高精度星敏感器结构设计与标定

高精度星敏感器结构设计与标定

林为才

【摘要】Star sensor is a high precision attitude measurement instrument. Structure design and precision calibration method of high-accuracy star sensor is discussed in this paper. The measure errors of optical system can be decreased by using design of big visual angle and relative diameter lightly optical system. Design methods of specular baffle and focus plane assembly are introduced. The precision calibration method of star sensor is presented. The system errors can be diminished as far as possibly by this way. The sensor is calibrated and tested by leica theodolites. It is testified that the precision of star sensor is met,which the precision of single star is less than 3 second.%星敏感器是一种高精度的姿态敏感测量仪器。研究了星敏感器的结构设计和精度标定方法，通过大视场、大相对孔径的轻小型光学系统的设计，减小光学系统的测量误差；介绍了星敏感器的遮光罩和焦平面组件的设计方法，给出了星敏感器的精度标定方法，利用该方法来最大限度地减小系统误差。使用莱卡经纬仪进行标定实验，证明星敏感器精度满足单星精度小于等于3″的设计指标。【期刊名称】《长春理工大学学报（自然科学版）》

【年(卷),期】2014(000)006

【总页数】4页(P51-54)

【关键词】高精度;星敏感器;标定

【作者】林为才

【作者单位】中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，长春 130033

【正文语种】中文

【中图分类】TM359.4

星敏感器作为一种高精度的敏感测量仪器，通过测量天体上多个位置上的恒星来决定航天器的姿态。相对于太阳敏感器、地球敏感器等其他类型的敏感器，星敏感器具有高精度的特点，利用星敏感器，许多航天器不仅可获得秒级精度的三轴姿态，而且还可用于修正陀螺的飘移。所以目前星敏感器已成为卫星、航天飞机等一些航天器上必备的高精度姿态敏感部件。目前具有高精度自主导航能力的高精度星敏感器的快速发展使无陀螺制导系统逐步代替惯性制导系统成为一种趋势［1，2］。

因为星敏感器具有低功耗、小尺寸、低成本、高精度的特点，其应用领域也逐步扩大，近年来，对星敏感器的地面应用技术的研究已成为国内外的研究热点。随着对海上测控任务要求的不断提高，采用星敏感器组成的测量系统来提高测控设备的测角精度，以实现普通无线电雷达对部分中低轨目标的精密定位的方法逐渐受到重视。通过星敏感器对船姿船位进行测量，可大幅提升航天测量船测量系统的精度和性能。本文提出一种高精度星敏感器结构，分析了该星敏感器的结构组成和设计，给出了该星敏感器的精度标定方法，得出了该星敏感器具备较高精度的结论。

1 星敏感器的结构设计

星敏感器的结构设计主要包括三个部分：光学系统设计、遮光罩结构设计和焦平面组件热设计。

1.1 光学系统设计

高精度星敏感器光学系统具有轻小型、高精度及大相对孔径的特点，精度达到秒级，相对孔径在1∶1.2以上。为实现小型化、轻型化的星敏感器技术设计，采用大相

对孔径光学系统是核心技术。光学系统的精度是决定星敏感器最终精度的主要因素之一，针对电子学图像处理对像质的特殊要求，既要满足能量集中度的要求以实现恒星探测和后续质心细分算法，同时还对恒星弥散斑形状有高对称性的要求，通过质心漂移量指标进行评价，即恒星在像面的能量中心与理想位置的差别。对于所研制的1˝级星敏感器，需要严格控制质心漂移量参数，它直接影响最终的星敏感器姿态精度［3，4］。

图1 光学系统图

如图1所示，为了实现指标要求，相机采用大相对孔径、高精度光学系统，焦距要求95mm，各视场的质心漂移量均要求达到微米量级甚至更高。设计采用双高斯型光学结构向远摄型光学结构过渡的方式，通过对前半部的系统进行复杂化，将光阑前移至第一片透镜，这样带来的好处是既可以增大相对口径、提高像质，还可以缩小筒长、减轻光学镜头重量。

星敏感器的镜头的光学畸变要求较高，光学系统最大相对畸变要求达到0.2‰，然而，很多光学元件由于偏心差的存在，造成了光学系统的畸变，而不对称像差很难得到补偿，为了保证偏心差达到使用要求，于是把镜头设计成多层镜筒，通过定心配车的装配方法解决系统的畸变问题，将配车用的镜框夹在万向夹头上，使用定心仪调整好偏心差后再进行配车。

