CN112666988B - 二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统 - Google Patents

二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统 Download PDF

Info

Publication number
CN112666988B
CN112666988B CN202011476053.2A CN202011476053A CN112666988B CN 112666988 B CN112666988 B CN 112666988B CN 202011476053 A CN202011476053 A CN 202011476053A CN 112666988 B CN112666988 B CN 112666988B
Authority
CN
China
Prior art keywords
dimensional
pointing
unit vector
driving angle
spacecraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011476053.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112666988A (zh
Inventor
温渊
李云端
孙允珠
汪自军
蒋光伟
陈长春
叶翔
石新宇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Institute of Satellite Engineering filed Critical Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority to CN202011476053.2A priority Critical patent/CN112666988B/zh
Publication of CN112666988A publication Critical patent/CN112666988A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112666988B publication Critical patent/CN112666988B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明提供一种二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统，所述方法包括如下步骤：第一单位矢量计算步骤：计算航天器本体坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量；第二单位矢量计算步骤：根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量；无修正二维驱动角计算步骤：利用第二单位矢量计算步骤中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角；修正后二维驱动角计算步骤：计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角；二维指向机构驱动步骤：利用无修正二维驱动角或修正后二维驱动角驱动二维指向机构。本发明可适应二维指向机构多次安装、力学试验或热形变等对指向偏差的影响。

