星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势
星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势
0 引言
星敏感器是以恒星为参照系，以星空为工作对象的高精度空间姿态测量装置，通过探测天球上不同位置的恒星并进行解算，为卫星、洲际战略导弹、宇航飞船等航空航天飞行器提供准确的空间方位和基准，并且与惯性陀螺一样都具有自主导航能力，具有重要的应用价值。
星敏感器的研究发展与应用已历经半个多世纪，随着新材料，新器件的出现和工艺技术的进步，精度提高，功耗减小，成本降低，应用领域日益广泛的新型星敏感器不断推出。因此，及时收集整理分析比较国外星敏感器的信息，有利于国内有关姿态测量控制技术的发展。
1 星敏感器研究现状
1.1 应用于卫星等空间飞行器的星敏感器
星敏感器空间适用性好，且成本较高，因此传统上多用于卫星等空间飞行器的定姿。
1.1.1 基于CCD图像传感器的星敏感器
电荷耦合器件(CCD)体积小，重量轻，功耗低，耐冲击，可靠性高，像元尺寸及位置固定，对磁场不敏感，适合空间应用需要，自70年代中期美国率先研发出基于CCD的星敏感器后，一直作为主流的图像传感器应用于星敏感器。
（1）德国Jena-Optronik 的ASTRO 系列
该公司的第一款星敏感器是ASTRO 1，1984 年研制，1989年应用于MIR(和平)空间站上。其后的ASTRO 5是全自主星敏感器，重量轻、功耗小、价格便宜，但横滚轴精度较差，需要两枚同时工作以提高精度。ASTRO 10 为分体式结构，电子模块与光敏模块分离，主要应用于近地轨道的各类卫星(SAR-Lupe，TerraSAR，DARPA’s Orbital Express,我国的HJ-1 与FY-3等)。ASTRO 10 集高精度低功耗低重量低成本等优点于一身，是全自主式星敏感器。主要特点是：内置星表，无须先验知识定姿，遮光罩的遮光角可以自定。自主温控或者由飞行器控制。电子模块和敏感器头部相互独立，依靠电缆连接，便于在飞行器上的安装与调整。电子接口可选。可靠性高，在轨寿命长，抗辐射性能好。ASTRO 15 (图1)是Jena-Optronik目前最先进的自主式星敏感器，具有高度的可靠性、耐用性和广泛的适用性。被波音公司选定为Boeing 702 platform卫星的标准配置。同ASTRO 10相比，ASTRO 15 尺寸重量增大，视场基本不变，观星能力增强，单星精度提高，定姿时间缩短。
图1ASTRO 15 星敏感器
（2）法国SODERN的星敏感器
SED12 是SODERN 公司第一款CCD 星敏感器，自1989年在苏联GRANAT上使用以来10年无故障，三倍于设计寿命。1997 年开始研制的SED 16于2001 年5 月随SPOT5 卫星首飞成功，SED16 可用于地球观察、科学探测、深空探测、地球同步轨道、ISS cargo 等多种任务，现在大量被客户采购。
SED26(图2)是SED16的ITAR (国际军品贸易条例)的自由版本。同样是多用途、全自主，可提供三轴姿态和载体运动角速度的星敏感器。
图2SED26 星敏感器（无遮光罩）
最新的SED36 是专门为Pléiades 卫星提供高姿态精度的星敏感器，设计源自SED26，使用同样的子部件，优化了热-机械设计，对光学畸变进行了精确的校正，升级了星表，增加了导航星数目。一体结构改为分体结构，以增强散热。
（3）美国Lockheed Martin 的AST-301[1]
AST-301（图3）作为主要的姿态传感器应用在JPL 2003 年1 月发射的空间红外望远镜装置(SIRTF)上。为实现SIRTF 的要求，使用两个冗余AST-301自主式星敏感器。可以 2 Hz 的频率输出姿态四元数，X/Y，Z 轴精度分别达到0.18/0.18 arcsec, 5.1arcsec，优于AST-201星敏感器5.5倍。
图3AST-301 星敏感器
AST-301使用ACT星表，71，830颗导航星，星图的质心算法提高到1/50像素的水平，并优化姿态估算。使用自主式延时积分（TDI）完成X轴向的图像移动补偿，防止由于飞行器的运动造成的精度降低。Y轴向使用图像移动调节(IMA)处理图像拖尾，使合成图像信噪比最大，这样可以在0.42 °/s的速度下做到精确跟踪。没有任何先验信息的条件下，全天任何地方 3 s 内成功获得姿态的概率为99.98%。
（4）其他基于CCD 传感器的星敏感器
除上面介绍的以外，丹麦技术大学(DTU)，意大利伽利略，美国Ball，英国萨里(SSTL)，俄国空间研究院等机构在星敏感器研发领域都处于领先的地位，这里不作详细描述，仅将各个型号的CCD星敏感器的主要参数列表如下：
表1 基于CCD的星敏感器性能参数列表
Company Star sensor Mass
/kg
Power
/W
Accuracy
(arcsec) 1σ P/Y，R
Update rate
/Hz
FOV
/(°)
Sensitivity
/Mv
Slew Rate
/(°)s-1
Germany ASTRO5 1.5 5 5，40 2~10 14.9×14.9 6.0 0.7(10Hz) Jena-Optronik ASTRO10 3.1 <14.5 2，15 8 17.6×13.5 6.0 0.6~1.0 ASTRO15 6.0 <24 1，10 4 13.3×13.3 6.5 0.3~2.0 France SED16/26 3.3 8.5 3，15(3σ,LFE)1~10 17×17 <10 SODERN SED36 3.7 8.4 1，6(3σ,LFE)<8 <10 Denmark DTU ASC[2] 1.2 8 1，8 1 22×16 1.2 USA Ball CT-601 7.8 8~12 3 10 8×8 1.0~6.0 0.3~1.5 HAST[3]0.2(<1(°)/s) 2 8.8×8.8 5.5 0~4 USA HDOS HD1003[4] 3.9 10 2，40 10 8×8 6.5
Lockheed
Martin
AST-301 7.1 18 0.18,5.1(pair) 2 5×5 0.42 Italy Galileo A-STR 3.0 13.5 9，95(3σ, 0.5(°)/s)10 16.4×16.4 1.5~5.5 0.5~2.0 U.K. SSTL Altair-HB 1.8 2.8 15，50 1 15.7×10.5 6.0 0.5 Denmark
