CN113063439B - 适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量方法及系统 - Google Patents

适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量方法及系统，包括：步骤S1：模拟载荷成像模式和视线指向特性；步骤S2：消除平移运动引起的视线测量误差；步骤S3：补偿扫描镜运动对平台的动力学影响。步骤S4：提高卫星视线指向的测量精度，获取适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量结果信息。本发明可动态测量卫星视线上的两个点的坐标，通过两点准确确定了卫星视线的精确指向，消除了平移引起的测量误差。

Description

适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量方法及系统
技术领域
本发明涉及空间飞行器总体技术领域，具体地，涉及一种适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量方法及系统。
背景技术
图像定位配准是影响气象卫星遥感图像产品质量的关键指标，直接反映了遥感图像信息与目标之间的空间对应关系。对气象卫星业务图像产品定位的定量应用有着重要作用，如对区域复杂天气情况的精确定位，准确跟踪恶劣天气以及生成云图动画等。为了确保卫星图像定位与配准技术方案的准确性，需在地面进行全物理仿真试验，通过卫星视线的指向变化获取图像定位与配准性能。本专利针对全物理仿真试验的需求，提出了适用于全物理仿真的卫星实现指向方向的测量误差校正方法，提高了试验精度。
专利文献CN201810617228.3公开了一种充液航天器姿态动力学全物理仿真试验系统及方法,该系统包括一套液体晃动力矩模拟系统，介绍了基于三轴气浮台的全物理仿真方法，但仅对卫星的动力学特性进行了验证，未考虑载荷的波束指向模拟方案。
专利文献CN201510954766.8公开了一种卫星图像导航与配准全物理试验装置。该专利仅限于光学遥感卫星的图像导航与配准试验，未涉及到卫星视线指向模拟方法，与本发明存在明显的差异。
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一种适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量方法及系统。
根据本发明提供的一种适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量方法，包括：步骤S1：根据载荷成像模式模拟控制信息、视线指向特性控制信息，通过二维扫描运动机构模拟载荷成像模式和视线指向特性，获取载荷成像模式模拟结果信息、视线指向特性结果信息；步骤S2：根据载荷成像模式模拟结果信息、视线指向特性结果信息，消除平移运动引起的视线测量误差，获取平移运动引起的视线测量误差消除结果信息；构造二维扫描镜转动的补偿，消除了平移运动引起的视线测量误差；步骤S3：构造前馈力矩补偿方案，根据平移运动引起的视线测量误差消除结果信息，补偿扫描镜运动对平台的动力学影响，获取扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息。步骤S4：根据扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息，提高卫星视线指向的测量精度，获取适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量结果信息。
优选地，所述步骤S1包括：步骤S1.1：通过两面反射镜协同工作模拟载荷视线指向特性；通过驱动两面反射镜的转角，实现视线指向方向的改变。
优选地，所述步骤S2包括：步骤S2.1：进行二维扫描镜转动补偿，消除激光在扫描镜平面运动引起的视线测量误差。
优选地，所述步骤S3包括：步骤S3.1：结合三轴气浮台的姿态信息进行补偿，获取扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息。
优选地，所述步骤S4包括：步骤S4.1：通过校正平动位移引起的测量误差，提高卫星视线指向的测量精度。
