带有恒星自行校正的星敏感器定姿
带有恒星自行校正的星敏感器定姿
李欣璐;杨进华;张刘;金光
【摘要】To provide higher measure precision of the star sensor attitude, the principles of error that appears because the three Euler angles are influenced by proper motion are studied in this paper. The proper motion level is divided intoⅠtoⅨ and stored in the guide star catalogue and the yearly variation of different star proper promotion in the last 20 years according to the output of three Euler angles is analyzed in depth. The simulation experiment results show that the precision can increase over 75″after adjusting the three Euler angles in the last 20 years by QUEST method. The new condition number can be minimized by choosing the star with relatively lower proper motion level to perform the calculation of the attitude when the magnitude of the stars is similar. This can improve the precision and stabilization of the star sensor attitude measurement greatly in the engineering.%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。【期刊名称】《光电工程》
【年(卷),期】2015(000)002
【总页数】6页(P35-40)
【关键词】星敏感器;星图识别;导航星库;三轴姿态角
【作者】李欣璐;杨进华;张刘;金光
【作者单位】长春理工大学光电工程学院，长春 130022;长春理工大学光电工程学院，长春 130022;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心，长春 130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心，长春 130033
【正文语种】中文
【中图分类】V249
星敏感器是一种高精度的空间姿态测量仪器，它通过观测恒星来确定航天器姿态，具有自主性强、可靠性高、精度高等优点，在航天领域应用广泛[1-2]。其原理是利用匹配星对信息解算出星敏感器视轴在天体空间的瞬时指向，从而确定空间飞行器的姿态。
提高星敏感器定姿精度的主要方式有改进空间相机内部光学系统的性能[3-4]、从误差理论上分析最优姿态法[5]等。导航星位置的精度也是星敏感器的重要精度指标，将直接影响姿态角的测量精度，以上定姿方法中均未考虑恒星自行、岁差、章动对导航星位置的影响。文献[6]直接指出恒星受自行影响所引起的误差较小，可以忽略不计。文献[7-9]虽提出应对恒星受自行影响进行校正，但未对星敏感器姿态输出受恒星自行影响产生误差的机理进行深入分析，也未给出具体校正的方法。本文分析了三轴定姿输出受恒星自行影响产生误差的机理，并结合仿真实验数据说明了恒星自行对三轴定姿将产生累积误差，最后将恒星自行量存储到导航星库中。岁差是指地球自转轴的空间指向和黄道平面的长期变化而引起春分点移动，章动是
指同一瞬间真极相对平天极的运动[10]，对岁差、章动的校正是指J2000.0协议天球坐标系与瞬时真天球坐标系转换的过程，本文定姿输出是在J2000.0协议天球
坐标系下完成，所以对岁差、章动的影响不予以考虑。恒星在空间的相对运动对天球的投影叫做恒星自行[11]。自行是恒星相对于太阳系的质量中心，随着时间变化的推移所显示出在位置和角度上的改变[12]。SAO(史密森星表)基本星表中自行量是在J2000.0协议天球坐标系下，表现为恒星在一年内沿着垂直于视线方向走过
