基于激光实时跟踪测量的航天器编队相对位置测量方法

为了解决编队航天器间相对位置的高精度测量，实现航天器编队自主飞行，提出基于激光实时跟踪测量航天器间相对位置的测量定位方法，建立了航天器间相对位置测量的数学模型。该测量方法在直角坐标系下用Hill方程建立编队航天器相对运动模型，得出航天器相对运动轨迹的解析解，在极坐标系下建立航天器间相对位置的激光跟踪测量模型，将激光跟踪测量系统的测量值转换到直角坐标系，对转换误差进行去偏差补偿，利用卡尔曼滤波方法进行数据处理，以提高航天器间的相对位置测量精度。仿真结果表明，若对于测距精度为5厘米，测角精度为0．1度的激光跟踪测量系统，采用去偏差转换测量卡尔曼滤波方法，航天器空间相对位置精度可达到厘米量级。     

激光跟踪仪水平与垂直角对 测量精度影响的试验研究

激光跟踪仪是一种高精度测量设备,对于总装精测过程中大体积及复杂形面的航天器测量具有广阔应用前景。文章介绍了激光跟踪仪的测量原理,并通过激光跟踪仪水平角与垂直角在不同位置时对测量精度的影响进行试验分析,给出了激光跟踪仪最佳测量角度并得出相应结论。     

激光跟踪仪在固体火箭发动机推力线测量中的应用

分析了静态条件下发动机推力线横移和偏斜的产生原因,介绍了激光跟踪仪的测量原理,并提出了一种激光跟踪仪测量发动机推力线的方法。从测量方法和仪器两方面进行了精度分析。发动机推力线测量实例证明了该方法的可行性;误差仿真计算结果证明了该方法具有较高的测量精度。     

地心惯性坐标系到质心轨道坐标系的坐标转换方法

卫星编队飞行通常需要高精度的星间基线测量信息,而坐标转换是影响基线确定精度的一个重要环节。以分布式InSAR为例,着重研究了从地心惯性坐标系到卫星质心轨道坐标系的转换方法,详细地推导了具体的转换公式。仿真实验表明:在相同的测量条件下,直接方法的转换精度优于间接方法。并且就目前的测量条件而言,卫星的绝对速度测量是影响直接方法转换精度的主要因素。     

空间实验室的精度测量新方法

空间实验室地面总装需要精确地测量GNC设备及有效载荷等仪器之间的相对角度关系,由于空间实验室尺寸大,仪器分布距离远,且部分仪器安装在内部,其精度测量难以实施。文章针对空间实验室的特点提出了一种使用陀螺经纬仪取代普通经纬仪的测量方法,该方法以大地坐标系为公共坐标系,不需要经纬仪之间远距离互瞄和坐标传递,能够有效地实现远距离测量和舱内舱外仪器的相对测量。文中阐述了新方法的数学原理,分析了测量精度,并与普通经纬仪建站测量进行了比较,认为陀螺经纬仪测量方法具有精度高使用灵活的优点。     

激光跟踪测量系统及其在航天器研制中的应用

文章介绍了激光跟踪测量系统硬件组成、软件功能、技术指标以及计量检定方法,对激光跟踪仪的测量原理、仪器设计进行了研究分析。文章最后列举了激光跟踪仪在航天器研制方面的一些应用。     

陀螺经纬仪在大型航天产品精测中的应用

陀螺经纬仪通常是做某一方向与当地大地北向的方位角关系测量用。文章针对“天宫一号”目标飞行器精测中遇到的问题,即高空不同平台间两台设备需要姿态关系测量的需求,通过对陀螺经纬仪测量原理的研究,借助大地坐标系作为中间传递坐标系,解决了经纬仪测量因互瞄被遮挡无法建立基准镜坐标系间关系的问题。测量误差分析结果验证了这种新方法的可行性,该方法可用于大型航天产品设备安装精度的测量。     