根据本发明提供的一种适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量系统，包括：模块M1：根据载荷成像模式模拟控制信息、视线指向特性控制信息，通过二维扫描运动机构模拟载荷成像模式和视线指向特性，获取载荷成像模式模拟结果信息、视线指向特性结果信息；模块M2：根据载荷成像模式模拟结果信息、视线指向特性结果信息，消除平移运动引起的视线测量误差，获取平移运动引起的视线测量误差消除结果信息；构造二维扫描镜转动的补偿，消除了平移运动引起的视线测量误差；模块M3：构造前馈力矩补偿方案，根据平移运动引起的视线测量误差消除结果信息，补偿扫描镜运动对平台的动力学影响，获取扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息。模块M4：根据扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息，提高卫星视线指向的测量精度，获取适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量结果信息。
优选地，所述模块M1包括：模块M1.1：通过两面反射镜协同工作模拟载荷视线指向特性；通过驱动两面反射镜的转角，实现视线指向方向的改变。
优选地，所述模块M2包括：模块M2.1：进行二维扫描镜转动补偿，消除激光在扫描镜平面运动引起的视线测量误差。
优选地，所述模块M3包括：模块M3.1：结合三轴气浮台的姿态信息进行补偿，获取扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息。
优选地，所述模块M4包括：模块M4.1：通过校正平动位移引起的测量误差，提高卫星视线指向的测量精度。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明可动态测量卫星视线上的两个点的坐标，通过两点准确确定了卫星视线的精确指向，消除了平移引起的测量误差；
2、本发明可真实模拟整星机动扫描时的视线指向过程，验证载荷的工作模式以及视线导航补偿方法的准确性；
3、本发明流程构造合理，使用方便，能够克服现有技术中的缺陷。
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是本发明中卫星视线指向模拟方法原理示意图。
图2是本发明实施例中二维扫描转动机构引起的出射点移动原理示意图。
图3是本发明实施例中全物理仿真卫星视线指向的测量误差示意图。
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1-3所示，一种适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟测量方法及系统，包括：
1)卫星视线指向模拟
卫星视线指向的模拟可通过二维扫描运动机构实现，二维扫描运动机构的结构示意图参见附图1，主要由扫描镜1、扫描镜2和转轴组成。图中的矢量
Figure BDA0002954641800000031
代表卫星的视线指向，根据二维扫描运动机构的平面反射原理，可得出卫星的视线指向表达式为：
Figure BDA0002954641800000041
上式中，
Figure BDA0002954641800000042
为卫星的视线指向矢量；β为扫描镜1的转动角度；α为扫描镜2的转动角度。对上式进行化简，可得出：
Figure BDA0002954641800000043
上式中，
Figure BDA0002954641800000044
为矢量
Figure BDA0002954641800000045
的第一个分量；
Figure BDA0002954641800000046
为矢量
Figure BDA0002954641800000047
的第二个分量；
Figure BDA0002954641800000048
为矢量
Figure BDA0002954641800000049
的第三个分量。
从上式可以看出，可通过改变扫描镜1和扫描镜2的转动角度，获取期望的卫星视线指向。
2、二维扫描镜转动补偿方法
通过二维扫描转动机构模拟卫星视线指向时，根据二维扫描转动机构的工作原理，激光的出射点在扫描镜2的镜面。二维扫描镜转动过程中，激光的出射点位置会发生变化，见附图2。出射点的位置变化会引起测量屏幕上光斑的移动，造成了卫星视线测量误差，因此需要进行补偿。
首先，调节激光器相对扫描镜2的位置关系，确保激光器经过扫描镜1的反射后，打到扫描镜2的中心转轴位置。此时，扫描镜2的转动不会引起激光出射点的位置变化。
