一種基于復(fù)雜異形精測鏡的精度測量方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于復(fù)雜異形精測鏡的航天器精測方法，該方法通過設(shè)置復(fù)雜的精測鏡面將密閉艙內(nèi)部設(shè)備的精測光路引出，從而實現(xiàn)密閉艙體內(nèi)高精度設(shè)備在整器合艙狀態(tài)下的精度測量。該方法可以使高精度設(shè)備的精測狀態(tài)與飛行狀態(tài)趨于一致，消除了傳統(tǒng)密閉航天器在開艙門或分艙段拉高狀態(tài)下測量艙內(nèi)設(shè)備帶來的精度誤差，保證了精測數(shù)據(jù)的有效性。
【專利說明】
一種基于復(fù)雜異形精測鏡的精度測量方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于航天器測試技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于復(fù)雜異形精測鏡的密閉航天 器艙內(nèi)設(shè)備的精度測量方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器總裝的精度測量一般通過被測設(shè)備上安裝的立方鏡來實現(xiàn)，立方鏡為標(biāo)準(zhǔn) 的立方體結(jié)構(gòu)，通過對立方鏡相鄰平面的測量可以得到兩個相互垂直平面的矢量，再利用 矢量叉乘計算獲得與這兩個平面都垂直的另一平面的矢量。
[0003] -般情況下，再入返回類航天器和載人類航天器的艙體設(shè)計為密閉的形式，部分 具有精測要求的設(shè)備安裝在器內(nèi)。密閉航天器器內(nèi)設(shè)備在進(jìn)行精度測量時，高精度設(shè)備立 方體精測鏡的精測光路被艙體遮擋，無法在整器合艙狀態(tài)下進(jìn)行精測。通用的解決辦法有 2種：
[0004] a)將密閉航天器分解或者拉高，使高精度設(shè)備上立方體精測鏡的精測光路能夠不 被艙體遮擋；
[0005] b)在艙體上開設(shè)精測孔或者艙門，將精測光路引出。
[0006] 這兩種方法能夠解決密閉艙體精測光路遮擋的問題，但是也存在一定的弊端，影 響精測數(shù)據(jù)的有效性，如下所述：
[0007] a)航天器在分解狀態(tài)或拉高狀態(tài)下相對于整器合艙狀態(tài)，由于受力狀態(tài)的差異導(dǎo) 致結(jié)構(gòu)會發(fā)生一定的變形，進(jìn)而導(dǎo)致精測基準(zhǔn)和高精度設(shè)備的精測數(shù)據(jù)發(fā)生變化，而實際 上航天器的飛行狀態(tài)為整器合艙狀態(tài)，航天器在分解狀態(tài)或拉高狀態(tài)下的精測數(shù)據(jù)存在一 定的誤差；
[0008] b)在密閉艙體上開設(shè)精測孔對艙體的密閉性有一定的影響，需要在完成精測后進(jìn) 行專門的封堵，提高了系統(tǒng)的復(fù)雜度，不利于艙體的密閉設(shè)計，降低了系統(tǒng)的可靠性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009] 本發(fā)明解決的技術(shù)問題是提供了一種基于復(fù)雜異形精測鏡的高精度測量方法，該 方法能夠在航天器整器合艙狀態(tài)下測量艙內(nèi)設(shè)備的安裝精度，且不需要開設(shè)專用的精測 孔。
[0010] 本發(fā)明提出了一種基于復(fù)雜異形精測鏡的精度測量方法，包括以下步驟：
[0011] 1)將安裝于高精度設(shè)備上的正六面體精測鏡上加工兩個斜反射面A、B，形成所述 的異形精測鏡，所述的斜反射面A、B的外法向線與設(shè)備的機(jī)械本體坐標(biāo)系有一定夾角要 求，該夾角的角度使在整器合艙的狀態(tài)下將所述的斜反射面A、B的精測光路從航天器表面 已有的操作口或者航天器表面設(shè)備安裝口引出；所述的斜反射面A面法線、斜反射面B面法 線組成的平面為C面；所述的斜反射面B面法線、C面法線組成的平面為D面；所述的斜反 射面B面法線、C面法線和D面法線構(gòu)成的坐標(biāo)系為斜置坐標(biāo)系；單機(jī)狀態(tài)下設(shè)定設(shè)備異形 精測鏡的斜反射面A、B外法向線與設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)的夾角，通過所述的夾角得到在設(shè)備 機(jī)械本體坐標(biāo)系中的異形精測鏡寫反射面A面法線矢量a]、斜反射面B面法線矢量bPC面 法線矢量C#P D面法線矢量d ,，計算得到所述的斜置坐標(biāo)系到設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換 矩陣；
[0012] 2)航天器整器合艙狀態(tài)下測量設(shè)備異形精測鏡的斜反射面A面、斜反射面B面的 外法向線與整器機(jī)械坐標(biāo)系的夾角，通過所述的夾角得到在整器機(jī)械坐標(biāo)系中的異形精測 鏡斜反射面A面法線矢量斜反射面B面法線矢量h、C面法線矢量^和D面法線矢量 尤，計算得到所述的斜置坐標(biāo)系到整器機(jī)械坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣；
