一种基于双波束激光实时测量的星敏感器标定方法

本发明总的来说涉及航天器姿态控制技术领域，具体而言涉及一种基于双波束激光实时测量的星敏感器标定方法。

背景技术：

航天器的姿态确定精度是航天器姿态控制的重要基础，也是航天器执行各类任务成功与否的关键。各类空间任务都对航天器的姿态确定精度提出了很高的要求，而通常情况下星敏感器是航天器各种姿态测量部件中精度最高的。

星敏感器在轨实时测量星敏光学测量坐标系相对于惯性空间的姿态信息，经由星敏感器和光学载荷系统间的相对姿态矩阵转换，得到满足任务需求的光学载荷系统相对于惯性空间的姿态指向信息。现有星敏感器的姿态确定精度可达亚角秒级，若相对姿态信息测量精度较差则会严重影响姿态确定系统的最终测量精度。

因此，需要测量星敏感器和光学载荷系统间的相对姿态矩阵信息，以完成星敏感器标定。现有技术中主要基于地面标定和在轨标定两种方法测量星敏感器和光学载荷系统间的相对姿态信息，下面对它们作介绍。

地面标定方法：采用地面激光测量系统测量星敏感器安装棱镜和光学载荷系统安装棱镜之间的相对姿态信息并一次性写入姿态确定软件，测量精度为角秒级。但是在航天器入轨发射过程中会发生结构力学变形导致相对安装信息发生较大变化，地面标定相对姿态矩阵信息精度因此变差。发射阶段的力学变形达百角秒量级，因此地面标定方法无法保证航天器在轨高精度的姿态确定。

在轨标定方法：由星敏感器和光学载荷系统分别同时获得相对惯性系的姿态信息，以两者各自的姿态信息之差表示相对姿态矩阵信息。该方法通常在航天器发射入轨后进行一次或周期性在轨标定完成相对姿态矩阵信息测量，可以避免发射过程中的力学变形带来的误差，但标定周期内航天器的热弹变形引入的误差无法消除，也限制了星敏感器高精度定姿能力。热弹变形导致的定姿误差达十角秒量级，严重影响了高精度姿态测量。

技术实现要素：

针对现有技术中进行星敏感器姿态测量时，航天器发射阶段的力学变形和在轨阶段的热弹变形会引入误差项的问题，本发明提出一种基于双波束激光实时测量的星敏感器标定方法包括下列步骤：

由激光发射和折返系统将激光发射源发射的第一激光以及第二激光折返进入星敏感器的视场，其中所述激光发射和折返系统包括激光发射源和折返镜；

根据激光发射和折返系统的安装信息计算所述激光在激光发射源坐标系和折返镜坐标系中的矢量信息；

根据所述激光在星敏感器的敏感面上的激光成像位置信息计算所述激光在星敏感器坐标系中的矢量信息；

根据所述激光在激光发射源坐标系、折返镜坐标系和星敏感器坐标系中的矢量信息计算星敏感器与激光发射源的相对姿态矩阵；以及

根据星敏感器与激光发射源的相对姿态矩阵和光学载荷系统与激光发射源的相对姿态矩阵计算星敏感器与光学载荷系统的相对姿态矩阵。

在本发明一个实施例中规定，根据激光发射和折返系统的安装信息计算所述激光在激光发射源坐标系和折返镜坐标系中的矢量信息包括下列步骤：

以o-x0y0z0表示激光发射源坐标系，o-xiyizi表示折返光路上的第i个折返镜的折返镜坐标系，将所述激光在o-x0y0z0中表示为下式：

其中，表示第一激光在激光发射源坐标系中的矢量信息，表示第二激光在激光发射源坐标系中的矢量信息，θ表示第二激光与第一激光之间的发射偏角；

根据激光发射和折返系统的安装信息得到o-xiyizi相对于o-xi-1yi-1zi-1的转置矩阵信息，表示为：ai，i-1；

以m表示折返前后激光矢量的变换矩阵，表示为：m＝diag(1，1，-1)；

计算所述激光在第1个折返镜反射后在o-x1y1z1中的矢量信息，表示为下式：

其中表示第一激光在o-x1y1z1中的矢量信息，表示第二激光在o-x1y1z1中的矢量信息；

计算所述激光在第i个折返镜反射后在o-xiyizi中的矢量信息，表示为下式：

其中表示第一激光在o-xiyizi中的矢量信息，表示第二激光在o-xiyizi中的矢量信息；以及

以o-xnynzn表示所述激光在折返进入星敏感器的视场前的最后一个折返镜的折返镜坐标系，计算所述激光在o-xnynzn中的矢量信息，表示为下式：

其中，表示第一激光在o-xnynzn中的矢量信息，表示第二激光在o-xnynzn中的矢量信息。

在本发明一个实施例中规定，根据所述激光在星敏感器的敏感面上的激光成像位置信息计算所述激光在星敏感器坐标系中的矢量信息包括下列步骤：

以o-xsyszs表示星敏感器坐标系，以(x1，y1)表示第一激光在星敏感器的敏感面上的激光成像位置信息，以(x2，y2)表示第二激光在星敏感器的敏感面上的激光成像位置信息，将所述激光在o-xsyszs中的矢量信息表示为下式：