Terma
HE-5AS 3.0 7 1，5 <4 22×22 6.2 0.5~2.0 Russia SRI of
RAS
BOKZ-MF 1.8 8 5，12 1 2.0
1.1.2 基于CMOS APS 的星敏感器
有源型CMOS图像传感器，是上世纪90年代美国JPL 研发的一种
CMOS图像传感器。与CCD 星敏感器相比，APS 星敏感器具有明显的不同，
主要表现为：较宽的视场(20°×20°)。大的视场有更多的较亮的导航星，星敏感器
星等阈值可以降低、光学部分的重量减轻、导航星表的容量减少。采用CMOS图
像传感器。CMOS 图像传感器把光敏阵列、驱动和控制电路、模拟信号处理电
路、存储器、A/D 转换器、全数字接口电路等完全集成在一起，实现单芯片数
字成像系统，并且是单电压电源供电，它具有极低的功耗、数据可重复性读出方
式，减少了系统噪声[5]。APS图像传感器具随机窗口读取能力，这种能力简化了
接口，使系统小型化。单片ASIC(特殊用途集成电路)集成了星敏感器所有功能，
芯片集成了I2C 总线接口、快速的像心提取逻辑、微处理器(8051)、存储器等
等，使星敏感器的体积减小、功耗降低。APS 星敏感器硬件系统得以简化，避
免了电荷转移效率的限制，具有更好的抗辐射能力。由于像元结构集成了多个功
能晶体管的原因，CMOS图像传感器暗电流，固定模式噪声和响应不均匀性较
高，并且较低的填充率直接影响亚像元插分精度。以图4所示AeroAstro
Miniature Star Tracker(MST)为例，使用Fillfactory 的STAR1000 CMOS 图像
传感器，尺寸很小，重300 g，功耗2 W，成本很低，但精度稍差，为70 arcsec(3σ)。
为研制更小型、更低功耗的星敏感器，国际上的主要星敏感器供应商都在积极研
究基于CMOS 图像传感器的星敏感器及其相关技术，并已取得实用化成果。表
2 为各种APS 星敏感器的性能比较。
表2 几种APS星敏感器的性能
Company Star sensor Mass
/kg
Power
/W
Accuracy
(arcsec) 1σ P/Y，R
Update rate
/Hz
FOV
/(°)
Sensitivity
/Mv
Slew Rate
/(°)s-1
Jena-Optronik ASTRO APS 1.8 6 2，15 10 20(cone) 5.8 0.3~5 SODERN HYDRO 2.2 12 1.4，9.8(1.0(°)/s) 1~30 <10 JPL MAST[6]0.042 0.069 7.5，50 20×20 5.4
Galileo Avionica AA-STR 1.425 4~7 12，100(2σ)10 20(cone) 5.4 <4 ESA ASC0SS 0.31 2.4 30，10 20×20 5.0 AeroAstro MST 0.3 2 70（3σ） 1 30(cone) 4 <10
1.2 应用于科学实验气球的星敏感器
作为星敏感器的一种，星相机常用于科学试验气球的精确定位。通常，实验气球工作的40 km 海拔处仍有较为明亮的天空背景。因此，气球用星相机要成
为自主式姿态敏感器，就要解决白天观星的问题[7]。Balloon-borne Large-Aperture
Submillimeter Telescope(BLAST)的空中精确定位就使用了一对冗余的星相机
ISC 和OSC。其白天观星是通过选用大口径长焦距的镜头以及适当波长的红光
滤光片，配合4 英尺长的遮光罩解决的，冗余星相机保证了太阳在任何方向都
可观星。2005 年，BLAST 在瑞典基律纳成功飞行 4 天，证实了在典型的白天
条件下，ISC 可提供绝对精度<5″, 输出频率 1 Hz 的实时定位。
High Energy Replicated Optics (HERO)[8]实验也使用了星相机进行定位。
“HERO”的星相机如图 5 所示。2001 23 May 16:30 UT 进行升空实验，观测
巨蟹座区域，理论计算的星等灵敏度为9.7 Mv，实际识别11 星，巨蟹座所
有亮于8 等的和一半8~8.5 等的星在白天被识别。
1.3 应用于射电望远镜的星敏感器
ST 星跟踪器安装在INAF-IRA（意大利国家天体物理学院的射电天文学院）位于意大利Bologna 的32 m 射电望远镜上。用于射电望远镜高频率观测的高
精度定位。其光学系统使用Maksutov-Cassegrain 折反望远镜，18 cm 的孔径，
f/10，因为在地面使用，所以ST 的焦距与孔径设计的很大。有利于白日观星和
暗星探测，并提高了分辨率。因为可观星数足够多，射电望远镜转向速度很低，
所以视场仅为19.5 ′×19.5 ′。
图5“HERO”的星相机
对于暗星的观测，ST 可以靠增加积分时间实现，如Mv<12，10s 的曝光时间，则S/N>20。ST 在白天观星，通过附加两片截止在红外的高通滤光片实现。图6 给出使用IR PRO 809 滤光片在白天对金星的观测结果(July, 25, 15:00 UT Venus Mv=-3.6)。
图6使用I R PRO 809 对金星的观测
1.4 应用于导弹等军事领域的星敏感器
SED20 星跟踪器是SODERN 公司专门为法国M51 弹道导弹(计划于2010 年取代M4)设计的，SED20 的研发在2005 年底已经完成。
图7SED20 星跟踪器
2006 年3 月，美国Microcosm 公司宣布可在海平面白天观测7.1 等恒星的DayStar 系统研制成功。实验表明午后太阳位于天顶时，DayStar 系统仍能探测到7.1 等星。Microcosm 公司称即使在天空有薄云的情况下DayStar 系统仍能可靠工作，比DayStar 系统体积更小、性能类似的星敏感器系统将在飞机导航系统上得到应用，与惯导系统进行组合提供高精度的导航参数。
图 8 DayStar 星敏感器系统结构
2 星敏感器工作原理 2.1 星敏感器基本模型 （1）测量模型
星敏感器属于天体敏感器的一种，它可通过光电和射电方式被动的去探测自
然天体的方位信息。星敏感器的测量模型分为四种基本类型，即星光焦平面坐标测量模型、方向矢量测量模型、星光角度坐标测量模型和惯性姿态测量模型。 下面介绍一种最常用的星光方向矢量测量模型，它是由 Shueter 提出来的 QUEST 测量模型[9,10]：
_
m P P S C V S =+=+
其中，m P ，表示单位矢量测量值；
P ，表示恒星的射线方向在载体坐标系的投影矢量。
