复杂卫星抖动下的星敏感器姿态测量数据处理技术

由于复杂卫星在轨运行中不可避免地存在着抖动振动,从而导致星敏感器数据不稳和精度降低,这给低信噪比条件下的敏感器姿态测量数据处理带来了很大困难。该文针对复杂卫星抖动情况下数据的处理进行了讨论,分析了星敏感器测量原理及各类误差源产生机理,并在此基础上,重点研究了抖动条件下的星敏感器姿态测量数据处理技术,结合抖动幅频特性,通过寻找用于处理抖动引起误差的幅频分界点,分析了抖动对星敏感器姿态测量精度的影响,并结合卫星姿态确定过程,给出了抖动情况下星敏感器姿态测量数据的处理方法,可有效地提高星敏感器数据处理精度,使不经稳态控制就可对抖动测量数据进行处理成为可能,大大降低了系统的设计成本,缩短了设计周期。     

星敏感器动态精度评价方法

针对现有精度评价方法无法有效计算星敏感器在大动态条件下精度的问题,基于星敏感器成像模型与星对角距的不变性,提出了一种星敏感器动态精度评价方法。阐明了该方法的原理,提出了计算流程和统计方法。基于风云卫星在轨数据,对比了该方法与常用的滑动窗口法的处理结果,分析了两种方法在小角速率条件下处理的等价性,验证了该方法的可行性。基于地面观星数据,分析了两型星敏感器在不同动态条件下的测量精度。与现有的动态精度评价方法相比,该方法可有效地剥离动态过程中测试系统引入的误差,更真实地反映动态条件下星敏感器的实际测量精度。     

新型分体式星敏感器设计及其应用

星敏感器是当前广泛应用于航天器姿态测量的高精度光学姿态敏感器。介绍了一种新型分体式星敏感器的总体设计、应用及验证情况,其已成功应用于科学试验、通讯及地球观测等多种卫星平台,共有21套产品在轨验证。根据在轨遥测数据分析,全面验证了其主要技术指标:探测灵敏度5.7Mv、数据更新率8Hz、测量精度2.6、阳光抑制角28、动态性能1（）/s等。新型分体式星敏感器是国际上首个在轨飞行验证并引入控制系统闭环控制的APS星敏感器,根据地面测试验证结果和20余套产品长达两年在轨数据的全面分析,其在轨性能与地面测试性能一致,在轨测试结果证明产品的测量精度、鲁棒性、可用性和可靠性等主要性能满足卫星使用要求。     

基于机器学习的大视场星敏感器畸变在轨标定技术

随着遥感卫星在轨任务复杂性的不断提升,对卫星精度的要求也不断提高。星敏感器是星上精度最高态敏感器,因而其在轨标定是提高精度的有效手段。由于大视场星敏感器的镜头畸变复杂,目前广泛采用的基于星对角距的最小二乘法存在一定局限性。因此提出一种基于机器学习的星敏感器在轨标定算法,该方法结合机器学习预测建模思想,通过构造特征建立镜头畸变模型,并结合主成分分析方法进行冗余特征的消除,最后从星角距和模型泛化能力两方面对标定效果进行评价。仿真结果表明:算法对镜头畸变程度较大的星敏感器有良好的校正效果,标定精度始终能保持在0.8内,与目前几种主流算法相比,具有精度高,鲁棒性好等优点。     

星敏感器支架的结构/热稳定性分析及验证

为明确星敏感器支架受空间环境影响产生的变形对星敏感器定姿精度的影响,对星敏感器支架的结构/热稳定性进行了研究。通过有限元法对星敏感器支架进行刚度分析,将热分析获得的在轨极端工况下的温度数据映射至结构模型上计算得到热变形,利用最小二乘法得到各星敏感器光轴矢量,最后进行试验验证。结果表明:星敏感器组件的结构基频为429 Hz,与分析结果相差不超过2%,试验前后星敏感器光轴与基准坐标系各轴夹角最大变化不超过5;在轨期间星敏感器支架最大温度波动小于2 ℃,星敏感器光轴变化最大为4~5,与分析结果一致。星敏感器支架的结构/热稳定性良好,能够满足星敏感器定姿精度要求。     

星敏感器热稳定性的试验分析方法

星敏感器作为高精度姿态测量仪器,在轨工作时易受热环境的影响。针对仿真分析难以精确建立星敏感器光-机-热模型的问题,提出了一种星敏感器热稳定性试验分析方法,通过加热真空罐中的安装面和遮光罩来模拟星敏感器的在轨热环境,利用静态光星模拟器模拟星空,通过观察星敏感器输出姿态的变化评价星敏感器的三轴热稳定性。试验过程中通过自准直仪对安装面棱镜的测量值剥离安装面热变形对姿态测量的影响,经过分析后可知误差在4.5%以内。对某型号高精度星敏感器进行试验,结果表明:当遮光罩温度由27.3℃升至110.6℃时,星敏感器光轴绕x轴的偏移量为2.9″,绕y轴的偏移量为1.2″,绕z轴的偏移量为2.6″;当星敏感器安装支架控温精度为(20±0.3)℃时,星敏感器光轴的偏移量为±0.18″,满足高精度星敏感器的热稳定性指标。     

