色温对星敏感器恒星定位精度的影响

色温影响星敏感器恒星定位精度,运用光线追迹方法,研究色温对恒星定位精度的影响.在分析不同色温恒星光谱分布特征的基础上,建立恒星光谱模型,计算色温差异引起的恒星定位误差,计算结果表明:中心视场附近色温差异引起的恒星定位误差较视场边缘小;通过合理选择光学系统的响应波段,可以减小色温差异引起的恒星定位误差,但会损失恒星到达探测器感光面的光能量.例如,当响应波长从300～1 100nm减小为400～800nm时,星敏感器视场(0°,0°)、(0°,2°)和(0°,4°)处的单颗恒星定位误差分别减小为0.042 2"、1.965 2"和3.389 1",约为原来的54%、65%和70%;色温为9 600 K、7 600 K、5 600 K和3 600 K的恒星像斑能量分别约为原来的58%、62%、63%和51%.     

多通道舰载星敏感器标定方法

对系统参数的精确标定是研制高精度测量仪器过程中的重要工作。对于多通道舰载星敏感器来说,其光学系统和设备结构参数的精确标定是进行精确定位的重要前提。综合考虑舰载星敏感器光学系统中存在的原点误差、指向误差、轴系不正交、比例尺误差、倾斜误差以及畸变建立了光学系统参数标定模型和方法,结合多通道的系统结构特点建立了设备结构参数标定方法。方法总体标定精度约5?,满足舰载星敏感器定位精度需求。     

高空光测系统误差的恒星法修正

在高空目标光学测量中,由于设备和环境条件的影响,数据存在一定的系统误差,系统误差修正是获取高精度位置参数的关键.针对高空光测系统误差修正问题,首先分析了80 km 以上目标光测数据的系统误差来源,建立了高空目标光测数据的系统误差模型,提出了基于恒星的修正方法,对大气折射误差和设备轴系误差进行联合修正.为验证方法的有效性,将该方法应用于实际高空光学测量,实验结果表明修正效果明显,可使系统误差修正精度提高到2″.     

带有恒星自行校正的星敏感器定姿

为了提供高精度星敏感器姿态测量精度,对三轴定姿受恒星自行影响产生误差的机理进行研究,将恒星自行量分成Ⅰ-Ⅸ级存储在导航星库中,并深入分析不同恒星自行量级在20年间对三轴姿态角输出的逐年变化情况。仿真实验结果表明:利用QUEST方法在20年内对三轴姿态角进行校正后精度可提高75″以上,在星等相近时优先选取自行量级较小的恒星进行姿态解算,使新条件数达到最小,大大提高工程上星敏感器姿态测量的精度和稳定性的要求。     

利用系统辨识的星敏感器模型修正与测角精度检测

2.中国科学院大学,北京100049)摘要:为了提高星敏感器的测角精度,提出了一种采用系统辨识法对星敏感器模型进行修正以及测角精度检测的方法。首先分析了星敏感器的理论测量模型以及像面坐标与星点目标的空间位置关系,然后给出了用模型修正来提高星敏感器测角精度的原理和数学模型。修正模型由系统辨识方法得到,同时为了提高辨识精度,文中采用将星敏感器像面划分为多个区域,每个区域单独建模辨识的方式。最后利用某星敏感器进行了实验,利用该方法进行模型修正后,星敏感器的测角精度为σx=1.68″、σy=1.91″,而修正前的测角精度为σx=17.43″、σy=23.46″。结果表明,采用该方法可以使星敏感器测角精度得到大幅提高,同时也完成了测角精度的检测。     

基于MEMS光线引入器的太阳敏感器技术

太阳敏感器是卫星等航天器上的重要姿态测量部件,其原理是测量太阳光线和敏感器本体主轴的夹角,近而确定卫星的指向.随着MEMS技术和高精度图像传感器技术的发展,将MEMS光线引入器阵列和APS(Active Pixel Sensor)图像传感器技术进行组合,在不增加系统的质量和功耗的情况下通过多个成像阵列来降低系统的随机误差,提高成像中心位置的准确性,从而将太阳敏感器的测量精度提高一个量级.同时采用图像预测提取相关算法(Future Extraction and Image Corre-lation-FEIC),提高了系统的鲁棒性,在部分小孔受到堵塞等干扰情况下,依然保证系统正常工作,精度上基本上不受影响.传统的太阳敏感器一般采用单孔式光线引入器和CCD等方案来实现的,精度比较低.这种新设计思路和实现方法为太阳敏感器系统的可靠性提供了重要保障.     

