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

配模式，从而我们能够获得观测星与导航星之间的唯一匹配结果。姿态明确过程指的就是星敏感器姿态信息的解算过程[10]。

星图分辨通常我们也称为星图匹配，首先获取星结果，然后创建出相应的匹配模式，并且要找到可以与标准导航星表进行匹配的相应模式，这样我们就能通过匹配模式发现导航星和观测星之间唯一存在的匹配结果。而星敏感器解算姿态信息的过程就是姿态明确过程[10]。

2.3 星敏感器成像原理

星敏感器误差参数标定是于星敏感器的成像机理前提下实施的，星敏感器的成像模式属于摄影检测技术的一类，星敏感器的成像方式是非常独特的，成像的时候能够假定它的物距与焦距均为一致（由于它的物距远远大于它的相距），在星敏感器透镜的设计过程中尽量达到中心透视投影成像模型的需求条件，因此我们能够把星敏感器的成像模型简化成针孔成像模型[37]。

根据星敏感器的工作原理和成像机理，可以标定其误差参数，这里的成像模式应该归结为摄影检测一类的技术范畴，星敏感器的成像方式是非常独特的，成像的时候能够假定它的物距与焦距均为一致（由于它的物距远远大于它的相距），设计星敏感器的光学透镜的时候，要尽可能做到中心透视，然后这样的成像模型才能符合要求，所以，我们可以用相对简单的针孔成像技术作为星敏感器的透视成像模型来使用[37]。

针孔成像模型属于非常理想的成像模型，不思考光学误差比如说焦距误差以及主点偏差和光学畸变等因素对于成像的影响，在星敏感器视场的区间中，每一O的连线以及成像平面中的交点P它们都属于恒星Q于成像平个恒星Q与光心

s

面内的投影点，此种成像关系也被叫作是透视投影或者是中心射影[38]，它的几何关系在下图2.6中所示。

在所有的成像模型中，针孔成像是最理想化的，如果不考虑光学误差，也就是不考虑教具误差或者是光学畸变以及主点偏差等因素造成的成像偏差，在星敏

O的连线以及成像平面中的交点P它感器视场的区间中，每一个恒星Q与光心

s

们都属于恒星Q于成像平面内的投影点，我们将这种成像关系称之为中心影射，也可以称为透视投影[38]，图2.6表示其成像机理：

图2. 3为星敏感器的成像机理示意图

在图2.6之中，成像平面坐标系中P 点的坐标为(),p p x y ，星敏感器坐标系内恒星Q 的坐标为(),,s s s x y z ，按照针孔成像模型的机理，它们满足一组几何比例关系s s O P QO α=（α属于不为零的常数）。因此有如下关系式：

上图的成像平面坐标系中，我们发现P 点的具体坐标用()

,p p x y 表示，而在星敏感器中，代表恒星的Q 用(),,s s s x y z 表示其坐标，根据针孔成像技术的相关原理，这里就会形成一个关系式s s O P QO α=（其中α是常数，而且不能为0）。因此有如下关系式：

（2.2）

进一步推导可得：

（2.3）

化成矩阵形式为：

（2.4）

我们把公式（2.1）代入到公式（2.4）之中，图像平面坐标系与星敏感器坐标系它们之间的关系是：

在（2.4）中代入公式（2.1），我们可以看出，图像平面和星敏感器的坐标系关系式为：

（2.5）

在公式中，()00,x y 代表主点坐标，这其中,x y p p f f f f dx dy ==，y x f f ,被叫作归一化焦距，它们依次代表图像坐标系中两坐标轴中的尺度因子，得出的公式（2.5）就代表在不考虑光学畸变条件下的星敏感器成像基本原理。

这里的（2.5）公式表示的就是星敏感器在忽略光学畸变的情况下基本的成像原理。

2.4 星间角距不变原理

因为恒星的位置位于无穷远的地方，因此我们能够认为，无穷远处的恒星产

生的星光是一种平行光，它具备平行光的特点。

恒星在宇宙中的位置非常远，我们可以用无穷远来形容，所以，基于此，恒星的光可以被看做是平行光，我们也完全可以按照平行光的特点来分析。由于两颗恒星所发射的平行光不会改变任何光学系统主轴的角度，所以这个角度被称为星际间角距离[39]，如图2.7所示。