12222
0301
1x x y y x y z P P P P P P P q P P f P P f ⎡⎤⎡⎤⎡⎤
⎢⎥⎢⎥⎢⎥
==
=⎢⎥⎢⎥
⎢⎥++⎢⎥⎢⎥
⎢⎥⎣⎦
⎣⎦⎣⎦
式中，q 2220x y P P f ++ x P ，y P 为恒定星体的位置在 CCD 平面上的投影，也就是星像坐标中心； 0f 为星敏感器相机的焦距[11]，在光学系统领域中，焦距应该为恒值，即0z P f =。S 是测量误差，可近似为高斯分布，所以测量误差的均值和方差分别为：
31
233[]0[]()
T T S E S R E SS I PP σ⨯⨯⎧=⎪⎨==-⎪⎩ 其中，2
σ 表示星敏感器噪声方差；C 表示星敏感器的方向余弦矩阵；V -
表示星光方向矢量在惯性系中投影的单位矢量。 （2）姿态动力学模型
星体姿态动力学微分方程[12-16]如下所示：
.11()1
J J J T T T V
ωωωτ--⎧=-⨯+⎪⎨⎪=-+⎩
其中，J 代表星体的惯量矩阵；τ 表示时间常数；V 表示零均值的高斯白噪声。
2.2 星敏感器测姿原理
CCD 星敏感器主要由外围电路部分，信号检测部分，模拟信号处理部分，数
据采集存储部分、数据处理部分以及对外接口部分组成[17]。信号检测模块包括遮光罩、光学 系统、CCD 探头线路、CCD 光电转换器和光学镜头等几个部分，被捕获到的星体经过光学镜头进行成像，然后由 CCD 组件把星体的光能量转换为模拟电信号，把此电信号再进行处理后，送入数据采集存储部分再进行模数转换与数据采集处理。当 CCD 摄像头捕获到的星图按数字的方式存储于内存中时，数据处理模块便会对已经数字化后的星图进行星点提取和星点坐标计算以及星图识别处理，并将星体所形成的像点与导航星库进行匹配，经分析可得到与像点相互对应的星体在天球坐标系中的位置坐标[18]，最后由此指向完成载体姿态最终的确定。
其具体工作原理[17]如下，首先星敏感器将捕获到的星图与导航星基准库进行比对，而后利用识别技术得出星图中的恒星体在天球坐标系下的坐标：
123cos cos sin cos sin l V l l αδαδδ-⎡⎤⎡⎤
⎢⎥⎢⎥
==⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦
天球系下恒星体的坐标投影到像空间系为：
111213
3132332122233132331]T
a l
b l
c l x f
a l
b l
c l a l b l c l y f a l b l c l W x y f -
⎧++=-⎪++⎪
⎪++⎪=-⎨
++⎪
⎪⎪=⎪⎩
星敏感器的敏感光轴在天球坐标系下的坐标(,)αδ为：
13
31
3tan ()
sin ()
b a a
c δ--⎧=⎪⎨
⎪=-⎩ 其中，f 表示星敏感器的相机主距；,αδ 表示天球的赤经，纬经；l 表示加
速度计到原点的距离；,,a b c 表示载体坐标系。 2.3 星敏感器测量精度
由于单星测量精度能够彻底影响光轴的指向精度、姿态角的测量精度以及系统噪声等，所以单星测量精度是星敏感器整体精度的基石也是其关键所在。这里用星等来表征星体的亮度，星等数值越小表示该星体越亮，同时也越容易被观测到。实际能够用到的星体的星等在 0~7 范围内，且前一星等的平均亮度是后一星等的2.51 倍。星等的精度主要受宇宙背景辐射、杂散光、星敏感器自身精度等误差源的影响，这些误差会造成丢星现象，使星图失真。为了得到尽可能真实的星图，就需要把这些误差对星等的影响都考虑成零均值的高斯白噪声来继续分析。星图中星体的灰度强弱受星体的星等大小和星敏感器的曝光时间长短的影响较大，且星等数值越高，灰度值越大。由于计算机灰度级有限，只有 256 个灰度级，所以星体灰度的考虑范围在 0~255 之间，星等与灰度的关系可如下表示：
max
255
2.51m m g -=
其中：m 为星体的星等；max m 为星敏感器能够敏感到星等的最大值，它是星敏感器的主要指标之一；g 为星图中星体的灰度。当观测的星体星等超过此最大值时，按最大值计算。由于成像灰度大小随曝光时间的长短成正比，所以在上式的基础上，引入曝光时间来继续考虑，又因为不同星敏感器的曝光时间不同，所以可以用能表征不同星敏感器的曝光系数H 来表示灰度与曝光时间的关系即：
0g Hg =
其中，0g 为考虑曝光时间的灰度值。
一般把星目标当作理想的点光源，当它的辐射能量在满足一个聚焦平面时，在正常情况下星点的像则会充满一个像元空间，又因为单个 CCD 像元的角分辨率主要影响着它的指向精度，所以可以定义一个像元的角分辨率[19]为：
FOV
CCD
k N θ=
其中，FOV θ 表示 FOV 的角度；CCD N 表示一行或一列像元的数目。
普通情况下，星点目标总会聚集于一小块圆形的连续像元区域里，而焦平面上的星象能量分布取决于星敏感器中的光学系统，所以可以用光学系统的点扩散函数来表示此番能量分布，进而可以把它近似成二维高斯分布函数来表达，而且在仅仅 33⨯ 的像元区域内就聚集了 80% 的主能量：
2
22（-x-x ）()1
(,)exp 2i i y y x y μδ⎛⎫--=
⎪ ⎪⎝⎭
其中：2δ 为方差，根据 δ 的取值不同，星体能量的分布也就会有所不同。星
敏感器的曝光时间长短与成像灰度值大小可成正比，所以时间也会与方差成正比，且满足：
(1)
0.72
H δ-=+
在 δ 取 0.7 时，星等值 5.3的星体所成的像的中心大概能达到 255 个灰度；当星等高于 5.3 时，灰度则会溢出，可以通过调整曝光系数 H 的大小来控制灰度的溢出。其次，当 CCD 星敏感器工作时很容易受到天气情况的影响，如：大气折射、杂散光、星云和星团等，其中受杂散光的影响最为显著。当它在夜晚工作时，杂散光较弱，对星体成像影响较小，但在白天运行时，杂散光就会比较强，这就直接影响到了星体质心的提取精度。在星图中这种影响主要的体现就是高亮度，使一些星等数较高的星体不易被识别。
单星测量误差除此之外还有很多种，主要有 A/D 转换器引入的量化误差、光学镜头像差、CCD 自身噪的声、细分算法误差、光学镜头畸变以及电子线路噪声等引起的误差。对于一个明确系统的星敏感器而言，想要提升它自身测量精度，可以通过以下几个办法来实现：多星的统计和多帧的统计以及超高精度的亚像元内插细分方法。前两种是通过统计学方法排除自身随机误差从而来加强测量精度的稳定性能，最后一种是扩大星点位置测量精度的极限，可以说是从根本上解决的一种手段。 3 星敏感器的发展趋势
