CN115900548A - 空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统 - Google Patents

空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN115900548A
CN115900548A CN202211489819.XA CN202211489819A CN115900548A CN 115900548 A CN115900548 A CN 115900548A CN 202211489819 A CN202211489819 A CN 202211489819A CN 115900548 A CN115900548 A CN 115900548A
Authority
CN
China
Prior art keywords
coordinate system
laser scanning
load
scanning measuring
relative
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.)
Pending
Application number
CN202211489819.XA
Other languages
English (en)
Inventor
熊良磊
庞亚飞
周春华
贾奥男
叶子龙
尹永康
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 CN202211489819.XA priority Critical patent/CN115900548A/zh
Publication of CN115900548A publication Critical patent/CN115900548A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Landscapes

  • Length Measuring Devices By Optical Means (AREA)

Abstract

本发明提供了一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统，其主要技术特征有：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标，建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系，再通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系，将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下，最后通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系下，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。它主要解决了航天器在轨状态下，测量大尺寸空间中有效载荷相对于载荷基准的位置与姿态变化关系，可以实现载荷测量基准与有效载荷之间的坐标系统一，具有测量精度高，适用性强等优点。

Description

空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统
技术领域
本发明涉及航天器大尺寸空间载荷的在轨变形测量的技术领域，具体地，涉及空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统，尤其涉及一种大尺寸空间载荷相对位姿在轨测量实现方法。
背景技术
航天器在轨工作时受太阳照射的时间长，一天内来自太阳辐射的外热流变化十分剧烈。天线的各反射面位姿因温度的剧烈变化会发生大尺度热变形，严重影响天线系统的主波束效率，进而影响整星的在轨工作性能。为有效抑制天线变形，提升整星工作性能，卫星在轨运行阶段需要对天线反射面的相对位姿进行测量，为天线在轨调节提供依据。
航天器的大尺寸天线通常由多个反射面组成，需要测量的空间范围在3m×3m×5m以上，传统的摄影测量法、经纬仪测量法、PSD测量法等都无法满足在轨变形测量需求。专利《一种对具有平行线特征的目标空间指向测量方法》(专利号zl201711462286.5)和专利《一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法》(专利号zl201611076473.5)介绍的两种方法虽然都能解算光学敏感载荷的指向变化，但都无法同步解算载荷的位置变化，更无法对大尺寸空间载荷的相对位姿进行在轨测量；专利《大尺寸非合作目标的相对位姿测量方法》(专利号zl201410226532.7)介绍的方法虽能通过两台相机解算得到被测目标整体的位姿关系，但该方法需要近距离拍摄，视场角较小，无法满足大尺寸空间载荷对测量方法的精度要求。因此，需要提出一种技术方案以改善上述技术问题。
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空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统。
根据本发明提供的一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，所述方法包括如下步骤：
步骤S1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；
步骤S2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系；
步骤S3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；
步骤S4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；
步骤S5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。
优选地，所述步骤S1中的特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。
优选地，所述步骤S3中的两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
优选地，所述步骤S4中的将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。
优选地，所述步骤S5中的基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；所述载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
本发明还提供一种空间载荷相对位姿在轨测量实现系统，所述系统包括如下模块：
模块M1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；
模块M2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系；
模块M3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；
模块M4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；
模块M5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。
优选地，所述模块M1中的特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。
优选地，所述模块M3中的两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
优选地，所述模块M4中的将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。
优选地，所述模块M5中的基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；所述载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明采用两台激光扫描测量仪对大尺寸空间下有效载荷的相对位姿进行测量，可完整描述出航天器有效载荷相对于基准坐标系的位置和姿态变化；
2、本发明所有计算均为代数计算，最复杂的求解步骤只是对三阶矩阵求逆，具有测量精度高、计算快捷、操作简便等特点；
3、由公式推导过程可知，解算得到的有效载荷相对于基准坐标系的位姿变化关系仅与各有效载荷在测量坐标系下的旋转矩阵和平移矩阵有关，与激光扫描测量仪的自身位姿变化无关，因此当激光扫描测量仪自身位姿发生变化时，该方法仍能保持高精度，高稳定性的优点，满足航天器天线反射面对在轨测量系统的测量精度和稳定性要求。
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为本发明角反射器中心坐标解算局部坐标系描述示意图；
图2为本发明两台激光扫描测量仪通过公共点转换描述示意图；
图3为本发明载荷坐标系相对基准坐标系转换描述示意图；
图4为本发明大尺寸空间中激光扫描测量仪与有效载荷布局描述示意图；
图5为本发明坐标系转换流程图。
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。
实施例1：
根据本发明提供的一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，方法包括如下步骤：
步骤S1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。
步骤S2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系；
步骤S3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
步骤S4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。
步骤S5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系；基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
实施例2：
实施例2为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
本发明还提供一种空间载荷相对位姿在轨测量实现系统，系统包括如下模块：
模块M1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。
模块M2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系；
模块M3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
模块M4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。
模块M5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系；基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
实施例3：
实施例3为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
针对现有技术中的不足，本发明的目的是提供一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统，解决了当航天器搭载多个大型天线反射面时，对天线反射面相对基准的位姿变化的高精度测量需求。其主要技术特征有：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标，建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系，再通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系，将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下，最后通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系下，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。
