一种卫星发射入轨后单机安装偏差估计和修正方法与流程

本发明涉及卫星姿态控制领域，特别涉及一种卫星发射入轨后单机安装偏差估计和修正方法。

背景技术：

为了满足高分辨率卫星的成像需求，需要实现卫星成像设备的指向与卫星姿态控制单机的指向准确对应。一般的，卫星会设置一个主基准镜，成像设备和姿态控制单机设置基准镜，测量成像设备和姿态控制单机设置基准镜与主基准镜的偏差，通过调整(如增加垫片、打磨安装面等)相互之间的角度关系控制安装偏差。但在卫星研制过程中，由于重力的影响、机械结构件时效的影响、振动环境的影响、运输环境的影响和发射环境的影响等，成像设备和姿态控制单机设置基准镜与主基准镜的偏差都会发生变化，难以准确得到卫星发射入轨后单机的安装偏差，卫星的姿态指向精度难以满足要求，甚至影响卫星的成像要求。

技术实现要素：

本发明目的是提供一种卫星发射入轨后单机安装偏差估计和修正方法，通过对卫星不同状态下单机安装偏差的测量，综合考虑重力、机械结构件时效、振动、运输和发射环境的影响，估计卫星入轨后单机的安装偏差并进行修正，实现保证卫星姿态指向满足要求的目的。

为了实现以上目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种卫星发射入轨后单机安装偏差估计和修正方法，包含以下过程：

卫星在空载状态时，通过测量单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到单机的第一安装偏差Δθ₁；

卫星在满载状态时，通过测量单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到单机的第二安装偏差Δθ₂；

卫星在验收级振动试验前，通过测量单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到卫星在满载状态下的单机的第三安装偏差Δθ₃；

卫星在验收级振动试验后，通过测量单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到卫星在满载状态下的单机的第四安装偏差Δθ₄；

卫星发射前，通过测量单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到卫星在满载状态下的单机的第五安装偏差Δθ₅；

根据单机的第一至第五安装偏差Δθ₁～Δθ₅估计卫星入轨后的单机的第六安装偏差Δθ₆；所述单机的第六安装偏差Δθ₆的计算公式为：

Δθ₆＝Δθ₁+(Δθ₅-Δθ₂)+(Δθ₄-Δθ₃)

根据单机的第六安装偏差Δθ₆，计算修正卫星发射入轨后的单机指向角度值θ'。

优选地，设卫星发射入轨后单机指向角度测量值为θ，给星上软件遥控注入Δθ₆，通过修正所述第六安装偏差Δθ₆得到单机准确的指向角度值θ'，即

θ'＝θ-Δθ₆。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

本发明通过对卫星不同状态下单机安装偏差的测量，综合考虑重力、机械结构件时效、振动、运输和发射环境的影响，估计卫星入轨后单机的安装偏差并进行修正，保证卫星姿态指向满足要求。本发明具有计算方法简单，控制灵活，可应用于对姿态指向精度要求高，需要准确得到发射入轨后单机安装偏差并进行修正的卫星研制过程中的优点。

附图说明

图1为本发明一种卫星发射入轨后单机安装偏差估计和修正方法的流程图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

通过考虑重力、机械结构件时效、振动、运输和发射环境的影响，来估计卫星入轨后单机的安装偏差并进行修正，保证卫星姿态指向满足要求。

如图1所示，本发明一种卫星发射入轨后单机安装偏差估计和修正方法，包含以下过程：

将卫星主结构初次装配结束、对安装偏差有要求的单机装星、其它单机和部件未装星状态定义为卫星的空载状态。卫星在空载状态下，由于只有主结构和对安装偏差有要求的单机，没有其它单机和部件，重力对结构变形影响最小，因此，卫星在所述空载状态下与卫星发射入轨后不受重力影响的状态最接近。在卫星空载状态下，通过测量单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到单机的第一安装偏差Δθ₁。

将卫星(包括所有单机和部件)第一次装配结束定义为卫星的满载状态。在这种状态下，通过测量单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到单机的第二安装偏差Δθ₂。

卫星(包括所有单机和部件)验收级振动试验前，通过测量卫星在满载状态下的单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到单机的第三安装偏差Δθ₃。

卫星(包括所有单机和部件)验收级振动试验后，通过测量卫星在满载状态下的单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到单机的第四安装偏差Δθ₄。

卫星(包括所有单机和部件)发射前，且卫星在满载状态下，通过测量单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到单机的第五安装偏差Δθ₅。

根据所述单机的第一至第五安装偏差Δθ₁～Δθ₅来估计卫星入轨后的第六安装偏差Δθ₆。

由于卫星发射时运载火箭带来的振动量级与卫星验收级振动试验量级相当，所以振动试验前后测量得到的第三与第四安装偏差数据变化值Δθ₄-Δθ₃与受发射环境影响的安装偏差数据变化值相当。

卫星机械结构件时效、运输环境的影响可以通过Δθ₅-Δθ₂得到。所述运输环境指一般卫星都会经历从卫星厂房到发射阵地较长时间较长距离的运输环境；根据公式1估计卫星发射入轨后单机的第六安装偏差Δθ₆，

Δθ₆＝Δθ₁+(Δθ₅-Δθ₂)+(Δθ₄-Δθ₃) (1)

设卫星发射入轨后单机指向角度测量值为θ，给星上软件遥控注入所述单机的第六安装偏差Δθ₆，通过公式2修正所述第六安装偏差Δθ₆得到单机准确的指向角度值θ'，然后通过姿态闭环控制使得姿态指向精度满足指标要求。

θ'＝θ-Δθ₆ (2)

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。