Description

二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统
技术领域
本发明涉及航天器总体设计技术领域，具体地，涉及一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统。
背景技术
随着遥感和通信技术的发展，航天器在轨的数据码速率及时效性要求越来越高，越来越多的航天器在轨数据传输方案采用点波束天线或激光通信等指向型数据传输方案，将数据发送至地面站或中继卫星上，需要航天器具有高精度对目标的二维指向跟踪的能力。为了满足航天器编队飞行、星座组网等高速通信及高时效性数据传输需求，需要通过星间链路、数据接力等手段进行星间数据传输，也需要航天器具有高精度对组网目标的二维指向跟踪能力；在空间监视及目标探测领域，需要对空间小型目标进行探测、跟踪、瞄准等，也需要航天器具有高精度对目标进行二维指向跟踪的能力。
为了提高二维指向机构的指向精度，需要从多个方面进行综合控制，包括航天器及目标位置计算精度、机构基座安装误差及其修正精度、与基座固连的驱动轴相对于基座的安装误差及其修正精度、二维机构正交精度、驱动轴零位补偿精度、光电平台安装及修正精度、光电轴相对于光电平台的指向偏差等。
本发明主要从机构安装误差修正及光电轴偏差修正两方面对航天器二维指向机构的指向偏差进行修正，其中机构安装误差修正包括对机构基座安装误差、与基座固连的驱动轴相对于基座的安装误差的修正，光电轴偏差修正包括对光电平台安装误差及光电轴相对于光电平台的指向误差进行修正。
本发明可以对航天器二维指向机构的安装偏差及光电轴偏差进行修正，可满足点波束数传、星间链路、激光通讯等高指向精度场景的应用需求。本发明的修正过程在计算驱动角的阶段，可适应二维指向机构多次安装、力学试验或热形变等对安装及光电轴指向偏差的影响，可以通过数据注入或参数化等手段进行维护。奔发明可以大幅度提高航天器二维指向机构的指向精度，具有使用简化、维护方便、扩展性强的特点。
公开号为CN107799875A的专利文献“一种星载天线三轴指向机构精度补偿方法”，公开了利用在轨标定的指向，反解修正后三轴驱动角进行指向偏差修正，适用于三轴指向机构且需要在轨标定。与本发明的适用范围及技术路线均不相同，未收集到国内外类似资料。
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航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统，根据本发明的一个方面，提供了一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法，包括如下步骤：
第一单位矢量计算步骤：计算航天器本体坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量；
第二单位矢量计算步骤：根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量；
无修正二维驱动角计算步骤：利用第二单位矢量计算步骤中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角；
修正后二维驱动角计算步骤：计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角；
二维指向机构驱动步骤：利用无修正二维驱动角或修正后二维驱动角驱动二维指向机构。
优选地，在所述第一单位矢量计算步骤中，计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量，是指计算航天器指向目标的单位矢量、计算目标指向航天器的单位矢量或仅计算矢量不在本步骤换算至单位矢量；
优选地，在所述第二单位矢量计算步骤中，根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，是指使用第一单位矢量通过二维指向机构相对于航天器的安装矩阵进行转换后，得到航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，航天器的安装矩阵包括二维指向机构基座与航天器本体基准的安装偏差及与基座固连的旋转轴相对于基座的安装偏差。
优选地，在所述无修正二维驱动角计算步骤中，利用第二单位矢量计算步骤中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角，是指利用第二单位矢量计算不考虑光电轴偏差的二维驱动角，计算得到的二维驱动角用于忽略光电轴情况下的直接驱动二维指向机构，或用于修正考虑光电轴偏差的迭代计算输入；
在所述修正后二维驱动角计算步骤中，计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角，是指利用无修正二维驱动角计算步骤得到的无修正二维驱动角作为迭代初值采用迭代法进行计算，或采用直接解方程取其中一种解的方法进行计算。
优选地，在所述二维指向机构驱动步骤中，利用计算得到的二维驱动角驱动二维指向机构，是指在忽略光电轴偏差时，直接代入无修正二维驱动角计算步骤计算得到的无修正二维驱动角，或者将光电轴指向偏差修正计算参数取预设值时，修正后二维驱动角计算步骤等价于无修正二维驱动角计算步骤，代入修正后二维驱动角计算步骤计算得到的修正后二维驱动角，或者在考虑光电轴指向偏差修正时，代入修正后二维驱动角计算步骤计算得到的修正后二维驱动角。
根据本发明的另一个方面，提供一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正系统，包括如下模块：
第一单位矢量计算模块：计算航天器本体坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量；
第二单位矢量计算模块：根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量；
无修正二维驱动角计算模块：利用第二单位矢量计算模块中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角；
修正后二维驱动角计算模块：计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角；
二维指向机构驱动模块：利用无修正二维驱动角或修正后二维驱动角驱动二维指向机构。
优选地，在所述第一单位矢量计算模块中，计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量，是指计算航天器指向目标的单位矢量、计算目标指向航天器的单位矢量或仅计算矢量不在本模块换算至单位矢量；
优选地，在所述第二单位矢量计算模块中，根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，是指使用第一单位矢量通过二维指向机构相对于航天器的安装矩阵进行转换后，得到航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，航天器的安装矩阵包括二维指向机构基座与航天器本体基准的安装偏差及与基座固连的旋转轴相对于基座的安装偏差。
优选地，在所述无修正二维驱动角计算模块中，利用第二单位矢量计算模块中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角，是指利用第二单位矢量计算不考虑光电轴偏差的二维驱动角，计算得到的二维驱动角用于忽略光电轴情况下的直接驱动二维指向机构，或用于修正考虑光电轴偏差的迭代计算输入；
在所述修正后二维驱动角计算模块中，计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角，是指利用无修正二维驱动角计算模块得到的无修正二维驱动角作为迭代初值采用迭代法进行计算，或采用直接解方程取其中一种解的系统进行计算。
优选地，在所述二维指向机构驱动模块中，利用计算得到的二维驱动角驱动二维指向机构，是指在忽略光电轴偏差时，直接代入无修正二维驱动角计算模块计算得到的无修正二维驱动角，或者将光电轴指向偏差修正计算参数取预设值时，修正后二维驱动角计算模块等价于无修正二维驱动角计算模块，代入修正后二维驱动角计算模块计算得到的修正后二维驱动角，或者在考虑光电轴指向偏差修正时，代入修正后二维驱动角计算模块计算得到的修正后二维驱动角。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1.本发明提供的一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统可以适用于航天器对地数传、对中继卫星跟踪、对组网卫星通讯、对空间目标指向等，具有用途广，使用方法灵活等特点；