本发明提供了一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标，建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系，再通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系，将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下，最后通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系下，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。
使用两台激光扫描测量仪是因为在大尺寸空间中，单台激光扫描测量仪视场角有限，无法涵盖所有的有效载荷，需要利用两台激光扫描测量仪对所有的有效载荷进行测量。特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，可以推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准，该基准不能是激光扫描测量仪本身；所述的载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系，是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
有效载荷的局部坐标系定义：
有效载荷局部坐标系通过激光扫描测量仪测量4个角反射器的三维坐标，再通过右手定则确定坐标轴方向，示意图如图1所示。A、B、C、D为反射面上布置的4个角反射器，通过激光扫描测量仪可以测量得到A、B、C、D的三维坐标，以4个测量点的中心点作为代表目标位置的特征点J，因此中心点J相对于激光扫描测量仪坐标系的三维坐标为：
Figure BDA0003964473680000061
以中心点J为原点，按照右手定则，进一步解算有效载荷的坐标系定义为：
Z'＝f(A(x,y,z),B(x,y,z),C(x,y,z),D(x,y,z))
X'＝B(x,y,z)-A(x,y,z)
Y'＝X'×Z'
其中：
Figure BDA0003964473680000062
再通过归一化处理：
Figure BDA0003964473680000063
最终得到有效载荷在激光扫描测量仪下的局部坐标系J-XYZ。任意两个坐标系可通过一个旋转矩阵R和一个平移矩阵T进行转换，局部坐标系相对于激光扫描测量仪坐标系的旋转矩阵R和平移矩阵T可表示为：
Figure BDA0003964473680000071
其中：
Figure BDA0003964473680000072
激光扫描测量仪的坐标系统一：
由于单台激光扫描测量仪的视场角有限，当测量大尺寸空间中多个有效载荷的相对位姿关系时不能满足测量需求，因此需要通过两台激光扫描测量仪进行测量，此时需要对两台激光扫描仪的测量坐标系进行统一，示意图如图2所示。图中
Figure BDA0003964473680000073
和
Figure BDA0003964473680000074
分别为为激光扫描测量仪的测量坐标系HJ1和HJ2到公共基准坐标系HJ的旋转矩阵，
Figure BDA0003964473680000075
和
Figure BDA0003964473680000076
分别为激光扫描测量仪的测量坐标系HJ1和HJ2到公共基准坐标系HJ的平移矩阵。
在世界坐标系下，设激光扫描测量仪1的测量坐标系为HJ1，激光扫描测量仪2的测量坐标系为HJ2，公共基准坐标系为HJ。由图2所示的姿态关系可得：
Figure BDA0003964473680000077
Figure BDA0003964473680000078
其中，
Figure BDA0003964473680000079
为激光扫描测量仪1的测量坐标系HJ1到公共基准坐标系HJ的旋转矩阵；
Figure BDA00039644736800000710
为激光扫描测量仪2的测量坐标系HJ2到公共基准坐标系HJ的旋转矩阵；
因此，激光扫描测量仪2的测量坐标系HJ2相对于激光扫描测量仪1的测量坐标系HJ1的旋转矩阵
Figure BDA00039644736800000711
可表示为：
Figure BDA00039644736800000712
平移矩阵
Figure BDA00039644736800000713
可表示为：
Figure BDA00039644736800000714
航天器基准坐标系下描述：
HB为航天器的基准坐标系，其与激光扫描测量仪1的测量坐标系和反射面1局部坐标系的相对位姿关系如图3所示。此时的航天器的基准坐标系HB和反射面1局部坐标系HF1是在激光扫描测量仪1的测量坐标系HJ1下描述的，将反射面1局部坐标系HF1转换到航天器基准坐标系HB的旋转矩阵计算方法为：
Figure BDA00039644736800000815
解得：
Figure BDA0003964473680000081
因此，反射面1局部坐标系HF1相对于航天器基准坐标系HB的旋转矩阵
Figure BDA0003964473680000082
可表示为：
Figure BDA0003964473680000083
平移矩阵可表示为：
Figure BDA0003964473680000084
具体算法描述如下：
航天器上有效载荷为3个反射面和一个有效载荷基准，分别采用两台激光扫描测量仪测量有效载荷的位姿矢量，HJi为第i个激光扫描测量仪的测量坐标系(i＝1，2)，HJ为公共基准坐标系，HFj为第j个有效载荷局部坐标系(j＝1，2，3)，HB为航天器载荷的基准坐标系，各坐标系的位置关系如图4所示。
(1)在激光扫描测量仪1的测量坐标系下可测量得到的参量有：
测量坐标系到有效载荷1局部坐标系的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA0003964473680000085
测量坐标系到载荷基准局部坐标系的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA0003964473680000086
测量坐标系到公共基准局部坐标系的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA0003964473680000087
(2)在激光扫描测量仪2的测量坐标系下可测量得到的参量有：
测量坐标系到有效载荷2局部坐标系的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA0003964473680000088
测量坐标系到有效载荷3局部坐标系的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA0003964473680000089
测量坐标系到公共基准局部坐标系的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA00039644736800000810
(3)将所有测量坐标系统一到激光扫描测量1的测量坐标系下：
激光扫描测量仪1的测量坐标系到激光扫描测量仪2的测量坐标系的旋转矩阵
Figure BDA00039644736800000811
和平移矩阵
Figure BDA00039644736800000812
为：
Figure BDA00039644736800000813
Figure BDA00039644736800000814
激光扫描测量仪1的测量坐标系到有效载荷2局部坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0003964473680000091
和平移矩阵
Figure BDA0003964473680000092
为：
Figure BDA0003964473680000093
Figure BDA0003964473680000094
激光扫描测量仪1的测量坐标系到有效载荷3局部坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0003964473680000095
和平移矩阵
Figure BDA0003964473680000096
为：
Figure BDA0003964473680000097
Figure BDA0003964473680000098
(4)将所有有效载荷局部坐标系统一到航天器基准坐标系下：
基准坐标系到有效载荷1局部坐标系的旋转矩阵
Figure BDA0003964473680000099
和平移矩阵
Figure BDA00039644736800000910
为：
Figure BDA00039644736800000911
Figure BDA00039644736800000912
基准坐标系到有效载荷2局部坐标系的旋转矩阵
Figure BDA00039644736800000913
和平移矩阵
Figure BDA00039644736800000914
为：
Figure BDA00039644736800000915
Figure BDA00039644736800000916
基准坐标系到有效载荷3局部坐标系的旋转矩阵
Figure BDA00039644736800000917
和平移矩阵
Figure BDA00039644736800000918
为：
Figure BDA00039644736800000919
Figure BDA00039644736800000920
本发明提供的一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法包括如下步骤：
步骤1：建立激光扫描测量仪测量系统，定义激光扫描测量仪的测量坐标系HJi(i＝1，2)，通过两台激光扫描测量仪在短时间内测量角反射器中心处的三维坐标；通过角反射器的中心坐标建立有效载荷局部坐标系HFi(j＝1，2，3)、公共基准坐标系HJ和航天器载荷的基准坐标系HB。
步骤2：获得激光扫描测量仪1的测量坐标系下，有效载荷1、有效载荷基准和公共基准的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA00039644736800000921
激光扫描测量仪2的测量坐标系下，有效载荷2、有效载荷3和公共基准的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA00039644736800000922
Figure BDA0003964473680000101
步骤3：将激光扫描测量仪2下有效载荷和公共基准的坐标系转换到激光扫描测量仪1下，即计算激光扫描测量仪1到有效载荷2、有效载荷3和公共基准的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA0003964473680000102
步骤4：将有效载荷1、2、3的局部坐标系统一到公共基准坐标系下，即计算有效载荷基准到有效载荷1、2、3的旋转矩阵和平移矩阵：
Figure BDA0003964473680000103
步骤5：通过上述步骤即可得到有效载荷相对有效载荷基准的位置和姿态，通过设置时间间隔，重复上述步骤即可得到有效载荷相对有效载荷基准的位置和姿态变化量，为后续调节提供数据输入。
本发明还提供一种空间载荷相对位姿在轨测量实现系统，所述系统包括如下模块：
模块M1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。
模块M2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系。
模块M3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
模块M4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。
模块M5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系；基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；所述载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
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 (10)