星敏感器的工作温度为-30℃～45℃，温度变化范围较大。仪器装调时温度为20℃，那么最大温差就为50℃。由于温差较大，所以镜筒材料的线膨胀系数应与透镜的线膨胀系数相接近，以避免因温度变化影响成像质量。故采用钛合金，钛合金膨胀系数和光学玻璃接近，光学计算表明可满足像面稳定和焦距变化小于

0.01mm的要求。

1.2 遮光罩的设计

遮光罩要设计成重量轻、刚度高、与镜筒连接牢固，为了减轻重量，选择铝作为遮

光罩材料。遮光罩的内壁除挡环拦光外，其余部分均为遮光纹。遮光罩的设计目的为减小太阳、月亮、地球等外界光源的影响，使其背景影响小于预定值，从而可以得到最优的星图像显示及形心。按夹角不同，在不变更其它元件的条件下，可更换不同的遮光罩，以使杂光在内壁上产生漫反射。

遮光罩的作用是使能够进入镜头的杂光量尽量少，必须达到设计的指标要求，遮光罩的长度、孔径的尺寸等要经过具体的计算来确定［5，6］。如图2所示，设θ

为光线的入射角，φ为入射光线的半视场角，x是二级遮光罩长度，y是一级遮光罩长度，则x=βL，就可得以下方程组：

由d=50mm,θ=45°,φ=5°，代入式（4）得：

可考虑L=210mm，再考虑遮光罩与CCD接口、隔热问题，可把遮光罩的总长度取为L=220mm。所以可得最大口径D=50+2×220tan5=88mm。

解得：

图2 光线示意图

1.3 焦平面组件热设计

星敏感器在使用时，要在镜筒光轴与焦平面垂直的基础上保持良好的稳定性，焦平面组镜筒与焦平面组件的连接面与光轴有垂直要求，如有倾斜，会使成像发生畸变，装调件的发热会影响成像稳定性，因此焦平面组件的热设计是星敏感器结构的重要环节。

如图3所示，光束通过光学系统和箱体窗口聚焦到探测器上，箱体是一个密封结构，在里面充满氮气，以免箱体中的水蒸汽在制冷过程中凝结在窗口玻璃上。

图3 焦平面组件

半导体制冷器制冷端与探测器背面相接触以使探测器保持低温状态，导热端与红色的导热管相接触，热管的功能是可以作为一种传热元件，能够很快的传递热量，而且对环境有着非常好的适应性，因此在散热中的应用非常广泛。通过导热管将热传导到箱体壁上，箱体外表面有散热片和风扇，可以保证将热传导到空气中。热管的传热性能由当量导热系数评价热管的传热性能，当量导热系数根据下式求得：

式中：Q代表的是热量值；L代表的是长度；A代表的是截面面积；Th代表的是热端平均温度；Tc代表的是冷端平均温度。

将Q=30W ；L=0.113m；A=0.000256m2；Th=353K ；Tc=273K ；代入式（6），得，当量导热系数K=166W/mK。

选用的热管的导热系数为1100W/mK，可以满足星敏感器的使用要求。

2 星敏感器的精度标定

单星测量精度是姿态测量精度的基础，系统单星测量精度应达到3″，后续星识别和姿态计算才能实现测量精度指标要求。因此，光学系统畸变、主点、焦距的标定及整机单星测量精度的验证非常重要，精度标定是检验姿态测量的高精度性能的重要依据。

采用转动带发光目标的高精度0.5″莱卡经纬仪来进行标定，该莱卡经纬仪能提供方位、俯仰编码器值（0°～360°），并能产生带目标光源，转动莱卡经纬仪，获取主点附近多帧带目标的图像，经过图像处理提取目标中心，记录（Xi，Yi，Ai，Ei），把像面顺着转动一周后，所有位置所成的像点在像面上围成一个圈，可以把这个圈进行拟合，拟合后这个圈的中心为系统的主点，对大量的测量结果进行最小二乘拟合可求得相机焦距［7］。使用相机拍摄高精度Leica经纬仪（0.5″）发出的光点，测量光点经过的各个角度，通过调整经纬仪的各个方向的位置，使光点的像处在星敏感器的主点位置处，这时记下经纬仪所显示的数值，把显示的这个数值