根据现在的发展情况，星敏感器未来的发展趋势主要体现在以下方向：目前的星敏感器已经成为一个完整的位置和姿态测量部件，普遍具备解决无先验信息的“太空迷失” 问题的能力。可完成星图识别、星图匹配和姿态计算，直接输出姿态角数据。未来无陀螺的制导系统取代惯性制导系统和星惯组合制导系统成为必然趋势。 低功耗，小尺寸，低成本，高精度，高可靠性的高度集成。现在的 CMOS APS 星敏感器已经达到一定程度的微型化，功耗与成本也很低，但精度有待提高。分体式模块化的设计，多敏感头组合的冗余设计也成为一种发展方向。目前星敏感器信息处理系统存在着星图捕获时间长、内部星表存储量大等固有缺点，因此，快速捕获，星表压缩，算法的改进成为星敏感器信息处理系统的挖潜对象。导航多传感器信息融合。研制一种能够在大动态范围内正常工作的星敏感器及其信息处理系统，是弹道导弹 INS/CNS/GPS 组合导航系统的迫切需要。
随着新的传感器技术和微电子技术以及新型光学系统的出现和成熟，新型光学系统的设计与应用和 APS 的发展与应用是星敏感器技术中最活跃的两个热点。性能和需求是相辅相成的，性能的提高，价格的降低，星敏感器的应用领域必然日益扩大。
参考文献
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星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势
星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势 0 引言 星敏感器是以恒星为参照系，以星空为工作对象的高精度空间姿态测量装置，通过探测天球上不同位置的恒星并进行解算，为卫星、洲际战略导弹、宇航飞船等航空航天飞行器提供准确的空间方位和基准，并且与惯性陀螺一样都具有自主导航能力，具有重要的应用价值。 星敏感器的研究发展与应用已历经半个多世纪，随着新材料，新器件的出现和工艺技术的进步，精度提高，功耗减小，成本降低，应用领域日益广泛的新型星敏感器不断推出。因此，及时收集整理分析比较国外星敏感器的信息，有利于国内有关姿态测量控制技术的发展。 1 星敏感器研究现状 1.1 应用于卫星等空间飞行器的星敏感器 星敏感器空间适用性好，且成本较高，因此传统上多用于卫星等空间飞行器的定姿。 1.1.1 基于CCD图像传感器的星敏感器 电荷耦合器件(CCD)体积小，重量轻，功耗低，耐冲击，可靠性高，像元尺寸及位置固定，对磁场不敏感，适合空间应用需要，自70年代中期美国率先研发出基于CCD的星敏感器后，一直作为主流的图像传感器应用于星敏感器。 （1）德国Jena-Optronik 的ASTRO 系列 该公司的第一款星敏感器是ASTRO 1，1984 年研制，1989年应用于MIR(和平)空间站上。其后的ASTRO 5是全自主星敏感器，重量轻、功耗小、价格便宜，但横滚轴精度较差，需要两枚同时工作以提高精度。ASTRO 10 为分体式结构，电子模块与光敏模块分离，主要应用于近地轨道的各类卫星(SAR-Lupe，TerraSAR，DARPA’s Orbital Express,我国的HJ-1 与FY-3等)。ASTRO 10 集高精度低功耗低重量低成本等优点于一身，是全自主式星敏感器。主要特点是：内置星表，无须先验知识定姿，遮光罩的遮光角可以自定。自主温控或者由飞行器控制。电子模块和敏感器头部相互独立，依靠电缆连接，便于在飞行器上的安装与调整。电子接口可选。可靠性高，在轨寿命长，抗辐射性能好。ASTRO 15 (图1)是Jena-Optronik目前最先进的自主式星敏感器，具有高度的可靠性、耐用性和广泛的适用性。被波音公司选定为Boeing 702 platform卫星的标准配置。同ASTRO 10相比，ASTRO 15 尺寸重量增大，视场基本不变，观星能力增强，单星精度提高，定姿时间缩短。 图1ASTRO 15 星敏感器
面向微小卫星的星敏感器研究
面向微小卫星的星敏感器研究 李赓;王昊;金仲和;王本冬 【摘要】A new design of star tracker(ST)is proposed.The STisbased on the using of commercial devices,to matchMicro-satellites' compact size.The STconsists of an industrial lens,a DSP processor,a low power CPLD and a grayscale CMOS sensor.To improve the measurement accuracy,theimaging model of the STis analyzed,andthe optical parameters are compensated by in-field star calibration.The algorithm of star photoprocessing is also analyzed,anda median filter is applied to reduce the effect ofimpulse noise during star point extracting.A ST prototype is tested with field experimentsbased on the earth's rotation and constellation tracking,the results show that the prototype's RMSE(Root Mean Square Error)of Euler angleis 30″.The prototype,whi chis in compact size and low power consumption,can be exactly applied to Micro-satellites.%研制了一款新型面向微小卫星的星敏感器,采用商用器件构成以满足微小卫星对小型化的要求.星敏感器由工业镜头、DSP、低功耗CPLD和灰度型CMOS图像传感器组成.为进一步提高测量精度以满足卫星的需求,针对星敏感器的成像模型进行了分析,并用恒星校准的方式补偿了光学参数;对恒星处理算法进行了分析,在图像处理环节特别地采用了中值滤波技术,解决了孤立脉冲噪声对星点提取的影响.基于地球自转的星座跟踪实验表明,所研制的星敏感器样机欧拉角回归标准差为30″,已可实际应用于微小卫星平台. 【期刊名称】《传感技术学报》
星敏感器外场观星标定及检验方法研究