的距离对观测者所张的角度。其单位为角秒／年。如图1所示。
SAO(史密森星表)基本星表中，亮度在6.25 Mv以下的恒星中有10.65%的恒星自行量大于0.1″/年，虽然绝大部分恒星自行量小于0.1″/年，但恒星自行是线性累
积的，星敏感器定姿输出是以J2000.0协议天球坐标系为基础，若在某工程型号
中需要对2015年某时刻星敏感器姿态进行输出，则此时绝大部分恒星自行变化量在1.5″左右，即使按单星自行变化，利用QUEST[13]方法解算出三轴姿态角变化
量也可达12.01″以上，远大于星敏感器的指标精度(一般为3″～5″)。因此恒星自
行对导航星位置的影响必须校正。
理论上在求姿态矩阵的过程中需要对参考矢量阵和观测矢量阵进行逆矩阵解算，由恒星自行量导致的姿态偏差量远大于原始坐标下的恒星自行量，在姿态解算过程中误差会被放大，所以本文为说明问题，按恒星自行实际情况进行分析。
2.1 三轴定姿输出产生误差的机理
从导航星库中选取一组星对，如图2中Star1和Star2所示，W1和W2分别为Star1和Star2在星敏感器像空间坐标系中方向矢量，W1和W2分别交像面于A、B两点。利用QUEST方法可解算出像空间坐标系相对天球坐标系的姿态转换矩阵，并计算出三轴姿态角ψ、ф、θ。由于恒星受自行的影响，N年后Star1的真实位
置在Star1′处，其在像空间坐标系中的方向矢量为W1′，W1′交像面于A′点。在
实际解算姿态转换矩阵时，像面上A点与A′点距离非常接近，在星图识别过程中，
像面上A′点匹配的恒星不是Star1′而是Star1。解算出此时姿态转换矩阵并计算出三轴姿态角ψ′、ф′、θ′。由恒星自行量导致的姿态偏差量远大于原始坐标下的恒星自行量，此时三轴姿态角的输出精度不能保证。星敏感器受自行影响输出三轴姿态角存在误差的原因就源于此。
2.2 三轴定姿输出产生误差的数值分析
基于自研的星图模拟软件系统(如图3所示)，严格按照物像投影关系[14-15]，生成星敏感器光轴分别指向赤经30°赤纬30°和赤经30°赤纬-30°两幅星图，其成像系统参数如表1所示。在该视场下生成的星图经过降噪等预处理后，提取视场中较亮的观测星且满足彼此之间的角距大于5°以上的四颗观测星进行星图识别，如图4、图5中标号为1∼4的观测星所示。
在星敏感器光轴指向的两个视场中，提取已筛选出的四颗观测星中三颗较亮的观测星，对其逐一加入自行量后统计三轴姿态角在20年间的变化量，如图6、图7。在此基础上分别在星敏感器的两个视场中，用一颗自行量较小的观测星替代三颗较亮的观测星中自行量较大的观测星，按相同的算法统计三轴姿态角受自行影响在20年间的变化量，如图8、图9。
分析图6、图7、图8、图9的图像走势可以看出，导航星自行对姿态输出的影响呈逐年递增的趋势，因此必须对导航星位置信息受自行的影响进行校正；通过对比分析图6、图8和图7、图9，优先选取自行量较小的恒星作为观测星比传统方式优先选取较亮的恒星作为观测星进行姿态输出时误差要小很多，姿态输出更稳定。因此在某视场筛选观测星进行星图识别时，除利用星等信息和满足一定角距限制条件外，还应考虑自行量作为其中一条判据，在星等信息相近的时候优先选取自行量较小的恒星作为观测星，在校正三轴姿态角时可减小随机计算误差，提高星敏感器定姿精度。
提取SAO(史密森星表)基本星表中6.25 Mv以下的恒星，并保留双星和变星后得
到导航星共有6 283颗，该6 283颗导航星按其赤经、赤纬自行量进行统计，如表2、表3。
传统导航星库存储的信息是恒星序号、星等、赤经、赤纬，为提高星敏感器输出三轴姿态角的精度，还应存储恒星自行信息。通过对6 283颗导航星赤经、赤纬自行量分布情况分析，将其自行量分成Ⅰ∼Ⅸ级存储在导航星库中，如表4所示，这样处理的优势是减小了导航星库存储空间。在定姿过程中，优先选取自行量级在Ⅰ∼Ⅲ之间的导航星进行姿态解算。
试验中基本星表选择SAO(史密森星表)基本星表，2014年11月28日晚上21：00左右在长春(N43°52′12.00″，E125°20′59.99″)对夜空中的恒星进行观测，采用工程上某型号星敏感器对准大熊星座附近空域进行观星试验，如图10所示。在已识别的观测星中优先选取三颗较亮的观测星，对其逐一加入自行量后统计三轴姿态角在20年间的变化量，如图11所示。在此基础上，将三颗较亮的观测星中自行量较大的观测星用一颗自行量较小的观测星进行替代，按相同的算法统计三轴姿态角受自行影响在20年间的变化量，如图12所示。
深入分析导航星位置受自行影响而导致三轴姿态角输出存在误差的机理，分别按星等信息和自行量级筛选观测星进行姿态输出，统计在20年内导航星受自行影响而输出三轴姿态角的年变化量。通过分析这些数据，得出以下两个结论：