激光跟踪仪在交会对接微波雷达多径试验中的应用

交会对接微波雷达多径试验是在地面模拟两个飞行器在轨交会对接过程中由舱体表面及遮挡对微波信号造成反射干扰的一种试验,其目的是验证激光雷达系统功能及安装位置的合理性。在近20 m远的距离上,对飞行器舱体上的微波雷达天线和微波应答天线进行角度及距离的精确测量。文章通过对试验环境、测量项目分析及不同精测方案比对,采用激光跟踪仪直接测量舱体结构,获得了准确的基准数据,有助于指导微波雷达在飞船轨道舱上的精确安装和提高交会对接微波雷达多径试验的精度。激光跟踪仪首次应用于交会对接微波雷达多径试验,相比经纬仪在航天器基准测量中具有更大的优势。     

预警卫星对弹道导弹发射点战术参数的估计

为了对导弹发射点战术参数进行准确估计,需要根据预警卫星的探测信息对导弹进行定位。基于双星定位原理及导弹弹道特性,给出了从测量坐标系到地球固定坐标系的转换模型、发射点时刻以及发射点位置估计模型,并利用仿真工具STK,结合美国新一代导弹预警卫星系统——空间跟踪与监视系统(STSS),对发射点战术参数的估计进行了仿真。仿真结果表明了该算法的有效性,并说明STSS与传统预警卫星相比,具有更好的探测预警能力。     

经纬仪测点工艺技术研究

经纬仪定标测点是通过两台经纬仪进行互瞄,并对一根标尺标定组成测量系统,再由该系统进行点坐标测量.该技术是目前卫星部件制造和总装中的一项关键工序.文章阐述了经纬仪定标测点的原理,对测量过程中的定标和测点两个环节进行了精度分析,对标尺的不同摆放方案进行了比较,给出了最佳布局方法和被测点在不同位置时的误差分布曲线.     

利用星载加速度计及星敏感器进行卫星定轨的新方法

介绍一种卫星自主定轨的新方法采用组合星载加速度计和星敏感器的方法测量卫星非保守力进行星上自主定轨.介绍了该方法用于卫星定轨的原理该方法利用星载加速度计测量载体坐标系下表示的卫星非保守力,然后利用星敏感器测量的姿态数据进行坐标转换,最后利用数值积分方法进行轨道确定.利用实际卫星飞行数据进行了验证.结果表明该方法用于卫星自主定轨是可行的,而且可以不依赖任何外部系统实现较高精度的星上自主定轨.该方法与传统的纯动力学法比较,计算简单,定轨精度高,定轨结果稳定,克服了传统定轨方法随时间发散的缺点.     

小卫星精测系统分析

文章简要分析了精度检测工作中空间测量坐标系的建立过程,以及准直测量、点测量等测量方法,并对坐标变换进行了说明,最后简要叙述了小卫星精度检测工作的一般流程。     

激光跟踪仪现场测量不确定度检测

为了满足现场测量的要求,掌握AT901-B激光跟踪仪的测量精度随测量环境改变而变化的规律,通过试验,对激光跟踪仪测量精度随时间变化、测量距离变化和测量角度变化的规律进行了研究,得到测量不确定度的变化规律,为不同测量环境下的现场测量提供了测量精度评价参考。     

采用经纬仪测量航天相机视轴的方法分析

在卫星地面总装时,需要测量航天相机视轴之间以及相机视轴与其他敏感仪器或整星坐标系坐标轴之间的角度关系。文章以某线阵CCD相机的安装测量为例,介绍了使用经纬仪系统确定航天相机视轴的方法以及相机与相机之间、相机与整星坐标系坐标轴之间角度关系的测量。分析中对相机的光学系统进行了简化,重点介绍了测量方法的数学模型,并通过误差传递公式分析了测量精度,最后针对该测量方法的不足提出了改进措施。     

空间信息对抗中的单星对卫星无源定位跟踪方法

针对空间信息对抗中的侦察卫星变轨和对地面“静默”等特点，本文提出了一种基于UT(Unscented Transform)变换的UKF(Unscented Kalman Filtering)滤波跟踪方法，实现了单个侦察卫星仅仅测量角度对辐射卫星的轨道的无源跟踪和定位，经过计算饥仿真表明，仅仪利用单个卫星对卫星只测角定位是可能的，且在测角精度较高时，该方法的轨道跟踪精度可达1公里以内。     