2.本发明可以修正机构安装误差、机构装配误差、光电平台安装误差及光电轴偏差等，大幅度提高航天器二维指向机构的指向精度；
3.本发明可以用于固定误差的修正，也可通过对修正参数进行参数拟合，实现对周期项误差的修正；
4.本发明具有计算量小，计算逻辑清晰的特点，可适用于低算力运行环境的运行需求；
5.本发明可满足点波束数传、星间链路、激光通讯等高指向精度场景的应用需求。
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为本发明中航天器二维指向机构安装及光电轴指向偏差修正方法流程示意图。
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。
如图1所示，本实施例提供了一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法，包括如下步骤：
第一单位矢量计算步骤：计算航天器本体坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量；
第二单位矢量计算步骤：根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量；
无修正二维驱动角计算步骤：利用第二单位矢量计算步骤中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角；
修正后二维驱动角计算步骤：计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角；
二维指向机构驱动步骤：利用无修正二维驱动角或修正后二维驱动角驱动二维指向机构。
在所述第一单位矢量计算步骤中，计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量，是指计算航天器指向目标的单位矢量、计算目标指向航天器的单位矢量或仅计算矢量不在本步骤换算至单位矢量；
在所述第二单位矢量计算步骤中，根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，是指使用第一单位矢量通过二维指向机构相对于航天器的安装矩阵进行转换后，得到航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，航天器的安装矩阵包括二维指向机构基座与航天器本体基准的安装偏差及与基座固连的旋转轴相对于基座的安装偏差。
在所述无修正二维驱动角计算步骤中，利用第二单位矢量计算步骤中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角，是指利用第二单位矢量计算不考虑光电轴偏差的二维驱动角，计算得到的二维驱动角用于忽略光电轴情况下的直接驱动二维指向机构，或用于修正考虑光电轴偏差的迭代计算输入；
在所述修正后二维驱动角计算步骤中，计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角，是指利用无修正二维驱动角计算步骤得到的无修正二维驱动角作为迭代初值采用迭代法进行计算，或采用直接解方程取其中一种解的方法进行计算。
在所述二维指向机构驱动步骤中，利用计算得到的二维驱动角驱动二维指向机构，是指在忽略光电轴偏差时，直接代入无修正二维驱动角计算步骤计算得到的无修正二维驱动角，或者将光电轴指向偏差修正计算参数取预设值时，修正后二维驱动角计算步骤等价于无修正二维驱动角计算步骤，代入修正后二维驱动角计算步骤计算得到的修正后二维驱动角，或者在考虑光电轴指向偏差修正时，代入修正后二维驱动角计算步骤计算得到的修正后二维驱动角。
下面给出一种通过轨道六根数计算航天器本体坐标系中航天器指向目标的单位矢量的实施例。
第一单位矢量计算步骤，计算航天器指向目标的单位矢量,如式(1)至式(2) 所示。
Figure BDA0002837351640000061
式中，
Figure BDA0002837351640000062
为惯性系航天器指向目标的单位矢量，Rit为惯性系指向目标的位置矢量，Ris为惯性系航天器的位置矢量；
Figure BDA0002837351640000063
式中，
Figure BDA0002837351640000064
为本体系航天器指向目标的单位矢量，Rx、Ry、Rz分别为相对于X、 Y、Z轴的旋转矩阵，Ωs为航天器升交点赤经，is为航天器轨道倾角，us为航天器纬度幅角，ψ为姿态偏航角，φ为姿态滚动角，θ为姿态俯仰角，RY(θ)RX(φ)RZ(ψ) 为312(Z-X-Y)姿态转序下的姿态转换矩阵，采用其他姿态转序的姿态角应选择相应的姿态矩阵相乘顺序。
第二单位矢量计算步骤，计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的单位矢量，如式(3)所示。
Figure BDA0002837351640000065
式中，
Figure BDA0002837351640000066
为航天器机构安装坐标系中航天器指向目标的单位矢量，BTA为机构安装矩阵，代表了二维驱动机构与基座固连的旋转轴相对于航天器本体坐标系的安装矩阵。
无修正二维驱动角计算步骤，计算不考虑光电轴指向偏差的二维驱动角，如式(4)所示。
Figure BDA0002837351640000071
式中，
Figure BDA0002837351640000072
为不考虑光电轴指向偏差的滚动(或X轴)驱动角，θ0为不考虑光电轴指向偏差的俯仰(或Y轴)驱动角，
Figure BDA0002837351640000073
计算公式对应为X-Y二维驱动方式的二维驱动机构，其他驱动方式的二维驱动机构的计算公式根据几何关系相应进行变化。
修正后二维驱动角计算步骤，计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角，如式(5)所示。
第一步迭代：
Figure BDA0002837351640000074
式中，θ1为迭代计算得到的修正后的二维驱动俯仰角，
Figure BDA0002837351640000075
为迭代计算得到的修正后的二维驱动滚动角，Azx，Azy，Azz分别为光电轴相对于天线平台安装基准坐标系X、Y、 Z轴的夹角的余弦值。
将θ0＝θ1，
Figure BDA0002837351640000076
再次代入上式计算，有第二步迭代结果；
令θ0＝θ1，
Figure BDA0002837351640000077
再次代入上式计算，有第三步迭代结果；
具体迭代次数可以根据算力及精度要求进行选择。也可以通过比较迭代前后的角度变化量对迭代进行控制如：
将θ0和
Figure BDA0002837351640000078
代入(5)中，求出θ1和
Figure BDA0002837351640000079
有角度变化量Δθ1＝θ0-θ1，
Figure BDA00028373516400000710
再令θ0＝θ1，
Figure BDA00028373516400000711
代入(5)中计算有角度变化量Δθ2＝θ0-θ1，
Figure BDA00028373516400000712
如果Δθ2<Δθ1或
Figure BDA00028373516400000713
比
Figure BDA00028373516400000714
小，则认为迭代有效，直到前后计算结果偏差小于10-6或其他控制值或达到设计迭代上限，如取5次，输出结果；如果反之，只取第一步结果输出。
二维指向机构驱动步骤，利用计算得到的二维驱动角驱动二维指向机构，即利用最后一步迭代计算得到的
Figure BDA00028373516400000715
和θ1进行二维驱动机构驱动。
本发明还提供一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正系统，包括如下模块：
第一单位矢量计算模块：计算航天器本体坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量；
第二单位矢量计算模块：根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量；
无修正二维驱动角计算模块：利用第二单位矢量计算模块中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角；
修正后二维驱动角计算模块：计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角；
二维指向机构驱动模块：利用无修正二维驱动角或修正后二维驱动角驱动二维指向机构。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
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)