1) 星敏感器拍摄到的星图进行降噪等预处理之后，在该视场下选取观测星进行星图识别，传统的筛选方式是按星等信息和观测星之间满足一定角距的限制条件进行筛选，使条件数Ncond达到最小(注：条件数Ncond=||VTV||⋅||(VTV)−1||，V为参考矢量阵)。通常情况下星敏感器视场中匹配4~6颗星即认为星图识别成功。由于恒星受自行影响，在已成功匹配的4~6颗观测星中，应优先选取自行量级较小的三颗观测星进行姿态解算，新条件数Ncond-new=Ncond自行量级，应使Ncond-new达到最小，从而提高星敏感器定姿精度。
2) 本文仿真运算对星敏感器某视场中观测星逐一加入自行量进行校正，理论分析
与外场试验表明，校正前后三轴姿态角年变化量随着时间的推移均在不同程度上超过星敏感器精度要求，因此若要提高星敏感器定姿精度，恒星自行的影响因素不可忽略不计，并应及时对其进行校正。
【相关文献】
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太阳敏感器
太阳敏感器的构成主要包括三个方面：光学头部、传感器部分和信号处理部分。光学探头包括光学系统和探测器件，它利用光电转换功能实时获取星体相对太阳的姿态角度信息。光学头部可以采用狭缝、小孔、透镜、棱镜等方式；传感器部分可以采用光电池、CMOS器件、码盘、光栅、光电二极管、线阵CCD、面阵CCD、APS、SMART等各种器件；信号处理部分方案可采用分离电子元器件、单片机、可编程逻辑器件等。 编辑本段太阳敏感器的基本分类 通常，太阳敏感器可分为3类： （1）模拟式太阳敏感器。它产生的输出信号是星体相对太阳矢量方位（太阳角）的连续函数； （2）太阳出现敏感器（0-1式太阳敏感器）。它以数字信号1或0表示太阳是否位于敏感器的视场内； （3）数字式太阳敏感器。它能提供离散的编码输出信号，其输出值是被测太阳角的函数。该敏感器的特点是：视场大、精度高、寿命和可靠性有很强的优势，己广泛应用于各种型号的航天器上。 编辑本段各种太阳敏感器工作原理与特点 太阳敏感器按照其工作的方式可以分成“0-1”式、模拟式和数字式几种。 0-1”式太阳敏感器 “0-1” 式太阳敏感器又称太阳发现探测器，即只要有太阳就能产生输出信号，可以用来保护仪器，使航天器或实验仪器定位。它的结构也比较简单，敏感器上面开一个狭缝，底面贴光电池，当卫星搜索太阳时，一旦太阳进入该探测器视场内，则光电池就产生一个阶跃响应，说明发现了太阳。持续的阶跃信号指示太阳位于敏感器视场内。一般来说，卫星的粗定姿是由“0-1”式的太阳敏感器来完成的，主要用来捕获太阳，判断太阳是否出现在视场中。“0-1”式的太阳敏感器要能够全天球覆盖，且所有敏感器同时工作。这种敏感器虽然实现起来比较简单，但是比较容易受到外来光源的干扰。例如，此球反射的太阳光信号、太阳帆板反射的太阳光等都容易对这种敏感器形成干扰。因此，敏感器的滤波器能够滤掉偶尔出现的电脉冲。 模拟式太阳敏感器
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
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
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2019年第十六届中国研究生数学建模竞赛B题 天文导航中的星图识别 天文导航（Celestial Navigation）是基于天体已知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行体的空间位置等导航参数。与其他导航技术相比，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，而且定姿、定向、定位精度高，定位误差与时间无关，已被广泛用于卫星、航天飞机、远程弹道导弹等航天器。天文导航的若干背景知识可参阅附件1。 星敏感器是实现航行体自主姿态测量的核心部件，是通过观测太空中的恒星来实现高精度姿态测量。恒星是用于天文导航最重要的一类天体。对天文导航而言，恒星可以看成是位于无穷远处的，近似静止不动的，具有一定光谱特性的理想点光源。 借助天球坐标系，可用赤经与赤纬来描述恒星在某一时刻位置信息（相关定义和概念可参考附件1）。恒星在天球球面上的投影点称为恒星的位置。将星空中恒星的相关数据，按不同的需求编制而成的表册，称为星表。星表是星图识别的主要依据，也是姿态确定的基准。