基于SOPC的太阳敏感器信息处理系统

基于内嵌处理器软核MicroBlaze的FPGA,设计了一种太阳敏感器信息处理系统。采用MicroBlaze软核实现光斑质心提取和姿态换算,并通过其它逻辑资源实现图像传感器驱动、图像存储和接口通信等模块的时序控制,同时根据MicroBlaze软核的特点,提出了一种基于扫描方式的质心提取算法。结果表明,具有单精度浮点运算能力的MicroBlaze软核能够保证太阳敏感器质心提取和姿态计算的精度;基于扫描方式的质心提取算法流程简单,占用资源少;采用SOPC的太阳敏感器无需DSP或ARM等协处理器,减小了硬件设计复杂性,提高了系统的集成度和性能。     

用KMP算法进行星敏感器星图识别的方法

CCD星敏感器的关键问题是星图识别。从字符串的模式匹配来考虑这个问题,先把星图通过高通滤波器,然后用0-1的方法建立导航星库,再采用KMP算法来进行星图识别。仿真结果表明该算法每区域的识别时间才0.2486ms,并且克服了在许多星等相近的亮星或星对角距很小的视域内识别率严重降低的缺点。该算法有很好的鲁棒性。     

载人飞船光学地平敏感器地相变化规律的分析

介绍了光学地平敏感器，它是航天员在飞船上目视检测飞船姿态的备用手段。根据假设参数，ＣＡＤ绘出了模型图，轨迹圆和地相变化时序图；接着编绘出地相周期表和窗口亮暗顺序图，上述图表表征了地相变化规律。     

船用星敏感器星图模拟方法

针对船用星敏感器的仿真测试,提出一种高精度实时星图模拟方法。建立了星图模拟计算模型,并对非恒星要素的模拟方法进行分析。采用Visual C++编程实现相关算法。给出典型星图模拟实例,并与Starry Night软件产生的星图进行比对。结果表明,本文提出的方法能够对船用星敏感器各种运行场景下的星图进行模拟,模拟要素完整、正确,模拟精度与Starry Night接近至亚像素级别,每帧模拟星图生成时间约24.8ms。能够满足船用星敏感器高精度实时仿真测试要求。     

小型CMOS太阳敏感器

提出并设计了一种基于FPGA的小型CMOS数字式太阳敏感器.对其光学系统设计参数进行了合理选择,采用了"质心法"求取太阳像光斑中心位置,并用最小二乘法对该太阳敏感器进行了标定.经过测试,应用该技术实现的太阳敏感器样机的视场范围可达到60°×60°,测角精度可达到0.05°,帧频10Hz,质量小于250g,总功耗为750mW.包括处理电路在内的整个结构尺寸为80mm×80mm×35mm.     

星敏感器外场观星标定及检验方法研究

介绍了星敏感器的主要检验标定方法-外场实测观星标定方法,以及实验平台的组成和搭建。根据对双CCD探头星敏感器获取的实验数据进行处理、分析,给出了动、静态三轴姿态精度和数据更新率。实验结果表明,采用这种方法可对星敏感器的精度、更新率、敏感星等级、捕获时间等指标进行检验,可信度高。     

一种新型太阳敏感器

太阳敏感器是卫星姿态控制系统中常用的一种光电敏感器.当卫星控制系统转入应急模式时,太阳敏感器的宽视场快速捕获太阳尤为重要.本文设计了一种梯形狭缝式太阳敏感器,该敏感器具有大的检测视场(157°)且可满足大太阳角(最大175°)下的应用,而采用梯形狭缝设计可大幅度减小太阳角大范围变化对太阳脉冲宽度的影响,从而便于后续处理电路的设计.实际的在轨飞行试验中验证了这种太阳敏感器的实用性.     

