卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法
【专利摘要】一种卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，包括：将卫星处于固支状态，该状态记为“状态一”；两台基准经纬仪分别准直卫星基准棱镜；两台基准经纬仪进行互瞄；两台单机经纬仪分别准直单机棱镜的两个被测面；两台单机经纬仪分别与基准经纬仪进行互瞄；通过计算获得单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示；将卫星相对于原状态倒置180°，该状态记为“状态二”；重复以上步骤；通过计算获得单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示；对“状态一”、“状态二”测量得到的空间矢量进行矢量求和。该方法在理论上可基本消除重力因素的影响，获得比常规测量方法更准确的卫星在轨零重力状态的单机安装精度。
【专利说明】卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及卫星测量【技术领域】，具体的说，涉及一种卫星模拟零重力状态单机指 向精度测量方法。
【背景技术】
[0002] 随着高轨、高分辨率遥感卫星的研制，对星上单机的指向精度提出了更高的安装 和测量要求。而目前地面精度测量均在重力环境下进行，由于卫星结构自重及星载单机重 力的影响，地面重力环境下测得的单机安装精度相对于卫星在轨零重力状态的差异会达到 角分级。
[0003] 为了在一定程度上克服重力因素的影响，目前卫星研制过程中一般均以空载状态 (即只存在星体结构和被测单机）精度测量的结果作为安装精度的考核依据，主要原因是 相对于满载状态（卫星所有配套产品均安装到位），空载状态的结构变形更接近于卫星在 轨状态，但空载精测结果存在以下问题：
[0004] (1)未考虑结构自身重力变形引起的安装精度变化；
[0005] (2)未考虑装配应力引起的安装精度变化。
[0006] 其中装配应力包括两部分：一部分为壳体装配阶段产生的结构装配应力，这部分 应力一般会在经历一次振动试验后重新分配，从而导致结构精度发生变化；另一部分为卫 星总装阶段产生的单机装配应力，也会导致结构精度发生变化。由这些装配应力引起的结 构变形在卫星失重状态下是无法恢复的。
【发明内容】
[0007] 针对上述现有精度测量技术中存在的问题，本发明提供一种卫星模拟零重力状态 单机指向精度测量方法，克服卫星常规精度测量方法得到的测量结果受重力因素影响较大 的不足，在理论上可基本消除重力因素的影响，获得比常规测量方法更准确的卫星在轨零 重力状态的单机安装精度。
[0008] 为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
[0009] -种卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，包括如下步骤：
[0010] (1)将卫星处于固支状态，该状态记为"状态一"；
[0011] (2)两台基准经纬仪分别准直卫星基准棱镜；
[0012] (3)两台基准经纬仪进行互瞄；
[0013] (4)两台单机经纬仪分别准直单机棱镜的两个被测面；
[0014] (5)两台单机经纬仪分别与基准经纬仪进行互瞄；
[0015] (6)通过计算获得在"状态一"下单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表 示为[Xi Yi Zi];
[0016] (7)将卫星相对于原状态倒置180°，该状态记为"状态二"；
[0017] (8)重复步骤⑵?（5);
[0018] (9)通过计算获得在"状态二"下单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表 示为'[文2 t2之2];
[0019] (10)对"状态一"、"状态二"测量得到的空间矢量进行合成计算得到零重力状态下 单机指向精度为[文0歹0之0]。
[0020] 所述步骤（10)是利用线弹性结构在± Ig重力场作用下其变形量大小相等、方向 相反的原理，通过两次测量分别得到± Ig重力场作用下单机的指向精度，然后对测量结果 进行合成计算得到零重力状态单机指向精度。
[0021] 所述"状态一"定义为卫星结构受到"+lg"重力场作用，"状态二"相对于"状态一" 倒置180°，定义为卫星结构受到"_lg"重力场作用。
[0022] 本发明利用线弹性结构在± Ig重力场作用下变形具有对称性的特性，获得更接 近于在轨零重力状态的精测数据。通过两次测量分别得到± Ig重力场作用下单机的指向 精度，然后对测量结果进行矢量求和计算得到卫星零重力状态单机指向精度。
[0023] 为了分别获得卫星在±lg重力场作用下单机的指向精度，需要建立两种测量状 态，在这两种状态中卫星各组成部件在重力场作用下产生的变形相对于同一个基准坐标系 具有对称性。在工程上可通过将卫星整体倒置来实现两种状态的测量。
[0024] 在进行每一种状态测量时首先通过两台基准经纬仪建立测量基准坐标系；其次通 过单机经纬仪对单机棱镜被测面进行准直测量；然后将单机经纬仪与基准经纬仪进行互 瞄，将被测单机的位置信息传递至基准坐标系；最后通过计算得到单机X、Y、Z三个方向在 基准坐标系下的矢量表示。