图2. 4为两颗恒星互相之间的角距示意图

在图中d 代表两颗恒星间的距离，D 代表恒星距光学系统的距离，θ代表星间的角距，也就是两颗恒星在光学系统上的夹角。

星间角距不变原理的内容如下：在忽略不计噪声和失真的影响下，在星敏感器坐标系中,恒星i 以及j 的方向矢量i w 和j

w 它们形成的夹角与恒星在天球坐标系中对应的位置矢量形成的夹角ij θ是相同的[40]。

星间角距不变原理的内容如下：如果在星敏感器的相关坐标系中，不考虑失真以及噪声的因素，其中恒星i 和j 所表示的方向矢量可以标记为i w 以及j w ，这两者之间的夹角角度，和天求坐标系内恒星的位置矢量对应产生的夹角ij θ在数值上是完全一致的[40]。

根据图 2.8中所示，我们能够把星间角距不变原理通过数学方式表达为：

c c c c O x y z -代表的是天球坐标系，p p p O x y -代表的是成像平面坐标系，s s s s

O x y z -代表的是星敏感器坐标系。假设w 代表的是恒星在星敏感器坐标系中的方向矢量，v 代表的是天球坐标系中的方向矢量，那么：

其中天球坐标系用c c c c O x y z -来表示，成像平面坐标系用p p p O x y -来表示，星敏感器坐标系用s s s s O x y z -来表示。如果星敏感器坐标系对应的恒星方向适量用w 来表示，天球坐标系中恒星的对应方向适量用v 来表示，就形成：

（2.6）

其中，(),αδ为恒星的赤经、赤纬。

（2.7）

这其中，()00,x y 以及(),x y 依次代表的是恒星在星敏感器成像平面坐标系中的主点坐标以及坐标，f 代表的是星敏感器中光学镜头的焦距。

图2. 5为星间角距不变原理示意图

根据星间角距不变的特点，我们能够借助星间角距的正弦或者四余弦值创建观测方程，我们把它当作关键的依据从而方便实施后续的星敏感器光学系统参数标定工作。

（2.8）

（2.9）

公式（2.8）以及公式（2.9）进行星敏感器的观测方程的误差校准都有各自的优势，在一般情况下，由于这一方法计算过程非常简单，星间角距的余弦数值已经被大面积应用到了星敏感器的轨标定过程中[41]，应用星间角距的正弦值创建观测方程，对于提高标定的精度有帮助，由于小角度的正弦值和余弦变化相比更加的敏感，然而它需要进行更多的计算，所以星间角距的正弦数值适合应用到比如说地面标定等对于实时性要求比较低的场合[41]。

2.5 本章小结

文章先讲述了经常使用到星敏感器误差标定过程中的4类参考坐标系，分为：成像平面坐标系以及图像平面坐标系和地平坐标系还有星敏感器坐标系；另外，它具体讲述了星敏感器的成像机理，星敏感器光学误差标定的前提就是它的成像原理；最后，给出了恒星角距的定义，星间角距保持不变，并且在这一前提下通过星间角距的正弦值或者是余弦值来创建观测方程，分析了其各自的优缺点。本章是对星敏感器误差标定的初步认识，为后为今后的研究工作奠定了理论基础。

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星模拟器文献综述 星模拟器主要分三类，静态星模拟器（static star simulator）、动态星模拟器（dynamic star simulator）和电子星模拟器（electrical star simulator）。 1 电子星图模拟器 电子星空模拟器产生动态星图，模拟星敏感器探头输出的图像激励星敏感器线路盒。电子星空模拟器没有复杂的光学系统，不需要高精度的机械加工，使用时也不需要精确安装，输出的电子星图星点位置精度高，可用于分系统、整星和靶场测试,电子星空模拟器能够模拟随卫星轨道和姿态变化的星图，实现全轨道实时多星模拟，替代星敏感器探头作为星敏感器的输入，使星敏感器具备接入闭路测试的能力。 2 静态星模拟器 静态星模拟器的实质是平行光管，在焦面上放置一个或若干个一定大小的针孔。经光源照射后，针孔像就可认为是平行出射的星点。在光源前加不同的中性滤光片，可以表示不同的星等，加入带通滤光片可以大致表达恒星的光谱特性。这种星模拟器结构简单，对实时性一般无要求，对单星张角、星等等参数的模拟精度要求高。 3 动态星模拟器 a)小型动态星模拟器技术研究（博士学位论文） 提出基于数字光处理的小型动态星模拟器总体技术方案，并确定了小型动态星模拟器的主要技术指标。 星模拟器光学系统，包括非成像的照明光学系统和成像的准直物镜系统两部分。为了达到小型化的星模拟器技术要求，设计基于白光发光二极管的照明光学系统，并对光阀处的光斑均匀性进行优化与仿真分析，照明不均匀度达到3%；针对星模拟器准直物镜系统的特点，设计了复杂化匹兹万结构的光学系统，并对像差进行了优化分析，最终结果为绝对畸变小于光阀像元尺寸，相对畸变控制在1‰以下，达到星模拟器成像光学系统要求。 本文的主要创新点在于：一、采用数字光处理技术作为小型动态星模拟器的