[0013] 3)根據(jù)步驟1)的斜置坐標(biāo)系到設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣和步驟2)的斜置 坐標(biāo)系到整器機(jī)械坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，計算得到設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系到整器機(jī)械坐標(biāo)系的 轉(zhuǎn)換矩陣，從而得到精確測量結(jié)果。
[0014] 為進(jìn)一步說明本發(fā)明所提出的方法，所述的轉(zhuǎn)換矩陣計算如下：
[0015] 步驟1)中所述的斜置坐標(biāo)系為xx-yx_zx，所述的設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系為Xfy j-Zp 所述的在單機(jī)狀設(shè)定設(shè)備異形精測鏡的斜反射面A面、B面的外法向線與設(shè)備機(jī)械本體坐 標(biāo)系X]-y]- Z]的夾角分別為（a x]，ay]，αζ])、（βχ]，β"，β ζ])，所述的異形精測鏡斜反射 面A面法線矢量a,、斜反射面B面法線矢量bP C面法線矢量c jP D面法線矢量d ,在設(shè)備 本體坐標(biāo)系Xj-Yj-Zj中表示如下：
[0016]
[0017]
[0018]
[0019]
[0020] 所述的斜置坐標(biāo)系XxIx-ZjJlj設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系X 的轉(zhuǎn)換矩陣為：
[0021]
[0022] 步驟2)中所述的整器機(jī)械坐標(biāo)系為m，所述的航天器整器合艙狀態(tài)下測量 設(shè)備異形精測鏡的斜反射面A面、B面的外法向線與整器機(jī)械坐標(biāo)系&-I-%的夾角分別為 (α Μ，azJ、（βΜ，βζε);所述的異形精測鏡斜反射面A面法線矢量、斜反射面 B面法線矢量C面法線矢量Cf3和D面法線矢量d g在整器機(jī)械坐標(biāo)系X ^yf3-Zf3cIzl表不如 下：
[0023]
[0024]
[0025]
[0026
[0027] 所述的斜置坐標(biāo)系Xx-yx-zx到整器機(jī)械坐標(biāo)系x e-ye_ze的轉(zhuǎn)換矩陣為：
[0028]
[0029] 步驟3)中所述的設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系Xj-yj-z,到整器機(jī)械坐標(biāo)系X ^yf3-Zf3的轉(zhuǎn)換 矩陣為：
[0030] Cje= inv (Cxj) XCxe〇
[0031] 本發(fā)明提供的精測方法可以將密閉航天器艙內(nèi)高精度設(shè)備的精測光路引出，且不 需要開設(shè)專用的精測孔，使密閉艙體內(nèi)安裝的高精度設(shè)備能夠在整器合艙狀態(tài)下進(jìn)行精度 測量，使高精度設(shè)備的精測狀態(tài)與飛行狀態(tài)趨于一致，保證了精測數(shù)據(jù)的有效性。同時該方 法避免了在密閉艙體器表開設(shè)精測孔，有利于保證密閉艙體的密閉性能，有利于提高系統(tǒng) 的可靠性。
【附圖說明】
[0032] 圖1復(fù)雜異形精測鏡示意圖；
[0033] 圖2密閉艙體精測狀態(tài)示意圖。
【具體實施方式】
[0034] 為了更好地理解本發(fā)明的技術(shù)方案，下面結(jié)合附圖及具體實施案例對本發(fā)明做進(jìn) 一步詳細(xì)描述。
[0035] 本發(fā)明提供了一種密閉式航天器的艙內(nèi)設(shè)備的精測方法，具體步驟如下：
[0036] a)在高精度設(shè)備上安裝的正六面體精測鏡上加工兩個斜反射面，形成所述的異形 精測鏡，如圖1所示，定義為反射面A和反射面B，反射面A、B的外法向線與設(shè)備的機(jī)械本 體坐標(biāo)系有一定夾角要求，以保證在整器合艙的狀態(tài)下將反射面A、B的精測光路從航天器 表面已有的操作口或者器表設(shè)備安裝口引出（不需要開設(shè)專用的精測孔）。
[0037] 高精度設(shè)備是指對安裝位置和安裝姿態(tài)均有較高要求的設(shè)備。如航天相機(jī)和航天 發(fā)動機(jī)，只有當(dāng)航天相機(jī)的鏡頭指向特定的方向時才能拍攝得到所需的圖像，只有當(dāng)航天 發(fā)動機(jī)的噴口方向指向特定的方向時才能保證發(fā)動機(jī)的推力對航天器進(jìn)行有效的姿態(tài)控 制和軌道控制。
[0038] 定義斜反射面A面法線、斜反射面B面法線組成的平面為C面；定義B面法線、C 面法線組成的平面為D面；定義異形精測鏡B面法線、C面法線和D面法線構(gòu)成的坐標(biāo)系為 斜置坐標(biāo)系xx-yx-zx。
