CN113532372B - 一种天基双星交会测角测距装置的使用方法 - Google Patents

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Abstract

本发明一种天基双星交会测角测距装置及其使用方法，属于光学测量技术领域；包括两个位置不同的天基双星交会测角测距装置和两个卫星，天基双星交会测角测距装置包括大口径光学探测系统、和与大口径光学探测系统电学连接的信息处理与传输系统；卫星包括精密跟踪单元、伺服控制系统、通信系统、GPS定位系统和总控系统，GPS定位系统与通信系统电学连接，通信系统与信息处理与传输系统电学连接，伺服控制系统与精密跟踪单元电学连接，精密跟踪单元与大口径光学探测系统电学连接，伺服控制系统与信息处理与传输系统电学连接；总控系统与天基双星交会测角测距装置和卫星电学连接。本发明可提高测角精度，为高精度定轨提供更精确的数据。

Description

一种天基双星交会测角测距装置的使用方法
技术领域
本发明属于光学测量技术领域，尤其涉及一种天基双星交会测角测距装置及其使用方法。
背景技术
空间目标天基观测系统是未来空间态势感知的重要发展方向，已成为当今空间探测领域的前沿性技术，对航天任务乃至国家安全都具有战略意义。
在对目标的探测手段上，天基空间目标监视目前主要采用光学和微波两大技术。其中，微波雷达是一种主动空间目标探测方式，由于受卫星功率、天线技术、扫描技术及星载信号处理技术的限制，在探测距离方面仍存在较大的缺陷。天基光学监视系统以被动探测方式、技术简单成熟、载荷质量轻、具备长时间连续监测能力、还可以获取目标的几何特征，实现对目标的识别等优点占有重要地位，是目前较为可行的方式。与雷达相比，光学探测方式具有如下独特优点：
(1)从在轨平台监视天基目标，可以充分利用自然光作为信息载体；
(2)探测波长短，目标提取精度高；
(3)系统能源消耗低，易于空间应用。
天基光学空间目标监视目前虽然处于试验验证阶段，但是已经展现了其优越的探测性能。对探测所得物体进行定轨之前，需要得到物体的方位角、高度角信息。因此需要发展精密测角技术或方法。在传统的定位方法中常常只采用1颗卫星对目标进行方位测量，此时卫星的测角误差对目标的方位测量有较大的影响。
目前，我国的地基、天基探测系统都得到了快速发展，但是仍存在较低的测角精度制约定轨精度的问题。精确的测角数据对非合作目标定轨有重要意义，因此现有技术亟需一种新型的技术方案来解决这一问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：提供一种高精度天基双星交会测角测距装置及其使用方法，将两个测量装置分别由两个卫星搭载，对非合作目标同时进行测角，再将两装置测量的数据进行整合以获得较传统单星测角更高精度的数据，可实现对空间非合作目标的测角，并计算得非合作目标在J2000 地心惯性坐标系下的位置，从而为非合作目标定轨提供较为准确的初始观测数据。
为实现上述目的，本发明一种天基双星交会测角测距装置及其使用方法的具体技术方案如下：
一种高精度的天基双星交会测角方法或装置，包括两个位置不同的天基双星交会测角测距装置和两个卫星，天基双星交会测角测距装置包括大口径光学探测系统、和与大口径光学探测系统电学连接的信息处理与传输系统，大口径光学探测系统完成对目标反射的可见光线的收集；所述信息处理与传输系统完成对大口径光学探测系统获得图像信息的接收、靶面图像判读、脱靶量测量并根据脱靶量控制跟踪转台工作、将下文中提到的GPS定位系统检测到的卫星的J000坐标进行传输、完成对目标距离和J000坐标的计算并传输到地面；
卫星包括精密跟踪单元、伺服控制系统、通信系统、时统系统、GPS定位系统和总控系统，GPS定位系统与通信系统电学连接，通信系统与信息处理与传输系统电学连接，伺服控制系统与精密跟踪单元电学连接，精密跟踪单元与大口径光学探测系统电学连接，伺服控制系统与信息处理与传输系统电学连接，通信系统完成卫星与卫星间目标坐标的通信、卫星与地面的目标坐标的通信，总控系统完成对大口径光学探测系统和通信系统的控制；