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

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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

一种基于星敏感器的自主导航方法

一-种基于星敏感器的自主导航方法 摘要:由于惯性器件存在漂移,很难进一步提高采用惯性设备提供水平基准来实现星敏感器自主导航精度;而由于大气模型不精确,很难进一步提高利用星光折射来实现星敏感器自主导航的精度。为此,本文提出根据星敏感器的识别结果以及激光水平测量部件分别测量星敏感器的两个像平面轴来实现星敏感器自主导航。外场实验结果表明:采用本文的方法来实现星敏感器自主导航不仅能为载体提供角秒级精度的三轴姿态,而且能为载体提供角秒级的载体经度和纬度,所以该系统为载体提供了高精度的导航信息。 关键词:星敏感器自主导航 Abstract: Due to the error accumulation of inertia navigation system, the navigation error of the autonomous navigation system using inertia and celestial autonomous navigation algorithm is decreased. The navigation error of autonomous navigation system using star light refraction is not accuracy because the model of atmosphere is not exactitude. For this reason, an autonomous navigation algorithm using star sensor is put forward. The quaternion of the object is provided by star sensor directly and the longitude and latitude of the object are calculated using quaternion and plane sensors. The results of the night sky experiments show not only the precision of the quaternion is angle second class, but also the precision of positions are angle second class. So the

星敏感器姿态确定仿真综合实验

北京航空航天大学 专业综合实验报告 学院宇航学院班级 111514 学号 11151146 姓名高荣荣 指导老师王海涌 2015年1月3日

星敏感器姿态确定仿真综合实验 摘要：通过对电子星图模拟器和星敏感器PC仿真平台的操作，实现星敏感器姿态确定，以及借助星象天文馆，来实现电子星图模拟器对星的标定。完成星敏感器系统仿真。 关键词：星敏感器定姿星图模拟星图姿态矩阵

一 实验目的 通过电子星图模拟器（ESS ）和星敏感器PC 仿真平台的操作，熟悉星图模拟和星敏感器姿态基本流程及各模块功能，完成星敏感器系统仿真。 二 实验原理 1.星图模拟原理 （1）星图模拟系统是一种近似模拟星空的仿真系统。为星敏感器算法调试、星敏感器产品测试及天文导航半物理仿真系统运行提供标准的星图输入，并提供已知参考星光矢量及星像中心的理想映射坐标。 分光学物理星模、电子星模和计算机软件星模三种。 （2）星图模拟系统的实现 旋转关系：OZ 是光轴指向： 星图模拟是根据光轴指向及旋角( , ,γ)所确定的既定视场，将其范围内的星空目标映射到星敏感器CCD 面阵上并模拟出目标图像的过程。 其中，需要确定第二赤道坐标系、航天器本体坐标系、星敏感器坐标系的转换矩阵。星敏感器固联（安装矩阵为常数阵），那么只考虑第二赤道坐标系和星敏感器坐标系之间的转换关系。 令O-UVW 为第二赤道坐标系，令O ’-XYZ 为星敏感器坐标系。那么星光矢量在两个坐标系下的分量列阵的关系可以表示为：[X,Y,Z]T = Tsi[U,V,W]T ，其中Tsi 为转换矩阵。 2.星敏感器定姿基本原理 光轴n 颗星 OsXsYsZs — 星敏感器坐标系 Ouv — CCD 成像面坐标系 OsO 之间距离 f 为光学透镜的焦距 由图中的几何关系可得： 第 n 颗星的单位矢量在星敏感器坐标系中的分量列阵： tan tan /cos n n n n n u f v f αδα==arctan arctan /cos n n n n n u f v f αδα==