1.一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法，其特征在于，包括：
第一单位矢量计算步骤：计算航天器本体坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量；
第二单位矢量计算步骤：根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量；
无修正二维驱动角计算步骤：利用第二单位矢量计算步骤中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角；
修正后二维驱动角计算步骤：计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角；
二维指向机构驱动步骤：利用无修正二维驱动角或修正后二维驱动角驱动二维指向机构；
在所述第一单位矢量计算步骤中，计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量，是指计算航天器指向目标的单位矢量、计算目标指向航天器的单位矢量或仅计算矢量不在本步骤换算至单位矢量；
在所述第二单位矢量计算步骤中，根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，是指使用第一单位矢量通过二维指向机构相对于航天器的安装矩阵进行转换后，得到航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，航天器的安装矩阵包括二维指向机构基座与航天器本体基准的安装偏差及与基座固连的旋转轴相对于基座的安装偏差；
在所述无修正二维驱动角计算步骤中，利用第二单位矢量计算步骤中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角，是指利用第二单位矢量计算不考虑光电轴偏差的二维驱动角，计算得到的二维驱动角用于忽略光电轴情况下的直接驱动二维指向机构，或用于修正考虑光电轴偏差的迭代计算输入；
在所述修正后二维驱动角计算步骤中，计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角，是指利用无修正二维驱动角计算步骤得到的无修正二维驱动角作为迭代初值采用迭代法进行计算，；
第一步迭代：
Figure FDA0003625355900000021
式中，θ1为迭代计算得到的修正后的二维驱动俯仰角，
Figure FDA0003625355900000022
为迭代计算得到的修正后的二维驱动滚动角，Azx，Azy，Azz分别为光电轴相对于天线平台安装基准坐标系X、Y、Z轴的夹角的余弦值；
Figure FDA0003625355900000023
为不考虑光电轴指向偏差的滚动(或X轴)驱动角，θ0为不考虑光电轴指向偏差的俯仰(或Y轴)驱动角。
2.根据权利要求1所述的一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法，其特征在于，在所述二维指向机构驱动步骤中，利用计算得到的二维驱动角驱动二维指向机构，是指在忽略光电轴偏差时，直接代入无修正二维驱动角计算步骤计算得到的无修正二维驱动角，或者将光电轴指向偏差修正计算参数取预设值时，修正后二维驱动角计算步骤等价于无修正二维驱动角计算步骤，代入修正后二维驱动角计算步骤计算得到的修正后二维驱动角，或者在考虑光电轴指向偏差修正时，代入修正后二维驱动角计算步骤计算得到的修正后二维驱动角。
3.一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正系统，其特征在于，包括：
第一单位矢量计算模块：计算航天器本体坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量；
第二单位矢量计算模块：根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量；
无修正二维驱动角计算模块：利用第二单位矢量计算模块中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角；
修正后二维驱动角计算模块：计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角；
二维指向机构驱动模块：利用无修正二维驱动角或修正后二维驱动角驱动二维指向机构；
在所述第一单位矢量计算模块中，计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第一单位矢量，是指计算航天器指向目标的单位矢量、计算目标指向航天器的单位矢量或仅计算矢量不在本模块换算至单位矢量；
在所述第二单位矢量计算模块中，根据第一单位矢量计算航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，是指使用第一单位矢量通过二维指向机构相对于航天器的安装矩阵进行转换后，得到航天器二维指向机构安装坐标系中航天器指向目标的第二单位矢量，航天器的安装矩阵包括二维指向机构基座与航天器本体基准的安装偏差及与基座固连的旋转轴相对于基座的安装偏差；
在所述无修正二维驱动角计算模块中，利用第二单位矢量计算模块中得到的第二单位矢量计算不考虑光电轴指向偏差的无修正二维驱动角，是指利用第二单位矢量计算不考虑光电轴偏差的二维驱动角，计算得到的二维驱动角用于忽略光电轴情况下的直接驱动二维指向机构，或用于修正考虑光电轴偏差的迭代计算输入；
在所述修正后二维驱动角计算模块中，计算考虑光电轴指向偏差的修正后二维驱动角，是指利用无修正二维驱动角计算模块得到的无修正二维驱动角作为迭代初值采用迭代法进行计算；
第一步迭代：
Figure FDA0003625355900000031
式中，θ1为迭代计算得到的修正后的二维驱动俯仰角，
Figure FDA0003625355900000032
为迭代计算得到的修正后的二维驱动滚动角，Azx，Azy，Azz分别为光电轴相对于天线平台安装基准坐标系X、Y、Z轴的夹角的余弦值；
Figure FDA0003625355900000033
为不考虑光电轴指向偏差的滚动(或X轴)驱动角，θ0为不考虑光电轴指向偏差的俯仰(或Y轴)驱动角。
4.根据权利要求3所述的一种航天器二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正系统，其特征在于，在所述二维指向机构驱动模块中，利用计算得到的二维驱动角驱动二维指向机构，是指在忽略光电轴偏差时，直接代入无修正二维驱动角计算模块计算得到的无修正二维驱动角，或者将光电轴指向偏差修正计算参数取预设值时，修正后二维驱动角计算模块等价于无修正二维驱动角计算模块，代入修正后二维驱动角计算模块计算得到的修正后二维驱动角，或者在考虑光电轴指向偏差修正时，代入修正后二维驱动角计算模块计算得到的修正后二维驱动角。
CN202011476053.2A 2020-12-15 2020-12-15 二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统 Active CN112666988B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011476053.2A CN112666988B (zh) 2020-12-15 2020-12-15 二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011476053.2A CN112666988B (zh) 2020-12-15 2020-12-15 二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112666988A CN112666988A (zh) 2021-04-16
CN112666988B true CN112666988B (zh) 2022-10-25