总控系统与天基双星交会测角测距装置和卫星电学连接，总控系统对天基双星交会测角测距装置与卫星的各个装置进行总体控制。
进一步的，大口径光学探测系统包括同光轴串联电学连接的卡式望远光学单元和光学探测器；
卡式望远光学单元与精密跟踪单元电学连接；
光学探测器与信息处理与传输系统电学连接。
进一步的，信息处理与传输系统包括横向串联排列，并电学连接的存储单元和信息计算单元；
信息计算单元分别与伺服控制系统、通信系统和光学探测器电学连接。
进一步的，大口径光学探测系统由Thorlabs公司的EB02-05-A型号卡式望远光学单元和Thorlabs公司的DXM25CF型号光学探测器组成；
信息处理与传输系统由Intel公司的i9-10900F型号信息计算单元和3D PLUS公司的DDR4 SDRAM型号存储单元组成；
卫星由安科瑞公司的AEW110型号通信系统、司南公司的k803 lite型号 GPS定位系统、三菱公司的对MR-J4-350A型号伺服控制系统、精密跟踪单元、时统系统和总控系统组成。
本发明还提供了一种高精度天基双星交会测角测距装置的使用方法，包括以下步骤，且以下步骤顺次进行：
第一步，由地基跟踪系统、军方指挥部门等给出卫星、碎片等非合作目标的重点监视区域，确定精密跟踪范围，然后进行天基双星交汇测量得到目标的测角、距离信息。
第二步，GPS定位系统完成对卫星J000坐标的确定，卫星根据指令，在规定时间完成测量装置的开启与校准，时统系统工作使得两卫星测得数据的时间在同一标准下。在规定时间对准非合作目标，在允许测量误差时间内完成单个卫星VVLH坐标系的确定。
第三步，根据异面交会测量公式，结合两载荷的测角精度，对目标位置进行估计，根据脱靶量控制转台指向以对准目标。
第四步，将测得距离、角度、计算的坐标实时存储在信息处理与传输系统的存储单元，并通过通信系统传输到地面。
本发明的一种天基双星交会测角测距装置及其使用方法具有以下优点：
1.本发明将测量装置对非合作目标测得的角度信息与距离信息有效整合，可提高测角精度，从而可为高精度定轨提供更精确的初始数据。在短时间内提供数量更多、方位更多的测量资料，且在单星测角方位不好时，双星提供更多方位选择。
2.可矫正残余系统误差。单星的独立的系统误差在双星交会测量过程中编程随机误差，根据随机误差合成后的总标准差公式：
Figure RE-GDA0003201767880000041
ρij是相关系数。误差源中，卫星A和卫星B有关联的误差主要是共用星图造成的测角误差，目前恒星的星历精度可达0.1”以下，对测角精度的影响较小，可近似是做两星误差没有关联，所以总合成误差理论公式：
Figure RE-GDA0003201767880000042
即双星测量时系统误差会缩小到原误差的0.707倍。
3.用大口径卡式光学天线大范围搜索目标，用脱靶量控制伺服控制系统 22跟踪定向目标，可提高对目标的搜索效率。
附图说明
图1为本发明一种高精度天基双星交会测角示意图。
图2为本发明对于非合作目标的跟踪图像示意图。
图3为本发明对于非合作目标的三维空间脱靶量示意图
图4为本发明一种高精度天基双星交会测角测距装置图。
图中标记说明：1、大口径光学探测系统；11、卡式望远光学单元；12、光学探测器；2、卫星；21、精密跟踪单元；22、伺服控制系统；23、通信系统；24、时统系统；25、GPS定位系统；26、总控系统；3、信息处理与传输系统；31、信息计算单元；32、存储单元；4、待定轨道；5、非合作目标；6、J2000坐标系。
具体实施方式
为了更好地了解本发明的目的、结构及功能，下面结合附图，对本发明一种天基双星交会测角测距装置及其使用方法做进一步详细的描述。
如图1-图4所示，本发明的双星交会测量的系统误差中，单星的独立系统误差在交会测量过程中变成随机误差，可以近似认为两星误差没有关联，此时系统误差减小到原来的0.7倍。本专利采用双星交会测角，提出了一种高精度的角度距离信息探测装置及其使用方法，使得测角精度提高，以便高精度定轨。研究一种双星交会测量太空中非合作目标角度与距离信息的装置及其使用方法是本专利研究的重点。
