卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法与流程

本发明涉及卫星星上有效载荷成像技术领域，具体地，涉及卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法。

背景技术：

近年来，随着高分辨率、高精度成像卫星的快速发展，星上有效载荷成像能力迅速增强的同时，对有效载荷指向精度要求也日渐提高，随之对卫星结构和星上载荷安装结构的精度和尺寸稳定性的要求也越来越高。

而在卫星全寿命周期中，卫星结构和有效载荷安装结构要经历各种各样的环境条件考验，如伴随着加工装配过程产生的内部残余应力及其重分配和释放、力学环境试验的考核、转运发射过程产生的外部过载、在轨服役过程经历的轨道热环境交变等。这些环境条件都会在一定程度上引起卫星结构和星上载荷安装结构变形，引起星上高精度遥感成像载荷结构及其安装结构发生变形，导致星上有效载荷敏感部件的指向发生变化，进而影响星载仪器的性能。因此，为保证有效载荷的正常工作和卫星性能指标的实现，必须开展卫星结构在轨精度和尺寸稳定性方面的研究，以高精度载荷安装结构在轨变形指向为研究对象，为了验证全寿命周期中结构精度和稳定性的保持能力，需要针对卫星结构和有效载荷安装结构进行变形引起的指向精度分析，研究获取结构变形对星上诸如姿态敏感器件和重要载荷指向的影响及其相互关系，评估结构变形对卫星敏感部件的性能影响，进而将其用于卫星在轨姿态校正和成像修正等。精确获取结构在轨变形对姿态敏感器指向和高精度载荷指向之间的关系，评估并降低结构在轨变形对星载高精度载荷性能的影响，以满足新一代高分辨率遥感卫星有效载荷高成像分辨率、成像精度和姿态稳定度的研制要求。

典型的遥感成像卫星主要载荷通常有光学载荷(如光学型姿态敏感器)和大型微波阵面载荷。这两类载荷因其工作原理不同，使得结构变形对载荷敏感部件指向精度的影响机理和分析方法也不尽相同。

当前，针对光学载荷安装结构变形对载荷指向影响的评估主要是利用安装界面上棱镜的法向角地面测量结果进行，而针对大型微波阵面载荷安装结构变形对载荷指向影响的评估主要利用载荷阵面或安装界面面形特征地面测量结果进行。虽然利用上述方法可以实现对星上结构变形引起的指向变化进行评估，但是仍存在着一些严重不足，主要有：

1)星上结构机械特征测量得到的是少量的面形离散数据或棱镜面法向角，而实际指向评估则需要包含方位信息的面形指向方位角和姿态参数形式的矢量角矩阵等，地面测量结果无法直接表征变形引起的指向变化；

2)地面试验条件下无法充分模拟在轨服役期间的轨道环境，因此，采用上述方法进行指向精度评估，也无法直接应用于在轨条件下指向精度评估；

3)上述方法分别仅能应用于配置光学载荷的结构或配置微波阵面载荷的结构，无法适应配置多种类型载荷的结构，且不同类型载荷的安装结构存在相互参照和耦合影响的情况；

在具体使用过程中，上述方法通常涉及较多的人工干预和针对特定目标的定制模式，不具有通用数据处理和解算能力。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法。

根据本发明提供的卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法，包括如下步骤：

步骤1：建立卫星主基准和星上载荷自基准的参照关系，所述主基准是指卫星本体布局坐标系，所述自基准是星上载荷机械结构与卫星的相对位置基准；

步骤2：分别针对单体型光学高精度载荷和阵面型微波载荷提取载荷结构变形数据；并以离散点云数据的形式表示，其中：对于单体型光学高精度载荷，提取对象为载荷的机械安装面，对于阵面型微波载荷，提取对象为载荷的机械阵面；

需要指出的是：阵面型微波载荷安装在星体上，本文阐述的是星体变形对阵面指向的影响；

步骤3：提取变形分析区域的平面特征和平面参数，根据平面特征和平面参数建立结构变形引起的载荷之间耦合指向变化的分析模型；本步骤主要提取单体型光学载荷机械安装平面参数和阵面型微波载荷机械阵面参数，建立卫星主基准条件下的载荷坐标系。

步骤4：对因结构变形引起的指向变化进行解算，通过欧拉变换和面形指向方位角求解，获得耦合指向精度评估的结果。

优选地，所述步骤1包括：基于卫星本体布局坐标系，根据星上载荷安装位置，建立载荷机械结构或载荷安装结构与卫星主基准的参照关系，即在卫星主基准体系下，描述载荷机械结构或载荷安装结构的机械安装位置。