星敏感器像平面移位误差的分析与校正

星敏感器在长时间工作后会产生三种像平面移位误差,即主点漂移误差、倾斜误差与旋转误差。星敏感器的像平面移位误差会严重影响其测量精度。以往关于星敏感器像平面移位误差的研究仅考虑了像平面三自由度的主点漂移误差。而文中还考虑了星敏感器像平面在剩余三个自由度下的移位误差,即倾斜误差和旋转误差,从而提出了一种新的星敏感器六自由度像平面移位误差模型。最后,利用扩展卡尔曼滤波方法在轨标定了星敏感器的六自由度像平面移位误差。仿真结果显示该方法将星敏感器的测量精度大幅提高到了0.23,因此新的星敏感器像平面移位误差模型弥补了旧模型的不足,显著提高了星敏感器的工作性能。     

基于星像位置误差估计星敏感器姿态角偏差的方法

利用传统的反正切法估算星敏感器测量姿态角偏差时,存在因计算量大干扰算法实时性等问题。针对上述问题,文中提出了根据星像位置误差直接估算星敏感器姿态角偏差的方法。通过分析星敏感器姿态测量原理,推导出星敏感器姿态角变化量对星像位置影响的数学关系式,进而在小视场条件下,得到星像位置误差与星敏感器姿态角测量偏差的公式。该公式计算过程简单,避免了大量的反正切计算。仿真结果表明,在相同的仿真实验条件下,该方法的计算时间比传统方法缩短了近四分之一,且该方法的计算精度也优于传统的反正切法。理论推导和仿真实验说明该方法具有计算量小、实时性好且精度较高的优点,具有一定的工程应用价值。     

一种非设备方式对星敏感器进行精度标定的新方法

星敏感器是一种高精度的空间姿态敏感器,精度标定是保证其高精度测量效果中的重要一环.相对传统的采用测量仪器进行精度标定方式,作者提出了非设备方式对星敏感器进行精度标定的新方法.该方法无需外加精度测量设备,利用第二坐标系下的恒星坐标,换算出恒星角距,然后通过星敏感器对已知的恒星角距进行实际测量,从而标定出星敏感器的测量精度.实验数据证明,与传统方法相比,该方法具有更精确的标定效果.     

载体运动情况下星敏感器测量误差建模与分析

针对星敏感器高精度测量需求,提出了一种载体运动情况下的非线性误差解算方法。分析了星敏感器的误差来源,建立了其测量矢量的线性误差模型;然后根据星敏感器工作特点及非线性误差来源,提出了具有明确物理意义的非线性误差模型改进算法。以某弹载星敏感器为例进行了实验,结果表明,该方法可更好地辨识各项误差大小,对提高星敏感器的标校精度和工作性能具有一定的指导意义。     

视场网状分区域建模的星敏感器标定方法

星敏感器标定是基于更高精度的测量基准对光学系统内方位元素进行建模与最优化解算的过程。针对大视场星敏感器光学系统误差分布非理想轴对称的实际情况,提出了一种采用视场网状分区域建模的内方位元素最优化解算方法。首先,在补偿了星敏感器与标定系统初始对准误差后,基于针孔模型计算主点和焦距;然后,在视场分区域建模思想的指导下,采用多项式拟合结合双线性插值的方法修正畸变;最后,提出了基于测角误差的标定精度评价准则。经实验室标定与外场观星验证,x轴与y轴标定残差较全局建模法分别降低了35%和20%,证明了该方法的有效性。     

地球反照对星敏感器的影响分析

利用光度学的概念和点源辐射传输率(PST),提出了一种分析地球反照对星敏感器的影响的几何光学模型。该模型对地球表面按照经纬度划分了网格,为已知的TOMS反射数据的应用提供了接口,具有一定的通用性和实用性,可简要分析卫星上的星敏感器在一定输入条件下,包括轨道高度、星敏感器的安装方位、太阳入射角度等,地球反照到达遮光罩入口、出口的照度,以及不同离轴角下像面接收的地球反照的照度值。借助此模型,可以为星敏感器在卫星上的安装方位提出建议,并估算出星敏感器遮光罩的抗地球反照干扰性能。仿真分析表明,对于中低轨道而言,地球反照到达星敏感器遮光罩入口的辐照度变化不大,地球反照到达星敏感器遮光罩出口的辐照度主要与遮光罩自身的PST和遮光罩的安装仰角有关;当遮光罩的安装仰角φ=32.5°时,出口的辐照度下降到10-7W/m2,满足遮光罩消杂光的要求。     

基于星敏感器的跟瞄系统在轨标定方法

为分析空间跟瞄机构光轴误差问题,建立了星上跟瞄系统模型,介绍了跟瞄系统不同坐标系间的转换形式,分析了跟瞄机构光轴的误差形式,提出了多星敏光轴标定算法,介绍了标定过程中的坐标转换过程和误差计算方法,通过仿真验证了算法的正确性,并比较了随机误差对光轴标定的影响,同时在引入星敏感器全天识别算法的情况下对双星敏标定算法的正确性进行了验证,对精确度进行了分析。经仿真,双星敏算法标定精确度可达25”以内,比例系数K值小于0.01,在跟瞄相机与星敏同时工作的情况下解决了跟瞄相机的在轨标定问题。     

