大视场星敏感器标定技术

星敏感器是一种高精度的空间姿态测量装置,精度标定是其高精度测量的重要保障.在分析影响大视场星敏感器测量误差因素的基础上,针对常用标定方法(如多项式畸变模型法和直接映射法)的缺点,提出遗传算法优化的BP神经网络算法进行大视场星敏感器标定.根据此方法建立了大视场星敏感器标定系统,并进行了实验测试.实验结果表明:该标定方法使得单星测角误差由标定前的0.14°降低到0.0053 °,有效提高了大视场星敏感器测角精度,并且代码效率高、稳定性高.     

一种星敏感器安装误差标定模型仿真研究

安装误差对星敏感器姿态确定精度有严重影响,需对其进行有效的标定与补偿。为此提出了一种以星敏感器量测信息为依据的安装误差快速标定模型和方法。该方法通过分析星敏感器输出的姿态信息与安装误差之间耦合关系,建立四位置下星敏感器测量信息及相对位置关系与安装误差的观测模型,在此基础上推导了安装误差标定及补偿算法。仿真表明,该法能够实现对星敏感器安装误差的高精度标定,可有效提高星光天文定姿的精度,对星敏感器的高精度应用具有重要的理论意义和实际参考价值。     

面向微小卫星的红外静态焦平面地球敏感器设计

红外地球敏感器是卫星姿态控制系统中的一个重要部件,基于光机扫描技术的传统红外地球敏感器存在体积大、功耗高、精度低的缺点,无法满足微小卫星对姿态敏感器的要求。针对以上不足,提出了一种基于红外焦平面成像技术的地球敏感器的实现方法及相应的地面标定测试方法。该设计的地球敏感器具有结构简单、体积小、功耗低的特点。从地球敏感器的工作原理出发,提出了整个敏感器构架,并完成整个系统的软硬件设计。在标定测试方法中建立了敏感器仿真测试模型,并搭建实验测试平台对敏感器其精度进行标定。测试结果表明此地球敏感器具有0.1°的测量精度,能很好地满足微小卫星姿态系统的精度要求。     

基于最大熵卡尔曼滤波的机载SINS星敏感器辅助空中标定技术

为增强机载捷联惯导系统（SINS）在自标定过程中的可观测性,提升陀螺仪漂移和加速度计零偏估计的速度和精度,引入星敏感器姿态信息和GPS速度信息,辅助完成捷联惯导系统的空中标定。同时,考虑在实际空中飞行条件下,受气流、电磁干扰等影响,姿态和速度的量测噪声呈非高斯分布且噪声统计特性不精确,导致经典卡尔曼滤波性能降低。为有效利用量测信号中的高阶矩信息,在卡尔曼滤波中采用最大熵准则代替最小均方误差准则,对星敏感器辅助下的机载捷联惯导系统的误差进行标定。仿真结果表明,经最大熵卡尔曼滤波后,惯性器件误差的标定精度明显提升;在采用星敏感器后,对陀螺仪漂移的标定速度和精度都得到了提升。     

基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法

为了解决传统航天器姿态测量方法中存在的误差率高的问题,提出基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法。首先对使用的精密星敏感器进行设计,并将在不影响航天器运行的前提下安装在合适的位置上。通过建立运动坐标系、坐标参数转换和设置姿态参数三个步骤得出航天器运动模型,在该模型下分析出航天器姿态的基本运动规律、利用精密星敏感器识别并选取航天器空间下的任意三个星点,最后综合定位的星点和航天器姿态的运动规律,从不同的角度上确定航天器姿态测量结果,为了提高航天器姿态测量结果的精度进行标定处理。通过模拟实验分析得出结论：与传统测量方法相比,基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法的平均误差率降低了6.0%。     

星敏感器技术

80年代初星敏感器技术已经被应用于卫星和航天器的姿态测量和控制系统中;星敏感器技术包括光学、机械、电子线路、软件以及标定和验证实验。目前,其姿态测量精度优于5角秒;发展趋势是小型一体化、低功耗、高精度、输出接口标准化。     

基于多视场星敏感器的姿态确定方法

星敏感器是目前航天器姿态测量精度最高的器件,与传统的单视场星敏感器相比,多视场星敏感器可以实现三轴同样高精度的姿态测量,提高姿态测量精度;针对单视场星敏感器姿态确定问题,推导了以最小代价函数为指标的QUEST姿态确定算法;对于多视场星敏感器,通过坐标变换方法将多个视场的导航星矢量转换到同一视场中,再利用QUEST算法得到航天器姿态;最后仿真结果表明,坐标变换后进行姿态确定得到的姿态数据与单个视场所得的姿态数据相同,验证了方法的正确性。     