一种高精度的天基双星交会测角测距装置，天基双星交会测角测距装置搭载在卫星2上，包括两个位置不同的天基双星交会测角测距装置和两个卫星2，两个卫星分别称为卫星A和卫星B，其中卫星A和卫星B的组成完全相同，天基双星交会测角测距装置包括大口径光学探测系统1、和与大口径光学探测系统1电学连接的信息处理与传输系统3，大口径光学探测系统1 完成对目标反射的可见光线的收集；所述信息处理与传输系统3完成对大口径光学探测系统1获得图像信息的接收、靶面图像判读、脱靶量测量并根据脱靶量控制跟踪转台工作、将下文中提到的GPS定位系统25检测到的卫星 2的J2000坐标进行传输、完成对目标距离和J2000坐标的计算并传输到地面；
卫星2包括精密跟踪单元21、伺服控制系统22、通信系统23、时统系统24、GPS定位系统25和总控系统26，GPS定位系统25与通信系统23 电学连接，通信系统23与信息处理与传输系统3电学连接，伺服控制系统 22与精密跟踪单元21电学连接，精密跟踪单元21与大口径光学探测系统1 电学连接，伺服控制系统22与信息处理与传输系统3电学连接，通信系统 23完成卫星2与卫星2间目标坐标的通信、卫星2与地面的目标坐标的通信，总控系统26完成对大口径光学探测系统1和通信系统23的控制；
总控系统26与天基双星交会测角测距装置和卫星2电学连接，总控系统26对天基双星交会测角测距装置与卫星2的各个装置进行总体控制。
在本实施方式中，大口径光学探测系统1包括同光轴串联电学连接的卡式望远光学单元11和光学探测器12；
卡式望远光学单元11与精密跟踪单元21电学连接；
光学探测器12与信息处理与传输系统3电学连接。
在本实施方式中，信息处理与传输系统3包括横向串联排列，并电学连接的存储单元32和信息计算单元31；
信息计算单元31分别与伺服控制系统22、通信系统23和光学探测器 12电学连接。
在本实施方式中，大口径光学探测系统1由Thorlabs公司的EB02-05-A 型号卡式望远光学单元11和Thorlabs公司的DXM25CF型号光学探测器12 组成；
信息处理与传输系统3由Intel公司的i9-10900F型号信息计算单元31 和3D PLUS公司的DDR4 SDRAM型号存储单元32组成；
卫星2由安科瑞公司的AEW110型号通信系统23、司南公司的k803 lite 型号GPS定位系统25、三菱公司的对MR-J4-350A型号伺服控制系统22、精密跟踪单元21、时统系统24和总控系统26组成。
如图4所示的一种高精度天基双星交会测角测距装置，包括卡式望远光学单元11、光学探测器12、信息计算单元31、存储单元32、精密跟踪单元 21、伺服控制系统22、通信系统23、时统系统24、GPS定位系统25、总控系统26。
第一步，由地基跟踪系统、军方指挥部门等给出卫星2、碎片等非合作目标的重点监视区域，确定精密跟踪范围，然后进行天基双星交汇测量得到目标的测角、距离信息。
第二步，GPS定位系统25完成对卫星2J2000坐标的确定，卫星2根据指令，在规定时间完成测量装置的开启与校准，时统系统24工作使得两卫星2测得数据的时间在同一标准下。
时统系统24的转换如下所示：
对于卫星2观测采样时刻采用的是协调世界时(UTC)，该时间系统有跳秒现象，即为了协调均匀的原子时TAI与非均匀且有变慢趋势的世界时 UT1之间的差别，可能在每年的年中或年底对UTC做一整秒的调整。TAI 与UTC之间的转换如下：从EOP网站查看具体的调整信息，到2007年1 月1日为止，其差别已达33s，因此有：
TAI＝UTC+33s
对于岁差和章动量和各种天体(包括卫星2)为止的计算则采用均匀的地球动力学时(TDT)。地球动力学时和国际原子时之间的换算公式为：
TDT＝TAI+32s.184
对于非均匀的恒星时的计算，涉及到“真正的”时刻，其时间因数是世界时(UT1)，具体由UTC到UT1的换算过程是：首先从EOP网站下载最新的EOP数据(对于距离现在超过一个月的时间，采用B报数据，对于其他时间则采用A报数据)，内插得到ΔUT，然后计算得到：