多视场星敏感器数学模型与精度分析

多视场星敏感器与传统单视场星敏感器相比不仅具有更高的可靠性和自主性,也具有更高的精度和动态性能,是未来星敏感器发展的重要趋势之一.为获得最佳性能,需要对多视场星敏感器的视场大小和布局进行优化.为此,首先建立了多视场星敏感器的数学模型,重点介绍了星点成像和姿态计算.然后推导了多视场星敏感器测量精度的数学表示,分析了影响精度的因素.通过仿真分析了多视场星敏感器视场大小和布局对各因素和精度的影响.仿真结果表明,视场大小对星敏感器精度的影响取决于星敏感器的运动情况,当角速度较小时,视场越小,精度越高;当角速度较大时,视场越大,精度越高.而各视轴相互正交的视场布局下,多视场星敏感器的测量精度最高.     

多视场星敏感器近地轨道自主定位导航方法

传统航天器自主天文导航需要星敏感器、红外地平仪、磁强计等多种敏感器采集导航数据,增加了航天器的成本和复杂度。利用多视场星敏感器的特点,分别对恒星与地球进行成像,在完成姿态测量的同时,得到地心矢量信息,从而进行自主天文导航。首先建立地球几何模型,结合航天器轨道参数与多视场星敏感器的安装布局,实现各个视场内地球边缘的成像模拟,使用Steger 算法提取地球边缘。综合考虑地球扁率的影响,对不同视场中观测到的地球边缘进行拟合得到精确地心矢量,最后进行基于星光角距的直接敏感地平导航仿真。仿真结果表明,在一个视场观测恒星,另外两个视场观测地球边缘的布局情况下,地心矢量精度和导航位置精度分别达到0.017 2（1）和190 m（1）。     

星敏感器高阶畸变的观星标定模型

由于恒星具有很高的姿态精度,使得观星标定成为星敏感器相机参数标定中不可缺少的一种方法.针对高阶非线性畸变情况下的星敏感器相机参数标定问题进行研究,基于星间距的不变性建立了一个两步标定模型.设计了一个紧致的递归均值滤波器来进行参数估计,该滤波器可以在不显著增加计算量的情况下提高参数估计的精度.实验结果表明,相比已有方法,所提出的方法能够实现更高精度的星敏感器相机标定.     

大尺寸空间角测量系统光轴指向不确定度评定

由于被测对象相距较远,高精度的公共测量基准难以建立,因此大尺寸空间角测量的难度较大。为了解决大尺寸条件下空间角的现场测量问题,提出一种基于惯性基准的大尺寸空间角测量方法。首先,阐述了大尺寸空间角的测量原理并且设计了测量系统。然后,对测量系统中基于二维振镜的光轴指向不确定度进行了研究,重点分析了各类误差对光轴指向不确定度的影响。最后,利用蒙特卡洛仿真对各项误差所引起的光轴指向不确定度进行评定,为光轴跟踪装置的误差分配及其指向精度的现场评估等工作奠定了基础。     

新型高精度空间折转光管的设计方法

星模惯测组合装置在标调过程中,要求测量星模拟器出射光束与惯组棱镜反射光束的方位夹角,两光束不仅方向相反且存在空间平移,为了实现单台经纬仪对该角度的测量,该系统中需要加入特定的折转光管.提出了一种新型的空间转折光管的设计方法,能够实现光路的180折转和垂直于星模拟器光轴的平面内的二维平移,设计中采用了直角屋脊棱镜与斜方棱镜,很好地消除了安装误差;为了消除由于棱镜加工误差带来的折转光管传递偏差,设计中加入双光楔结构.折转光管的光路通过双光楔机构可以发生一定的偏转,该偏转可以抵消折转光管各个部分带来的传递偏差.实验结果表明,该设计方法可以很好的实现光路折转地要求,同时在保证折转光管的传递精度的基础上,降低了整个光管的加工成本.     

机器人位姿测量中激光跟踪仪布局位置研究

应用激光跟踪仪进行机器人位姿测量时,为了减小激光跟踪仪分布位置对测量结果的影响,对激光跟踪仪布局位置开展优化。以ABB IRB1410型机器人为研究对象,规划了其测量区域。通过构建激光跟踪仪误差传递函数,对激光跟踪仪测距误差、测角误差对整体坐标测量精度影响进行分析。通过仿真分析研究了激光跟踪仪不同分布位置下机器人测量区域内测量点整体偏差的分布规律。通过构建激光跟踪仪布局评价函数并基于MATLAB无约束线性优化算法确定了激光跟踪仪最优布局位置主要位于测量区域中心轴线及其延长线附近,并对最优位置相邻区域整体测量偏差的分布规律进行了分析,为机器人现场测量提供一定的参考依据。