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.     

基于双视场弹载星敏感器的姿态测量及误差分析

姿态测量是导弹导航、制导系统的重要组成部分,为提高弹载星敏感器测量姿态的精度,提出了基于双视场星敏感器测量导弹姿态的方法.首先,由单个视场中的导航星求得每一个视轴的方位,然后通过双视轴矢量求得弹体在赤道惯性坐标系姿态,由发射点惯性系和赤道惯性系的关系,可得到导弹在发射点惯性系的姿态,并给出了具体数学表达式.最后,定量分析了双视场中星数目对姿态精度的影响,对合理采用姿态数据,提高测量精度有一定的指导意义.     

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）。     

船用星敏感器姿态测量误差建模与仿真分析

为提高船用星敏感器姿态测量精度,对星敏感器船体姿态测量误差模型进行了理论分析。首先针对船用星敏感器的使用环境构建了船用星敏感器观测模型,然后推导了基于角度测量的船用星敏感器误差模型,最后仿真分析了星敏感器地平滚动角测量误差、安装角度对船体姿态测量精度的影响。误差模型与仿真结果表明,星敏感器地平姿态测量误差、安装角度标定误差以及安装布局等是影响船体姿态测量精度的主要因素,其中当星敏感器地平滚动角测量误差为100″时,船体姿态测量误差最大可达112″;安装布局对船体姿态测量精度有一定的影响,其中船体姿态测量误差随安装方位角的变化而呈周期性振荡趋势,纵摇测量误差随安装仰角的增加而增大;当星敏感器沿艏艉线方向安装时,航向测量误差随安装仰角的增加而增大,当沿垂直于艏艉线方向布局时,横摇测量误差随安装仰角的增加而增大。     

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.     

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。     

基于最小二乘的航天器天文导航定姿算法研究

星敏感器是目前精度最高的姿态测量仪器之一,具有自主性和稳定性,是航天器主要的定姿设备.研究采用最小二乘法对星敏感器的测量信息进行处理得到航天器姿态信息,通过数字仿真证明姿态精度可以达到角秒级,为某工程型号应用提供理论依据.     

星图分布对星敏感器最小二乘姿态精度的影响

星敏感器的姿态确定是其导航最基本、最关键的环节。为了分析星图分布对最小二乘姿态测量精度的影响,描述了星敏感器的姿态角定义,研究了最小二乘法求解星敏感器姿态的过程,并从数学角度推导了存在一定观测误差的情况下,最小二乘方法产生较差姿态测量精度的部分主要原因,即系数矩阵的条件数变化。最后以星图模拟的方式在不同条件下模拟了三组典型的星图分布,对其进行姿态测量和结果统计。统计结果表明:姿态测量精度除了受条件数描述的导航星间相对位置的影响外,还与导航星组在星图中的不同位置以及不同的星敏感器参数模型有关。     

基于双星敏感器的船体姿态测量系统设计

提出了一种基于双星敏感器的船体姿态测量系统。本系统采用两台大视场高精度CCD星敏感器,一台指向船艉,一台指向左舷,组合定姿达到提高横摇角测量精度的目的。选用TH7888A作为CCD传感器,成像后经实时图像处理器提取星点目标位置、灰度信息传给数据处理计算机,通过星图识别、姿态确定获取地心惯性坐标系下视轴指向,经岁差、章动、极移、船位、蒙气差等修正,获得惯导地平系下姿态矩阵。依据标定的星敏感器与甲板坐标系安装矩阵,解算船体姿态角,将两台星敏感器解算的姿态角进行融合,达到获取三个高精度船体姿态角的目的。实验表明,该系统航向、纵摇及横摇测角精度分别达到8.46″、7.16″及5.11″,测量精度高、自主性强且能不随时间漂移。