优选地，所述步骤3包括：

步骤3.1：平面参数提取，提取星上结构变形区域平面特征，所述平面特征包括：光学敏感载荷的机械安装面平面参数和该安装面法向机械轴与卫星主基准的参照关系，以及微波阵面载荷机械平面和该平面法向机械轴与卫星主基准的参照关系；

采用常规的平面拟合方法提取前述步骤2中获取的离散点云的拟合平面，此处需要提取载荷结构或安装结构变形前和变形后两个平面参数，同时将平面参数中表征平面法线的矢量作为载荷局部坐标系的Z轴；

步骤3.2：首先选取载荷结构机械基准或者结构孔中心连线作为平面对应坐标系的X轴，利用步骤3.1获取的平面参数，求得X轴与该平面的夹角关系，同时，利用右手定则，根据Z轴和X轴叉乘求得坐标系Y轴。

针对阵面型微波载荷，选择阵面装配参考基准点作为坐标系原点O，选取阵面端部与装配参考基准点呈直线的若干点拟合形成笛卡尔坐标系的X轴。

根据右手定则，即可求得笛卡尔坐标系的Y轴，由此形成笛卡尔坐标系。

优选地，所述步骤4包括：定义用欧拉角式表示光学型载荷，用阵面法矢量和方位角表示阵面微波载荷；假设变形前平面坐标系为C1，变形后坐标系为C1′，则全局坐标系和局部坐标系之间的欧拉转换矩阵为A₃₁₂，其中A₃₁₂＝C1′*C1-1。

为便于卫星姿态描述以及星上其他载荷的指向描述，光学型载荷指向欧拉角采用欧拉变换获取(小角度变化的情况下：)在全局坐标系下，取常见到3-1-2的欧拉变换次序A₃₁₂的转动顺序；

优选地，欧拉转换矩阵为A₃₁₂，平面欧拉角式参量矩阵的具体形式如下：

其中，c表示余弦cos函数，s表示余弦sin函数；R_y(θ)表示绕Y轴进行θ角度变换，表示绕X轴进行ψ角度变换，R_z(φ)表示Z轴进行φ角度变换，在欧拉角φ,θ都为一阶小量的情况下，忽略二阶及以上的小量项，得到变换矩阵的小参量式如下：

因此，对于前述转换矩阵A₃₁₂，其小量参式即为：

式中：小量式值φ、θ、ψ即为对应的欧拉角式，O²表示二阶小量，用于定义算式的精度。

定义阵面型微波载荷机械平面方程为Ax+By+Cz+D＝0，其阵面外法线矢量为n＝(A,B,C),而初始状态时阵面外法线单位矢量为n₀＝(0,0,1)，则阵面的指向方位角可以用变形后阵面平面外法线矢量与初始状态阵面外法线单位矢量的空间角表示。该空间夹角可以用该被测平面的法线矢量绕X轴转角α，绕Y轴转角β和绕Z轴夹角γ表示,具体形式为：

提取结构变形引起的载荷之间耦合指向精度评估包括：离散点云数据平面提取；空间坐标系建立与转换；结构变形引起的载荷之间耦合指向精度分析。

所述卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法还包括步骤5：针对单体型光学载荷，变形前后欧拉转换矩阵为A₃₁₂，对A₃₁₂进行小量化处理以获取欧拉角式。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明提供的针对卫星星上结构变形指向精度评估的方法能够充分利用地面状态下的机械特征测量数据或在轨状态下结构变形预示结果，获取了包含方位信息的面形指向方位角和姿态参数形式的矢量角矩阵等数据，可直接应用于结构变形引起的指向精度评估。

2、本发明提供的针对卫星星上结构变形指向精度评估的方法能适应配置有多类型载荷安装结构互为参照的指向精度评估以及其耦合影响的评估。

3、本发明提供的针对卫星星上结构变形指向精度评估的方法通用性强，适应各种类型的载荷安装结构。

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为本发明提供的针对卫星星上结构变形指向精度评估的方法的流程示意图。

图2为本发明实施例的方法流程图；

图3为欧拉变换坐标系示意图。

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。

根据本发明提供的卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法，包括如下步骤：

步骤1：建立卫星主基准和星上载荷自基准的参照关系，所述主基准是指卫星本体布局坐标系，所述自基准是星上载荷机械结构与卫星的相对位置基准；

步骤2：分别针对单体型光学高精度载荷和阵面型微波载荷提取载荷结构变形数据；并以离散点云数据的形式表示，其中：对于单体型光学高精度载荷，提取对象为载荷的机械安装面，对于阵面型微波载荷，提取对象为载荷的机械阵面；