UT1＝ΔUT+UTC
在规定时间对准非合作目标，在允许测量误差时间内完成单个卫星 VVLH坐标系的确定，x轴沿着当前点的速度方向，z轴与x轴垂直指向地面，y轴的指向遵从右手坐标系；
并测量当前时刻卫星2的J2000坐标、卫星2确定在自身坐标系下参考方向与目标的夹角、另一卫星2参考方向与目标的夹角、目标在卫星2VVLH 坐标系下的方位角与俯仰角；
并测量当前时刻卫星A的J2000坐标、在卫星A的自身坐标系下目标与参考方向的夹角、目标在卫星A的VVLH坐标系下的方位角与俯仰角；当前时刻卫星B的J2000坐标、在卫星B的自身坐标系下目标与参考方向的夹角、目标在卫星B的VVLH坐标系下的方位角与俯仰角。
其中卫星2运动方程采用的坐标系统是J2000地心惯性系，即历元地心平赤道坐标系，对应于J2000.0平赤道和平春分点。地球引力位以及站坐标等量的地固坐标系(即地球坐标系)采用WGS84系统。
第三步，因为两测量装置1的指向不同，两个卫星2至同一目标的两个向量不会严格共面，因此对目标位置进行估计
在如图1所示的O-XYZ坐标系中，已知第i台伺服控制的位置坐标(xi，yi，zi)和其测量到的目标M的方位角、高度角(αi，λi)构成了空间直线 li(i＝1，2)，，理论上l1与l2应在M点相交，但受其他因素影响，l1与l2表现为异面关系
由两伺服控制所在点坐标与测量出的方位角、高度角可得OiMi的直线方程，进一步可得O1M1与O2M2的公垂线M1M2，M1M2⊥OiMi，i＝1，2。在M1M2上取一点M(x,y,z)作为对目标真实位置的一个估计。异面交会坐标计算公式如下所示：
两个测量装置分别测量出目标的J2000系下的方位角αi、高度角λi，并传给地面，以下式计算目标J2000位置
m1＝cosα1(x1-x2)+tanλ1(y1-y2)+sinα1(z1-z2)
m2＝cosα2(x2-x1)+tanλ2(y2-y1)+sinα2(z2-z1)
K＝(cos(α1-α2)+tanλ1tanλ2)2-sec2λ1sec2λ2
Figure RE-GDA0003201767880000081
Figure RE-GDA0003201767880000082
x＝p(x1+l1cosα1)+(1-p)(x2+l2cosα2)
y＝p(y1+l1tanλ1)+(1-p)(y2+l2tanλ2)
z＝p(z1+l1sinα1)+(1-p)(z2+l2sinα2)
其中：
(x1,y1,z1)是卫星A在J2000坐标系中的坐标；
(x2,y2,z2)是卫星B在J2000坐标系中的坐标；
(x,y,z)是目标在J2000地心惯性坐标系中的坐标；
(α1,λ1)是卫星A测量所得方位角、高度角；
(α2,λ2)是卫星B测量所得方位角、高度角；
p∈[0,1]，根据伺服控制系统22的测量误差适当选取，若等精度伺服控制交会，则取0.5，若不等精度交会，可按下式适当调整；
Figure RE-GDA0003201767880000091
i＝1或2，σi代表两个全站仪的测角精度；
根据以上公式，可完成目标坐标的计算。
根据信息计算单元31对被跟踪目标图像偏离十字中心的横向偏差Δα、纵向偏差Δβ进行计算，得到脱靶量，图2为本发明对于非合作目标的跟踪图像示意图，其中O是靶面原点，T是目标测量位置，其中Δα、Δβ为目标的电视脱靶量。伺服控制系统22控制精密跟踪单元21调整指向，转向目标的移动方向，从而使得两卫星2跟踪目标，能够继续进行交会测量。
本发明使用CCD面阵进行光学测量，采用双站同帧画幅技术，使得卫星2与非合作目标在遭遇过程中，同时出现在光测设备的同一视场内，卫星 2与非合作目标的图像和设备指向信息、采样时间被记录在同一帧图像内。采用两个卫星(2)获取的同帧画幅进行事后处理，经过图像判读得到ti时刻飞行器和靶标相对于第j(j＝1，2)台设备的方位角
Figure RE-GDA0003201767880000092
和俯仰角
Figure RE-GDA0003201767880000093