星敏感器外场观星标定及检验方法研究 姜文英;陈元枝;俞晓磊;赵志敏;沈令斌 【摘要】The mainly calibration methods of the star sensor,which is based on the real space experiment outfield,as well as the composition and structure of the test platform,were introduced. The dynamic and static three-axis attitude accuracy and the update rate of output data were acquired by processing and analyzing the related experiment data obtained from the dual-CCD star sensor. The results showed that the calibration method on real space can examine the performance specifications on accuracy,update rate,sensitive magnitude and capture time of the star sensor,and have high credibility.%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。 【期刊名称】《计量学报》 【年(卷),期】2016(037)003 【总页数】4页(P251-254) 【关键词】计量学;星敏感器;外场观星测试系统;标定方法;三轴姿态 【作者】姜文英;陈元枝;俞晓磊;赵志敏;沈令斌
船用星敏感器姿态测量误差建模与仿真分析
船用星敏感器姿态测量误差建模与仿真分析 张同双;钟德安;潘良;王二建;郭敬明 【摘要】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义时，船体姿态 测量误差最大可达112义；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。%In order to improve the precision of ship-borne star sensor, the attitude error model is theoretical analyzed in this paper. Firstly, in view of the actual working environment on the ship, the observation model of ship-borne star sensor is constructed. Then the error model expressions based on angle observa-tion are deduced. Finally, the horizontal roll angle error and installation angle of ship-borne star sensor that can influence the ship attitude precision are analyzed by simulation. The results of theoretical analysis and simulation indicate that the horizontal roll angle measurement error, the calibration error of installation angle and the installation layout of the ship-borne star sensor on the ship are the main factors of the ship attitude measurement precision. For example, as the
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
一种用于白天星敏感器的星点质心提取方法
一种用于白天星敏感器的星点质心提取方法 胡晓东;胡强;雷兴;魏青;刘元正;王继良 【摘要】从星空图像中提取星点质心是星敏感器工作的重要基础，针对白天星敏 感器所获取的星空图像噪声情况复杂的特点，应用高斯点分布函数为数学模型，提出了一种能够获取高精度星点质心位置的基于帧累加的星点质心提取方法。首先通过多帧迭代优化目标星像灰度，消除随机噪声的影响，提高信噪比，再利用平方加权质心法计算星点质心的位置，从星空图像中提取星点质心。仿真实验结果表明：该方法具有较强的抗干扰能力和稳定性，且质心提取精度随迭代帧数的增加而提高，当迭代次数达到100次时平均定位精度可达0.1像素，适用于低信噪比条件下的 质心定位计算。该算法简单易行，运算量小，能够实现对视频图像信息的实时处理，且有效地提高质心的定位精度，可以满足白天星敏感器的应用需求。%Star centroid extraction from object image in center of mass is the important basis of star sensor. For the star image obtained by daytime star sensors under complicated circumstances, a method of star centroid based on multiframe incremental is proposed by using the mathematical model of Gaussian point distribution function. By optimizing the multi-frame iterative image gray scale, the influence of random noise is eliminated and the signal-to-noise ratio is improved. Then, by utilizing weighted squared centroid algorithm, the star centroid is calculated to extract the star centroid from the star image. The simulation experimental results show that the method has excellent anti-interference ability and stability, and the centroid extraction precision is increased with the iteration frames. When the number of iterations reaches 100 times the extraction precision
