐标已知点P_F测点获得其在全站仪建站坐标系(即全站仪坐标系2)下的三维坐标。

4)由于坐标转换标志点C数量较多，若操作步骤3)中的全站仪在其建站位置无法观测到所有的坐标转换标志点C，则应在完成操作步骤3)后，移动全站仪，调平设备，建站(全站仪坐标4)，并使全站仪可观测到步骤3)中未观测到的坐标转换标志点C，且应同时观测到部分操作步骤2)中已经被全站仪(全站仪坐标2)测点过的坐标转换标志点C和试验场上坐标已知点P_F(这2类点共计应3个以上，且不共线)；

5)若操作步骤3)、4)中全站仪在其建站位置无法将所有的坐标转换标志点C的三维坐标测点获得，则应重复步骤4)直至能使全站仪观测到所有坐标转换标志点C为止；

6)在航天器进入、下降、着陆与悬停试验开始之前，面向航天验证器架设全站仪，使全站仪可观测到16个以上非共线坐标转换标志点C，及3个以上非共线目标转换标志点Q，调平设备，并任意建站(即全站仪坐标系3)；

7)使用全站仪打点获得坐标转换标志点C在该全站仪建站坐标系(即全站仪坐标系3)下的坐标，整个过程应保持全站仪位置不动；

8)使用全站仪分别打点获得航天验证器静止时刻航天验证器上3个以上非共线目标转换标志点Q的在全站仪建站坐标系(即全站仪坐标系3)下的坐标。

数据处理步骤如下：

1)根据操作步骤2)获得的航天验证器上目标转换标志点Q及目标上坐标已知点P_Q在全站仪建站坐标系(即全站仪坐标系1)下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换运算，可得到航天验证器坐标系相对于全站仪坐标系1的相对位姿关系，再通过坐标转换可得到目标转换标志点Q在验证器坐标系下的三维坐标，具体公式推导如下：

假设航天验证器上有n个目标上坐标已知点P_Q，第i个目标上坐标已知点P_Q,i在航天验证器坐标系O_G-X_GY_GZ_G中的坐标为P_PQ-G,i(X_PQ-G,i,Y_PQ-G,i,Z_PQ-G,i)。P_Q,i在全站仪坐标系1中的坐标为P_PQ-T1,i(X_PQ-T1,i,Y_PQ-T1,i,Z_PQ-T1,i)，i＝0,1,…,n-1。P_PQ-G,i与P_PQ-T1,i间的坐标转换关系由验证器坐标系相对于此时全站仪坐标系的旋转矩阵R_T1G和平移向量T_T1G来描述

P_G,i＝R_T1GP_T1,i+T_T1G (1)

即

当存在3个以上不共线点时，可解算公式(2)，这也是绝对定向原理。

假设航天器上有m个目标转换标志点Q，第i个目标转换点Q_i在全站仪坐标系中的坐标为Q_T1,i(X_T1,i,Y_T1,i,Z_T1,i)，i＝0,1,…,m-1。Q_G,i与Q_T1,i间的坐标转换关系由验证器坐标系相对于此时全站仪坐标系的旋转矩阵R_T1G和平移向量T_T1G来描述。第i个目标转换标志点Q_i在航天验证器坐标中的坐标为Q_G,i(X_G,i,Y_G,i,Z_G,i)可通过公式(3)(公式(3)为坐标转换运算)计算获得

Q_G,i＝R_T1GQ_T1,i+T_T1G (3)

2)根据操作步骤3)获得的坐标转换标志点C、试验场上坐标已知点P_F在全站仪建站坐标系(即全站仪坐标系2)下的三维坐标，结合试验场上坐标已知点P_F在试验场坐标系下的坐标，通过绝对定向和坐标转换运算，可得到坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标；

3)若操作步骤3)无法获得所有坐标转换标志点在C试验场坐标系下的三维坐标，根据操作步骤4)中全站仪在全站仪坐标系4下测点获得的操作步骤3)中未测到的坐标转换点C和可观测到的试验场上坐标已知点及操作步骤3)中可观测到的坐标转换点C的三维坐标结合可观测到的试验场上坐标已知点P_F在试验场坐标系下的坐标和数据处理步骤2)计算获得的部分坐标转换点C在试验场坐标系下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换运算，可得到操作步骤3)中未观测到的部分坐标转换点C在试验场坐标系下的三维坐标；

4)若数据处理步骤3)仍无法获得所有坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标，则应结合操作步骤4)获得的数据，重复数据处理步骤3)，以获得其余坐标转换点C在试验场坐标系下的三维坐标；

5)根据操作步骤7)获得的坐标转换标志点C在全站仪建站坐标系(全站仪坐标系3)下的三维坐标、操作步骤8)获得的目标转换标志点Q在全站仪坐标系(全站仪坐标系3)下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换计算可得到目标转换标志点Q在试验场坐标系下的三维坐标；