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》

一种星敏感器主点和焦距的加权在轨标定方法

一种星敏感器主点和焦距的加权在轨标定方法 聂沛文;刘恩海;王万平;田宏 【摘要】星敏感器作为卫星姿态测量装置,其在轨服役过程中,主点和焦距的标定精度是影响其姿态输出精度的主要因素.针对标定过程中含有随机测量噪声偏大的星像点,导致星敏感器主点和焦距的标定结果产生较大偏差的问题,提出了一种星敏感器主点和焦距的加权在轨标定方法.该方法首先建立了星敏感器在轨标定模型,然后引入合理的标定权值,加入到最小二乘估计主点和焦距的过程中,寻找并剔除随机测量噪声偏大的星点,最后将加权估计出的结果作为测量,采用扩展卡尔曼滤波对星图进行处理.仿真结果表明,在星点位置存在较大误差的情况下,该方法能剔除随机测量噪声偏大的坏点.星内角距统计偏差约为传统方法的1/10,与真值相比标定参数精度分别为0.219 9像素、0.148 7像素、3.38 μm. 【期刊名称】《应用光学》 【年(卷),期】2018(039)006 【总页数】5页(P827-831) 【关键词】星敏感器;在轨标定;加权;最小二乘估计;卡尔曼滤波 【作者】聂沛文;刘恩海;王万平;田宏 【作者单位】中国科学院光电技术研究所,四川成都610209;中国科学院大学,北京100190;中国科学院光电技术研究所,四川成都610209;中国科学院光电技术研究所,四川成都610209;中国科学院光电技术研究所,四川成都610209 【正文语种】中文

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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。

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。

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。

基于星敏感器的船载雷达误差修正参数解算方法

基于星敏感器的船载雷达误差修正参数解算方法 基于星敏感器的船载雷达误差修正参数解算方法 随着航海技术的不断进步，船载雷达已成为舰船上不可或缺的重要装备。船载雷达的任务是检测目标物体的位置、速度和方向等信息，为航行和作战提供必要的数据。然而，由于雷达的工作环境和航行状态不同，误差很难避免。现在，研究者们提出了一种基于星敏感器的船载雷达误差修正参数解算方法，用于精确计算并消除误差。 首先，我们需要介绍一下星敏感器。星敏感器是一种用于确定航天器位置、姿态和速度的传感器。通过检测星体的位置和运动，确定航天器的状态。 该方法主要解决了船载雷达中的因雷达自身姿态的变化，导致其能够看到一些虚假目标的问题。其基本实现方法是：采用 星敏感器检测船体的姿态角，并与雷达的自身姿态参数相结合，实时计算出雷达在不同姿态下的误差参数，通过这些参数，可以在雷达的原始数据中进行误差矫正，提高船载雷达的性能。 具体实现方法如下： 1.首先，我们需要安装星敏感器设备，并且将数据通过船载计 算机处理。 2.然后，需要对雷达的自身姿态参数进行观测，从而了解船体 上雷达的不同姿态下的误差情况。

3.同时，设定一个计算带通滤波器，对原始雷达数据进行滤波 处理，以减少环境因素对数据的干扰。 4.利用船体姿态角、船舶运动态度角和计算出的星敏感器信息，计算出雷达误差参数。具体方法可以是，从星敏感器数据中提取出船体运动角度，然后，通过组合导航算法将其与雷达自 身姿态数据组合，得到有效的船体姿态参数。 5.最后，在原始雷达数据中进行误差矫正，以提高雷达数据的 准确性和实际使用价值。 通过这种基于星敏感器的船载雷达误差修正方法，可以有效提高雷达的准确性和可靠性。这种方法不仅适用于船载雷达，也可以应用于其他形式的雷达误差修正。随着技术的进步，我们相信这种方法将为雷达的实际应用和船舶定位、导航等领域带来巨大的进展。