[0039] 在單機(jī)狀態(tài)下設(shè)定設(shè)備異形精測鏡的斜反射面A面、斜反射面B面外法向線與設(shè) 備機(jī)械本體坐標(biāo)系Xjlj-Zj的夾角分別為（a xj，ayj，azj)、（βχ?，βΗ，β ζ)。
[0040] 異形精測鏡A面法線矢量a_j、B面法線矢量bj、C面法線矢量Cj和D面法線矢量d 在設(shè)備本體坐標(biāo)系Xj-yj-Zj中表示如下：
[0043]
[0041] a』= [a !.j，a2j，a3j] = [cos ( a xj)，cos ( a yj)，cos ( a zj)][0042] bj= [b b2j, b3j] = [cos ( β xj), cos ( β yj), cos ( β zj)]
[0045] 從斜置坐標(biāo)系XxIx-ZjJlj設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系x fyj-z,的轉(zhuǎn)換矩陣為：
[0044]
[0046]
[0047] b)在航天器整器合艙狀態(tài)下測量設(shè)備異形精測鏡的A面、B面的外法向線與整器 機(jī)械坐標(biāo)系的夾角分別為（a xe，a ye，a J、（ β xe，β ye，β J。
[0048] 異形精測鏡A面法線矢量B面法線矢量bp C面法線矢量Cf3和D面法線矢量d 6 在整器機(jī)械坐標(biāo)系X^ye-Ze中表示如下：
[0053] 從斜置坐標(biāo)系Xx-yx-zx到整器機(jī)械坐標(biāo)系X π-%的轉(zhuǎn)換矩陣為：
[0049]
[0050]
[0051]
[0052]
[0054]
[0055] c)根據(jù)設(shè)備單機(jī)狀態(tài)下的設(shè)定結(jié)果和整器狀態(tài)下的精測結(jié)果，計算得到設(shè)備機(jī)械 本體坐標(biāo)系Xj-yj-z_j到整器機(jī)械坐標(biāo)系X ^yf3-Zf3的轉(zhuǎn)換矩陣為：
[0056] Cje= inv(Cxj) XCxe
[0057] 具體以某型號返回器內(nèi)激光IMU(Inertial Measurement Units，慣性測量裝置） 的精測方法為例進(jìn)行說明，見圖2所示。返回器為執(zhí)行再入返回任務(wù)的密閉式航天器，器表 有天線安裝窗口和加注操作窗口，可以在精測時作為精測光路的通道；具有精測要求的激 光頂U(kuò)安裝在器內(nèi)承載結(jié)構(gòu)上，設(shè)備頂部安裝復(fù)雜的異形精測鏡，該異形精測鏡共設(shè)置2個 精測斜面，如圖1所示，2個精測面的外法向線與激光頂U(kuò)的設(shè)備本體坐標(biāo)系的夾角分別設(shè) 置為（67. 5075°，43. 4765°，55. 1173。）和（65. 4487°，68. 065。，146. 0314° )，該精測 夾角的設(shè)置可以保證2個精測光路可以從航天器表面的加注窗口和天線安裝窗口引出，如 圖2所示。
[0058] 定義A面法線、B面法線組成的平面為C面；定義B面法線、C面法線組成的平面為 D面；定義異形精測鏡B面法線、C面法線和D面法線構(gòu)成的坐標(biāo)系為斜置坐標(biāo)系Xx-yx-z x。
[0059] 異形精測鏡A面法線、B面法線、C面法線和D面法線在頂U(kuò)本體坐標(biāo)系Xj- yj-Zj 的矢量如下所示：
[0060]
[0061]
[0062]
[0063]
[0064]
[0065]
[0066] b)在航天器整器合艙狀態(tài)下測量設(shè)備上異形精測鏡的2個精測面的外法向線與 整器機(jī)械坐標(biāo)系16161 6的夾角分別為（67.5226°，43.4358°，55.1492°)、（65.4205°， 68.0999° ,146.0344° )〇
[0074] c)根據(jù)設(shè)備單機(jī)狀態(tài)下的精測結(jié)果和整器狀態(tài)下的精測結(jié)果，通過公式Cp = !Lnv(Cjy) X 計算得到設(shè)備本體坐標(biāo)系X m;到整器機(jī)械坐標(biāo)系X ^yf3-Zf3的轉(zhuǎn)換矩陣：
[0067] 異形精測鏡A面法線、B面法線、C面法線和D面法線在整器機(jī)械坐標(biāo)系 的矢量如下所示：
[0068]
[0069]
[0070]
[0071]
[0072]
[0073]
[0075]