记为（A0，E0），同时把主点所处于的位置记为（X0，Y0）。然后通过转动莱卡经纬仪得到一定的角度，记下此时的数值，为（Ai，Ei），同时可以把图像采集出来，提取出光点的质心，记为（Xi，Yi）。这样就能得到星敏感器的脱靶量值，即：Δx=x0-xi，Δy=y0-yi。那么，就可以根据当前的质心位置，推出经纬仪的角度值，原理如下式所示：

理论上，Ai=ai，Ei=ei，但是因为有误差存在，所以上面的公式并不能成立，会和真实值有一定的差别，记为：ΔAi=Ai-ai，ΔEi=Ei-ei，然后再通过计算δ(ΔAi)，

δ(ΔEi)来标定星敏感器的精度，即可得出系统的单星测量精度。

图4 测量精度验证实验

实验现场照片如图4所示，经标定，相机主点及焦距如表1所示，实验过程如下：表1 相机主点及焦距标定结果星相机A 508.235 460.915 94.56主点（pixel）X

Y焦距（mm）

转动莱卡经纬仪，方位步进0.6°左右，俯仰步进0.6°左右，星敏感器采集184帧

标校点，全视场标校点分布如图5所示，单位为pixel；将视场分为9个分区，采用二次函数进行拟合，得到拟合系数如表2所示。

表2 拟合系数1 2 3 4 5 6 7 8 9分区K1 K2 K3 K4 K5 K6 K7 K8 K9 K10 K11

K12 3.443-0.015 0.000 0.999 0.000-0.000-3.059 0.998-0.000 0.003 0.000

0.000 3.426-0.011-0.000 0.998 0.000 0.000-3.933 1.000-0.000 0.007-0.000 0.000 3.395-0.009-0.000 0.998 0.000 0.000-6.473 1.003-0.000 0.0122-0.000-0.000-4.120 0.0176-0.000 0.997 0.000 0.000-2.989 0.997-0.000 0.005 0.000-0.000 0.239-0.000-0.000 1.002-0.000 0.000-3.556 0.997 0.000 0.009-0.000-0.000-7.588 0.0127-0.000 1.014-0.000-0.000-5.943 1.004 0.000 0.010-0.000 0.000-3.647 0.012 0.000 1.016-0.000 0.000 0.810 0.988 0.000 0.010 0.000-

0.000-6.544 0.009 0.000 1.020-0.000 0.000-9.618 1.011-0.000 0.0126 0.000-0.000-11.023 0.019-0.000 1.020-0.000 0.000-6.860 1.007-0.000 0.010-

0.000-0.000

图5 全视场标校点分布

计算得到相机的测角精度为A：2.329244″，E：1.295937″，满足单星精度小于

等于3″的设计指标

3 结论

本文论述了高精度星敏感器的结构设计和标定方法，给出了光学系统的结构设计方法，通过对系统遮光罩的设计和焦平面组件的热设计对提高星敏感器的精度作了一定的研究。提出了一种星敏感器的精度标定方法，并使用莱卡经纬仪进行标定，实验结果证明了本文所设计的星敏感器精度满足单星精度小于等于3″的设计指标。

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（19）中华人民共和国国家知识产权局 （12）发明专利申请 （10）申请公布号 CN107607127A （43）申请公布日 2018.01.19（21）申请号CN201710627711.5 （22）申请日2017.07.28 （71）申请人湖北航天技术研究院总体设计所 地址430040 湖北省武汉市东西湖区金山大道9号 （72）发明人陆壮志;万志江;周鑫;杨贤哲;施丽娟 （74）专利代理机构武汉智汇为专利代理事务所(普通合伙) 代理人樊黎 （51）Int.CI 权利要求说明书说明书幅图 （54）发明名称 一种基于外场的星敏感器内部参数标定及精度快速验证系统 （57）摘要 本发明一种基于外场的星敏感器内部参数 标定及精度快速验证系统，包括星敏感器、时统 设备、数据采集分析系统和水平转位锁紧试验装 置，通过建立星敏感器内部参数标定及精度快速 验证系统的闭环信息链，通过时统设备获取高精 度时间信息和当前观星点位置信息，在外场真实 星空下，把地球用作匀速转动的转台，能够在简 单的试验条件下，采用四位置法快速地完成星敏 感器内部参数的标定及星敏感器的光轴指向精度