基于EKF的航天器姿态确算法定及精度分析

采用陀螺和星敏感器组合的方式来进行航天器姿态确定。首先建立了陀螺和星敏感器的测量模型,选择以四元数作为描述航天器姿态的参数,详细推导了在小偏差下以误差姿态角和陀螺常值漂移误差为状态量的滤波状态方程,并且以星敏感器的测量残差作为量测量,采用扩展卡尔曼滤波（Extended Kalman Filter, EKF）算法进行姿态确定;然后进行了仿真分析,仿真结果表明：该算法可以达到较高的姿态确定精度;最后对影响姿态确定精度的硬件因素和软件因素进行了定量的数据分析,得出了有一定意义的结论,从而为工程实践提供理论支持。     

星敏感器测量模型及其在卫星姿态确定系统中的应用

本文对星敏感器三轴姿态测量的误差性质进行研究，得到一些具有实用意义的结果，在此基础上提出了改进的星敏感器测量模型，可以提高姿态确定的精度。     

高精度星敏感器温度测量系统设计与实现

针对环境温度对高精度星敏感器测量精度的影响,设计了基于FPGA和AD7416的星敏感器温度测量控制系统。以FPGA作为主控制器,通过I2C总线控制温度传感器AD7416采集温度并控制制冷系统对星敏感器进行制冷,使其工作在-20℃-0℃范围内。实验结果表明,该系统测量速度快,测量精度高,提高了星敏感器的成像质量和测量精度,可满足星敏感器系统要求。     

利用GPS姿态敏感器和星敏感器测量值的组合确定航天器的姿态

GPS在航天领域的应用有几大优势，例如可在轨获得完全的导航信息，质量轻，体积小，功耗低等。 GPS定姿有许多重要的优点，可快速而可靠地实现初始姿态捕获，抗自旋速率，在执行任务期间始终有二颗GPS卫星在用户航天器视场之中可用于姿态确定。此外，GPS还可作为航天器的一种安全模式姿态敏感器。因此，GPS定姿技术看来是很有前途的。但由于GPS定姿受到基线长度和信号噪声的限制，可实现的定姿精度较低，因此，GPS姿态敏感器不能用于要求高精度姿态测量信息以及基线长度受结构限制的航天器任务上。对于这些航天任务，星敏感器将是合适的姿态敏感器。星敏感器安姿精度高，鲁棒性强，且星敏感器定姿算法业已完全成熟。利用星敏感器定姿的缺点是其视场受到限制，只能在较低的角速率下工作，敏感器性能随时间推移而降低，有时还会产生恒星识别问题。 考虑到GPS和星敏感器各有其优缺点，因此将GPS姿态敏感器和星敏感器组合，取长补短，看来这是极有前途的。这种敏感器组合可应用于广泛的飞行任务类型。满足高精度定姿要求。 目前在德国航空航天研究院（DLR）／德国航天测控中心（GSOC）已经上马了一个研究项目，着手开发GPS姿态敏感器和星敏感器的组合定姿新算法，探索研究两种敏感器互补和彼此支持的各种可能性，以提高姿态解的精度．拓宽这种定姿技术的应用范围。 本文发表的初步研究成果是在转台上进行的一次试验中获得的，试验转台上安装了一个配有4副接收天线的GPS定姿敏感器，在夜间的一次地面试验期间还在转台项上装了一个星敏感器。     

基于星敏感器的卫星对地定姿误差分析

风云三号气象卫星上携带的一台星敏感器解算出的卫星对地姿态呈现出非正常的幅值约为0.15°的正弦周期性偏差。为解决上述问题,分析了影响卫星对地姿态的误差因素,对星敏感器本身的主点偏差、焦距误差、光轴不垂直、CCD面旋转、星表位置误差等对卫星对地姿态误差的影响规律进行了仿真和分析。结果表明:对于CCD为512×512、象元大小为17μm、视场为16°×16°、安装方位角、高角分别为107°、29°的星敏感器而言,主点偏差5像素,会对卫星对地姿态带来最大约为0.17°的固定系统偏差;焦距误差0.1mm、光轴不垂直0.1°、CCD面旋转0.1°等对卫星对地姿态的影响较小,误差不超过30";星表中恒星位置在不加岁差、章动修正的情况下,会造成卫星对地三轴姿态误差呈正弦周期性变化,且周期与卫星轨道周期一致。风云三号气象卫星的对地姿态周期性偏差现象是由于星敏感器的星表恒星位置未进行岁差、章动等修正引起的。     

捷联惯导在轨标定算法研究

为了保证长期在轨工作的捷联惯性导航系统的精度,设计了一种捷联惯导在轨标定算法.通过分析捷联惯导的主要误差源,建立了标定误差模型和导航误差模型.用加速度计的零位漂移、陀螺仪的零位漂移、陀螺仪的标度因数误差和安装误差构造系统状态方程,利用卫星导航系统提供的速度、位置信息和星敏感器提供的姿态信息构造量测方程,经过滤波运算得到各项误差估计值.算法解决了捷联惯导与星敏感器坐标轴不重合的问题,提高了嵌入式计算机的计算能力.最后对算法进行了数学仿真,仿真结果证明了算法的有效性.     