[0025] 在获得两种状态下单机指向矢量在同一基准坐标系下的表达形式后，通过矢量求 和计算得到卫星零重力状态的单机指向精度。
[0026] 本发明提供的卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法相对于传统测量方法 可以有效消除重力因素的影响，且实施过程简单易行，不需要增加其他额外的测量及工装 设备。能满足卫星高精度测量的要求，具有一定的工程应用价值。
【专利附图】
【附图说明】
[0027] 图1是本发明所提供测量方法的实施流程图。
【具体实施方式】
[0028] 下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例以本发明技术方案为前提进行实 施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
[0029] 图1为本发明的实施流程，具体步骤如下：
[0030] (1)将卫星处于固支状态，该状态记为"状态一"；
[0031] 具体地，可将卫星通过停放工装放置在两轴转台上，并用紧固件拧紧固支，应确保 在测量过程中卫星处于稳定状态，不出现整体移动。
[0032] (2)两台基准经纬仪分别准直卫星基准棱镜；
[0033] 具体地，作为卫星测量基准的基准棱镜应确保在测量过程中自身不产生变形，两 台基准经纬仪分别对两个基准面进行准直测量。
[0034] (3)两台基准经纬仪进行互瞄；
[0035] (4)两台单机经纬仪分别准直单机棱镜的两个被测面；
[0036] (5)两台单机经纬仪分别与基准经纬仪进行互瞄；
[0037] (6)通过计算获得"状态一"单机指向轴在基准坐标系下的矢量表示；
[0038] 具体地，定义C^-XAZj为卫星基准坐标系，"状态一"单机三个轴在基准坐标系下 的表示如下：
[0039] X 轴，X1 = [XXJ1，XYJ1，XZJ1]
[0040] Y 轴，Y1 = [YXjl，YYjl，YZJ1]
[0041] Z Z1 = [ZXjl, ZYjl, Zzjl]
[0042] (7)将卫星相对于原状态倒置180°，该状态记为"状态二"；
[0043] 具体地，应将卫星绕与重力方向垂直的轴转动180°，确保两种状态下卫星各组成 部件在重力场作用下产生的变形相对于同一个基准坐标系具有对称性。
[0044] ⑶重复步骤⑵?⑶；
[0045] (9)通过计算获得"状态二"单机指向轴在基准坐标系下的矢量表示；
[0046] 具体地，定义C^-XAZj为卫星基准坐标系，"状态二"单机三个轴在基准坐标系下 的表示如下：
[0047] X 轴，X2 = [X xj2, XYJ2, Xzj2]
[0048] Y 轴，Y2 = [Y XJ2, YYJ2, Yzj2]
[0049] Z 轴，Z2 = [Z Xj2, ZYj2, Zzj2]
[0050] (10)对"状态一"、"状态二"测量得到的空间矢量进行合成计算。
[0051] 具体地，通过矢量求和计算得到零重力状态下单机指向精度，"零重力状态"单机 三个轴在基准坐标系下的表示如下：
[0052] X 轴，X0 = [Xxjl+Xxj2, Xyjx+Xyj^J Xzj^Xzj2]
[0053] Y 轴，Y。= [YXjl+YXj2, YYjl+YYj2, YZjl+YZj2]
[0054] Z 轴，Z〇 - [Zxj-^ZxJ2, Zyjx+Zyj^j Zzj-^Z2J2] 〇
【权利要求】
1. 一种卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，其特征在于，包括如下步骤： (1) 将卫星处于固支状态，该状态记为状态一； (2) 两台基准经纬仪分别准直卫星基准棱镜； (3) 两台基准经纬仪进行互瞄； (4) 两台单机经纬仪分别准直单机棱镜的两个被测面； (5) 两台单机经纬仪分别与基准经纬仪进行互瞄； (6) 通过计算获得在状态一下单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示为 [Xi Yi Zi]; (7) 将卫星相对于原状态倒置180°，该状态记为状态二； (8) 重复步骤⑵?（5); (9) 通过计算获得在状态二下单机X、Y、Z三个方向在基准坐标系下的矢量表示为 [X2 Yi Z2]; (10) 对状态一、状态二测量得到的空间矢量进行合成计算得到零重力状态下单机指向 精度为[文〇 fo之〇]。
2. 根据权利要求1所述的卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，其特征在于， 所述步骤（10)是利用线弹性结构在±lg重力场作用下其变形量大小相等、方向相反的原 理，通过两次测量分别得到± Ig重力场作用下单机的指向精度，然后对测量结果进行合成 计算得到零重力状态单机指向精度。
3. 根据权利要求2所述的卫星模拟零重力状态单机指向精度测量方法，其特征在于， 所述状态一为卫星结构受到+Ig重力场作用，状态二相对于状态一倒置180°，为卫星结构 受到-Ig重力场作用。
【文档编号】G01C1/00GK104344804SQ201410572358
【公开日】2015年2月11日 申请日期:2014年10月23日 优先权日:2014年10月23日
【发明者】陶炯鸣, 周徐斌, 苏若斌, 孔祥森, 赵川, 胡梦遥 申请人:上海卫星工程研究所