星敏感器

摘要： 空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。

摘要： R-C(Ritchey-Chretien)光学系统作为两镜反射式光学系统,是双曲面光学系统的典型结构形式,在现代光学工程中具有重要的应用。以缩短高精度系统装调周期和指导高精度系统批量生产为目的,用某一机载星敏感器所应用的R-C光学系统为例,在确定以主镜为装调基准的前提下,针对直径较小的次镜,设计了一种次镜装调机构,实现次镜6个自由度调整,并对装调、固化过程中涉及的方法进行了说明。通过对装调前后以及环境试验后的系统像质进行测试,验证了设计机构的稳定性。测试结果表明:该次镜装调机构能够满足系统像质要求,整机波像差PV值优于(1/2)λ,RMS值优于(1/15)λ,装调方法达到可指导高精度系统批量生产的目的。

摘要： 提出了一种高动态条件下星斑模拟及星点目标提取方法。首先,基于黑体辐射建立星点静态像斑模型;其次,基于星体模糊模型和Bresenham直线生成算法生成动态星点像斑模板;再次,利用生成的模板和相关模板匹配法在星跟踪波门内实现星体目标粗定位并进行伪星点剔除;最后,利用质心法在粗定位区域提取星点质心。实验结果表明,该方法能够适应各种长度的曝光时间,并实现星敏感器在3°/s条件下的稳定跟踪。在曝光时间50ms,角速度3°/s的条件下,星对角距误差为10",平均提取率为97%,与传统方法相比,分别提高了78.4%和36.6%。

摘要： 针对三角形算法中模式识别率低、易造成误识别的问题,提出了一种改进的三角形算法。首先,该算法通过对全天区导航星进行筛选,缩小星库存储空间;同时,在识别过程中对找到的三边角距集合采用设置状态标识的方法,加快对探测星三角形的识别速度;在三角形匹配识别结果不唯一时,引入其他观测星进行验证,确定唯一的匹配对应;在识别结束后,应用投影验证检验识别结果。仿真结果表明,该算法能够有效地节省存储空间,缩短全天星图识别时间,与传统的三角形算法相比具有较大的优势。

摘要： 遥感微纳卫星平台姿态测量数据与成像载荷实际姿态误差较大,因此在获得更高图像质量、高精度定量化应用方面面临巨大挑战。通过光学载荷在轨小孔成像的方式对恒星星点观测,以实现光学载荷自标定;通过星敏感器和光学载荷在轨分别对恒星星点观测,以实现光学载荷和星敏感器互标定,可对星敏感器和光学载荷安装误差进行修正。地面和在轨验证表明,典型遥感卫星自标定误差优于0.2″,光学载荷和星敏感器互标定误差优于2″,自标定和互标定可有效地提高光学载荷在轨标定精度。

摘要： 由于两步法的初值会严重影响星敏感器光学误差标定算法的精度,针对该问题,提供了一种结合人工鱼群算法(AFSA)的两步法优化方法。此方法利用了人工鱼群算法中易跳出局部最优从而进行全局寻优的特点,在进行两步法之前输出一组较优的初始值供两步法初始化使用,最终得到精度较高的标定值。通过仿真可知,此改进两步法针对两步法的不足结合人工鱼群算法的优点,能够提高其标定精度以及稳定性。

摘要： 目前对地观测体系中目标的位置测量以导航卫星为主,姿态测量则以高精度陀螺仪为主。前者与姿态量测尚未做到深度的信息融合,无法满足位置姿态预测的需求,后者受到陀螺仪累积误差的影响,无法实现长时间或长距离的目标追踪。为避免陀螺仪姿态量测的累积误差,文中提出一种基于资源三号卫星的GPS/星敏感器组合导航方法,针对GPS定位以及星敏感器定姿的误差问题,对两类过程中的误差进行综合处理,根据位置等信息计算GPS姿态,通过卡尔曼滤波进行组合导航。实验表明,该方案能有效减少定位定姿误差,提高GPS与星敏感器联合对地定位定姿的监测与服务能力。

摘要： 为了实现卫星姿轨控地面半物理仿真试验,设计了基于LVDS的电子星模拟器,图像分辨率支持1024*1024;图像位宽支持12 bit;能够同时完成帧频10 Hz的图像上传及采集;将星敏感器作为高精度姿态测量部件引入控制系统,地面动力学通过以太网将四元数提供给电子星模拟器,电子星模拟器将生成的电子星图通过LVDS传输给星敏感器,通过地面实时系统将控制系统、星务计算机、敏感器系统组成了实时仿真验证系统;试验表明电子星模的输出接近目标值,闭环测试中星敏采集到准确的星图;通过实物在闭环回路仿真验证了上述方案的有效性,并通过指标对比分析,显示了电子星模拟器的可行性,在卫星姿轨控地面半物理仿真试验中具有良好的推广性。

摘要： 精确的焦距误差标定是保证星敏感器输出高精度姿态信息的关键,而光学畸变是焦距误差标定的首要误差源。根据星敏感器成像的几何模型以及光学畸变模型,建立了光学畸变与焦距误差耦合的数学模型,并推导得到畸变量与等效焦距误差间的关系式,提出了进行焦距误差标定时导航星点的参考畸变量阈值δr_(max)。仿真分析结果表明,选择全部在畸变量阈值内的星点与选择部分或全部在畸变量阈值外的星点相比,焦距误差标定精度分别有5~10倍明显的提升,充分减少了在焦距误差标定时光学畸变对其精度的影响。