图像处理在航天器中的应用
图像处理技术在航天器中的应用 ——星敏感器星图识别技术介绍1.概述 航天器在太空中飞行，导航系统是航天器必不可少的重要设备，在航天器的飞行中具有非常重要的作用。导航的主要任务即是在预先规定好飞行路线的条件下，以要求的精度，在指定的时间内将航天器引导至目的地。因此，导航系统在飞行过程中必须提供精确的导航参数：方位（姿态及航向）、速度、位置等。 常见的导航系统主要有无线电导航系统、惯性导航系统、GPS导航系统和天文导航系统等。 天文导航是基于已知天体的坐标位置和运动规律，应用观测天体的天文坐标值来确定航天器的导航参数。相比较其它的导航系统，天文导航是一种自主式导航，不需要地面设备，不受人工或自然形成的电磁场的干扰，不向外界辐射能量，隐蔽性好；且定姿、定向、定位精度高，定位误差与时间无关，具有很好的应用前景。 2.天文导航概述 天文导航是利用天体测量敏感器测量得到的天体信息而进行导航，其前提是需要已知这些天体的特征信息和运动规律。目前常用的天体导航测量设备是星敏感器，星敏感器主要是通过获取天空中恒星的分布图像，通过对恒星相对位置的识别进而获取航天器的导航信息。 2.1.恒星的特性 天文导航以天体为观测对象，而恒星是用于天文导航最重要的一类天体。因此必须首先研究恒星的特性。 恒星的特性可以简要归纳如下：
（1）恒星的距离 恒星离地球非常遥远，除去太阳，离地球最近的恒星是半人马座，其距离是4.22光年。因此，对于天文导航而言，可以吧恒星看成是距离无穷远的天体。 （2）恒星的速度 恒星顾名思义是位置恒定不变的星体。其实，恒星在宇宙空间是运动着的，而且运动速度很快。恒星的运动速度可以分解为视向速度和切向速度。前者是沿着观测者视线方向的分量；后者是同视向速度相垂直的分量，它表现为恒星在天球上的位移，常称为自行。我们一般只关心恒星的自行。恒星自行速度一般都小于0.1’’/年，迄今为止只发现有400余颗恒星的自行速度超过1’’/年。 （3）恒星的亮度 恒星能自行发光，这是它的本质特征。恒星的亮度是指从地球上所观测到的视亮度，它不仅与恒星的发光本领有关，还取决于恒星的距离。在天文学上，恒星的亮度用星等来表示，星等越低表示亮度越高。星等相差1等，亮度相差2.512倍，1等星的亮度为6等星亮度的100倍。天文上的星等基准起先是以毕宿五与牛郎星这两颗星为Mv=1.0的标准星，后来改以织女星为Mv=0.0的标准星来定义其他恒星的星等。人眼的裸视所能观测的极限星等约为6.0，天文望远镜所能观测的极限星等一般为10.0以上，例如哈勃太空望远镜所能观测的极限星等可达30.0。 （4）恒星的大小 虽然恒星本身的实际大小差别很大，但从地球上观察它们的张角都远远小于1’’，因此可以把恒星看作是一个理想的点光源。 综合上述恒星的特性，对于天文导航而言，恒星可以看成是无穷远的、近似静止不动的，具有一定光谱特性的电光源。 2.2.天球 为描述恒星的方位，必须建立一个坐标系用坐标值表示恒星在某一时刻的位置信息，这个坐标系即为天球坐标系。 （1）天球 天文学上为了与人们的直观感觉相适应，把天空假想成一个巨大的球面，即
航天测控的原理和应用
航天测控的原理和应用 一、航天测控的概述 航天测控是指通过测量和控制手段对航天器进行监测、导航、控制和处理数据的技术，是航天任务顺利完成的关键环节。航天测控系统由地面站和航天器组成，通过通信链路进行信息的传递，从而实现对航天器的测量和控制。 二、航天测控的原理 航天测控的原理主要涉及到航天器的测量和控制两个方面。 2.1 航天器的测量原理 航天器的测量是指对航天器各种状态参数和数据的获取和分析，包括航天器的位置、速度、姿态、姿态稳定性等。 测量主要通过以下几种方式实现： •遥测测量：通过航天器上的传感器采集航天器的姿态、温度、气压等数据，并通过通信链路传输到地面站进行分析和处理。 •测距测速：通过测距仪和测速仪等设备，对航天器与地面站之间的距离和相对速度进行测量。 •星敏感器测量：通过星敏感器对航天器相对于恒星的视线角进行测量，从而确定航天器的姿态。 •惯性测量单元：通过惯性测量单元对航天器的加速度和角速度进行测量，从而获取航天器的位置和速度。 2.2 航天器的控制原理 航天器的控制是指通过对航天器的姿态、轨道、飞行速度等参数进行控制，确保航天器按照任务要求进行运行。 控制主要通过以下几种方式实现： •推力控制：通过推进系统对航天器施加推力，改变航天器的轨道和速度。 •姿态控制：通过姿态控制系统对航天器的姿态进行调整，保持航天器稳定。 •电动控制：通过电动机、电液系统等设备对航天器的各个部件进行控制，实现对航天器的各种功能的操作和控制。
•控制算法：通过编写控制算法，对航天器的状态和参数进行监测和控制，确保航天器按照任务要求进行运行。 三、航天测控的应用 航天测控技术在航天领域有着广泛的应用，主要包括以下几个方面： 3.1 航天器的轨道控制 航天测控技术可以通过对航天器的推力、姿态和速度等参数进行控制，实现对 航天器轨道的调整和控制。例如，对于地球同步轨道的通信卫星，需要保持恒定的轨道位置，航天测控技术可以实现对其轨道位置的控制，从而确保通信卫星能够始终覆盖特定地区。 3.2 航天器的姿态控制 航天测控技术可以通过对航天器的姿态进行监测和控制，确保航天器保持稳定 的姿态。这在对于航天器的观测和测量任务中尤为重要，例如地球观测卫星需要保持稳定的姿态，以获取清晰的观测图像。 3.3 航天器遥测数据的获取和分析 航天测控技术可以通过遥测测量手段，获取航天器上的各种状态参数和数据， 例如温度、气压、姿态等。这些数据对于评估航天器的运行状况、判断航天器是否发生故障以及进行故障诊断都非常重要。 3.4 航天器的导航和定位 航天测控技术可以通过测距、星敏感器和惯性测量等手段，实现对航天器的导 航和定位。这在航天器的飞行任务中尤为重要，可以保证航天器按照预定轨道和航线进行飞行，从而完成任务。 3.5 航天器的数据传输与通信 航天测控技术可以通过通信链路，实现航天器与地面站之间的数据传输和通信。这包括遥测数据的上传、控制指令的下达以及航天器与地面站之间的实时通信等。这对于航天任务的监控和运行至关重要。 四、总结 航天测控是航天任务顺利完成的关键环节，通过测量和控制手段对航天器进行 监测、导航、控制和数据处理。航天测控技术的应用领域广泛，包括航天器的轨道控制、姿态控制、遥测数据的获取和分析、导航和定位、数据传输与通信等。在未来的航天事业中，航天测控技术将继续发挥重要作用，推动航天技术的发展。