1.一种空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤S1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；
步骤S2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系；
步骤S3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；
步骤S4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；
步骤S5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。
2.根据权利要求1所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述步骤S1中的特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。
3.根据权利要求1所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述步骤S3中的两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
4.根据权利要求1所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述步骤S4中的将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。
5.根据权利要求1所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现方法，其特征在于，所述步骤S5中的基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；所述载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
6.一种空间载荷相对位姿在轨测量实现系统，其特征在于，所述系统包括如下模块：
模块M1：使用两台激光扫描测量仪分别测量多个特征点处的角反射器中心三维坐标；
模块M2：建立相对于两台激光扫描测量仪的局部坐标系；
模块M3：通过公共基准点得到两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系；
模块M4：将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系；
模块M5：通过旋转矩阵和平移矩阵将所有坐标系统一到基准坐标系，得到载荷基准与有效载荷之间的位置和姿态变化关系。
7.根据权利要求6所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现系统，其特征在于，所述模块M1中的特征点处的角反射器是指每个有效载荷上布置有4个角反射器，通过4个角反射器中心点的三维坐标，推导出有效载荷在激光扫描测量仪坐标系下的局部坐标系表示。
8.根据权利要求6所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现系统，其特征在于，所述模块M3中的两台激光扫描测量仪之间的相对位姿关系是通过同时对公共基准点处的角反射器测量，建立两个公共基准点的局部坐标系，再通过两个局部坐标系得到两台激光扫描测量仪之间的位姿关系。
9.根据权利要求6所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现系统，其特征在于，所述模块M4中的将所有局部坐标系统一到任意一台激光扫描测量仪坐标系下是将所有的有效载荷坐标系通过两台激光扫描仪之间的相对位姿关系统一到同一坐标系下。
10.根据权利要求6所述的空间载荷相对位姿在轨测量实现系统，其特征在于，所述模块M5中的基准坐标系是指在轨测量中所有有效载荷位姿变化的参考基准；所述载荷基准与有效载荷之间的相对位姿关系是通过同一坐标系下推导出各有效载荷和基准之间的位置矢量和旋转矢量，再通过矢量变换得到有效载荷相对于基准坐标系的位置与姿态变化。
CN202211489819.XA 2022-11-25 2022-11-25 空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统 Pending CN115900548A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211489819.XA CN115900548A (zh) 2022-11-25 2022-11-25 空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211489819.XA CN115900548A (zh) 2022-11-25 2022-11-25 空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115900548A true CN115900548A (zh) 2023-04-04