验证工作。 法律状态 法律状态公告日法律状态信息法律状态 2018-01-19公开公开 2018-01-19公开公开 2018-01-19公开公开 2018-02-13实质审查的生效实质审查的生效 2018-02-13实质审查的生效实质审查的生效 2020-07-10授权授权

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标定型星模拟器设计与关键参数测试

标定型星模拟器设计与关键参数测试 陈启梦;张国玉;王哲;赵梓朝 【摘要】In order to complete the ground calibration work of the key parameters for high precision star sensor,a cali-bration star simulator whose single star pointing error is better than 3" and interstellar angular error is better than 5" is developed. According to the working principle of the calibrated star simulator, a high precision collimating optical sys-tem is designed. From the design results, it can be seen that the effective field of view is 37° , the relative disto rtion of the collimating optical system in the whole field is ≤0.1％,and the MTF nearly reaches the diffraction limit. So the design results of the collimating optical system can realize the accurate simulation of the star point position. The error calculation method of key parameters such as single star pointing, interstellar angle and so on is put forward and the practical experiment is done. The experimental results show that the design accuracy of the calibration star simulator meets the requirements of the design index, and the whole equipment can meet the ground test need of high precision star sensor.%为了完成高精度星敏感器关键参数的地面标定,研制单星指向误差优于3″、星间角距误差优于5″的标定型星模拟器.根据标定型星模拟器的工作原理,设计高精度的准直光学系统,从设计结果分析,光学系统有效视场为37°,全视场角内准直光学系统相对畸变≤0.1％,MTF达到衍射极限,可以实现对星点位置的准确模拟.提出单星指向、星间角距等关键参数的误差计算方法并进行测试,实验结果表明:设计的标定型星模拟器的成像精度符合设计指标要求,整个设备可以满足高精度星敏感器地面测试的使用需要.

基于星空的遥感卫星相机视轴与星敏光轴夹角在轨标定方法

(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利说明书 (10)申请公布号CN 114046803 A (43)申请公布日2022.02.15 (21)申请号CN202111177524.4 (22)申请日2021.10.09 (71)申请人中国空间技术研究院 地址100194 北京市海淀区友谊路104号 (72)发明人郭倩蕊王家炜刘希刚李少辉高洪涛景泉陈曦王倩莹胡震岳 (74)专利代理机构11009 中国航天科技专利中心 代理人徐晓艳 (51)Int.CI G01C25/00(20060101) 权利要求说明书说明书幅图(54)发明名称 基于星空的遥感卫星相机视轴与星 敏光轴夹角在轨标定方法 (57)摘要 本发明涉及基于星空的遥感卫星相 机视轴与星敏光轴夹角在轨标定方法： S1、卫星进行姿态机动，使相机与星敏的 视场同时指向星空；S2、采用相机与星敏 同时对星空进行连续拍摄成像，获取星空 影像；S3、对相机和星敏感器对星空拍摄 的星空影像进行恒星星点坐标提取、星图

识别以及姿态计算，得到相机姿态四元数 QCam和星敏姿态四元数QSTS；S4、用相 机姿态四元数QCam表示相机的姿态矩 阵，用星敏姿态四元数QCam表示星敏的 姿态矩阵；S5、根据相机的姿态矩阵和星 敏的姿态矩阵，计算相机视轴和星敏光轴 的夹角。本发明实现了对在轨相机与星敏 视轴间夹角的定量化测量，有助于提高卫 星图像定位精度。 法律状态 法律状态公告日法律状态信息法律状态 2022-02-15公开发明专利申请公布 2022-03-04实质审查的生效IPC(主分 类):G01C25/00专利申请 号:2021111775244申请 日:20211009 实质审查的生效