Family

ID=75405996

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011476053.2A Active CN112666988B (zh) 2020-12-15 2020-12-15 二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112666988B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115900755B (zh) * 2022-08-30 2024-04-02 中国科学院上海天文台 一种靶标指向自动修正方法及实现该方法的靶标

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5400033A (en) * 1994-02-07 1995-03-21 Rockwell International Corporation Tracking system for tracking targets with a spacecraft
CN103235598A (zh) * 2013-05-14 2013-08-07 北京理工大学 一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法
CN105589465A (zh) * 2015-11-30 2016-05-18 上海卫星工程研究所 星载二维驱动天线运动指标计算方法
CN106201849A (zh) * 2016-07-01 2016-12-07 南京航空航天大学 一种有限数据驱动的长寿命部件余寿预测方法
US9612316B1 (en) * 2014-07-31 2017-04-04 Sandia Corporation Correlation and 3D-tracking of objects by pointing sensors
CN106774443A (zh) * 2016-08-31 2017-05-31 北京空间机电研究所 一种星载新型高精度高稳定度二维指向机构
CN107515410A (zh) * 2017-07-24 2017-12-26 北京控制工程研究所 一种航天器用数传天线跟踪地面站测试验证系统和方法
CN109239754A (zh) * 2018-07-24 2019-01-18 西北工业大学 一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法
CN109781060A (zh) * 2019-01-08 2019-05-21 上海卫星工程研究所 星载点波束天线对地指向精度评估方法
CN109781059A (zh) * 2019-01-08 2019-05-21 上海卫星工程研究所 星载点波束天线对地指向精度评估系统
CN110147112A (zh) * 2019-04-11 2019-08-20 上海卫星工程研究所 中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法
CN111483618A (zh) * 2020-04-09 2020-08-04 上海航天控制技术研究所 一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5797046B2 (ja) * 2011-07-27 2015-10-21 任天堂株式会社 ポインティングシステム、情報処理システム、座標系等の設定方法、情報処理装置、および情報処理プログラム
US10230163B2 (en) * 2014-10-23 2019-03-12 The Johns Hopkins University Monopulse autotracking system for high gain antenna pointing

