一种在轨测定充气式太阳翼展开姿态到位的方法与流程

本发明涉及在轨测试充气式太阳翼领域，更具体地，涉及一种在轨测定充气式太阳翼展开姿态到位的方法。

背景技术：

充气式太阳翼是一种新型的卫星太阳能供电装置，相比传统的刚性太阳翼，充气式太阳翼的翼展面积可以做到更大，以满足卫星更高功耗的需求。充气式太阳翼在地面抽取真空后可进行折叠，其折叠后的初始体积相比传统刚性太阳翼更小，重量更轻，是卫星理想的太阳能供电装置。

虽然充气式太阳翼有诸多的优点，但目前充气式太阳翼的在轨工程应用仍面临巨大的挑战，相比传统的刚性太阳翼机械式展开方式，充气式太阳翼展开过程时变性更强，且需要一定的时间进行在轨刚化，以确保其结构刚度满足基本的设计要求。而充气式太阳翼进行刚化前，需要确保其在轨展开姿态符合设计要求并保持姿态稳定，目前采用星载相机对充气式太阳翼的展开过程进行监控，但这种监控充气式太阳翼展开姿态并判断其姿态稳定的方式具有很大的弊端，充气式太阳翼表面极易反射光线，当光线较强时，由于相机感光元件动态范围的限制，镜头画面将出现曝光过度“死白”的现象，无法对太阳翼的展开姿态进行正确判断。另一方面，对于z型折叠充气式太阳翼来说，星载相机无法对充气式太阳翼的展开线性度进行标定，继而无法对太阳翼远端的展开角度进行跟踪，一旦对展开角度判断错误且进行了误刚化，将大大降低太阳能的转化效率，会对卫星执行任务造成严重影响。

技术实现要素：

本发明提供一种在轨测定充气式太阳翼展开姿态到位的方法，只需读取粘贴在太阳翼表面测试点的传感器的位置坐标，即可在轨测定充气式太阳翼展开的实时姿态，通过对比展开到位状态测试点位置的理想设计值，采用平方误差分析方法，测定充气式太阳翼姿态是否满足展开到位要求。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明提供一种在轨测定充气式太阳翼展开姿态到位的方法，包括以下步骤：

s101：在卫星本体上建立测试点的基准坐标系；

s103：确定充气式太阳翼测试点，在测试点设置传感器并进行分组编号，测试点记作mij(i,j＝1,2,3…n)，i表示测试点的分组号，j为测试点所在组中的序号；

s105：确定测试点传感器在充气式太阳翼理想展开姿态下的位置坐标值，记作[x0ijy0ijz0ij]；

s107：测定充气式太阳翼在轨展开姿态下测试点处传感器的位置坐标，记作[x1ijy1ijz1ij]；

s109：采用平方误差分析方法，测定各组测试点传感器位置处x，y，z轴的姿态稳定度，判定充气式太阳翼是否展开到位，展开到位则进行在轨刚化，展开不到位则返回步骤s107直至展开到位。

在一个具体实施例中，所述测试点要确保能够描述充气式太阳翼的展开姿态。

在一个具体实施例中，所述各组测试点传感器位置处x，y，z轴的姿态稳定度均不小于90％，且在轨测定过程中保持时长超过30s时，判定充气式太阳翼展开到位。

在一个具体实施例中，所述测试点的基准坐标系与卫星本体机械坐标系一致。

在一个具体实施例中，所述采用平方误差分析方法，测定各组测试点传感器位置处x、y和z轴的姿态稳定度为：

其中，和表示充气式太阳翼在轨展开姿态下，所述测试点的x轴、y轴和z轴坐标的平均值，n为每组测试点的数量。

在一个具体实施例中，所述充气式太阳翼包括充气管和基板。

本发明的有益效果如下：

克服现有星载相机对充气式太阳翼展开姿态监控技术方案的不足，采用传感器定位的方式，提供一种在轨测定充气式太阳翼展开姿态到位的技术方案。通过该方案只需读取粘贴在太阳翼表面测试点的传感器的位置坐标，即可在轨测定充气式太阳翼展开的实时姿态，通过对比展开到位状态测试点位置的理想设计值，采用平方误差分析方法，测定充气式太阳翼姿态是否满足展开到位要求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出本发明一个实施例一种在轨测定充气式太阳翼展开姿态到位的方法流程图。