6)航天验证器中心点在验证器坐标系下的坐标为(0,0,0)，结合数据处理步骤2)获得的目标转换标志点Q在验证器坐标系下的三维坐标，数据处理步骤5)获得的目标转换标志点Q在试验场坐标系下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换计算，可得到航天验证器中心点在试验场坐标系下的三维坐标；

7)根据数据处理步骤1)获得的目标转换标志点Q在验证器坐标系下的三维坐标，数据处理步骤5)获得的目标转换标志点Q在试验场坐标系下的三维坐标，通过绝对定向计算，可获得航天验证器坐标系相对试验场坐标系的旋转矩阵，通过矩阵分解可获得航天验证器坐标系相对试验场坐标系的俯仰角、偏航角和滚转角。

令试验场坐标系绕X轴旋转A_X得到旋转矩阵为R_X，绕Y轴旋转A_Y得到旋转矩阵为R_Y，绕Z旋转A_Z得到的旋转矩阵为R_Z，根据坐标变换关系，R_X、R_Y、R_Z分别为

A_X、A_Y、A_Z分别对应航天器坐标系相对于试验场坐标系的滚转角、俯仰角和偏航角。让试验场坐标系先绕当前的Y轴转A_Y、再绕当前的X轴转A_X，最后绕当前的Z轴转A_Z。

R＝R_ZR_XR_Y (4)

根据求得的矩阵，可分解求出应航天器坐标系相对于试验场坐标系的滚转角、俯仰角和偏航角。

Claims (7)

1.一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，其特征在于步骤如下：

1)在测量前布置试验场坐标转换标志点C、目标转换标志点Q、目标上坐标已知点P_Q、试验场坐标系坐标已知点P_F；

2)在航天验证器上布设3个以上非共线目标转换标志点Q、在试验场上布设16个以上非共线坐标转换标志点C；

3)面向航天验证器架设全站仪，使全站仪可观测到尽可能多的目标转换标志点Q和目标上坐标已知点P_Q，调平设备，并建站即全站仪坐标系1；保持航天验证器位置不动，对航天验证器上目标转换标志点Q、目标坐标已知点P_Q测点获得其在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系1下的三维坐标；

4)面向坐标转换标志点架设全站仪，使全站仪可观测到试验场上尽可能多的试验场上坐标已知点P_F和坐标转换标志点C，坐标转换标志点C需至少有3个以上非共线点，调平设备，建站即全站仪坐标系2；对坐标转换标志点C、试验场上坐标已知点P_F测点获得其在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系2下的三维坐标；

5)若步骤4)中的全站仪在其建站位置无法观测到所有的坐标转换标志点，则应在完成操作步骤4)后，移动全站仪，调平设备，建站即全站仪坐标4，并使全站仪可观测到步骤3)中未观测到的坐标转换标志点C；且应同时观测到部分操作步骤2)中已经被全站仪，即全站仪坐标2测点过的坐标转换标志点C和试验场上坐标已知点P_F，这两类点共计应3个以上，且不共线；

6)若步骤4)、5)中全站仪在其建站位置无法将所有的坐标转换标志点C三维坐标测点获得，则应重复步骤5)直至能使全站仪观测到所有坐标转换标志点C为止；

7)在航天器进入、下降、着陆与悬停试验开始之前，面向航天验证器架设全站仪，使全站仪可观测到16个以上非共线坐标转换标志点C，及3个以上非共线目标转换标志点Q，调平设备，并建站即全站仪坐标系3；

8)使用全站仪打点获得坐标转换标志点C在该全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系3下的坐标，整个过程应保持全站仪位置不动；

9)使用全站仪分别打点获得静止时航天验证器上3个以上非共线目标转换标志点Q的在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系3下的坐标；

10)根据步骤3)获得的航天验证器上目标转换标志点Q及目标坐标已知点P_Q在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系1下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换运算，可得到目标转换标志点Q在验证器坐标系下的三维坐标；

11)根据步骤4)获得的坐标转换标志点C、试验场上坐标已知点P_F在全站仪建站坐标系，即全站仪坐标系2下的三维坐标，结合试验场上坐标已知点P_F在试验场坐标系下的坐标，通过绝对定向和坐标转换运算，可得到坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标；

12)若步骤4)无法获得所有坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标，根据步骤5)中全站仪在全站仪坐标系4下测点获得的步骤4)中未测到的坐标转换点C和可观测到的试验场上坐标已知点P_F及步骤4)中可观测到的坐标转换点C的三维坐标结合可观测到的试验场上坐标已知点在试验场坐标系下的坐标和步骤11)计算获得的部分坐标转换点P_F在试验场坐标系下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换运算，可得到步骤4)中未观测到的部分坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标；

