航天器装配精度受重力和温度影响的补偿方法

摘要

本发明公开了一种基于基准立方镜的航天器装配精度受重力和温度影响的补偿方法，包括进行重力变形影响补偿时，采用经纬仪布站的方式，分别在加装配重块前后测量零重力基准镜相对于参考基准镜的姿态角度矩阵，计算得到扭曲矩阵，根据扭曲矩阵对安装设备后测量得到的姿态矩阵进行修正；还包括进行温度变形影响补偿时，通过在不同温度下测量被测设备上的基准立方镜相对于参考基准立方镜的姿态角度矩阵，最后根据得到的矩阵与温度数据，拟合得到修正函数，航天器在太空运行时，根据在轨温度、修正函数以及20℃时重力补偿后的初始安装矩阵，可以对温度变形进行修正得到在轨安装姿态矩阵。

说明书

技术领域

本发明属于工业测量技术领域，具体涉及一种综合利用多台经纬仪建站构成测量网 络，通过对航天器结构板上的基准立方镜测量来分析航天器装配精度受失重的影响并进 行补偿，通过在不同温度下对设备之间的基准立方镜间关系监视测量得到装配精度随温 度变化的曲线，根据曲线给出修正矩阵的方法。

背景技术

航天器总装过程中，由于受到安装设备重力的影响航天器的结构板会产生变形，从 而导致设备安装的姿态数据不准确，不能真实反映航天器在太空失重环境下的相对姿态 数据。同时航天器在太空运行时，由于太空中温度变化较大，会造成航天器结构变形， 从而影响精密设备的装配精度，进而影响其正常功能发挥。因此需要在地面航天器总装 试验过程中，对其装配精度受重力、温度影响进行分析和补偿。

经纬仪准直基准立方镜的测量技术已经广泛在航天器研制中使用，如解放军信息工 程大学杨振在《测绘通报》中发表的论文“基于自准直原理的立方镜姿态测量”，中国 空间技术研究院西安分院的柏宏武在《空间电子技术》中发表的论文“立方镜在航天器 天线总装测量中的应用”。但目前这些测量方法不能消除设备重力的影响以及温度变形 影响。

针对航天器总装过程中设备重力造成的影响的消除方法目前还没有公开文献报道。 针对太空环境下温度变化产生的变形，国内外有学者采用了摄影测量的方法，如北京卫 星环境工程研究所的蒋山平在《光学技术》中发表的论文“真空低温环境下卫星天线变 形摄影测量技术”。摄影测量需要在被测结构表面粘贴若干合作靶标点，通过测量靶标 点位置分布随结构的变化，得到被测结构的变形。采用摄影测量反映的是一体化结构的 内部变形，对于大型装配体中尺寸较小的仪器设备之间的装配精度的变化测量精度不 高，不能提供修正矩阵。

本发明中提出的基于经纬仪建站测量基准立方镜的实验方法，可以解决在航天器总 装过程中由于设备重力造成的设备之间的相互装配精度的影响给出修正矩阵，也可以分 析航天器总装后设备之间的装配精度在不同温度环境下的变形量，给出变形曲线和补偿 矩阵。

发明内容

本发明的目的在于提供一种通过测量及实验量化分析在航天器总装过程中不同设 备之间的装配精度受重力、温度变化的影响的补偿方法。

为达到以上目的，本发明采用的技术方案是：

一种基于基准立方镜的航天器装配精度受重力和温度影响的补偿方法，包括进行重 力变形影响补偿时，在航天器总装过程中航天器结构板一侧的被测设备设置位置附近固 定设置一个零重力基准镜，采用四台经纬仪布站的方式，分别在加装配重块前后测量零 重力基准镜相对于位于航天器结构板上另一侧参考基准镜的姿态角度矩阵，计算得到因 被测设备重量产生的航天器结构板的扭曲矩阵，根据扭曲矩阵对被测设备安装后测量得 到的姿态矩阵进行修正；还包括进行温度变形影响补偿时，在设置被测设备的航天器结 构板上粘贴加热测温装置，对关键部位进行加热，加热从室温20℃开始，温度每升高 10℃后温度保持10分钟，在该状态下测量被测设备上设置的基准立方镜相对于航天器 结构板另一侧上设置的参考基准立方镜的姿态角度矩阵，一直升高到90℃，最后根据得 到的矩阵与温度数据，拟合得到修正函数，航天器在太空运行时，根据在轨温度、修正 函数以及20℃时重力补偿后的初始安装矩阵，可以对温度变形进行修正得到在轨安装姿 态矩阵。

其中，所述重力变形影响补偿步骤包括：

1在航天器结构板一侧上待安装待测设备的位置设置一块零重力基准镜。

2)架设带有准直功能的经纬仪T1、T2分别准直航天器结构板另一侧上设置的参考 基准立方镜的两个相互正交的反射面，架设带有准直功能的经纬仪T3、T4分别准直零 重力基准立方镜的两个相互正交的反射面，经纬仪T1分别与经纬仪T2、T3、T4互瞄构 成测量网络。