RISC技术在星敏感器中的应用

提出了一种采用RISC作为星敏感器主处理器的设计方案。RISC(Reduced Instruction Set Computer)是精简指令集计算机,它具有指令简单、功耗低、运行速度快的特点。以RISC技术为基础搭建了星敏感器处理器部分的硬件结构。在此平台上,成功地实现了星敏感器的数据处理和控制功能,其中包括系统的启动,模式转换控制,星图识别、跟踪和姿态计算,以及与FPGA通讯等。在跟踪状态下,姿态更新频率可以达到10Hz。测试表明,应用RISC技术的系统功耗小,仅为400mW,成本约为使用功能类似DSP构建系统的1/4。     

基于CMOS APS的星敏感器光学系统结构设计与优化

基于CMOS APS的星敏感器是适应航天技术微型化的发展而产生的新一代姿态敏感器.结合星敏感器系统帧频以及探测信噪比阈值的要求,确定了合适的CMOS探测器件以及光学系统的通光孔径、焦距、工作光谱范围和中心波长等主要参数.分别基于球面和非球面,在ZEMAX平台上实现了具有良好像质的大孔径(F/1.198)、大视场(22.6°)、宽光谱范围(0.5～0.8 μm)的两种光学系统的结构设计,满足了对弥散斑、能量集中度、畸变等的特殊要求.     

基于光纤导入技术的太阳敏感器设计与研究

设计了一种基于光纤导入的太阳敏感器,其包括三个部分:光学头部、光电传感器和太阳偏移角度的算法.光学头部采用两对对称光纤和一根中心光纤,通过计算每对光纤导入光能的差分值,获得太阳与航天器自身坐标系统的相对角度关系.该光学结构兼顾了大、小视场,提高了太阳敏感器定位精度.采用光纤作为太阳光的导入器,将光能导入置于航天器内部的...     

适用于星敏感器的星图识别方法

采用星敏感器测卫星姿态是现行方法中精度最高的 ,其关键是星图识别。阐述了只采用观测星的位置信息 ,利用观测星图与导航星表的星对角距进行聚类匹配 ,根据观测星图的连通性进行匹配识别的方法 ;用图论理论解释了星识别过程 ;介绍了导航星的选取规则、导航星库的存储内容及采用球矩阵存储和读取导航星库的方法 ;用 1 2 0 MHz主频的微机模拟分析了门限和位置噪声对识别及识别时间的影响。在门限取 0 .0 5°,位置噪声 (单轴 )δ=0 .0 2°以下时 ,在任一区域的识别率达 1 0 0 % ,识别时间平均少于 0 .2 s。     

用KMP算法进行星敏感器星图识别的改进方法

用KMP算法进行星图识别时,制定的导航星库容量大。为此,对导航库数据进行了压缩。 先对星图进行小波变换,截取其低频子带部分;再用0-1的方法建立导航星库。仿真结果表明本算法不但继承了原算法的优点,而且导航星库的容量和识别时间都是原算法的1/4。     

星敏感器参数标定及误差补偿

针对CCD星敏感器光学系统存在焦距不准确、CCD平面倾斜和旋转及光学镜头畸变等误差因素,在理想针孔模型的基础上,用几何方法建立了星敏感器模型。利用地面实验数据,以最小二乘法解算该数学模型,求出焦距、CCD平面倾斜和旋转因子及畸变因子等待标定参数。将标定出的参数代回数学模型,便可由星象点测量坐标直接计算并修正入射光方向矢量,从而对光学系统的误差进行了补偿。计算结果表明:星对角距统计偏差由标定前41″降到了17″,提高了计算精度。     

星敏感器模型参数分析与校准方法研究

以星内角统计偏差为校准精度评价指标,分析了高解析度面阵 CMOS 星敏感器模型中主要参数,得出焦距对精度影响最大,畸变次之,主点位置影响最小。由此提出了一种星敏感器校准方案,利用高精度 2 维轴向转台和单星星光模拟器采集数据,采用最小二乘参数估计算法计算主点焦距偏差,并且用 10 参数的二维多项式基函数拟合焦平面畸变。仿真结果表明在 0.03 像素误差的噪声水平下该方案能够达到 1″精度,可以满足现代空间飞行器的高精度姿态测量要求。