对光测数据进行事后处理时，需要进行焦距误差修正，在进行电视脱靶量合成过程中，通常采用量纲代替焦距，量纲是指CCD探测器单个像元对应的角度，定义LX、LY分别为方位角和俯仰角量纲，则测得的电视脱靶量转化为角度脱靶量，大口径光学探测系统1采用卡塞格林结构，跟踪目标时，信息计算单元31记录各采样时刻的目标方位角、俯仰角和图像，目标图像相对十字丝中心(即视准轴投影)的偏离量即脱靶量ΔA、ΔE：
Figure RE-GDA0003201767880000101
Figure RE-GDA0003201767880000102
其中(x,y)是目标脱离视场中心十字丝的像素数，是脱靶量，f是设备光学系统的焦距，E是目标相对于设备的高度角；
在卫星2与非合作目标遭遇的同帧画幅时间段内，目标在视场内的电视脱靶量(目标图像中心相对于光轴在探测器靶面投影中心点的偏移量)用二阶多项式拟合。
记ti时刻(i＝1,…N)的目标的X、Y方向电视脱靶量分别为x(ti)、y(ti)，假设CCD曝光时延为τ，则曝光时延的修正步骤如下：
(1)对ti时刻(i＝1，...，N)的电视脱靶量x(ti)、y(ti)分别进行二阶多项式拟合：
Figure RE-GDA0003201767880000103
Figure RE-GDA0003201767880000104
得到二阶多项式拟合系数ax、bx、cx、ay、by、cy。
(2)利用二阶多项式输出ti-τ时刻的电视脱靶量拟合值作为ti时刻的电视脱靶量值：
Figure RE-GDA0003201767880000105
Figure RE-GDA0003201767880000106
利用
Figure RE-GDA0003201767880000111
和
Figure RE-GDA0003201767880000112
根据以下公式进行角度合成，完成CCD曝光时延修正。
Figure RE-GDA0003201767880000113
Figure RE-GDA0003201767880000114
脱靶量和信息计算单元31记录的相应测量值合成即得到目标的一个方向射线，计算公式为：
A＝Ae+ΔA
E＝Ee+ΔE
A、E：目标相对测站的方位角和俯仰角；
Ae、Ee：信息计算单元31输出的方位角和俯仰角；
ΔA、ΔE：目标脱靶量值，图3为本发明对于非合作目标的三维空间脱靶量示意图，其中ΔA、ΔE为目标的三维脱靶量，S是目标实际位置，S’是测得的目标位置，ΔA是实际目标位置、测得目标位置相对卫星2的方位角之差，ΔE是实际目标位置、测得目标位置相对卫星2的高度角之差；
第四步，将测得角度、计算的坐标实时存储在信息处理与传输系统3的存储单元32，并通过通信系统23传输到地面。
可以理解，本发明是通过一些实施例进行描述的，本领域技术人员知悉的，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可以对这些特征和实施例进行各种改变或等效替换。另外，在本发明的教导下，可以对这些特征和实施例进行修改以适应具体的情况及材料而不会脱离本发明的精神和范围。因此，本发明不受此处所公开的具体实施例的限制，所有落入本申请的权利要求范围内的实施例都属于本发明所保护的范围内。

Claims (3)

1.一种高精度天基双星交会测角装置的使用方法，包括两个位置不同的天基双星交会测角装置和两个卫星(2)，天基双星交会测角装置搭载在卫星(2)上，天基双星交会测角装置包括大口径光学探测系统(1)、和与大口径光学探测系统(1)电学连接的信息处理与传输系统(3)；
卫星(2)包括精密跟踪单元(21)、伺服控制系统(22)、通信系统(23)、时统系统(24)、GPS定位系统(25)和总控系统(26)，GPS定位系统(25)与通信系统(23)电学连接，通信系统(23)与信息处理与传输系统(3)电学连接，伺服控制系统(22)与精密跟踪单元(21)电学连接，精密跟踪单元(21)与大口径光学探测系统(1)电学连接，伺服控制系统(22)与信息处理与传输系统(3)电学连接；