光栅卡原理

光栅卡原理 光栅卡是一种常见的光学设备，它采用光栅的原理来实现对光的分光和分光谱。光栅卡的设计和工作原理是基于光的波长和光栅结构之间的相互作用。本文将介绍光栅卡的原理、应用和工作方式。一、光栅卡的原理 光栅卡的原理是基于光的波长和光栅结构之间的相互作用。光栅是一种具有规则间隔的平行槽的透明介质，通过光栅的作用，可以将入射的光分解成不同波长的光谱。光栅卡通常采用光栅片，将光栅片固定在透明的基底上，形成一种光栅卡。 光栅卡的工作原理是利用光栅的衍射效应。当入射光通过光栅时，光栅的槽会使光发生衍射现象，根据不同的波长，光经过光栅后会沿不同的角度发生偏折。光栅卡利用这一原理，通过调整光栅的参数和入射光的角度，可以实现对不同波长的光进行分光。 二、光栅卡的应用 光栅卡在科学研究、光学仪器和光学通信等领域都有广泛的应用。 1. 分光仪：光栅卡是分光仪中重要的部件之一，可以将入射的光按照不同的波长进行分光，用于分析光谱的成分和特性。 2. 光学通信：光栅卡在光纤通信中起到了重要的作用。光栅卡可以

通过调整光栅的参数和角度，实现对光的频率和波长的选择性传输，提高光纤通信的传输效率和容量。 3. 星敏感器：光栅卡也被应用在星敏感器中，用于测量星光的强度和波长，用于导航和姿态控制。 4. 光谱仪：光栅卡也被用于光谱仪中，用于测量和分析不同波长的光谱，用于物质的检测和分析。 三、光栅卡的工作方式 光栅卡的工作方式主要包括入射光的衍射和光谱的分离。 当入射光通过光栅时，光栅的槽会使光发生衍射现象，根据不同的波长，光经过光栅后会沿不同的角度发生偏折。通过调整光栅的参数和入射光的角度，可以实现对不同波长的光进行分光。 光栅卡通过调整光栅的参数和入射光的角度，可以实现对不同波长的光进行分光。具体来说，通过调整光栅的槽宽和槽间距，可以改变光栅的衍射效果，从而实现对不同波长的光进行分光。 四、总结 光栅卡是一种基于光栅原理的光学设备，通过调整光栅的参数和入射光的角度，可以实现对不同波长的光进行分光。光栅卡在科学研究、光学仪器和光学通信等领域都有广泛的应用。通过光栅卡的工

船用星敏感器星象提取方法

船用星敏感器星象提取方法 船用星敏感器是一种用于导航和姿态控制的现代设备，可以利用星象、地磁场和重力加速度测量船体方向和运动状态。在船舶领域中，星敏感器主要用于测量方向和定位信息以及船体姿态控制，是一种重要的导航设备。 然而，由于星体的位置和数量十分庞大，以及海洋环境的不确定性和复杂性，船用星敏感器的星象提取方法需要高效、准确和稳定的算法，以识别和跟踪目标星体。以下是一种常用的船用星敏感器星象提取方法的详细介绍。 首先，船用星敏感器需要收集特定时间段内的星体图像数据，并对其进行预处理。在预处理阶段，首先需要对图像进行去噪和增强处理，以提高星体辨识的准确性和可靠性。取出背景噪声，可以使用中值滤波或高斯滤波等方法，使图像更加清晰。然后，需要调整图像对比度和亮度，以便更好地观察和分析星体的形状和特征。 其次，船用星敏感器需要通过星敏感器和陀螺仪等传感器获得的姿态信息，分析星体在图像中的位置，并将其与星座图进行匹配。在这个过程中，需要进行相对坐标、半径和方向等参数的计算，以确定星体的位置和方向。需要注意的是，由于海洋环境的影响，星体的位置和路径可能会发生变化，因此需要通过实时计算和跟踪，保证星体的识别和跟踪的正确性和稳定性。 最后，在确认了目标星体的位置和方向之后，船用星敏感器需要对星体的亮度和颜色等特征进行分析和识别，以帮助正确地

确定星体的身份。这可以通过使用模板匹配、特征提取和分类器构建等方法实现。需要注意的是，由于星体的数量和种类之多，仅仅依靠特征分析和模板匹配等方法来识别星体是不太现实的，需要结合机器学习和数据挖掘等技术来提高识别的准确性和效率。 综上所述，船用星敏感器星象提取方法需要经过多个阶段的预处理、分析和识别，才能准确地确定目标星体的位置和身份。在具体实践中，可以结合现代化的技术手段，例如机器学习和人工智能等，来进一步提高算法的精度和效率，以应对更加复杂和变化多端的海洋环境和任务需求。数据分析是对大量的数据进行分析、挖掘和提炼，在其中发现潜在的规律、趋势和问题，从而拓展我们的认知和洞察，并帮助我们做出更好的决策。以下是一组数据，进行分析。 假设我们有一组数据，记录了某个电商平台去年的交易情况。数据包括用户ID、购买时间、购买金额、商品名称、商品种 类和地理位置等信息。在这个数据集中，共有100万个用户，购买总金额为1亿美元。 首先，我们可以从这组数据中得到以下几个参考指标： 1. 客单价：平均每个用户在该电商平台购买的商品金额。计算公式为：客单价=购买总金额/用户数。在这个数据集中，客单 价为100美元。 2. 购买力度：平均每个购买者在该电商平台的购买金额。计算