先进传感器技术在航天领域中的应用前景
先进传感器技术在航天领域中的应用前景 先进传感器技术在航天领域中的应用前景 航天事业是人类科技的顶端领域之一，它对于国家安全、科学研究和经济发展具有重要意义。随着科技的不断进步，先进传感器技术在航天领域的应用前景变得更加广阔。本文将探讨先进传感器技术在航天领域中的应用前景，并分析其对航天领域的影响。 一、引言 航天事业是人类追求未知和探索宇宙的重要途径，也是国家综合实力的重要体现。航天技术的发展对于国家的安全、经济和科学研究具有重要意义。先进传感器技术的应用可以提高航天任务的精确度和安全性，降低成本，促进航天事业的快速发展。 二、先进传感器技术的发展现状 先进传感器技术是一种将传感器与其他技术相结合的综合性科技，它可以将各种信号转化为数字信号，并通过数据处理和分析实现对目标的检测、跟踪和识别。目前，先进传感器技术已经广泛应用于军事、航空航天、环境监测、医疗和工业领域等多个领域。 在航天领域，传感器技术的发展已经取得了重大突破。例如，高精度、高灵敏度的摄像头可以实时捕捉航天器的动态信息，红外传感器可以检测航天器的热量辐射，激光雷达可以精确探
测天体的距离和速度等。这些传感器技术的突破为航天任务的顺利进行提供了重要支持。 三、先进传感器技术在航天领域中的应用前景 （一）姿态控制 姿态控制是航天器的重要功能之一，它可以保持航天器在轨道上的稳定性和导航的准确性。传统的姿态控制方法主要依赖于陀螺仪和加速度计等传感器的测量结果，但其精确度和稳定性有限。随着先进传感器技术的发展，新型传感器如星敏感器、磁强计和惯性导航系统等可以更加准确地测量姿态角、角速度和加速度等。 这些先进传感器的应用可以提高姿态控制的精确度和稳定性，降低能耗和成本，提高航天器的任务成功率。例如，星敏感器可以通过测量星光的位置和强度来确定航天器的姿态角，磁强计可以用来检测地磁场的变化从而确定姿态角，惯性导航系统可以通过测量加速度和角速度来确定航天器的位移和姿态角。这些先进传感器的应用可以大大提高姿态控制的精确度和稳定性，使得航天任务更加可靠和安全。 （二）目标识别与追踪 在航天探测任务中，准确地识别和追踪目标是至关重要的。传统的目标识别和追踪方法主要依赖于人工标注和图像处理，但其效率和准确度有限。借助先进传感器技术，如高分辨率摄像
航空航天工程师的航天器姿态测量技术
航空航天工程师的航天器姿态测量技术 航空航天工程师在航天器的设计、制造和操作中扮演着至关重要的角色。航天器姿态测量技术是其中一个重要的领域，旨在确保航天器的稳定性和精确性。本文将深入探讨航天器姿态测量技术的原理、应用和发展趋势。 一、原理 航天器姿态测量技术基于惯性测量单元（Inertial Measurement Unit, IMU）和星敏感器（Star Tracker）等测量装置。IMU通常包括三轴加速度计和三轴陀螺仪，用于测量航天器在三个空间方向上的加速度和角速度。星敏感器则利用航天器上安装的星表和相机，通过观测恒星的位置来确定航天器的姿态。 二、应用 航天器姿态测量技术在航天工程中有着广泛的应用。首先，它对于航天器的导航和定位至关重要。通过测量航天器的姿态，可以确定其在空间中的位置和方向，为航天器的轨道控制和飞行路径规划提供依据。其次，航天器姿态测量技术对于航天器的稳定性和姿态控制至关重要。通过及时准确地测量航天器的姿态变化，可以及时调整航天器的姿态控制系统，确保其在飞行过程中保持稳定。最后，航天器姿态测量技术也在航天器的科学实验和探测任务中发挥着重要作用。准确测量航天器的姿态变化可以提供科学家们所需的精确数据，用于分析宇宙中的各种现象和过程。
三、发展趋势 随着航天工程的不断发展和进步，航天器姿态测量技术也在不断演进和创新。首先，传统的IMU和星敏感器已经得到了很大的改进，小型化和集成化成为了发展的趋势。这不仅可以提高测量精度，还可以减小航天器的负载和能耗。其次，计算机视觉和图像处理技术的广泛应用使得基于视觉的姿态测量技术逐渐成为研究的热点。这种技术不仅可以提供更为准确的姿态测量结果，还可以减少对传感器的依赖。此外，人工智能和数据挖掘算法的应用也为航天器姿态测量技术的发展带来了新的机遇和挑战。通过分析海量的测量数据，可以提取出更加精确和有用的信息，为航天器的姿态控制和导航提供更高效的解决方案。 综上所述，航空航天工程师的航天器姿态测量技术是确保航天器稳定性和精确性的重要领域。通过理解和应用姿态测量技术的原理，航空航天工程师可以在航天器的设计、制造和操作中发挥重要作用。随着技术的不断发展和创新，航天器姿态测量技术将在航天工程中扮演更为重要和广泛的角色。
弹载星敏感器原理及系统应用
弹载星敏感器原理及系统应用 弹载星敏感器是一种安装在弹头上的传感器装置，用于探测和感知目标。其原理是通过光学、红外、雷达等技术来收集、处理和传输目标信息。 其中，光学星敏感器利用星体发出的自然光作为目标探测，通过摄像机来捕捉并图像处理，识别星体的位置和姿态，并通过算法确定目标的位置、运动状态等信息。 红外星敏感器则通过感知目标辐射的红外辐射能量来探测目标，利用红外相机来收集红外图像，并通过红外图像处理来实现目标的识别和跟踪。 雷达星敏感器则利用雷达波来检测和感知目标，通过发射和接收雷达波来分析目标的位置、距离、速度等信息。 弹载星敏感器的应用非常广泛，包括导弹制导、火炮控制、防空拦截等领域。在导弹制导中，弹载星敏感器可以帮助导弹锁定和追踪目标，实现精确打击；在火炮控制中，弹载星敏感器可以用于瞄准目标、调整炮口方向和射击角度；在防空拦截中，弹载星敏感器可以帮助拦截导弹和飞机等空中目标。此外，弹载星敏感器还可以用于侦查、侦察和目标跟踪等任务。 弹载星敏感器在系统应用中具有以下几个方面的重要作用： 1. 目标探测和识别：弹载星敏感器能够通过图像处理和目标识别算法，对目标进行探测和识别。无论是使用光学、红外还是雷达技术，弹载星敏感器都能够帮助系统准确定位和识别目标，