常用的星表中通常列有恒星的位置、自行、星等（亮度）、颜色和距离等丰富的信息。对于天文导航而言，感兴趣的信息主要是恒星的位置和星等。附件2提供了一个简易的星表，提供了部分恒星在天球坐标系下的位置（以赤经、赤纬来标记，单位：角度）和星等信息。 全天自主的星图识别是星敏感器技术中的一项关键技术。星图识别是将星敏感器当前视场中的恒星（星图）与导航星库中的参考星进行对应匹配，以完成视场中恒星的识别。星图识别一般包括图像采集及预处理、特征提取、匹配识别等过程。 图像预处理包括去除噪声和星点质心提取。为简化，本赛题暂不考虑具体的去除噪声和质心提取等问题，认为所讨论的星图图像已经完成了图像预处理。 导航数据库一般包括两部分：导航星表和导航星特征数据库。导航星表是从基本星表中挑选一定亮度范围的导航星，利用其位置（赤经、赤纬）和亮度信息编制而成的简易星表。星敏感器除了需要构建导航星表外，还需要按照特征提取算法，构造导航星的特征向量，存储由特征向量构成的导航星特征数据库。 提取出观测星的特征后，就可以寻找特征类似的导航星。如果找到特征惟一
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卫星姿态
卫星姿态 卫星姿态是指卫星星体在轨道上运行所处的空间指向状态。直角坐标系的原点置于星体上，指向地面的Z轴反映偏航方向，Y轴反映俯仰方向，X轴反映滚动方向，通常采用三轴稳定、自旋稳定、重力梯度稳定等方式保持姿态的稳定。根据对卫星的不同工作要求，卫星姿态的控制方法也是不同的。按是否采用专门的控制力矩装置和姿态测量装置，可把卫星的姿态控制分为被动姿态控制和主动姿态控制两类。被动姿态控制是利用卫星本身的动力特性和环境力矩来实现姿态稳定的方法，有自旋稳定、重力梯度稳定等；主动姿态控制主要是三轴稳定姿态控制方式。 定义：卫星星体所处的空间位置状态 稳定方式：自旋/重力梯度/三轴稳定 分类：被动姿态控制，主动姿态控制 定义 卫星姿态是指卫星星体在轨道上运行所处的空间指向状态。将直角坐标系的原点置于星体上，指向地面的Z轴反映偏航方向，Y轴反映俯仰方向，X轴反映滚动方向。星体在高空中沿局部地球铅垂方向和轨道矢量方向运行，不时地产生对三轴的偏移。姿态控制是通过姿态控制分系统（ACS）来实现，使用地平扫描仪可感应俯仰和滚动轴的姿态误差，使用速度陀螺仪和罗盘可感应偏航轴的姿态误差。 姿态控制方式 姿态的稳定通常采用以下几种方式：①三轴稳定。依靠姿态控制分系统使卫星偏航轴方向始终保持与当地铅垂线方向一致，以保对地观测传感始终对准地面；②自旋稳定。卫星自转轴对空间某点取向固定，使其姿态保持稳定；③重力梯度稳定。在地球重力场作用下，转动物体的转轴逐渐达到平衡状态，与重力梯度方向一致，即同当地垂直线方向一致，以保持卫星姿态的稳定。 根据对卫星的不同工作要求，卫星姿态的控制方法也是不同的。按是否采用专门的控制力矩装置和姿态测量装置，可把卫星的姿态控制分为被动姿态控制和主动姿态控制两类。 被动姿态控制： 被动姿态控制是利用自然环境力矩或物理力矩源，如自旋、重力梯度、地磁场或气动力矩等以及他们之间的组合来控制航天器的姿态。这种系统不需要电源，因而也不需要姿态敏感器和控制逻辑线路。主要类型有自旋稳定和环境力矩稳定等。适用于中等指向精度的飞行任务。一般试验性小卫星采用这种控制方式。 [2] 1、自旋稳定方式 有的卫星要求其一个轴始终指向空间固定方向，通过卫星本体围绕这个轴转动来保持稳定，这种姿态稳定方式就叫自旋稳定。它的原理是利用卫星绕自旋轴
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==
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
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
弹性安装船用星惯组合导航系统安装角动态标校方法
弹性安装船用星惯组合导航系统安装角动态标校方法 战德军;郑佳兴;张忠华;秦石乔;潘良 【摘要】针对船用星惯组合导航系统中惯性导航系统和星敏感器之间刚性和弹性两种不同的安装方式，提出了一种星敏感器安装角的动态标校方法。该方法以星敏感器得到的姿态数据和惯导系统输出的姿态数据构建滤波观测量，基于惯导误差传播方程构建状态方程，通过 Kalman 滤波实现对惯导系统姿态误差和星敏感器安装误差的动态最优估计。基于“远望三号”航天测量船的实测导航数据、船体弹性角形变数据对该动态标校方法进行了仿真测试，结果表明星敏感器与捷联惯导系统之间本地刚性安装时安装角动态标校误差较小，异地弹性安装时由于安装误差角的动态变化导致标校误差较大。