扫描镜1的转动会引起激光出射点在X轴方向的平移，需通过算法补偿。设激光出射点在X轴方向的运动位移为Δx，则：
Δx＝2r·β
其中，Δx为激光出射点在X轴方向的运动位移；r为扫描镜1中心到扫描镜2中心的直线距离；β为扫描镜1的转动角度。根据上述计算模型，可获取卫星视线指向的出射点移动位置，完成对二维扫描镜转动的补偿。
3、二维扫描运动机构干扰力矩补偿方法
二维扫描运动机构在进行转动时，其转动角速度不停变化，会产生干扰力矩。为了保证试验精度，需设计干扰力矩的补偿方法。
本发明提出一种基于反作用飞轮的前馈补偿方法，通过计算二维扫描镜转动产生的干扰力矩及发生的时间，利用反作用飞轮产生一个补偿力矩，补偿扫描镜转动对台体的干扰。
以圆锥扫描为例，根据扫描镜转角的运动规律，得出扫描镜转角的转动角加速度表达式为：
Figure BDA0002954641800000051
Figure BDA0002954641800000052
其中，
Figure BDA0002954641800000053
为扫描镜1的转动角加速度；
Figure BDA0002954641800000054
为扫描镜2的转动角加速度；θ为目标圆锥曲线半锥角；ω为圆锥扫描角速度；t为时间。
进而可得到扫描镜转动引起的干扰力矩表达式为：
Figure BDA0002954641800000055
Figure BDA0002954641800000056
其中，Tz为台体的Z轴干扰力矩；Tx为台体的X轴干扰力矩；
Figure BDA0002954641800000057
为扫描镜1的转动角加速度；Jβ为扫描镜1的转动惯量；
Figure BDA0002954641800000058
为扫描镜2的转动角加速度；Jα为扫描镜2的转动惯量；θ为目标圆锥曲线半锥角；ω为圆锥扫描角速度；t为时间。
根据上述干扰力矩的计算结果，通过反作用飞轮反向驱动，产生补偿力矩，消除二维扫描运动机构干扰力矩对试验的影响。
4、卫星视线指向测量
三轴气浮台转动过程中，由于卫星视线出射点与转动中心不重合，三轴气浮台转动时，卫星视线的出射点产生平动位移。此时，若直接通过屏幕上的光点位移变化评估卫星的视线变化，则会引入平动位移误差。为了对视线测量误差进行校正，需结合三轴气浮台的姿态信息，同时获取屏幕光点和卫星视线出射点的实时坐标，剥离平移误差，准确得到卫星实现的指向。
首先，可通过激光跟踪仪获取测量屏幕上的光点在激光跟踪仪坐标系下的分量，记为Sg。
然后，结合三轴气浮台的姿态信息，计算卫星视线出射点的在激光跟踪仪坐标系下的实时分量：
Figure BDA0002954641800000059
上式中，Dg为卫星视线的出射点D在激光跟踪仪坐标系下的坐标分量；Og为三轴气浮台转动中心在激光跟踪仪坐标系下的坐标分量；Abg为三轴气浮台本体坐标系相对激光跟踪仪坐标系的转换矩阵；t表示时间。
通过上述方式，可动态测量卫星视线上的两个点的坐标，通过两点准确确定了卫星视线的精确指向，消除了平移引起的测量误差。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
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)

1.一种适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟及测量方法，其特征在于，包括：
步骤S1：根据载荷成像模式模拟控制信息、视线指向特性控制信息，模拟载荷成像模式和视线指向特性，获取载荷成像模式模拟结果信息、视线指向特性结果信息；
步骤S2：根据载荷成像模式模拟结果信息、视线指向特性结果信息，消除平移运动引起的视线测量误差，获取平移运动引起的视线测量误差消除结果信息；
步骤S3：根据平移运动引起的视线测量误差消除结果信息，补偿扫描镜运动对平台的动力学影响，获取扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息；
步骤S4：根据扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息，提高卫星视线指向的测量精度，获取适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟及测量结果信息；
所述步骤S2包括：
步骤S2.1：进行二维扫描镜转动补偿，消除激光在扫描镜平面运动引起的视线测量误差；
