[发明专利]一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法

摘要

本发明涉及一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，该方法使用多个激光测距结果，通过合理布置激光测距仪位置形成环形测量结构，配合椭圆拟合实时算法，通过计算斜椭圆偏心角、几何中心以及长短轴等椭圆参数，结合卫星发动机喷嘴模型，解算得到两卫星间相对位姿，该方法通过非接触式测量，实现了相对位姿测量的高实时和高精度，即能够获得实时性很高的测量结果，并通过简化算法能够得到实时高精度相对位姿结果，以最大限度的降低碰撞概率，大大减少了由抓捕失败造成的目标逃逸，克服了原有锥杆式抓捕机构适应性差的缺点。

主权项

一种用于高轨卫星通用抓捕机构的相对位姿实时测量方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤(一)、将n个激光测距仪(5)安装在第一安装架(1)上，将m个激光测距仪(6)安装在第二安装架(2)上，并将第一安装架(1)安装在卫星抓捕机构(3)的顶端，将第二安装架(2)安装在卫星抓捕机构(3)的底端，其中n个激光测距仪(5)处在与卫星抓捕机构(3)的轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪(6)处在与卫星抓捕机构(3)的轴线垂直的同一个平面上，其中n、m均为正整数，且n≥3，m≥6；步骤(二)、将卫星抓捕机构(3)伸入目标卫星发动机喷嘴(7)时，安装在卫星抓捕机构(3)顶端的n个激光测距仪(5)首先进入目标卫星发动机喷嘴(7)，分别测量得到n个激光测距仪(5)与卫星发动机喷嘴(7)内壁的距离d1i，i＝1,2…n；步骤(三)、将所述n个距离值d1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d1i均大于报警阈值时，进入步骤(四)，否则，调整卫星抓捕机构(3)与卫星发动机喷嘴(7)的相对位置，避免发生碰撞；步骤(四)、将安装在卫星抓捕机构(3)底端的m个激光测距仪(6)伸入卫星发动机喷嘴(7)内部，分别测量得到m个激光测距仪(6)与卫星发动机喷嘴(7)内壁的距离d2j，j＝1,2…m；步骤(五)、将m个激光测距仪(6)所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴(7)内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪(6)距离卫星抓捕机构(3)中心轴线的距离D，和m个激光测距仪(6)与卫星发动机喷嘴(7)内壁的距离d2j，j＝1,2…m，计算m个激光测距仪(6)发出的激光与卫星发动机喷嘴(7)内壁的交点坐标(xj，yj)，j＝1,2…m，具体公式如下：xj=(D+d2j)×cosαjyi=(D+d2j)×sinαj(j=1,2,...m)]]>其中：αj为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，所述X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向；步骤(六)、根据步骤(五)中得到的m个交点坐标(xj，yj)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程如下：约束条件为：b2‑4ac＝0；其中：α→=ABCDEFT;]]>步骤(七)、由步骤(六)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(xc,yc)、长短轴(a,b)以及长轴夹角θ，具体公式如下：xc=B·E-2C·D4AC-B2]]>yc=B·D-2A·E4AC-B2]]>a=2-2FA+C-B2+(A-CF)2]]>b=2-2FA+C+B2+(A-CF)2]]>θ=12arctamBA-C;]]>步骤(八)、根据步骤(七)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构(3)轴线与卫星发动机喷嘴(7)轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构(3)距离卫星发动机喷嘴(7)的喉管的距离L:若卫星发动机喷嘴(7)模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)。