其中，表示第一激光在o-xsyszs中的矢量信息，表示第二激光在o-xsyszs中的矢量信息，f表示星敏感器光学焦距。

在本发明一个实施例中规定，根据所述激光在激光发射源坐标系、折返镜坐标系和星敏感器坐标系中的矢量信息计算星敏感器与激光发射源的相对姿态矩阵包括下列步骤：

计算o-xsyszs相对于o-xnynzn的转置矩阵信息as，n，表示为下式：

as，n＝m^s.(mⁿ)^t；以及

计算星敏感器与激光发射源的相对姿态矩阵，表示为下式：

as，0＝as，n·as，n·an，n-1la2，1·a1，0。

在本发明一个实施例中规定，根据星敏感器与激光发射源的相对姿态矩阵和光学载荷系统与激光发射源的相对姿态矩阵计算星敏感器与光学载荷系统的相对姿态矩阵包括下列步骤：

以az，0表示光学载荷系统与激光发射源的相对姿态矩阵，计算星敏感器与光学载荷系统的相对姿态矩阵，表示为下式：

az，s＝az，0·(as，0)^t。

本发明至少具有如下有益效果：针对现有技术中进行星敏感器标定时，航天器发射阶段的力学变形和在轨阶段的热弹变形会引入误差项的问题，利用激光发射和转折系统精确测量了星敏感器与光学载荷系统之间的相对姿态矩阵，避免了力学变形误差和热弹变形误差，大大提高了所述相对姿态矩阵的测量精度；实时测量星敏感器和光学载荷系统之间的安装矩阵，使姿态确定系统能够在任何条件下精确测量光学载荷系统的姿态指向信息；为航天器姿态精度的提高提供了一个新的思路。本发明能够适用于大多数具有高精度姿态确定需求的航天器上，有较好的工程应用前景和推广价值。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出了本发明一个实施例中的整体流程图。

图2示出了本发明一个实施例中由激光发射和折返系统将激光发射源发射的两束激光折返进入星敏感器的视场的光路图。

具体实施方式

应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。

在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在…下或下方”，反之亦然。

在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。

在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。

在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。以此类推，在本发明中，表方向的术语“垂直于”、“平行于”等等同样涵盖了“基本上垂直于”、“基本上平行于”的含义。

另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。

下面结合具体实施方式参考附图进一步阐述本发明。

图1示出了本实施例的整体流程。

本实施例采用高精度星敏感器以及激光发射和折返系统，包括如下步骤：

以o-x0y0z0表示激光发射源坐标系，o-xiyizi表示折返光路上的第i个折返镜的折返镜坐标系，将所述激光在o-x0y0z0中表示为下式：

其中表示第一激光在激光发射源坐标系中的矢量信息，表示第二激光在激光发射源坐标系中的矢量信息，θ表示第二激光与第一激光之间的发射偏角；

根据激光发射和折返系统的安装信息得到o-xiyizi相对于o-xi-1yi-1zi-1的转置矩阵信息，表示为：ai，i-1；

以m表示折返前后矢量的变换矩阵，表示为：m＝diag(1，1，-1)；

计算所述激光在第1个折返镜反射后在o-x1y1z1中的矢量信息，表示为下式：

其中表示第一激光在o-x1y1z1中的矢量信息，表示第二激光在o-x1y1z1中的矢量信息；

计算所述激光在第i个折返镜反射后在o-xiyizi中的矢量信息，表示为下式：

其中表示第一激光在o-xiyizi中的矢量信息，表示第二激光在o-xiyizi中的矢量信息；以及

以o-xnynzn表示所述激光在折返进入星敏感器的视场前的最后一个折返镜的折返镜坐标系，计算所述激光在o-xnynzn中的矢量信息，表示为下式：

其中，表示第一激光在o-xnynzn中的矢量信息，表示第二激光在o-xnynzn中的矢量信息。

根据所述激光在星敏感器的敏感面上的激光成像位置信息计算所述激光在星敏感器坐标系中的矢量信息包括下列步骤：

以o-xsyszs表示星敏感器坐标系，以(x1，y1)表示第一激光在星敏感器的敏感面上的激光成像位置信息，以(x2，y2)表示第二激光在星敏感器的敏感面上的激光成像位置信息，将所述激光在o-xsyszs中的矢量信息表示为下式：

其中，表示第一激光在o-xsyszs中的矢量信息，表示第二激光在o-xsyszs中的矢量信息，f表示星敏感器光学焦距。

图2示出了本实施例中由激光发射和折返系统将激光发射源发射的两束激光折返进入星敏感器的视场的光路图。

根据所述激光在激光发射源坐标系、折返镜坐标系和星敏感器坐标系中的矢量信息计算星敏感器与激光发射源的相对姿态矩阵包括下列步骤：

计算o-xsyszs相对于o-xnynzn的转置矩阵信息as，n，表示为下式：

as，n＝m^s·(mⁿ)^t；以及

计算星敏感器与激光发射源的相对姿态矩阵，表示为下式：

as，0＝as，n·as，n·an，n-1la2，1·a1，0。

根据星敏感器与激光发射源的相对姿态矩阵和光学载荷系统与激光发射源的相对姿态矩阵计算星敏感器与光学载荷系统的相对姿态矩阵，包括下列步骤：

以az，0表示光学载荷系统与激光发射源的相对姿态矩阵，计算星敏感器与光学载荷系统的相对姿态矩阵，表示为下式：

az，s＝az，0·(as，0)^t。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。