总控系统(26)与天基双星交会测角装置和卫星(2)电学连接，总控系统(26)对天基双星交会测角装置与卫星(2)的各个装置进行总体控制。
大口径光学探测系统(1)包括同光轴串联电学连接的卡式望远光学单元(11)和光学探测器(12)；
卡式望远光学单元(11)与精密跟踪单元(21)电学连接；
光学探测器(12)与信息处理与传输系统(3)电学连接；
信息处理与传输系统(3)包括横向串联排列，并电学连接的存储单元(32)和信息计算单元(31)；
信息计算单元(31)分别与伺服控制系统(22)、通信系统(23)和光学探测器(12)电学连接；
大口径光学探测系统(1)由Thorlabs公司的EB02-05-A型号卡式望远光学单元(11)和Thorlabs公司的DXM25CF型号光学探测器(12)组成；
信息处理与传输系统(3)由Intel公司的i9-10900F型号信息计算单元(31)和3D PLUS公司的DDR4 SDRAM型号存储单元(32)组成；
卫星(2)由安科瑞公司的AEW110型号通信系统(23)、司南公司的k803lite型号GPS定位系统(25)、三菱公司的对MR-J4-350A型号伺服控制系统(22)、精密跟踪单元(21)、时统系统(24)和总控系统(26)组成，其特征在于，该使用方法包括以下步骤，且以下步骤顺次进行：
第一步，由地基跟踪系统、军方指挥部门等给出卫星(2)、碎片等非合作目标的重点监视区域，确定精密跟踪范围，然后进行天基双星交汇测量得到目标的测角、距离信息；
第二步，GPS定位系统(25)完成对卫星(2)J2000坐标的确定，卫星(2)根据指令，在规定时间完成测量装置的开启与校准，时统系统(24)工作使得两卫星(2)测得数据的时间在同一标准下；在规定时间对准非合作目标，在允许测量误差时间内完成单个卫星VVLH坐标系的确定；
第三步，根据异面交会测量公式，结合卫星(2)A和卫星(2)B的测角精度，对目标位置进行估计，根据脱靶量控制转台指向以对准目标；
第四步，将测得距离、角度、计算的坐标实时存储在信息处理与传输系统(3)的存储单元(32)，并通过通信系统(23)传输到地面；
使用CCD面阵进行光学测量，采用双站同帧画幅技术，使得卫星(2)与非合作目标在遭遇过程中，同时出现在光测设备的同一视场内，卫星(2)与非合作目标的图像和设备指向信息、采样时间被记录在同一帧图像内；
采用卫星A和卫星B获取的同帧画幅进行事后处理，经过图像判读得到ti时刻飞行器和靶标相对于第j(j＝1，2)台设备的方位角
Figure FDA0003725653130000021
和俯仰角
Figure FDA0003725653130000022
对光测数据进行事后处理时，进行焦距误差修正，在进行电视脱靶量合成过程中，采用量纲代替焦距，定义LX、LY分别为方位角和俯仰角量纲，则测得的电视脱靶量转化为角度脱靶量，大口径光学探测系统(1)采用卡塞格林结构，跟踪目标时，信息计算单元(31)记录各采样时刻的目标方位角、俯仰角和图像，目标图像相对十字丝中心(即视准轴投影)的偏离量即脱靶量ΔA、ΔE：
Figure FDA0003725653130000031
Figure FDA0003725653130000032
其中(x,y)是目标脱离视场中心十字丝的像素数，是脱靶量，f是设备光学系统的焦距，E是目标相对于设备的高度角；
在卫星(2)与非合作目标遭遇的同帧画幅时间段内，目标在视场内的电视脱靶量用二阶多项式拟合；
记ti时刻(i＝1,…N)的目标的X、Y方向电视脱靶量分别为x(ti)、y(ti)，假设CCD曝光时延为τ，则曝光时延的修正步骤如下：
(1)对ti时刻(i＝1，...，N)的电视脱靶量x(ti)、y(ti)分别进行二阶多项式拟合：
Figure FDA0003725653130000033
Figure FDA0003725653130000034
得到二阶多项式拟合系数ax、bx、cx、ay、by、cy；
(2)利用二阶多项式输出ti-τ时刻的电视脱靶量拟合值作为ti时刻的电视脱靶量值：