3在没有待测设置设备和配重块的状态下，测量零重力基准镜相对于参考基准镜的 姿态角度的余弦矩阵A₁。

4经纬仪T3、经纬仪T4在准直状态下，安装配重块5，采集经纬仪T3、经纬仪T4 的准直数据，计算零重力基准镜相对于参考基准镜的姿态角度的余弦矩阵A₂；根据安装 配重块前后的余弦矩阵计算得到结构板的扭曲修正矩阵

5将零重力基准立方镜和配重块拆下，安装被测设备。

6架设带有准直功能的经纬仪T3、经纬仪T4分别准直被测设备上设置的被测基准 立方镜的两个相互正交的反射面，经纬仪T3、T4与经纬仪T1重新互瞄构成测量网络。

7采集准直数据，计算得到被测基准立方镜相对于参考基准镜的姿态角度的余弦矩 阵B₂，用修正矩阵C对B₂进行修正，得到被测设备在失重状态下其基准立方镜相对被测 基准立方镜的姿态角度余弦矩阵

其中，所述的温度变形影响补偿步骤包括：

1在航天器结构板上安装被测设备，并粘贴加热测温装置，加热测温装置包括加热 片和测温元件，加热片设置在航天器结构板对其温度进行加热控制，并通过测温元件测 量温度，温度可控制在20-90℃。

2架设带有准直功能的经纬仪T1、T2分别准直航天器结构板一侧上设置的参考基 准立方镜的两个相互正交的反射面，架设带有准直功能的经纬仪T3、T4分别准直航天 器结构板另一侧上设置的被测基准立方镜的两个相互正交的反射面，经纬仪T2、T3、T4 与经纬仪T1互瞄构成测量网络。

3在室温下，采集经纬仪准直数据，计算得到被测基准立方镜相对于参考基准立方 镜的姿态角度余弦矩阵B₂。

4通过加热测温装置对航天器结构板进行加热，分别在30℃、40℃、50℃、60℃、 70℃、80℃、90℃时稳定10分钟，并采集经纬仪T3、T4的准直角度，计算得到被测基 准立方镜相对于参考基准立方镜的姿态角度余弦矩阵B₃、B₄、B₅、B₆、B₇、B₈、B₉。

5根据温度和测量得到的矩阵拟合得到矩阵函数f(t_n，B_n)，在航天器在轨运行过程 中，根据测量得到的航天器在轨结构温度、矩阵函数以及20℃时重力补偿后的初始安装 姿态矩阵，拟合得到在轨时被测基准立方镜相对参考基准立方镜的姿态角度余弦矩阵。

在本发明的方法中，测量及实验装置主要包括：参考基准立方镜、被测设备基准立 方镜、零重力基准立方镜、4台带有准直功能的经纬仪、配重块、加热及温度采集装置、 控制系统。

在本文中，术语“基准立方镜”是作为基准的一个立方镜，它是一个正交六面体， 每相邻的两个反射镜面法线相互正交，三个相互正交的镜面法线代表设备(被测设备) 本体坐标系的坐标轴指向，基准立方镜的重量不超过5g。

术语“参考基准立方镜”也是作为参考基准的一个立方镜，它作为参考坐标系的基 准立方镜。术语“被测设备基准立方镜”是一个在被测设备上用于表征被测设备坐标系 的基准立方镜。

同样，术语“零重力基准立方镜”也是一个立方镜，其用于辅助零重力实验的基准 立方镜。其中，经纬仪用于准直监视被测基准立方镜的反射面，其中两台准直参考基准 立方镜的两个相互正交的反射面，另外两台用于准直被测基准立方镜的两个相互正交的 反射面。

此外，配重块用于模拟被测的安装设备重量的铜块，质量与被测设备相同。加热及 温度采集装置用于对被测产品进行局部加热产生变形并对加热达到的温度进行采集。

本发明具有如下的有益效果：

本发明的航天器装配变形分析及补偿方法，可以有效地分析航天器总装后设备之间 的相互姿态关系受太空失重、温度变化的影响，并给出修正矩阵，可以精确的得到航天 器在轨时的装配精度数据，为航天器的精确姿态控制及测绘等提供有力支持。该方法在 我国的高分辨率遥感卫星、通信卫星等航天器总装研制中进行了应用。