%A dynamic calibration method was proposed to determine the relative orientation of the axes of the strapdown inertial navigation system (SINS) and the CCD star sensors (CSS) for shipboard SINS/CSS system at the rigid and flexure installation conditions. Specifically, the Kalman filtering method is utilized to estimate the SINS attitude error and the CSS installation error, in which the observation function is founded by using the attitude data separately measured by CSS and SINS, and the state function is constructed by using SINS navigation error functions. To validate the proposed calibration method, the simulation experiments are studied by using the actual navigation data and ship flexure data measured by Yuanwang Ⅲ TT&C ship. Results show that the calibration can achieve a high accuracy when the CSS and the SINS are rigidly installed together, while the calibration error will increase
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
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
【中图分类】V448 引言 星敏感器是一种以恒星为参照系，以星空为工作对象的高精度空间姿态敏感器,被广泛应用于卫星控制中，其主点和焦距的精确校准是实现其姿态测量的重要步骤[1-3]。在实际的飞行任务中，由于发射时的震动和冲击、以及在恶劣太空环境下和长期工作后的磨损[4-5]，其主点和焦距相对地面标定时发生很大的变化，会导致星敏感器导航精度下降。因此为了保证星敏感器的观测精度和可靠性，必须对其主点和焦距进行在轨标定。 传统的在轨标定方法[6-9]均是在星像点随机测量噪声较小的条件下进行的，这些方法在随机测量噪声偏大时，并不能很好地选择标定星点，从而导致最终标定结果偏差较大。 针对传统方法的不足，本文提出了一种星敏感器主点和焦距的加权标定方法。新的方法在迭代计算过程中引入合理的权值，通过计算权重的大小来达到剔除测量噪声较大的星点。在剔除坏点后，重新加权计算得到主点和焦距的最终结果。 1 星敏感器在轨测量模型 星敏感器的理想成像模型为针孔模型[10]，恒星产生的星光经过星敏感器光学系统后所成的像在CCD面阵上会形成一个光斑，如图1所示。 图1 星敏感器理想成像模型Fig.1 Ideal imaging model of star sensor 若星敏感器的焦距为f，恒星在星敏感器成像平面坐标系下投影点中心坐标为(xi,yi)，在考虑主点位置误差的情况下，恒星i在星敏感器成像平面坐标系Oc-XcYcZc下的单位方向矢量可表示为 (1)
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。
2023年航天器控制大作业
航天器控制课程大作业 1.基本内容 ➢建立带有反作用飞轮旳三轴稳定对地定向航天器旳姿态动力学和姿态运动学模型; ➢基于欧拉角或四元数姿态描述措施,设计PD型或PID型姿态控制律(任选一种)； ➢运用MATLAB/Sｉmuliｎｋ软件建立航天器闭环姿态控制系统，设计姿态控制器进行闭合回路数学仿真，实现给定控制指标和性能指标。 ➢调研基于星敏感器＋陀螺旳姿态确定算法并撰写汇报,规定不少于150０字。内容包括: ➢星敏感器、陀螺数学模型 ➢Lanｄsat-D卫星姿态确定调研 包括:姿态敏感器构成、姿态敏感器性能、姿态确定算法及其精度 ➢单星敏感器+陀螺旳kalmaｎ滤波器姿态估计 ➢双星敏感器姿态确定算法(双矢量定姿)