四自由度串联式机械臂精度测试技术研究

针对四自由度串联式机械臂精度测试过程中关节、臂杆组件基准转移、零位标定、立方镜准直及末端定位精度测试等关键技术难点,给出了相应实施方案及解算方法。提出采用三坐标测量机-激光跟踪仪联合标定的方式解决关节、臂杆组件动、静态基准转移及复现。采用激光跟踪仪-经纬仪联合标定的方式建立整臂器上装配基准。讨论了机械臂关节零位标定流程及求解算法,给出了四自由度机械臂末端精度测试流程,并详细阐述了末端定位精度解算方法。为多自由度串联式机械臂精度测试提供了技术途径。     

基于主星带伴随小卫星编队系统的AT-INSAR研究

针对主星带伴随小卫星编队雷达系统的特点和AT INSAR的基本原理,本文对主星带伴随小卫星编队雷达系统执行AT INSAR任务进行了比较全面的分析。本文建立了主星带伴随小卫星编队雷达系统AT INSAR模型。基于这个模型分析了临界基线、测速精度,以及动目标检测等性能。最后,对一个L波段的主星带伴随小卫星编队系统完成AT INSAR任务进行了仿真。结果表明,测速精度对于编队小卫星的基线测量精度要求相对较高,而且检测地面慢速运动目标是可行的。     

GEO非合作目标超近距相对位姿视觉测量

提出一种基于几何特征综合匹配的双目超近距相对位姿视觉测量方法。首先,将失效卫星的矩形太阳帆板作为几何特征,采用综合匹配方法实现了双目图像的高精度匹配,随后基于几何特征指标参数判别和ROI检测方法,实现了卫星太阳帆板特征点组的识别与提取,在此基础上,进一步建立了目标坐标系,通过三维重建完成了超近距阶段失效卫星的相对位姿高精度解算。最后建立了高精度双目视觉超近距相对测量实验系统,结合所提出的综合匹配算法和相对位姿解算方法,完成了动态非合作目标的相对位姿测量实验,实验结果说明所提出的方法具有较好的实时性和较高的精度。     

一种快速高精度激光终端跟踪角度等效方法

激光光束良好的跟踪特性是建立激光通信链路进而实现稳定高质量通信的前提,目前为实现高精度的激光光束跟踪指标,激光终端通常采用粗精组合切换跟踪控制的方法。但由于粗跟踪环中耦合有反射镜和多个库德镜,使得粗精环等效角度转换过程变得十分复杂。为解决该问题,提出从端到端进行坐标解算和从两端到参考坐标系进行光束变化角度转换的思路,进而实现精跟踪环快速跟踪反射镜x、y方向角度值对出射、入射光束变化,与等效的粗跟踪环U型架的方位、俯仰角度变化的转换关系。在详细描述两种方法转换思路的基础上,借助MATLAB工具计算转换结果,仿真结果表明相对于第一种方法计算量大,等效误差较大,有时甚至出现无法解出等效解的问题,第二种方法简便快速且计算误差较小,对于对实时性要求较高的激光通信跟瞄系统实现其快速高质量跟踪通信具有重要意义。     

下一代高精度卫星重力测量技术研究

以下一代高精度卫星重力测量为背景,针对低低卫卫跟踪模式与卫星重力梯度测量模式,论述了下一代低低卫卫跟踪和下一代重力梯度测量卫星方案。下一代低低卫卫跟踪重力卫星采用纳米级星间激光测距替代原微波测距,同时降低轨道高度以提高重力场敏感度。下一代重力梯度测量卫星采用原子干涉重力梯度仪替代静电重力梯度仪,原子干涉重力梯度仪在空间有超高的潜在灵敏度,可进一步提高卫星重力梯度测量的精度。同时,突破现有牛顿力学框架下的卫星重力测量技术,提出了基于广义相对论引力钟慢效应的卫星重力测量技术概念,卫星遍历地球周围空间时,通过测量星上时钟频率变化获取全球重力分布。仿真结果表明:三种新型高精度卫星重力测量技术可恢复200~305阶的全球重力场模型。