恒星敏感器的原理作用

恒星敏感器的原理作用 恒星敏感器(Star Tracker)又称为星跟踪器，是一种以恒星为参考源的姿态测量设备。因为恒星看起来极小，通常以毫秒或者角秒作为单位，最大值也仅为0.05角秒，因此星敏感器提供的姿态数据信息一般为角秒量级，是目前精密度最高且随时间产生的误差最小的航天器定姿工具。因具备自主性好、被动测量隐蔽性好、抗电磁干扰能力强、定姿定向精度高、误差不随时间累积等优势，而成为卫星、导弹、舰船和飞机等平台姿轨控系统不可缺少的姿态测量设备之一。 星敏的工作原理： 星敏感器是集光学、机械、电子等技术于一体的姿态测量仪器，其本身是一项非常复杂的系统工程。如图下所示，星敏感器主要由遮光罩、光学镜头、图像传感器、成像电路、图像处理电路、电源和数据接口以及机壳组成，下面分别对各组成部分的功能进行简要介绍： (1)遮光罩：消除杂散光，避免其对星敏感器的成像质量造成影响； (2)光学镜头：将恒星星光映射到图像传感器的靶面上； (3)图像传感器：实现光信号到电信号的转换； (4)成像电路：实现图像传感器的成像驱动和时序控制；

(5)图像处理电路：实现星敏感器图像和数据的处理； (6)电源和数据接口：实现星敏感器的稳定供电和数据通讯。 星敏感器从工作原理上主要分为成像系统和图像处理系统两部分。星敏感器首先利用光学镜头和图像传感器对恒星成像，经过星点提取和质心定位得到星点在图像传感器靶面上的位置和亮度信息，然后通过星图识别获得星点在星表中对应的恒星，最后根据识别结果通过姿态解算得到星敏感器的三轴姿态，为载体控制系统提供姿态数据以实现载体的导航，其原理框图如下图所示。

北京天银星际科技有限责任公司由天银机电和清华大学团队持股构建，是一家专注于星敏感器研发的企业。其核心技术来自于清华大学20年空间技术积累。公司自主研发生产了皮型、纳型两大系列星敏感器，133台产品已无故障在轨运营，在我国探月工程、高分专项等国家重大航天任务实践中发挥了重要作用。公司产能达500台套每年，适应多种航天器应用要求，为不同领域的客户提供专业、先进、经济的产品。

星敏感器工作过程

星敏感器工作过程 星敏感器属于光电变换电子检测系统，它的检测目标是恒星，其关键元件是光敏感元件[9]。从而构成星敏感器的光学以及检测与处理单元这三个主要的性能组分。典型的星敏感器构造在下图2.4之中所示： 星敏感器主要包含三个性能，分别为光学敏感、光学检测以及光信号处理。这些都离不开光敏感元件。图4-2为典型星敏感器的相关构造示意图： 图2. 1星敏感器典型构造图 光学镜头系统以及遮光罩是构成光学单元的两个主要部分。光学镜头系统成像是经过把星光汇集到检测组分的核心器件CCD成像平面中开展，最终取得图像的电信号。遮光罩性能是用来降低来自地球以及太阳等天体的杂散光对于光学镜头成像方面的影响，通常安装在光学镜头的前面。想要取得星图，必须先利用检测单元把观测瞬时星敏感器视场对应的天区电信号变换成灰度信号，再把灰度信号变换成星图。再通过星敏感器的处理模块对于星图展开处理，实现星提取以及星图识和姿态明确等过程，通过这个过程我们能够得到星敏感器中惯性坐标系的姿态信息[3]。 星敏感器的光学单元主要有光学镜头和遮光罩两个部分组成。其中通过光学镜头系统将星光进行汇集，然后在CCD光学检测的成像系统上进行光电转换，这样就可以获得星光对应的电信号。但是，在采集星光的时候，还会存在一些大气散光或者是太阳等天体的杂光影响，这时候，安装在光学镜头前方的遮光罩就发挥了作用。想要取得星图，必须先利用检测单元把观测瞬时星敏感器视场对应的天区电信号变换成灰度信号，再把灰度信号变换成星图。然后星敏感器就会开始处理星图，通过其中的处理模块提取相关的星图识以及确认星姿态，通过对这些信息的提取，星敏感器在处理这些信息的过程中我们就可以获得惯性坐标系标示的星姿态相关信息[3]。 星敏感器运行的过程表现于下图2.5中： 图2. 2星敏感器工作过程 星提取与星识别以及姿态明确是星敏感器在运行过程中最关键的工作。星提取指的是星图内恒星的星像明确和与星点坐标的运算。星图分辨也被叫作星图匹配，它是在星获取结果的前提下创建匹配模式，而且寻求匹配标准导航星表的匹