基于STK的卫星星敏感器视场仿真研究

研究卫星无陀螺姿态稳定性优化控制问题,针对在轨星敏感器可能会受到太阳光、月光、地气光等杂散光的干扰,从而降低星敏感器姿态测量精度以及有效姿态率等.首先建立了星敏感器视场遇杂散光的数学模型.为解决上述问题,提出用Satellite Tool Kit(STK)仿真软件进行了杂散光进入星敏感器视场的仿真,并给出了星敏感器遇杂散光的时间段、持续时长等信息.研究方法和仿真结果适用于对任意轨道卫星的星敏感器视场进行杂散光研究,并可用来优化星敏感器在星上的安装方位,对星敏感器的工程设计提供科学指导作用.     

空间光学姿态敏感器的发展

一、回顾空间光学姿态敏感器主要指太阳敏感器、红外地平敏感器和星敏感器。该三种空间光学敏感器分别以太阳、地球和恒星为基准,对飞行器进行实时姿态(俯仰、滚动、偏航)捕获与测量,或修正陀螺平台系统,或经过信息处理直接进行姿态控制。其中,太阳敏感器还可用作红外地平敏感器和星敏感器的视场监视和保护,以及太阳帆板控制等。这三种光学敏感器的测量精度受其参考基准所限,以星敏感器为最高(秒级),太阳敏感器次之(一般大视场时为几分,小视场时可以     

基于矩阵星图识别算法的卫星三轴姿态确定方法研究

针对基于星敏感器的三轴稳定卫星姿态确定系统,总结比较了目前用于姿态确定的常用姿态敏感器的性能,引出了星敏感器的核心-星图识别算法,进而分析比较了当前星敏感器星图识别相关的几种算法的优缺点,重点研究了栅格算法;并在此基础上,提出用矩阵星图识别算法,建立了基于矩阵星图识别算法进行卫星三轴姿态确定的数学模型,从而简便、快捷地求出卫星任意时刻的三轴姿态参数;最后利用Matlab分别实现了用栅格算法和矩阵法进行星图识别的仿真,验证了矩阵识别算法的优点,对于研究卫星姿态确定和提高星图识别算法的效率和精度有一定的参考价值.     

ASTRO-C卫星的CCD星跟踪器

1.前言近年来以天文观测为目的的科学卫星为进行姿态确定和控制,要求高精度的姿态敏感器。卫星姿态敏感器主要有地磁敏感器,太阳敏感器,地球敏感器等。星敏感器(星扫描器,星跟踪器)可作为高精度姿态敏感器。有代表性的实用星敏感器有以下两种:自     

具有轨道保持能力的低成本地球观测卫星的姿态控制系统

UoSAT-12是由萨里卫星技术有限公司(SSTL)制造的一种低成本小卫星。此外。UoSAT-12也是未来地球观测卫星星座中用于验证高性能姿态控制和轨道保持技术的一个技术验证卫星。该卫星采用三轴反作用轮配置和冷气推进系统来确保精确和快速的姿态控制，例如，在轨道机动期间的姿态控制。磁力矩器线圈主要辅助飞轮动量卸载。本文简述了支持下列功能所要求的几种姿态控制模式：1)初始姿态捕获，2)目标定向和跟综期间高分辨成像有效载荷的操作，3)轨道机动期间的推进系统机动。本文阐明这些控制模式运行时具体采用了姿态控制器和状态估计器。文中介绍了各种仿真和在轨检测结果，用来评估性能和设计目标。为了提高控制和估计的精度，对星上敏感器和执行机构采用了在轨标定和校准程序。文中发表了这些程序的一些标定结果及最后实现的精度改进。     

基于恒星敏感器的姿态确定算法研究

星敏感器是一种精度极高的姿态敏感器。基于恒星敏感器的姿态确定问题,从理论上推导了利用TRIAD算法,QUEST算法和Euler-q算法求解姿态矩阵的公式;以Wahba损失函数为指标,利用确定已知的方向余弦阵、恒星观测矢量及在噪声干扰下的星敏感器的观测矢量,对比研究了各种算法的优缺点。利用一个标准星表,通过仿真计算验证了上述三种算法的正确性和有效性。     

基于几何位置分析的星敏感器布局研究

针对对地三轴稳定卫星中存在的杂散光严重影响星敏感器测量精度和准确性的问题,在研究日-地-月-星的几何位置的基础上,结合卫星的姿态信息、星敏感器的安装位置,以及视场范围,分析了卫星在轨运行过程中太阳光、月球反射光对星敏感器的影响。此外,根据星敏感器的布局设计状况,探讨给出不同时刻推荐使用的星敏感器方案,进而有效避免杂散光对星敏感器的影响。