通过二维扫描转动机构模拟卫星视线指向时，根据二维扫描转动机构的工作原理，激光的出射点在扫描镜(2)的镜面；二维扫描镜转动过程中，激光的出射点位置会发生变化，出射点的位置变化会引起测量屏幕上光斑的移动，造成卫星视线测量误差，因此需要进行补偿；
首先，调节激光器相对扫描镜(2)的位置关系，确保激光器经过扫描镜(1)的反射后，打到扫描镜(2)的中心转轴位置；扫描镜(2)的转动不会引起激光出射点的位置变化；
扫描镜(1)的转动会引起激光出射点在X轴方向的平移，需通过算法补偿。设激光出射点在X轴方向的运动位移为Δx，则：
Δx＝2r·β
其中，Δx为激光出射点在X轴方向的运动位移；r为扫描镜(1)中心到扫描镜(2)中心的直线距离；β为扫描镜(1)的转动角度；根据上述计算模型，获取卫星视线指向的出射点移动位置，完成对二维扫描镜转动的补偿；
所述步骤S3包括：
步骤S3.1：结合三轴气浮台的姿态信息进行补偿，获取扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息；
二维扫描运动机构在进行转动时，其转动角速度不停变化，会产生干扰力矩；为了保证试验精度，需设计干扰力矩的补偿方法；
通过计算二维扫描镜转动产生的干扰力矩及发生的时间，利用反作用飞轮产生一个补偿力矩，补偿扫描镜转动对台体的干扰；
根据扫描镜转角的运动规律，得出扫描镜转角的转动角加速度表达式为：
Figure FDA0003616999970000021
Figure FDA0003616999970000022
其中，
Figure FDA0003616999970000023
为扫描镜(1)的转动角加速度；
Figure FDA0003616999970000024
为扫描镜(2)的转动角加速度；θ为目标圆锥曲线半锥角；ω为圆锥扫描角速度；t为时间；
进而可得到扫描镜转动引起的干扰力矩表达式为：
Figure FDA0003616999970000025
Figure FDA0003616999970000026
其中，Tz为台体的Z轴干扰力矩；Tx为台体的X轴干扰力矩；
Figure FDA0003616999970000027
为扫描镜(1)的转动角加速度；Jβ为扫描镜(1)的转动惯量；
Figure FDA0003616999970000028
为扫描镜(2)的转动角加速度；Jα为扫描镜(2)的转动惯量；θ为目标圆锥曲线半锥角；ω为圆锥扫描角速度；t为时间；
根据上述干扰力矩的计算结果，通过反作用飞轮反向驱动，产生补偿力矩，消除二维扫描运动机构干扰力矩对试验的影响；
所述步骤S4包括：
步骤S4.1：通过校正平动位移引起的测量误差，提高卫星视线指向的测量精度；
三轴气浮台转动过程中，由于卫星视线出射点与转动中心不重合，三轴气浮台转动时，卫星视线的出射点产生平动位移；此时，若直接通过屏幕上的光点位移变化评估卫星的视线变化，则会引入平动位移误差；为了对视线测量误差进行校正，需结合三轴气浮台的姿态信息，同时获取屏幕光点和卫星视线出射点的实时坐标，剥离平移误差，准确得到卫星实现的指向；
首先，通过激光跟踪仪获取测量屏幕上的光点在激光跟踪仪坐标系下的分量，记为Sg；
然后，结合三轴气浮台的姿态信息，计算卫星视线出射点的在激光跟踪仪坐标系下的实时分量：
Figure FDA0003616999970000029
上式中，Dg为卫星视线的出射点D在激光跟踪仪坐标系下的坐标分量；Og为三轴气浮台转动中心在激光跟踪仪坐标系下的坐标分量；Abg为三轴气浮台本体坐标系相对激光跟踪仪坐标系的转换矩阵；t表示时间。
2.根据权利要求1所述的适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟及测量方法，其特征在于，所述步骤S1包括：
步骤S1.1：通过两面反射镜协同工作模拟载荷视线指向特性；通过驱动两面反射镜的转角，实现视线指向方向的改变。
3.一种适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟及测量方法，其特征在于，包括：
步骤S1：根据载荷成像模式模拟控制信息、视线指向特性控制信息，模拟载荷成像模式和视线指向特性，获取载荷成像模式模拟结果信息、视线指向特性结果信息；
步骤S2：根据载荷成像模式模拟结果信息、视线指向特性结果信息，消除平移运动引起的视线测量误差，获取平移运动引起的视线测量误差消除结果信息；