[0076] 綜上所述，以上僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并非用于限定本發(fā)明的保護(hù)范圍。 凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的 保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1. 一種基于復(fù)雜異形精測鏡的精度測量方法，其特征在于，包括以下步驟： 1) 將安裝于高精度設(shè)備上的正六面體精測鏡上加工兩個斜反射面A、B，形成所述的異 形精測鏡，所述的斜反射面A、B的外法向線與設(shè)備的機(jī)械本體坐標(biāo)系有一定夾角要求，該 夾角的角度使在整器合艙的狀態(tài)下將所述的斜反射面A、B的精測光路從航天器表面已有 的操作口或者航天器表面設(shè)備安裝口引出；所述的斜反射面A面法線、斜反射面B面法線組 成的平面為C面；所述的斜反射面B面法線、C面法線組成的平面為D面；所述的斜反射面B 面法線、C面法線和D面法線構(gòu)成的坐標(biāo)系為斜置坐標(biāo)系；單機(jī)狀態(tài)下設(shè)定設(shè)備異形精測鏡 的斜反射面A、B外法向線與設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)的夾角，通過所述的夾角得到在設(shè)備機(jī)械本 體坐標(biāo)系中的異形精測鏡寫反射面A面法線矢量 a]、斜反射面B面法線矢量bPC面法線矢 量C#P D面法線矢量d ,，計算得到所述的斜置坐標(biāo)系到設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣； 2) 航天器整器合艙狀態(tài)下測量設(shè)備異形精測鏡的斜反射面A面、斜反射面B面的外法 向線與整器機(jī)械坐標(biāo)系的夾角，通過所述的夾角得到在整器機(jī)械坐標(biāo)系中的異形精測鏡斜 反射面A面法線矢量斜反射面B面法線矢量h、C面法線矢量^和D面法線矢量cU，計 算得到所述的斜置坐標(biāo)系到整器機(jī)械坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣； 3) 根據(jù)步驟1)的斜置坐標(biāo)系到設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣和步驟2)的斜置坐標(biāo) 系到整器機(jī)械坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，計算得到設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系到整器機(jī)械坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換 矩陣，從而得到精確測量結(jié)果。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于復(fù)雜異形精測鏡的精度測量方法，其特征在于，步 驟1)中所述的斜置坐標(biāo)系為H-Zx，所述的設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系為，所述的在單 機(jī)狀設(shè)定設(shè)備異形精測鏡的斜反射面A面、B面與設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系的夾角分別 為（α x]，a y]，α ζ])、（ β χ]，β y]，β ζ])，所述的異形精測鏡斜反射面A面法線矢量a,、斜反射 面B面法線矢量bPC面法線矢量C j和D面法線矢量d」在設(shè)備本體坐標(biāo)系X j-yfZj中表不 如下：所述的斜置坐標(biāo)系X5Tyx-ZjJij設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系X 的轉(zhuǎn)換矩陣為：步驟2)中所述的整器機(jī)械坐標(biāo)系為，所述的航天器整器合艙狀態(tài)下測量設(shè) 備異形精測鏡的斜反射面A面、B面的外法向線與整器機(jī)械坐標(biāo)系的夾角分別為 (αΜ，azJ、（βΜ，βζε);所述的異形精測鏡斜反射面A面法線矢量、斜反射面 B面法線矢量1\、C面法線矢量Cf3和D面法線矢量d g在整器機(jī)械坐標(biāo)系X ^yf3-Zf3cIzl表不如 下：所述的斜置坐標(biāo)系xx-yx_zx到整器機(jī)械坐標(biāo)系X ^yf3-Zf3的轉(zhuǎn)換矩陣為：步驟3)中所述的設(shè)備機(jī)械本體坐標(biāo)系Xj-yj-z,到整器機(jī)械坐標(biāo)系X^yf3-Zf3的轉(zhuǎn)換矩陣 為： Cje= inv (Cxj) XCxe〇3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種基于復(fù)雜異形精測鏡的精度測量方法，其特征在于， 所述的高精度設(shè)備為航天相機(jī)、航天發(fā)動機(jī)、激光慣性測量裝置。
【文檔編號】G01B11/00GK105890517SQ201510035890
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2015年1月23日
【發(fā)明人】逯運通, 李海飛, 賀曉洋, 張正峰, 舒燕, 張旭輝, 柏江, 王彤
【申請人】北京空間飛行器總體設(shè)計部