为后续的制导和打击提供精确的目标信息。 2. 姿态估计和指引：弹载星敏感器通过捕捉目标的位置、运动状态和姿态等信息，可以进行精确的姿态估计。这对于导弹和火炮等系统来说至关重要，因为它们需要根据目标的姿态来调整其自身的姿态和航向，以确保击中目标。 3. 制导和打击精度提高：弹载星敏感器的目标探测和姿态估计功能，可以大大提高制导和打击的精度。通过实时获取目标的位置和姿态信息，系统可以根据目标轨迹和运动状态进行精确的制导和打击，从而提高打击成功率。 4. 实时监测和调整：弹载星敏感器能够实时监测目标的位置和状态变化，并将这些信息传输到系统中进行实时的调整和决策。例如，在导弹制导中，弹载星敏感器可以不断更新目标的位置和姿态信息，以便导弹能够根据目标的动态变化进行及时的调整和追踪。 总而言之，弹载星敏感器在目标探测、识别、姿态估计、制导和打击精度提高等方面都发挥着重要的作用。它们是现代武器系统中不可或缺的组成部分，为系统提供了准确、实时和可靠的目标信息，从而提高了系统的作战能力和打击效果。
弹载星敏感器原理及系统应用
弹载星敏感器原理及系统应用 引言： 弹载星敏感器是一种用于弹道导弹和卫星之间进行星载传感器测试和校准的设备。它通过收集和分析卫星发射的星光，在导弹的飞行过程中提供准确的导航和定位信息。本文将介绍弹载星敏感器的原理和系统应用。 一、弹载星敏感器原理 弹载星敏感器的工作原理基于光学技术。它由一个光学系统、一个探测器和一个信号处理单元组成。在导弹发射前，弹载星敏感器被安装在导弹的头部，以确保其能够在飞行过程中稳定地接收星光信号。 1. 光学系统：光学系统是弹载星敏感器的核心部分，它由透镜、滤光片和其他光学元件组成。透镜用于聚焦星光信号，滤光片则用于滤除非目标波长的光源，以保证测量的准确性。 2. 探测器：探测器是弹载星敏感器的核心组件，负责将接收到的光信号转化为电信号。常用的探测器有光电二极管和光电倍增管。探测器根据接收到的光信号的强度和频率，产生相应的电信号。 3. 信号处理：弹载星敏感器的信号处理单元对探测器输出的电信号进行处理和分析。它可以测量星光信号的强度、频率和相位等信息，
并将这些信息转化为导弹的导航和定位数据。 二、弹载星敏感器系统应用 弹载星敏感器在军事和航天领域有着广泛的应用。以下是其中的几个方面： 1. 导航和定位：弹载星敏感器可以通过测量接收到的星光信号，提供导弹的准确导航和定位信息。通过与卫星系统的配合，可以实现导弹的精确打击目标。 2. 弹道测试和校准：弹载星敏感器可以用于弹道导弹的测试和校准。在导弹发射前，通过对星光信号的测量和分析，可以评估导弹的飞行性能，并对导弹进行必要的校准。 3. 卫星测试和校准：弹载星敏感器还可以用于卫星的测试和校准。在卫星发射前，通过对星光信号的测量和分析，可以评估卫星的性能，并对卫星进行必要的校准。 4. 天文观测：除了军事和航天领域，弹载星敏感器还可以用于天文观测。它可以通过测量星光信号的强度和频率，研究宇宙中的恒星和行星等天体。 结论： 弹载星敏感器是一种重要的光学设备，具有精确测量星光信号的能力。通过它的应用，可以实现导弹和卫星的精确导航、定位和校准。
星敏感器抗杂光背景滤波图像处理方法研究
星敏感器抗杂光背景滤波图像处理方法研究 余路伟;毛晓楠;金荷;胡雄超;吴永康 【摘要】为提高星敏感器抗杂光干扰性能,提出了一种称为背景滤波的全帧型星图处理算法.根据星点和背景不同特征,对背景估计法进行了改进:设定模板尺寸为7 ×7像素,用模板边缘像素的均值作为中心点的背景估值;将目标点本身引入背景估计,增加目标点权重以抑制背景的残留;设定一较小的固定阈值以分割星点与虚警点,并采用单双点去噪.给出了适宜FPGA并行处理的算法流程.对不同噪声水平下受杂光干扰的星图的处理结果表明:与分块阈值法和高通滤波法相比,背景滤波算法的抗杂光能力更强,虚警率低,星点提取率高,运算简单,便于FPGA实现,有无杂光干扰时的适应性好. 【期刊名称】《上海航天》 【年(卷),期】2016(033)004 【总页数】6页(P26-31) 【关键词】星敏感器;星点提取;抗杂光;图像处理;背景滤波;背景估计;掩模;虚警率【作者】余路伟;毛晓楠;金荷;胡雄超;吴永康 【作者单位】中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海201109;中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海201109;中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海201109;中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海
201109;中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控 制技术研究所,上海201109 【正文语种】中文 【中图分类】V448.2;TP391.41 星敏感器(简称星敏)具高精度、高可靠和长寿命特点，已成为卫星平台姿轨控系统的核心测量部件，在空间飞行任务中具有十分重要的作用[1]。作为光学敏感器， 抗杂光干扰成为影响星敏性能的一个重要因素[2]。在轨时，星敏受月光、地气光、太阳光和星体反射光四种杂光干扰。杂光干扰下，星敏成像将受到污染，原起伏均匀的背景将会呈现大幅度变化，灰度值也将整体抬高。这种不均衡的背景会严重影响分割阈值选取，造成虚警率急剧上升，星点提取率迅速下降，最终或导致星跟踪丢失，星敏姿态数据无效。抗杂光时，除从遮光罩、探测电路抗光晕等硬件入手外，软件图像处理有多帧跟踪检测的局部方法和单帧星图的整幅处理方法两种[3-7]。 多帧跟踪检测的局部方法可巧妙地规避杂光干扰，只关注波门内星点与背景的分割，但此类方法较复杂，需要多帧间星点目标的严格配准，以及较多缓存，而且一旦跟踪丢失，星敏只能进入全天捕获状态，此时只能采用单帧图像整幅处理的方法。基于单帧处理的传统阈值分割法存在局部适应性差、弱星提取能力不足等问题，导致其无法在杂光干扰下使用[1]。 为应对单帧图像的杂光干扰，背景估计是一种常见的全局处理途径。背景估计的要点是：图像上任一像素的背景值均可由其周围像素值线性或非线性表示，将每个像素点的灰度值与相应背景估值作差得到残差图像，残差图像能表征原始图像的对比度，在此基础上再进行图像分割则易求得最优阈值。背景估计的关键是背景估计掩模(又称图像卷积核)的设计，不同的掩模对应不同的背景估计方法。文献[7]在改进最大值背景预测的基础上，增加多级梯度检测，提取效果较好，但该算法计算复杂、