步骤S3：根据平移运动引起的视线测量误差消除结果信息，补偿扫描镜运动对平台的动力学影响，获取扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息；
步骤S4：根据扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息，提高卫星视线指向的测量精度，获取适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟及测量结果信息；
所述步骤S2包括：
步骤S2.1：进行二维扫描镜转动补偿，消除激光在扫描镜平面运动引起的视线测量误差；
通过二维扫描转动机构模拟卫星视线指向时，根据二维扫描转动机构的工作原理，激光的出射点在扫描镜(2)的镜面；二维扫描镜转动过程中，激光的出射点位置会发生变化，出射点的位置变化会引起测量屏幕上光斑的移动，造成卫星视线测量误差，因此需要进行补偿；
首先，调节激光器相对扫描镜(2)的位置关系，确保激光器经过扫描镜(1)的反射后，打到扫描镜(2)的中心转轴位置；扫描镜(2)的转动不会引起激光出射点的位置变化；
扫描镜(1)的转动会引起激光出射点在X轴方向的平移，需通过算法补偿。设激光出射点在X轴方向的运动位移为Δx，则：
Δx＝2r·β
其中，Δx为激光出射点在X轴方向的运动位移；r为扫描镜(1)中心到扫描镜(2)中心的直线距离；β为扫描镜(1)的转动角度；根据上述计算模型，获取卫星视线指向的出射点移动位置，完成对二维扫描镜转动的补偿；
所述步骤S3包括：
步骤S3.1：结合三轴气浮台的姿态信息进行补偿，获取扫描镜运动对平台的动力学影响补偿结果信息；
二维扫描运动机构在进行转动时，其转动角速度不停变化，会产生干扰力矩；为了保证试验精度，需设计干扰力矩的补偿方法；
通过计算二维扫描镜转动产生的干扰力矩及发生的时间，利用反作用飞轮产生一个补偿力矩，补偿扫描镜转动对台体的干扰；
根据扫描镜转角的运动规律，得出扫描镜转角的转动角加速度表达式为：
Figure FDA0003616999970000041
Figure FDA0003616999970000042
其中，
Figure FDA0003616999970000043
为扫描镜(1)的转动角加速度；
Figure FDA0003616999970000044
为扫描镜(2)的转动角加速度；θ为目标圆锥曲线半锥角；ω为圆锥扫描角速度；t为时间；
进而可得到扫描镜转动引起的干扰力矩表达式为：
Figure FDA0003616999970000045
Figure FDA0003616999970000046
其中，Tz为台体的Z轴干扰力矩；Tx为台体的X轴干扰力矩；
Figure FDA0003616999970000047
为扫描镜(1)的转动角加速度；Jβ为扫描镜(1)的转动惯量；
Figure FDA0003616999970000048
为扫描镜(2)的转动角加速度；Jα为扫描镜(2)的转动惯量；θ为目标圆锥曲线半锥角；ω为圆锥扫描角速度；t为时间；
根据上述干扰力矩的计算结果，通过反作用飞轮反向驱动，产生补偿力矩，消除二维扫描运动机构干扰力矩对试验的影响；
所述步骤S4包括：
步骤S4.1：通过校正平动位移引起的测量误差，提高卫星视线指向的测量精度；
三轴气浮台转动过程中，由于卫星视线出射点与转动中心不重合，三轴气浮台转动时，卫星视线的出射点产生平动位移；此时，若直接通过屏幕上的光点位移变化评估卫星的视线变化，则会引入平动位移误差；为了对视线测量误差进行校正，需结合三轴气浮台的姿态信息，同时获取屏幕光点和卫星视线出射点的实时坐标，剥离平移误差，准确得到卫星实现的指向；
首先，通过激光跟踪仪获取测量屏幕上的光点在激光跟踪仪坐标系下的分量，记为Sg；
然后，结合三轴气浮台的姿态信息，计算卫星视线出射点的在激光跟踪仪坐标系下的实时分量：
Figure FDA0003616999970000051
上式中，Dg为卫星视线的出射点D在激光跟踪仪坐标系下的坐标分量；Og为三轴气浮台转动中心在激光跟踪仪坐标系下的坐标分量；Abg为三轴气浮台本体坐标系相对激光跟踪仪坐标系的转换矩阵；t表示时间。
4.根据权利要求3所述的适用于全物理仿真的卫星视线指向模拟及测量方法，其特征在于，所述步骤S1包括：
步骤S1.1：通过两面反射镜协同工作模拟载荷视线指向特性；通过驱动两面反射镜的转角，实现视线指向方向的改变。
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