Figure FDA0003725653130000035
Figure FDA0003725653130000036
利用
Figure FDA0003725653130000037
和
Figure FDA0003725653130000038
根据以下公式进行角度合成，完成CCD曝光时延修正；
Figure FDA0003725653130000039
Figure FDA00037256531300000310
脱靶量和信息计算单元(31)记录的相应测量值合成即得到目标的一个方向射线，计算公式为：
A＝Ae+ΔA
E＝Ee+ΔE
A、E：目标相对测站的方位角和俯仰角；
Ae、Ee：信息计算单元(31)输出的方位角和俯仰角；
ΔA、ΔE：目标脱靶量值。
2.根据权利要求1所述的一种高精度天基双星交会测角装置的使用方法，其特征在于，两个卫星分别称为卫星A和卫星B，其中卫星A和卫星B的组成完全相同；
所述第二步中，时统系统(24)的转换如下所示：
对于卫星(2)观测采样时刻采用的是协调世界时：
TAI＝UTC+33S
对于岁差和章动量和各种天体为止的计算则采用均匀的地球动力学时：
TDT＝TAI+32S.184
对于非均匀的恒星时的计算，涉及到“真正的”时刻，其时间因数是世界时：
UT1＝ΔUT+UTC
在规定时间对准非合作目标，在允许测量误差时间内完成单个卫星VVLH坐标系的确定，x轴沿着当前点的速度方向，z轴与x轴垂直指向地面，y轴的指向遵从右手坐标系；
并确定当前时刻卫星(2)的J2000坐标，卫星(2)确定在自身坐标系下参考方向与目标的夹角、另一卫星(2)参考方向与目标的夹角、目标在卫星VVLH坐标系下的方位角与俯仰角；
并测量当前时刻卫星A的J2000坐标、在卫星A的自身坐标系下目标与参考方向的夹角、目标在卫星A的VVLH坐标系下的方位角与俯仰角；当前时刻卫星B的J2000坐标、在卫星B的自身坐标系下目标与参考方向的夹角、目标在卫星B的VVLH坐标系下的方位角与俯仰角；
卫星(2)运动方程采用的坐标系统是J2000地心惯性系。
3.根据权利要求2所述的一种高精度天基双星交会测角装置的使用方法，其特征在于，所述第三步中异面交会坐标计算公式如下所示：
两个天基双星交会测角装置分别测量出目标的J2000系下的方位角αi、高度角λi，并传给地面，以下式计算目标J2000位置：
m1＝cosα1(x1-x2)+tanλ1(y1-y2)+sinα1(z1-z2)
m2＝cosα2(x2-x1)+tanλ2(y2-y1)+sinα2(z2-z1)
K＝(cos(α1-α2)+tanλ1tanλ2)2-sec2λ1sec2λ2
Figure FDA0003725653130000051
Figure FDA0003725653130000052
x＝p(x1+l1cosα1)+(1-p)(x2+l2cosα2)
y＝p(y1+l1tanλ1)+(1-p)(y2+l2tanλ2)
z＝p(z1+l1sinα1)+(1-p)(z2+l2sinα2)
其中：
(x1，y1，z1)是卫星A在J2000坐标系中的坐标；
(x2，y2，z2)是卫星B在J2000坐标系中的坐标；
(x，y，z)是目标在J2000地心惯性坐标系中的坐标；
(α1，λ1)是卫星A测量所得方位角、高度角；
(α2，λ2)是卫星B测量所得方位角、高度角；
p∈[0，1]，根据伺服控制系统(22)的测量误差适当选取，若等精度伺服控制交会，则取0.5，若不等精度交会，可按下式适当调整；
Figure FDA0003725653130000061
i＝1或2，σi代表两个全站仪的测角精度；
根据以上公式，可完成目标坐标的计算；
根据信息计算单元(31)对被跟踪目标图像偏离十字中心的横向偏差Δα、纵向偏差Δβ进行计算，得到脱靶量，伺服控制系统(22)控制精密跟踪单元(21)调整指向，转向目标的移动方向，从而使得卫星(2)A、卫星(2)B跟踪目标，能够继续进行交会测量。
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