力传感器标定系统的设计-设计内容及要求

力传感器标定系统的设计-设计内容及要求 随着科技的不断进步，力传感器在工业领域的应用越来越广泛。然而，力传感器的准确度和稳定性对于其应用效果起着至关重要的作用。为 了确保力传感器的准确度和稳定性，需要对其进行定期的标定。而为 了提高标定的效率和精度，设计一个高质量的力传感器标定系统显得 至关重要。 1. 标定系统的结构设计 力传感器标定系统包括但不限于以下部分： 1.1 传感器支撑结构：用于支撑和固定力传感器，确保标定过程中力传感器的稳定性和精度。 1.2 标定装置：用于在不同力值下对力传感器进行标定。标定装置应该能够模拟不同的力值范围，并且具有高精度和可调节性。 1.3 采集系统：用于实时采集力传感器的输出信号，以便进行数据分析和处理。 1.4 控制系统：用于控制标定装置的运行状态，保证标定过程的稳定性和一致性。 1.5 数据处理系统：用于对采集到的数据进行分析和处理，计算力传感器的准确度和稳定性。 2. 标定系统的技术要求 2.1 精度要求：标定系统的精度应该高于标定对象，以确保标定结果的

可靠性。 2.2 稳定性要求：标定系统应具有良好的稳定性，不受外界因素的影响。 2.3 自动化要求：标定系统应该具有一定的自动化程度，能够自动进行标定过程并输出标定结果。 2.4 可靠性要求：标定系统的设计应考虑到各种意外情况，并具有相应的应对措施，确保系统的可靠性和安全性。 3. 标定系统的其他设计考虑 3.1 界面设计：标定系统的界面设计应直观友好，操作简便。 3.2 数据记录与管理：标定系统应能够记录和管理每次标定过程的数据，以便后续的数据分析和对比。 3.3 维护和保养：标定系统的设计应考虑到维护和保养的便利性，能够方便进行系统的维护和保养工作。 4. 总结 在力传感器的应用领域，一个高质量的标定系统对于保证力传感器的 准确度和稳定性至关重要。在设计力传感器标定系统时，需要考虑到 结构设计、技术要求以及其他设计考虑，确保系统能够满足实际应用 的需求，并具有高精度、高稳定性和高可靠性。希望本文所述的内容 能够对力传感器标定系统的设计提供一定的参考和帮助。5. 标定系统 的结构设计的细节 5.1 传感器支撑结构

星敏与磁强计安装矩阵的户外标定

星敏与磁强计安装矩阵的户外标定 孙闯;王凯强;任顺清 【期刊名称】《导航定位与授时》 【年(卷),期】2016(003)002 【摘要】为了提高卫星测量地磁场参数的精度,必须提高卫星上星敏与磁强计安装矩阵的测量精度,因此,提供了一种借助地磁场与地面观星对星敏与磁强计安装矩阵进行户外地面标定的方法.首先建立了三轴磁强计的误差模型,利用磁强计在地磁场中进行翻滚试验标定了误差模型系数,同时给出了3个敏感轴矢量在地理坐标系下的表示.其次利用星敏观星,测量了星敏光轴单位矢量相对地理坐标系的表示.最后以地理坐标系为桥梁,给出了星敏与磁强计之间的安装矩阵.对该方法进行了仿真,结果表明其能有效准确地辨识出磁强计误差模型中的各项误差系数以及星敏与磁强计安装矩阵. 【总页数】6页(P77-82) 【作者】孙闯;王凯强;任顺清 【作者单位】哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001 【正文语种】中文 【中图分类】TH762 【相关文献】

1.船载高精度星敏感器安装角的标定 [J], 郭敬明;赵金宇;何昕;刘冰;张同双;潘良 2.测绘相机立方镜与星敏立方镜转换矩阵的标定 [J], 王智;吴国栋 3.船载星敏感器安装矩阵动态标定方法 [J], 焦宏伟;郭敬明;苏绪伟;潘良;张同双 4.星敏感器安装误差标定技术研究 [J], 王欣;蔡善军;吴亮华;胡奇林 5.星敏与磁力仪间安装矩阵的一种地面标定方法 [J], 刘逸康;任顺清;张高雄;张祎因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买