星敏卡尔曼滤波算法

星敏卡尔曼滤波算法是一种在空间领域广泛应用的滤波算法，它利用卡尔曼滤波器对卫星敏感器数据进行处理，以提取载体姿态信息。 星敏卡尔曼滤波算法主要应用于姿态确定系统，它采用星敏感器数据和姿态动力学模型来估计姿态。星敏感器是用于测量星体相对于惯性空间的角速度和角度的传感器，其输出的测量值包含载体姿态信息和其他误差信息。通过卡尔曼滤波器对星敏感器数据进行处理，可以消除误差信息的影响，提高姿态估计的精度和稳定性。 在星敏卡尔曼滤波算法的实现过程中，首先需要对姿态动力学模型进行建立。姿态动力学模型描述了载体在轨运动过程中的动力学特征，包括地球引力、太阳辐射压和地球磁场等影响因子。根据模型建立的准确性和数据处理方法的适应性，可以采用不同的姿态动力学模型，如基于扰动模型的姿态动力学模型、基于磁力模型的姿态动力学模型等。 其次，需要设计卡尔曼滤波器。卡尔曼滤波器是一种递归的最优线性最小方差估计方法，能够利用系统的动态模型和测量数据进行状态估计。在星敏卡尔曼滤波算法中，卡尔曼滤波器的作用是根据星敏感器的测量数据和姿态动力学模型的预测数据，对载体姿态进行最优估计。 最后，需要进行数据融合。数据融合是指将多个传感器或数据源的数据进行综合处理，以获得更准确、更全面的信息。在星敏卡尔曼滤波算法中，数据融合的作用是将卡尔曼滤波器的估计结果与其他传

感器或数据源的测量数据进行综合处理，以提高姿态确定的精度和稳定性。 总之，星敏卡尔曼滤波算法是一种有效的空间姿态确定方法，具有较高的精度和稳定性。它能够利用卡尔曼滤波器对星敏感器数据进行处理，消除误差信息的影响，提高姿态估计的精度和稳定性。在未来的发展中，随着传感器技术的不断进步和应用需求的不断提高，星敏卡尔曼滤波算法将会得到更广泛的应用和发展。

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，下面分别对各组成局部的功能进行简要介绍： (1)遮光罩：消除杂散光，防止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局部。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，其原理框图如下列图所示。

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。

基于星敏感器和陀螺的卫星定姿新方法

基于星敏感器和陀螺的卫星定姿新方法 艾奇;葛升民 【摘要】Aiming at the problem of unable to choose suitable filtering mode for errors accumulated and noise distribution changed, the body coordinate system, a augmented measure composed of measurements of star-sensor and gyro in the inertial coordinate is proposed and the attitude determination is modeled to a nonlinear filter problem. Because the nonlinear filters used commonly may have a good performance both in accuracy and real time, UKF is introduced to estimate the attitude parameters and the gyro drift Further, the situation of unknown or time-varied sensor accuracy is considered, and the IMMUKF algorithm is proposed. The simulation results show the efficiency and accuracy of the method. It has a high practical value.%针对本体坐标系下对卫星姿态进行线性滤波存在误差累积和噪声分布改变无法正确选择滤波模型的问题,利用惯性坐标系下的星敏感器和陀螺原始测量构建系统扩维测量,将卫星姿态确定问题建模为非线性滤波过程.针对常用的非线性滤波方法无法同时兼顾精度和实时性的问题,采用无迹滤波(UKF)对卫星的姿态参数和陀螺常值漂移同时进行估计,实现了对卫星精确定姿.进一步考虑实际情况中,敏感器测量误差未知或随时间变化的情况,提出了交互式多模型无迹滤波(IMMUKF)方法.仿真实验结果表明了该算法的有效性和优越性,具有较高的实际应用价值. 【期刊名称】《现代电子技术》 【年(卷),期】2012(035)004