需要指出的是：阵面型微波载荷安装在星体上，本文阐述的是星体变形对阵面指向的影响；

步骤3：提取变形分析区域的平面特征和平面参数，根据平面特征和平面参数建立结构变形引起的载荷之间耦合指向变化的分析模型；本步骤主要提取单体型光学载荷机械安装平面参数和阵面型微波载荷机械阵面参数，建立卫星主基准条件下的载荷坐标系。

步骤4：对因结构变形引起的指向变化进行解算，通过欧拉变换和面形指向方位角求解，获得耦合指向精度评估的结果。

所述步骤1包括：基于卫星本体布局坐标系，根据星上载荷安装位置，建立载荷机械结构或载荷安装结构与卫星主基准的参照关系，即在卫星主基准体系下，描述载荷机械结构或载荷安装结构的机械安装位置。

所述步骤3包括：

步骤3.1：平面参数提取，提取星上结构变形区域平面特征，所述平面特征包括：光学敏感载荷的机械安装面平面参数和该安装面法向机械轴与卫星主基准的参照关系，以及微波阵面载荷机械平面和该平面法向机械轴与卫星主基准的参照关系；

采用常规的平面拟合方法提取前述步骤2中获取的离散点云的拟合平面，此处需要提取载荷结构或安装结构变形前和变形后两个平面参数，同时将平面参数中表征平面法线的矢量作为载荷局部坐标系的Z轴；

具体地，考虑前述获取的点云数据中可能存在误差或异常值，为避免其对平面参数的影响，采用剔除的方式获得较为精确的平面参数。首先利用最小二乘法计算平面参数的初始值；再利用获取的初始平面参数，计算各点到拟合平面的距离；计算距离的标准偏差并剔除标准差大于1.5倍方差的数据点；最后利用余下的点再次进行最小二乘法重新计算平面参数。获取平面参数后，取平面外法线单位矢量为该平面笛卡尔坐标系的Z轴。

步骤3.2：首先选取载荷结构机械基准或者结构孔中心连线作为平面对应坐标系的X轴，利用步骤3.1获取的平面参数，求得X轴与该平面的夹角关系，同时，利用右手定则，根据Z轴和X轴叉乘求得坐标系Y轴。

针对阵面型微波载荷，选择阵面装配参考基准点作为坐标系原点O，选取阵面端部与装配参考基准点呈直线的若干点拟合形成笛卡尔坐标系的X轴。

根据右手定则，即可求得笛卡尔坐标系的Y轴，由此形成笛卡尔坐标系。

所述步骤4包括：定义用欧拉角式表示光学型载荷，用阵面法矢量和方位角表示阵面微波载荷；假设变形前平面坐标系为C1，变形后坐标系为C1′，则全局坐标系和局部坐标系之间的欧拉转换矩阵为A₃₁₂，其中A₃₁₂＝C1′*C1-1。

如图3所示，Ob-XbYbZb为全局坐标系，Oi-XiYiZi为局部坐标系，不失一般性的，用欧拉角确定的三次坐标转换矩阵的乘积。通过前述空间坐标系建立与变换，可获得两个状态下的平面坐标系描述。

为便于卫星姿态描述以及星上其他载荷的指向描述，光学型载荷指向欧拉角采用欧拉变换获取(小角度变化的情况下：)在全局坐标系下，取常见到3-1-2的欧拉变换次序A312的转动顺序，平面欧拉角式参量矩阵的具体形式如下：

其中，c表示余弦(cos函数)，s表示余弦(sin函数)

在欧拉角φ,θ都为一阶小量的情况下，忽略二阶及以上的小量项，得到变换矩阵的小参量式如下：

因此，对于前述转换矩阵A312，其小量参式即为：

式中小量式值φ、θ、ψ即为对应的欧拉角式。

定义阵面型微波载荷机械平面方程为Ax+By+Cz+D＝0，其阵面外法线矢量为n＝(A,B,C),而初始状态时阵面外法线单位矢量为n0＝(0,0,1)，则阵面的指向方位角可以用变形后阵面平面外法线矢量与初始状态阵面外法线单位矢量的空间角表示。该空间夹角可以用该被测平面的法线矢量绕X轴转角α，绕Y轴转角β和绕Z轴夹角γ表示,具体形式为：

对于单体型光学载荷，采用一组独立的欧拉角参量描述结构变形指向；用(滚动角俯仰角θ、偏航角ψ)定义载荷机械安装平面在主基准坐标系下的指向，因星上结构变形引起机械安装平面指向变化定义为载荷安装面指向精度。

提取结构变形引起的载荷之间耦合指向精度评估包括：离散点云数据平面提取；空间坐标系建立与转换；结构变形引起的载荷之间耦合指向精度分析。

所述卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法还包括步骤5：针对单体型光学载荷，变形前后欧拉转换矩阵为A312，对A312进行小量化处理以获取欧拉角式。

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。