一种星敏感器-陀螺组合定姿的实时在轨标定方法

一种星敏感器-陀螺组合定姿的实时在轨标定方法 刘磊;刘也;曹建峰;胡松杰;唐歌实 【期刊名称】《飞行器测控学报》 【年(卷),期】2014(033)002 【摘要】研究了一种星敏感器-陀螺组合定姿方式中的姿态敏感器误差的实时在轨标定方法.首先,选择直观的欧拉角作为姿态描述参数,根据星敏感器和陀螺的测量原理建立星敏感器-陀螺在轨标定的测量方程和状态方程,并以此建立数学模型.其次,采用简单高效的EKF(Extended Kalman Filter,扩展卡尔曼滤波)作为估值算法,进行了在轨标定数值仿真.对于航天器姿态定向中出现的姿态角和星敏感器安装角之间的耦合问题,通过在特定姿态通道上施加简单姿态机动实现了解耦.数值结果表明,该实时在轨标定方法,尤其是所提出的姿态角和星敏感器安装角解耦策略,可以实现对航天器姿态的实时精确估计以及对星敏感器安装误差、陀螺常值漂移和相关漂移等误差的实时在轨标定.该方法可用于航天器姿态测量设备的实时在轨标定和航天器姿态的高精度实时确定. 【总页数】6页(P152-157) 【作者】刘磊;刘也;曹建峰;胡松杰;唐歌实 【作者单位】航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094;北京航天飞行控制中心北京·100094;航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094;北京航天飞行控制中心北京·100094;航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094;北京航天飞行控制中心北京·100094;航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094;北京航天飞行

控制中心北京·100094;航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094;北京航天飞行控制中心北京·100094 【正文语种】中文 【中图分类】V448.22 【相关文献】 1.基于时变比例系数的陀螺仪/星敏感器组合定姿方法研究 [J], 张和芬;姜洋;余婧;于龙江;王跃 2.一种陀螺与星敏感器组合定姿算法 [J], 李晨;韩崇昭;朱洪艳;周海银;王小亮 3.火箭上面级星敏感器/陀螺组合定姿实时仿真系统 [J], 张利宾;崔乃刚;浦甲伦 4.一种利用星敏感器对陀螺进行在轨标定的算法 [J], 陈雪芹;耿云海 5.立方星陀螺/双星敏感器组合定姿方法 [J], 马海宁;陆正亮;张翔;廖文和 因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买

测绘相机立方镜与星敏立方镜转换矩阵的标定

测绘相机立方镜与星敏立方镜转换矩阵的标定 王智;吴国栋 【摘要】传输型立体测绘卫星利用测绘相机进行摄影测量时,需要确定测绘相机在惯性坐标系中的姿态.确定姿态时,首先由星敏感器测量得到星敏测量坐标系在惯性坐标系中的姿态,然后通过星敏测量坐标系与星敏立方镜的转换矩阵、星敏立方镜与测绘相机立方镜的转换矩阵,得到测绘相机测量坐标系在惯性坐标系中的姿态.文中介绍了各坐标系的定义,根据星敏立方镜与测绘相机立方镜坐标系的关系,利用4台经纬仪测量系统分别建立星敏立方镜和测绘相机立方镜的坐标系以及2坐标系间的转换矩阵,介绍了2个立方镜坐标系的标定方法,多次测量结果表明,最大标定误差为1.011 6”,优于2”(1σ),满足立体测绘精度的要求.%It is necessary to determine camera postures in inertial coordinate systems, when the mapping camera is used in a photogrammetry for a transport stereo mapping satellite. In determining the camera postures, the postures of star sensor measuring system in the inertial coordinate system were measured by star sensors, then, the postures of the mapping camera measuring system in the inertial coordinate system were obtained by the transition matrix between star sensor measuring system and the cubic prism in star sensor and the transition matrix between the two cubic prisms in the star sensor and mapping camera. This paper introduces the definition of coordinate systems. By using the measuring systems of four theodolites, we establish coordinate systems on two cubic prisms respectively and a transition matrix for the coordinate systems. The calibration method of two coordinate systems is presented. The measuring results from many