Family

ID=86480182

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211489819.XA Pending CN115900548A (zh) 2022-11-25 2022-11-25 空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115900548A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Agrawal et al. On the global optimum path planning for redundant space manipulators
CN108759798B (zh) 一种高精度航天器精度测量的实现方法
CN109781060B (zh) 星载点波束天线对地指向精度评估方法
CN109781059B (zh) 星载点波束天线对地指向精度评估系统
CN114611362A (zh) 一种大型器械工作面的安装调试方法、电子装置及介质
Balmer et al. Elastoplastic and creep analysis with the ASKA program system
CN115900548A (zh) 空间载荷相对位姿在轨测量实现方法及系统
CN112329202B (zh) 一种火星车对环绕器天线指向算法的优化实现方法
CN111611742B (zh) 平面变形绝对-相对欧拉角计算方法及系统
CN110427686B (zh) 一种考虑约束条件的大刚体位移参量计算方法
Modi et al. An approach to dynamics and control of orbiting flexible structures
CN112928426B (zh) 大型可展开卫星天线型面精度在轨主动控制装置及方法
CN110532618B (zh) 一种基于约束最优化方法的大刚体位移参量计算方法
CN110414133B (zh) 一种非线性大刚体位移参量求解方法
CN112364542B (zh) 一种多自由度太阳电池阵模态特性数据确定方法
Collins et al. Accuracy analysis and validation of the Mars Science Laboratory (MSL) robotic arm
CN112666988A (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
Ligang et al. Design of a High-precision and Multi-degree-of-freedom Automatic Attitude Adjustment System
Yu et al. On-board real-time path planning design for large-scale 7-DOF space manipulator
CN114707380B (zh) 一种亚毫米波望远镜主反射面促动器调整和精度计算方法
Wu et al. Pointing error analysis of star sensor on geo satellite
Xue et al. Analysis on calculating process of mechanical precision of devices on satellite
CN111781939A (zh) 基于航天器三超相互制约与耦合的姿态控制方法及系统
Bychkov et al. Synthesis of a combined system for precise stabilization of the Spektr UF observatory. I
CN118260917A (zh) 太阳观测卫星结构热形变在轨测量方法及系统

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