附图说明

图1为本发明的方法中被测项目的示意图，其中被测基准立方镜4粘贴在被测设备 3上，参考基准立方镜1与被测设备3固定安装在航天器结构板2上。

其中，1－参考基准立方镜、2－结构板、3－被测设备、4-被测基准立方镜；

图2为本发明的方法中重力变形影响补偿测量示意图，在航天器结构板2上固定了 参考基准立方镜1、零重力基准立方镜6，架设带有准直功能的经纬仪T₁、T₂分别准直 参考基准立方镜1的两个相互正交的反射面。架设带有准直功能的经纬仪T₃、T₄分别准 直零重力基准立方镜的两个相互正交的反射面。T₁、T₂、T₃、T₄构成测量网络。配重块5 可以固定在零重力基准立方镜位置附近，配重块5与被测设备的质量相同。

其中：1－参考基准立方镜、2－结构板、5-配重块(与被测件相同)、6－零重力基 准镜、T1-经纬仪1,、T2-经纬仪2、T3-经纬仪3、T4-经纬仪4。

图3为本发明的方法中温度影响补偿测量的示意图；在图1的基础上，在航天器结 构板2上固定粘贴了加热测温装置7。架设带有准直功能的经纬仪T₁、T₂分别准直参考 基准立方镜1的两个相互正交的反射面，架设带有准直功能的经纬仪T₃、T₄分别准直被 测基准立方镜的两个相互正交的反射面。T₁、T₂、T₃、T₄构成测量网络。加热测温装置7 可以根据需要对航天器结构板2关键部位进行加温和测温。

其中：1－参考基准立方镜、2－结构板、3－被测设备、4-被测基准立方镜、7-加热 测温装置、T1-经纬仪1,、T2-经纬仪2、T3-经纬仪3、T4-经纬仪4。

具体实施方式

以下介绍的是作为本发明内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明内 容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的 内容，而不应理解为限制本发明范围。

图1显示了本发明的方法中被测项目的示意图，其中被测基准立方镜4粘贴在被 测设备3上，参考基准立方镜1与被测设备3固定安装在航天器结构板2上。

在本发明的方法中，针对重力变形实验分析方法如图2所示，实施步骤如下：

1)在航天器结构板2上待安装设备的位置安装一块零重力基准镜6。

2)架设带有准直功能的经纬仪T1、T2分别准直参考基准立方镜1的两个 相互正交的反射面。架设带有准直功能的经纬仪T3、T4分别准直零重力基准立 方镜6的两个相互正交的反射面。T1分别与T2、T3、T4互瞄构成测量网络。

3)在没有安装设备3和配重5的状态下，测量零重力基准镜6相对于参 考基准镜1的姿态角度的余弦矩阵A₁。

4)经纬仪T3、T4在准直监视状态下，安装配重块5，采集经纬仪T3、T4 的准直数据，计算零重力基准镜6相对于参考基准镜1的姿态角度的余弦矩阵A₂。

5)计算得到结构板的扭曲修正矩阵

6)将零重力基准立方镜6和配重块5拆下，安装被测设备3。

7)架设带有准直功能的经纬仪T3、T4分别准直被测设备3上的被测基准 立方镜4的两个相互正交的反射面，T3、T4与T1重新互瞄构成测量网络。

8)采集准直数据，计算得到被测基准立方镜4相对于参考基准镜1的姿 态角度的余弦矩阵B₂。

9)用修正矩阵C对B₂进行修正，得到被测设备3在失重状态下其基准立 方镜4相对被测基准立方镜1的姿态角度余弦矩阵

针对温度变形实验分析方法如图3所示，实施步骤如下：

1)在航天器结构板2上安装被测设备3，并粘贴加热测温装置7(加热片 设置在结构板对其温度进行控制，温度可控制在20-90℃)。

2)架设带有准直功能的经纬仪T1、T2分别准直参考基准立方镜1的两个 相互正交的反射面，架设带有准直功能的经纬仪T3、T4分别准直被测基准立方 镜4的两个相互正交的反射面。T2、T3、T4与T1互瞄构成测量网络。

3)在实验室正常温度环境下(20℃)，采集经纬仪准直数据，计算得到 被测基准立方镜4相对于参考基准立方镜1的姿态角度余弦矩阵B₂。

4)通过加热测温装置7对航天器结构板2的关键部位进行加热，分别在 30℃、40℃、50℃、60℃、70℃、80℃、90℃时稳定10分钟，并采集经纬仪T3、 T4的准直角度，计算得到被测基准立方镜4相对于参考基准立方镜1的姿态角度 余弦矩阵B₃、B₄、B₅、B₆、B₇、B₈、B₉。

5)根据温度和测量得到的矩阵拟合得到矩阵函数f(t_n，B_n)。

在航天器在轨运行过程中，根据测量得到的航天器结构温度、矩阵函数以及 地面20℃时进行过重力变形修正后的初始矩阵B₁，拟合得到在轨失重和在轨温度 条件下被测基准立方镜4相对参考基准立方镜1的姿态角度余弦矩阵。

尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我 们可以根据本发明的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作 用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范围之内。