➢ 列出重要参照文献 2. 详细规定和有关参数 1) 建立航天器姿态动力学方程以及基于欧拉角描述(3－１-2转序)旳姿态运动学方程。基于如下假设，对航天器姿态动力学和姿态运动学模型进行简化： ➢ 航天器旳轨道为近圆轨道,对应轨道角速度为常数; ➢ 航天器旳本体坐标系与其主惯量坐标系重叠，惯量积为零； ➢ 航天器姿态稳定控制时，姿态角和姿态角速度均为小量。 深入建立合用于航天器姿态稳定或小姿态角度工况下旳线性化航天器姿态动力学和运动学模型。 2) 航天器转动惯量矩阵 2200024142460018kg m 14182500⎡⎤⎢⎥=⋅⎢⎥⎢⎥⎣⎦ I 轨道角速度00.0012rad/s ω=。设航天器本体系三轴方向所受干扰力矩如下： 040003cos 1() 1.510 1.5sin 3cos N m 3sin 1d t t t t t ωωωω-+⎡⎤⎢⎥=⨯+⋅⎢⎥⎢⎥+⎣⎦T 仿真中，假设初始三轴姿态角为002~5和初始三轴姿态角速度
天文定姿中太阳系内天体视位置计算
天文定姿中太阳系内天体视位置计算 连月勇;张超;詹银虎;谢宗特 【摘要】天体视位置是进行天文定姿的必备数据,目前视位置计算的研究多基于地面和海上,天基平台的发展需进一步研究.介绍了星上视位置转换原理,推导各种位置改正公式,基于新天文参考框架建立一种太阳系内天体视位置计算模型,可计算任意时刻天体的地心视位置和站心视位置.与天文年历地心视位置相比,类木行星的赤经差值在10 ms以内,赤纬差值在220 mas以内;与STK仿真的站心视位置相比,赤经差值在0.15 s以内,赤纬差值在2″以内.实验表明,该模型可以正确计算测瞬太阳系内天体的视位置,其精度满足天文定姿的需求. 【期刊名称】《天文研究与技术－国家天文台台刊》 【年(卷),期】2016(013)002 【总页数】6页(P178-183) 【关键词】视位置计算;天文定姿;天文年历;STK 【作者】连月勇;张超;詹银虎;谢宗特 【作者单位】信息工程大学, 河南郑州 450001;信息工程大学, 河南郑州 450001;信息工程大学, 河南郑州 450001;75711部队, 广东广州 510000 【正文语种】中文 【中图分类】P128.4 星敏感器利用天体视位置和星空图像矢量信息进行天文定姿。天文定姿利用恒星、日月以及行星等自然天体作为导航信标，确定航天器在轨道坐标系中的三轴姿态，
天文定姿包括初始模式和跟踪模式两种方式[1]。首先，星敏感器对视场内天体成像，经过星图处理和星点提取等技术得到天体的图像矢量信息，对星图上的星点数据进行星图匹配，识别天球坐标系中对应的天体，将这些天体的位置归算到观测历元下测站对应的视位置，天体视位置和天体的图像矢量信息可以确定航天器姿态矩阵，解算航天器三轴姿态信息。因此，天体视位置是天文定姿的必备数据，为提高定姿精度，确保天文定姿的实时性要求，需对恒星以及太阳系内天体的实时视位置计算进行研究。 目前为止，国内外关于天体视位置计算的研究主要应用于地基和海基观测。文[2]基于DE405历表数据，采用天文矢量处理方法，提出了一种高精度行星视位置计算的数学模型，主要运用于舰船平台。文[3]归纳并建立了常数变易法和坐标摄动法两种计算行星视位置的方法，在船舶天文导航系统中使用。文[4-5]介绍了基于地面观测的新型天文测量系统中行星视位置的计算方法。文[6]通过理论分析得出一种行星视位置长时段更新算法，但未考虑载体运动产生的影响。文[7-8]对恒星视位置的计算做了相关研究，对于太阳系内天体视位置的计算有一定的参考作用。天文定姿时星敏感器位于高速运动的航天器上，与地基海基的运用情况最大的差别就是测站本身产生的光行差量级较大，不可忽略(实验结果显示影响达角秒量级)。本文研究了新天文参考框架下天文定姿时太阳系内天体视位置计算，并建立了一种实用解算模型。与2011年、2013年、2014年和2015年的天文年历上天体视位置进行比对，验证地心视位置计算的精确度，利用STK仿真软件模拟卫星的在轨运行，通过得到的位置和速度信息计算天体的序列站心视位置，与STK中的太阳系内天体视位置数据比对分析站心视位置计算的准确度。 新天文参考框架规定了新的坐标系和岁差章动模型，天体视位置计算需做相应的改变。国际天文协会(International Astronomical Union, IAU)1991年引入以广义相对论为基础的国际天球参考系(International Celestial Reference System,