图2示出本发明一个实施例卫星搭载z型折叠充气式太阳翼折叠状态示意图。

图3示出本发明一个实施例卫星搭载z型折叠充气式太阳翼展开状态示意图。

具体实施方式

为使本发明的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。

本发明的一个实施例提供了一种在轨测定充气式太阳翼展开姿态到位的方法，如图1所示，包括以下步骤：

s101：在卫星本体上建立测试点的基准坐标系；

s103：确定充气式太阳翼测试点，在测试点设置传感器并进行分组编号，测试点记作mij(i,j＝1,2,3…n)，i表示测试点的分组号，j为测试点所在组中的序号；

s105：确定测试点传感器在充气式太阳翼理想展开姿态下的位置坐标值，记作[x0ijy0ijz0ij]；

s107：测定充气式太阳翼在轨展开姿态下测试点处传感器的位置坐标，记作[x1ijy1ijz1ij]；

s109：采用平方误差分析方法，测定各组测试点传感器位置处x，y，z轴的姿态稳定度，判定充气式太阳翼是否展开到位，展开到位则进行在轨刚化，展开不到位则返回步骤s107直至展开到位。

在一个具体实施例中，所述测试点要确保能够描述充气式太阳翼的展开姿态。

在一个具体实施例中，所述各组测试点传感器位置处x，y，z轴的姿态稳定度均不小于90％，且在轨测定过程中保持时长超过30s时，判定充气式太阳翼展开到位。

在一个具体实施例中，所述测试点的基准坐标系与卫星本体机械坐标系一致。

在一个具体实施例中，所述采用平方误差分析方法，测定各组测试点传感器位置处x、y和z轴的姿态稳定度为：

其中，和表示充气式太阳翼在轨展开姿态下，所述测试点的x轴、y轴和z轴坐标的平均值，n为每组测试点的数量。

在一个具体实施例中，所述充气式太阳翼包括充气管和基板。

为使得本发明的内容更加容易理解，下面结合z型折叠充气式太阳翼实施例对本发明的内容进一步说明。

如图2和图3所示，实施例充气式太阳翼由充气管和基板组成，实施例太阳翼为三折充气式太阳翼，所述实施例太阳翼测试点基准坐标系与卫星本体机械坐标系一致。

实施例中i号太阳翼沿基准坐标系的y轴方向设置两组测试点，每组包含6个测试点，在测试点的位置布置传感器，第一组测试点记作m11,m12,m13,m14,m15,m16，第二组测试点记作m21,m22,m23,m24,m25,m26，这些测试点的位置能够反映所述实例太阳翼的展开姿态。所述实例i号太阳翼理想展开状态下，第一组测试点中的m11测试点在所述基准坐标下系下的三维位置坐标记作[x011y011z011]，同理第一组测试点中的m12,m13,m14,m15,m16测试点在所述基准坐标系下的三维位置坐标分别记作[x012y012z012]，[x013y013z013]，[x014y014z014]，[x015y015z015]，[x016y016z016]。同理，在所述实例i号太阳翼理想展开状态下，第二组测试点中的m21,m22,m23,m24,m25,m26测试点在所述基准坐标系下的三维位置坐标分别记作[x021y021z021]，[x022y022z022]，[x023y023z023]，[x024y024z024]，[x025y025z025]，[x026y026z026]。所述实例i号太阳翼在轨展开过程中，第一组测试点中的m11,m12,m13,m14,m15,m16测试点在所述基准坐标系下的三维位置坐标分别记作[x111y111z111]，[x112y112z112]，[x113y113z113]，[x114y114z114]，[x115y115z115]，[x116y116z116]，第二组测试点中的m21,m22,m23,m24,m25,m26测试点在所述基准坐标系下的三维位置坐标分别记作[x121y121z121]，[x122y122z122]，[x123y123z123]，[x124y124z124]，[x125y125z125]，[x126y126z126]。采用平法误差分析方法，分别对所述第一组测试点的x轴、y轴、z轴姿态线性度进行计算，记作式中x01j、y01j、z01j是在所述实例i号太阳翼理想展开状态下，第一组测试点中的m1j测点的x轴、y轴、z轴坐标，j表示测点在组中的序号，所述实例中j的编号依次为1,2,3,4,5,6。式中x11j、y11j、z11j是所述实例i号太阳翼在轨展开状态下，第一组测试点中的m1j测点的x轴、y轴、z轴坐标，j表示测点在组中的序号，所述实例中j的编号依次为1,2,3,4,5,6。式中是所述实例i号太阳翼在轨展开状态下，第一组测试点中的m1j测点的x轴、y轴、z轴坐标的平均值，可以表示为j表示测点在组中的序号，所述实例中j的编号依次为1,2,3,4,5,6。

同理，第二组测试点的x轴、y轴、z轴姿态线性度进行计算，记作

计算的r1x²、r1y²、r1x²、r2x²、r2y²、r2z²均不小于90％，且在轨测试过程中保持时常超过30s，则可以判定充气式太阳翼展开到位，进而可以进行在轨刚化工作。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。