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5400033A (en) * 1994-02-07 1995-03-21 Rockwell International Corporation Tracking system for tracking targets with a spacecraft
CN103235598A (zh) * 2013-05-14 2013-08-07 北京理工大学 一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法
US9612316B1 (en) * 2014-07-31 2017-04-04 Sandia Corporation Correlation and 3D-tracking of objects by pointing sensors
CN105589465A (zh) * 2015-11-30 2016-05-18 上海卫星工程研究所 星载二维驱动天线运动指标计算方法
CN106201849A (zh) * 2016-07-01 2016-12-07 南京航空航天大学 一种有限数据驱动的长寿命部件余寿预测方法
CN106774443A (zh) * 2016-08-31 2017-05-31 北京空间机电研究所 一种星载新型高精度高稳定度二维指向机构
CN107515410A (zh) * 2017-07-24 2017-12-26 北京控制工程研究所 一种航天器用数传天线跟踪地面站测试验证系统和方法
CN109239754A (zh) * 2018-07-24 2019-01-18 西北工业大学 一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法
CN109781060A (zh) * 2019-01-08 2019-05-21 上海卫星工程研究所 星载点波束天线对地指向精度评估方法
CN109781059A (zh) * 2019-01-08 2019-05-21 上海卫星工程研究所 星载点波束天线对地指向精度评估系统
CN110147112A (zh) * 2019-04-11 2019-08-20 上海卫星工程研究所 中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法
CN111483618A (zh) * 2020-04-09 2020-08-04 上海航天控制技术研究所 一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《Coverage path planning for eddy current inspection on complex aeronautical parts》;P.Olivieri 等;《RoboticsandComputer-IntegratedManufacturing》;20131122;第305-314页 *
《Remote sensing satellite’s attitude control system rapid performance sizing for passive scan imaging mode》;Amirreza Kosari 等;《Aircraft Engineering and Aerospace Technology》;20200507;第1073-1083页 *
《星载光子探测激光雷达指向调整机构的理论分析》;张晨阳 等;《航天返回与遥感》;20191031;第84-94页 *
《高精度海洋耀斑二维指向算法研究》;温渊 等;《红外》;20181130;第28-33页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112666988A (zh) 2021-04-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1760485B1 (en) Boresight calibration of GPS satellite spot beam antenna using mobile GPS receivers
US6615117B2 (en) Attitude determination system and method with outer-loop gyro scale-factor non-linearity calibration
US6691033B1 (en) System and method for calibrating inter-star-tracker misalignments in a stellar inertial attitude determination system
CN109781059B (zh) 星载点波束天线对地指向精度评估系统
US20090289850A1 (en) Gimbal System Angle Compensation
CN109781060A (zh) 星载点波束天线对地指向精度评估方法
US7877173B2 (en) Method and apparatus for determining a satellite attitude using crosslink reference signals
KR20010007434A (ko) 무선 주파수 빔 조향을 위한 방법 및 장치
CN111381256A (zh) 主动遥感卫星天线相位中心偏移误差计算的方法和系统
CN111506875A (zh) 一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法
US7124001B2 (en) Relative attitude estimator for multi-payload attitude determination
CN112666988B (zh) 二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统
US6441776B1 (en) Method and apparatus for spacecraft payload pointing registration
CN115290118A (zh) 一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法
US7053828B1 (en) Systems and methods for correcting thermal distortion pointing errors
CN112468211B (zh) 跟踪天线在轨指向误差修正方法及天基测控通信系统
CN112033349B (zh) 天线电轴坐标系标定及指向角度修正方法及系统
US6762716B2 (en) Digital beacon asymmetry and quantization compensation
CN112208798A (zh) 一种绕飞编队高码速率星间链路切换方法及系统
US6566640B2 (en) System and method for autonomous correction of star tracker high spatial frequency (HSF) error
Gibbs et al. GOES-R orbit and instrument attitude determination
CN111967125A (zh) 一种基于误差四元数的火星探测对地天线指向修正方法
US7129889B1 (en) User segment-based lever arm correction via prescribed maneuver for high-accuracy navigation
CN113097720B (zh) 一种保证月面无人自动采样任务可靠数传的天线控制方法
EP1059577B1 (en) Time delay compensation for spacecraft motion compensation

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant