CN115808675A - 一种激光测距误差补偿方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种激光测距误差补偿方法，涉及激光测距技术领域，解决了现有技术无法对激光测距模块进行精准调节，导致无法在两个卫星之间进行连续测距的技术问题；本发明包括中枢分析模块、数据采集模块和激光测距模块；本发明从卫星服务中心获取卫星的基础位置信息后，基于三维建模技术构建卫星运维模型，提取目标测距时刻的运行轨迹，同时计算整个数据处理过程消耗的时间，根据消耗的时间校正卫星的实时位置，保证后续对激光发射器的精确控制；本发明根据目标测距时刻对应的激光测距曲线提前调节激光发射器，结合光速和运行轨迹精确控制激光发射器，提前规划好激光的发射路线，结合运行轨迹控制激光发射器连续移动，实现了卫星之间的连续测距。

Description

一种激光测距误差补偿方法

技术领域

本发明属于激光测距领域，涉及卫星的激光测距误差补偿技术，具体是一种激光测距误差补偿方法。

背景技术

卫星激光测距技术是高精度卫星精密定位观测手段之一，该技术通过设置在地面的若干观测站发射激光，根据卫星反射的激光来计算卫星据观测站的距离；若需要测量两个卫星之间的距离时，则需要观测站分别测量两个卫星与观测站的距离后，进行转换得到两个卫星之间的距离，测量精度会受到很多因素影响。

现有技术通过设置在卫星上的激光测距模块来测量两个卫星之间的距离，即通过其中一个激光测距模块发射激光，接收另外一个激光测距模块返回的激光，根据时间差来计算二者之间的距离；但是，两个卫星在太空中是不断移动的，需要对激光测距模块不断调节才能够完成距离测量，现有技术无法对激光测距模块进行精准调节，激光在太空中无法准确达到另外一个激光测距模块，导致卫星之间的距离测量无法连续进行；因此，亟须一种激光测距误差补偿方法。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一；为此，本发明提出了一种激光测距误差补偿方法，用于解决现有技术无法对激光测距模块进行精准调节，导致无法在两个卫星之间进行连续测距的技术问题。

为实现上述目的，本发明的第一方面提供了一种激光测距误差补偿方法，包括：

通过卫星服务中心获取卫星的基础位置信息，同时预启动激光测距模块；其中，基础位置信息包括当前位置和轨道信息；

解析校正接收的基础位置信息，根据两个卫星的轨道信息构建卫星运行模型；确定连续测距时段，将连续测距时段均匀划分为若干目标测距时段；将目标测距时段的初始时刻标记为目标测距时刻；

在卫星运行模型中确定两个卫星在目标测距时段的运行轨迹；在运行轨迹中获取目标测距时刻的激光测距路线，同时根据最近的目标测距时刻对应的激光测距路线调节激光发射器，结合光速和运行轨迹对激光发射器进行控制。

优选的，通过卫星服务中心检索整理获取基础位置数据，将基础位置数据及时发送至任意卫星；卫星在接收到基础位置数据之后，基于三维建模技术解析轨道信息构建卫星运行模型；以及

统计基础位置信息的发送时长以及卫星运行模型的构建时长，将发送时长和构建时长相加作为误差时长，结合误差时长确定激光测距路线。

优选的，在构建卫星运行模型的之后，确定连续测距时段，并基于连续测距时段划分若干目标测距时段以及确定目标测距时刻时，统计连续测距时段的处理时长，将处理时长叠加到误差时长中；或者

在构建卫星运行模型过程中处理连续测距时段；当连续测距时段的处理时长超过卫星运行模型的构建时长时，则将超出的时长叠加到误差时长中。

优选的，所述在卫星运行模型中确定两个卫星在目标测距时刻的激光测距路线，包括：

综合考虑误差时长确定两个卫星在卫星运行模型中的实时位置；

将两个卫星的实时位置与轨道信息相结合，确定目标测距时段两个卫星的运行轨迹；基于两个卫星的运行轨迹确定目标测距时刻的激光测距路线。

优选的，所述根据最近的目标测距时刻的激光测距路线调节激光发射器，结合光速对激光发射器进行控制，包括：

在最近的激光测距时刻到达之前，提前将激光发射器的激光发射角度与激光测距时刻对应的激光测距路线重合；

从卫星运行模型中提取激光测距时刻两个卫星之间的直线距离，结合环境计算激光从直线距离的一端到达另外一端需要的时间，标记为准备时间；根据激光测距时刻和准备时间确定激光发射时刻，进而控制激光发射器发射激光。

优选的，在激光发射时刻控制激光发射器发射激光之后，根据目标测距时段两个卫星的运行轨迹模拟获取若干激光测距路线；以及

根据若干激光测距路线提取激光发射器的发射角度，建立角度变化曲线；并在目标测距时段中根据角度变化曲线调整激光发射器的激光发射角度。

优选的，在激光测距从一个目标测距时段到达另外一个激光测距时段时，根据两个目标测距时段之间目标测距时刻对应的激光测距路线来验证激光发射器调节精度，包括：

通过卫星运行模型模拟获取后一激光测距时段两个卫星的运行轨迹，提取目标测距时刻的激光测距路线，作为测距验证曲线；

当前一激光测距时段最后时刻的激光发射角度与测距验证曲线的激光发射角度一致时，则判定验证通过；否则，根据测距验证曲线重新调节激光发射器。

本发明的第二方面提供了一种激光测距误差补偿***，内置于卫星中，包括中枢分析模块，以及数据采集模块和激光测距模块；中枢分析模块：解析校正接收的基础位置信息，根据两个卫星的轨道信息构建卫星运行模型；结合卫星运行模型获取两个卫星的运行轨迹，根据运行轨迹调节激光发射器；

数据采集模块：通过与之相连接的卫星服务中心获取卫星的基础位置信息，并及时发送至中枢分析模块；其中，基础位置信息包括当前位置和轨道信息；

激光测距模块：通过激光发射器发射激光测量两个卫星之间的距离。

优选的，所述中枢分析模块分别与数据采集模块和激光测距模块通信和/或电气连接；其中，数据采集模块与卫星服务中心通信连接；

所述激光测距模块包括控制处理单元、激光发射器以及激光反射器。

本发明的第二方面提供了一种激光测距误差补偿装置，包括存储介质和处理器；所述存储介质存储有操作指令，所述处理器执行操作指令实现一种激光测距误差补偿方法的工作步骤。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1.本发明从卫星服务中心获取卫星的基础位置信息之后，基于三维建模技术构建卫星运维模型，提取目标测距时刻的运行轨迹，同时计算整个数据处理过程消耗的时间，根据消耗的时间校正卫星的实时位置，保证后续对激光发射器的精确控制。

2.本发明根据目标测距时刻对应的激光测距曲线提前调节激光发射器，结合光速和运行轨迹精确控制激光发射器，提前规划好激光的发射路线，结合运行轨迹可以控制激光发射器连续移动，实现了卫星之间的连续测距。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的工作步骤示意图；

图2为本发明的***原理示意图。

实施方式

下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例；基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

现有技术在进行激光测距时一般是通过地面观测站进行测量，即通过观测站测量得到两个卫星的相对位置，再根据相对位置来确定两个卫星之间的距离，这种方式得到的卫星距离耗时耗力，而且存在一定的时延；还有一种是根据卫星上安装的激光测距模块直接来测量距离，但是在浩瀚的宇宙中短时间内两个卫星的相对位移非常大，没法及时调整激光发射角度，导致无法连续测量卫星距离。

请参阅图1，本发明第一方面实施例提供了一种激光测距误差补偿方法，包括：通过卫星服务中心获取卫星的基础位置信息，同时预启动激光测距模块；解析校正接收的基础位置信息，根据两个卫星的轨道信息构建卫星运行模型；确定连续测距时段，将连续测距时段均匀划分为若干目标测距时段；将目标测距时段的初始时刻标记为目标测距时刻；在卫星运行模型中确定两个卫星在目标测距时段的运行轨迹；在运行轨迹中获取目标测距时刻的激光测距路线，同时根据最近的目标测距时刻对应的激光测距路线调节激光发射器，结合运行轨迹和光速对激光发射器进行控制。

本发明从卫星服务中心获取卫星的基础位置信息之后，基于三维建模技术构建卫星运维模型，提取目标测距时刻的运行轨迹，同时计算整个数据处理过程消耗的时间，根据消耗的时间校正卫星的实时位置，保证后续对激光发射器的精确控制；本发明根据目标测距时刻对应的激光测距曲线提前调节激光发射器，结合光速和运行轨迹精确控制激光发射器，提前规划好激光的发射路线，结合运行轨迹可以控制激光发射器连续移动，实现了卫星之间的连续测距。

本发明中的基础位置信息包括当前位置和轨道信息，轨道信息是卫星围绕地球运行的预设轨道，在没有其他变故的情况下，卫星沿着预设轨道运行，而当前位置是卫星当前时刻在轨道上的具***置，是构建卫星运行模型的重要依据。

在中枢分析模块接收到卫星基础位置信息之后，即预启动激光测距模块，也就说开始做激光测距准备；其目的之一是对相关设备进行预热，做好测距准备，目的之二是便于统计误差时长，对卫星位置进行合理调整。

本发明中通过卫星服务中心检索整理获取基础位置数据，将基础位置数据及时发送至任意卫星；卫星在接收到基础位置数据之后，基于三维建模技术解析轨道信息构建卫星运行模型；以及统计基础位置信息的发送时长以及卫星运行模型的构建时长，将发送时长和构建时长相加作为误差时长，结合误差时长确定激光测距路线。

上述任意卫星是指需要进行测距的两个卫星中的至少一个，该卫星中的中枢分析模块解析基础位置数据之后，可以构建两个卫星相对地球运行的轨道模型，也就是卫星运行模型，在卫星运行模型中可以提取出卫星在对应运行轨道的位置；此时，还需要统计基础位置数据发送至卫星所需的发送时长，以及从解析基础位置数据到构建卫星运行模型的构建时长，发送时长和构建时长相加即为误差时长，在这个误差时长中卫星会相对于基础位置数据中的当前位置发生较大偏移，因此需要根据误差时长来提取激光测距路线。

上述轨道信息主要决定卫星的形状和大小，包括卫星轨道的六要素：长轴、短轴、交点角、近地点幅角、轨道倾角和过近地点时刻；根据轨道信息构建卫星运行模型实际是将六要素通过算法(如OpenGL)或者现有软件(如COMSOL)来构建，经过渲染之后即可将构建的卫星运行模型可视化。

最近的目标测距时刻是指当前时刻之后，接下来最先到达的目标测距时刻；本发明中的三维建模技术其主要目的是构建卫星运行模型，因此三维建模技术包括根据算法或者软件构建卫星的运行轨迹，以及将其渲染展示出来，三维建模技术是整个卫星运行模型构建的总称。

本发明在构建卫星运行模型的之后，确定连续测距时段，并基于连续测距时段划分若干目标测距时段以及确定目标测距时刻时，统计连续测距时段的处理时长，将处理时长叠加到误差时长中。

上述的连续测距时段是预先设定的，如在未来一天时间进行连续测距，则未来一天即为连续测距时段，每个小时可以作为目标测距时段，而每个小时对应的时刻作为目标测距时刻；从连续测距时段到目标测距时刻也需要一定的时间，也就是处理时长，将处理时长也叠加到误差时长中。

需要注意的是，在构建卫星运行模型之后再处理来连续测距时段时，需要将处理时长叠加到误差时长中；而模型构建和处理连续测距时段可以连续进行，即在构建卫星运行模型过程中处理连续测距时段；当连续测距时段的处理时长超过卫星运行模型的构建时长时，则将超出的时长叠加到误差时长中。

本发明中在卫星运行模型中确定两个卫星在目标测距时刻的激光测距路线，包括：综合考虑误差时长确定两个卫星在卫星运行模型中的实时位置；将两个卫星的实时位置与轨道信息相结合，确定目标测距时段两个卫星的运行轨迹；基于两个卫星的运行轨迹确定目标测距时刻的激光测距路线。

根据误差时长和运行轨迹可以计算出两个卫星在卫星运行模型中的实时位置，结合卫星的轨道信息可以提取卫星在未来短时间的运行轨迹，也就是说在短时间内两个卫星均会按照对应的运行轨迹来运行；在确定两个卫星的运行轨迹之后，可以确定目标测距时刻两个卫星(卫星中心)之间的直线，根据激光测距模块相对于卫星中心的位置对直线进行调整，获取目标测距时刻的激光测距路线；也就说，在测距开始时，激光发射器沿着激光测距路线发射激光，对应卫星的激光反射器沿着激光测距路线反射激光即可。

如上，本发明还可以连续测量地面固定目标和卫星之间的距离，即在地面固定目标位置设置激光反射器反射卫星激光发射器发射的激光即可完成测距。

本发明中根据最近的目标测距时刻的激光测距路线调节激光发射器，结合光速对激光发射器进行控制，包括：在最近的激光测距时刻到达之前，提前将激光发射器的激光发射角度与激光测距时刻对应的激光测距路线重合；从卫星运行模型中提取激光测距时刻两个卫星之间的直线距离，结合环境计算激光从直线距离的一端到达另外一端需要的时间，标记为准备时间；根据激光测距时刻和准备时间确定激光发射时刻，进而控制激光发射器发射激光。

开始在连续测距时段进行激光测距，且在最近的激光测距时刻到达之前，提前将激光发射器沿着对应的激光测距路线调节，同理对面卫星的激光反射器也沿着激光测距路线调节；根据太空环境中激光速度(可以真空中光速代替)从激光发射器到对面卫星的激光反射器所需要的时间，来控制激光发射器发射激光；需要注意的是，根据卫星运行模型提取的两个卫星之间的距离是根据模型计算出来的，与实际情况存在一定误差，但是该误差并不会对准备时长造成多大影响。

本发明中在激光发射时刻控制激光发射器发射激光之后，根据目标测距时段两个卫星的运行轨迹模拟获取若干激光测距路线；以及根据若干激光测距路线提取激光发射器的发射角度，建立角度变化曲线；并在目标测距时段中根据角度变化曲线调整激光发射器的激光发射角度。

将目标测距时段平均划分为份，则每份初始时刻均对应一条激光测距路线；根据这若干条激光测距路线可以拟合出激光发射器(或者激光反射器)相对于对应卫星的角度变化，可以通过曲线拟合得到角度变化曲线，则在这个测距时段中均可以通过该角度变化曲线及时调整激光发射器(或者激光反射器)的角度，即可完成卫星之间的连续测距。

在另外一些优选的实施例中，还可以在目标测距时段中设置足够多的激光测距路线，进而提取角度变化表，在任意时刻对角度变化表进行插值处理即可对激光发射器(或者激光反射器)的角度进行连续调节。

本发明中在激光测距从一个目标测距时段到达另外一个激光测距时段时，根据两个目标测距时段之间目标测距时刻对应的激光测距路线来验证激光发射器调节精度，包括：通过卫星运行模型模拟获取后一激光测距时段两个卫星的运行轨迹，提取目标测距时刻的激光测距路线，作为测距验证曲线；当前一激光测距时段最后时刻的激光发射角度与测距验证曲线的激光发射角度一致时，则判定验证通过；否则，根据测距验证曲线重新调节激光发射器。

实际上在拟合获取角度变化曲线过程中的激光测距路线均可以用于验证激光测距过程，即判断在对应时刻的实际角度是否与对应的激光测距路线的角度一致，若一致，说明两个卫星之间的激光测距正常进行；否则，则需要重新调整角度变化曲线或者角度变化表的插值距离。

在整个连续测距时段中不断通过激光测距路线对实际的激光发射器角度或者激光反射器角度进行判断，一旦发现异常则及时调整，能够维持连续测距时段中的卫星之间的精确测距。

请参阅图2，本发明第二方面实施例提供了一种激光测距误差补偿***，内置于卫星中，包括中枢分析模块，以及数据采集模块和激光测距模块；中枢分析模块：解析校正接收的基础位置信息，根据两个卫星的轨道信息构建卫星运行模型；结合卫星运行模型获取两个卫星的运行轨迹，根据运行轨迹调节激光发射器；数据采集模块：通过与之相连接的卫星服务中心获取卫星的基础位置信息，并及时发送至中枢分析模块；其中，基础位置信息包括当前位置和轨道信息；激光测距模块：通过激光发射器发射激光测量两个卫星之间的距离。

本发明的第三方面实施例提供了一种激光测距误差补偿装置，包括存储介质和处理器；存储介质存储有操作指令，处理器执行操作指令实现一种激光测距误差补偿方法的工作步骤。

本发明的工作原理：

通过与数据采集模块相连接的卫星服务中心获取卫星的基础位置信息，同时预启动激光测距模块；中枢分析模块解析校正接收的基础位置信息，根据两个卫星的轨道信息构建卫星运行模型；确定连续测距时段，将连续测距时段均匀划分为若干目标测距时段；将目标测距时段的初始时刻标记为目标测距时刻。

中枢分析模块在卫星运行模型中确定两个卫星在目标测距时段的运行轨迹；在运行轨迹中获取目标测距时刻的激光测距路线，同时根据最近的目标测距时刻对应的激光测距路线调节激光发射器，结合光速对激光发射器进行控制。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方法而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方法进行修改或等同替换，而不脱离本发明技术方法的精神和范围。

Claims (7)

1.一种激光测距误差补偿方法，其特征在于，包括：

通过卫星服务中心获取卫星的基础位置信息，同时预启动激光测距模块；其中，基础位置信息包括当前位置和轨道信息；

解析校正接收的基础位置信息，根据两个卫星的轨道信息构建卫星运行模型；确定连续测距时段，将连续测距时段均匀划分为若干目标测距时段；将目标测距时段的初始时刻标记为目标测距时刻；

在卫星运行模型中确定两个卫星在目标测距时段的运行轨迹；在运行轨迹中获取目标测距时刻的激光测距路线，同时根据最近的目标测距时刻对应的激光测距路线调节激光发射器，结合光速对激光发射器进行控制。

2.根据权利要求1所述的一种激光测距误差补偿方法，其特征在于，通过卫星服务中心检索整理获取基础位置数据，将基础位置数据及时发送至任意卫星；卫星在接收到基础位置数据之后，基于三维建模技术解析轨道信息构建卫星运行模型；以及

统计基础位置信息的发送时长以及卫星运行模型的构建时长，将发送时长和构建时长相加作为误差时长，结合误差时长确定激光测距路线。

3.根据权利要求2所述的一种激光测距误差补偿方法，其特征在于，在构建卫星运行模型的之后，确定连续测距时段，并基于连续测距时段划分若干目标测距时段以及确定目标测距时刻时，统计连续测距时段的处理时长，将处理时长叠加到误差时长中；或者

在构建卫星运行模型过程中处理连续测距时段；当连续测距时段的处理时长超过卫星运行模型的构建时长时，则将超出的时长叠加到误差时长中。

4.根据权利要求3所述的一种激光测距误差补偿方法，其特征在于，所述在卫星运行模型中确定两个卫星在目标测距时刻的激光测距路线，包括：

综合考虑误差时长确定两个卫星在卫星运行模型中的实时位置；

将两个卫星的实时位置与轨道信息相结合，确定目标测距时段两个卫星的运行轨迹；基于两个卫星的运行轨迹确定目标测距时刻的激光测距路线。

5.根据权利要求4所述的一种激光测距误差补偿方法，其特征在于，所述根据最近的目标测距时刻的激光测距路线调节激光发射器，结合光速对激光发射器进行控制，包括：

在最近的激光测距时刻到达之前，提前将激光发射器的激光发射角度与激光测距时刻对应的激光测距路线重合；

从卫星运行模型中提取激光测距时刻两个卫星之间的直线距离，结合环境计算激光从直线距离的一端到达另外一端需要的时间，标记为准备时间；根据激光测距时刻和准备时间确定激光发射时刻，进而控制激光发射器发射激光。

6.根据权利要求5所述的一种激光测距误差补偿方法，其特征在于，在激光发射时刻控制激光发射器发射激光之后，根据目标测距时段两个卫星的运行轨迹模拟获取若干激光测距路线；以及

根据若干激光测距路线提取激光发射器的发射角度，建立角度变化曲线；并在目标测距时段中根据角度变化曲线调整激光发射器的激光发射角度。

7.根据权利要求6所述的一种激光测距误差补偿方法，其特征在于，在激光测距从一个目标测距时段到达另外一个激光测距时段时，根据两个目标测距时段之间目标测距时刻对应的激光测距路线来验证激光发射器调节精度，包括：

通过卫星运行模型模拟获取后一激光测距时段两个卫星的运行轨迹，提取目标测距时刻的激光测距路线，作为测距验证曲线；

当前一激光测距时段最后时刻的激光发射角度与测距验证曲线的激光发射角度一致时，则判定验证通过；否则，根据测距验证曲线重新调节激光发射器。

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