13)若步骤12)仍无法获得所有坐标转换标志点C在试验场坐标系下的三维坐标，则应结合步骤11)、12)获得的数据，重复步骤13)，以获得其余坐标转换点C在试验场坐标系下的三维坐标；

14)根据步骤8)获得的坐标转换标志点C在全站仪建站坐标系即全站仪坐标系3下的三维坐标、步骤9)获得的目标转换标志点Q在全站仪坐标系即全站仪坐标系3下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换计算可得到目标转换标志点Q在试验场坐标系下的三维坐标；

15)航天验证器中心点在验证器坐标系下的坐标为(0,0,0)，结合数据处理步骤2)获得的目标转换标志点Q在验证器坐标系下的三维坐标，以及步骤14)获得的目标转换标志点Q在试验场坐标系下的三维坐标，通过绝对定向和坐标转换计算，可得到航天验证器中心点在试验场坐标系下的三维坐标；

16)根据步骤10)获得的目标转换标志点Q在验证器坐标系下的三维坐标，以及步骤14)获得的目标转换标志点Q在试验场坐标系下的三维坐标，通过绝对定向计算，获得航天验证器坐标系相对试验场坐标系的旋转矩阵，通过矩阵分解获得航天验证器坐标系相对试验场坐标系的俯仰角、偏航角和滚转角。

2.根据权利要求1所述的一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，其特征在于：所述坐标转换标志点C布设在待测目标周围，要求3个以上非共线点。

3.根据权利要求1所述的一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，其特征在于：所述目标转换标志点Q布设在航天验证器即待测目标上，要求分散布置3个以上非共线点。

4.根据权利要求1所述的一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，其特征在于：所述目标上坐标已知点P_Q为航天验证器上的在航天验证器坐标系下的坐标已知点，为航天验证器上的安装螺钉，该类点在航天验证器坐标系下坐标已知，要求需存在3个以上非共线点；若单点误差在3mm以上时，则单点误差不应大于3mm，当单点误差在3mm以内时，布置尽可能多的点。

5.根据权利要求1所述的一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，其特征在于：所述试验场上坐标已知点P_F为试验场上的在试验场坐标系下的坐标已知点，要求存在3个以上非共线点。

6.根据权利要求1所述的一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，其特征在于：所述步骤10)的具体过程为：

假设航天验证器上有n个目标上坐标已知点P_Q，第i个目标上坐标已知点P_Q,i在航天验证器坐标系O_G-X_GY_GZ_G中的坐标为P_PQ-G,i(X_PQ-G,i,Y_PQ-G,i,Z_PQ-G,i)；P_Q,i在全站仪坐标系1中的坐标为P_PQ-T1,i(X_PQ-T1,i,Y_PQ-T1,i,Z_PQ-T1,i)，i＝0,1,…,n-1；P_PQ-G,i与P_PQ-T1,i间的坐标转换关系由验证器坐标系相对于此时全站仪坐标系的旋转矩阵R_T1G和平移向量T_T1G来描述

P_G,i＝R_T1GP_T1,i+T_T1G (1)

即

当存在3个以上不共线点时，解算公式(2)，这也是绝对定向原理；

假设航天器上有m个目标转换标志点Q，第i个目标转换点Q_i在全站仪坐标系中的坐标为Q_T1,i(X_T1,i,Y_T1,i,Z_T1,i)，i＝0,1,…,m-1；Q_G,i与Q_T1,i间的坐标转换关系由验证器坐标系相对于此时全站仪坐标系的旋转矩阵R_T1G和平移向量T_T1G来描述；第i个目标转换标志点Q_i在航天验证器坐标中的坐标为Q_G,i(X_G,i,Y_G,i,Z_G,i)通过公式(3)计算获得

Q_G,i＝R_T1GQ_T1,i+T_T1G。 (3)

7.根据权利要求1所述的一种航天验证器相对大空间试验场坐标系位置姿态测量方法，其特征在于：所述步骤16)的具体过程为：

令试验场坐标系绕X轴旋转A_X得到旋转矩阵为R_X，绕Y轴旋转A_Y得到旋转矩阵为R_Y，绕Z旋转A_Z得到的旋转矩阵为R_Z，根据坐标变换关系，R_X、R_Y、R_Z分别为

A_X、A_Y、A_Z分别对应航天器坐标系相对于试验场坐标系的滚转角、俯仰角和偏航角；让试验场坐标系先绕当前的Y轴转A_Y、再绕当前的X轴转A_X，最后绕当前的Z轴转A_Z；

R＝R_ZR_XR_Y (4)

根据求得的矩阵，可分解求出应航天器坐标系相对于试验场坐标系的滚转角、俯仰角和偏航角。

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