摘要： 在星敏感器的使用过程中,由于外界环境的影响及传感器自身的限制,拍摄出来的星图不可避免地存在一些噪声,因此对星图进行去噪处理是一项非常重要的工作。针对传统高斯模板滤波存在的引入邻域噪声、无法自行根据星图特性修正等造成去噪效果不好的问题,提出了一种改进的星图降噪算法。该方法在滤波前先进行坏点剔除工作,并采用高斯低通滤波与高通滤波结合的方式对图像进行处理,在抑制噪声的同时有效地保留了星点信号。通过阐述星敏感器的工作原理,分析星图的噪声特性,对星图滤波去噪算法进行研究,并进行模拟星图影像提取星点坐标实验。结果表明使用该算法进行滤波比传统的高斯滤波算法提取的质心坐标精确度更高,较传统方法横坐标提高0.00538个像素点,纵坐标提高0.0077个像素点,证实了图像处理算法的有效性。

摘要： 随着星敏感器在导航卫星上的工程应用,如何标定星敏感器的系统安装误差,提高测量数据精度,制定适合导航卫星轨道特点的自主导航计算修正方法,对于卫星高精度的姿态保持和确保自主导航计算准确性具有十分重要的意义.在某系列装备星敏感器的中高轨卫星管理过程中,出现以下问题.一是姿态测量基准由地球或太阳敏感器切换至星敏感器的过程中,由于星敏感器安装矩阵的系统误差补偿不准确,出现姿态波动幅度大于在轨管理要求的情况,影响卫星正常在轨应用;二是基于平均修正逻辑的星敏感器自主导航算法在卫星实施南北控制后有可能升交点赤经计算不正确,影响自主导航精度.针对上述工程实际问题,本文主要研究内容有,一是研究了基于卫星高精度星历和多源姿态测量数据的星敏感器安装矩阵系统误差补偿修正方法,验证了星敏感器安装矩阵误差修正方法;二是在确保星敏感器测量数据精度的基础上,研究了基于平均滤波法的自主导航计算修正策略.通过在轨实际验证,经过系统误差修正后的星敏感器测量数据应用于基于平均滤波法的卫星自主导航计算,精度满足长期管理要求,对后续卫星的在轨管理具有积极地技术借鉴作用.

摘要： 航天器所处的空间环境中发生静电放电(ESD)后会产生电磁脉冲(EMP),有可能通过星敏感器的光学窗口耦合进入星内,对星敏感器内部的电子器件产生干扰甚至毁伤,影响其正常工作,进而对卫星的正常运行构成成胁.本文通过简化星敏感器结构,根据MIL-STD-1541A规定的静电放电模型,利用CST软件对星敏感器光学窗口表面进行了静电放电仿真研究.分析了平面波辐照下入射角的变化对电子器件所在位置场强变化的影响,以及点源辐照下放电点位置的不同对内部场强的影响,最后简单介绍了透明导电薄膜的防护技术.

摘要： 本文研究了星敏感器和陀螺测量信息联合定姿的方法,并设计了相应的PID控制器.根据陀螺、星敏感器的测量值,构成卫星姿态估计器,采用扩展卡尔曼滤波算法来估计姿态确定误差和陀螺的漂移误差,以及星敏感器的量测噪声.仿真结果表明,采用联合定姿方法,修正了陀螺姿态偏差和常值漂移,有效提高了姿态确定精度.该方法可在后续卫星的长期管理中进行实际应用.

摘要： 现阶段星敏感器地面标定在常温常压下进行,不能完全模拟空间环境,求出的标定参数是固定值,不可避免的引入了产品热变形造成的低频误差.因此,需要进行真空标定.首先.详细介绍了星敏感器真空标定原理以及标定模型;然后,进行星敏感器真空标定试验,标定得到不同温度条件下的星敏感器标定参数(焦距、主点、畸变),其中温度对焦距的影响最为明显.使用多项式拟合的方法对星敏感器焦距进行温度补偿,得到焦距对温度的误差补偿公式.最后,将焦距补偿公式替代原有的固定焦距烧入星敏感器软件并进行热真空试验验证.实验结果表明:对焦距进行温度补偿后星敏感器测量误差减小为固定焦距时的66.7％.

摘要： 姿态测量是航天器飞行的重大核心技术，对保证航天器准确入轨和变轨、高性能飞行、可靠对地通信、高精度对地观测，及顺利完成各种空间任务具有重要意义。星敏感器是实现航天器自主姿态测量的核心部件，其测量精度直接影响姿态测量的精度。随着航天技术的发展，对航天飞行器姿态测量精度提出了更高的要求。因此对星敏感器的误差源进行分析，给出在轨星敏感器精度分析方法，对星敏感器精度进行真实准确评估则尤为重要。本文基于星敏感器的特点和使用环境，对影响其精度的误差源进行了分析，给出了相应于时域的误差分类，并给出了每种误差的分析方法，以某在轨卫星的星敏感器为类，对其精度进行了全面分析，从而为卫星型号星敏感器使用人员对其精度分析提供了有效的方法。

摘要： 基于在轨飞行数据的分析表明,热变形对星敏感器定姿精度的影响不容忽视.通过真空标定试验,得到某星敏感器在安装面温度升高38.88°C时,焦距变化了23.5μm,对精度的影响约9.9″.建立该星敏感器的热力学仿真模型并分析了安装面温度在-20°C和+20°C时的热变形情况.结果表明温度变化主要造成探测器与镜头之间沿光轴方向的距离变化,即星敏感器标定模型中焦距的变化,其变化量与真空标定试验结果一致性较好.在此基础上,从材料匹配和安装方式两个角度出发,通过仿真计算,确定了改进星敏感器热稳定性的设计状态,可将焦距变化量减小40％左右,有助于进一步提高其在变温环境下的定姿精度.

摘要： 本文提出了一种星光/惯性平台星敏感器相对台体基准的安装误差自动化测量方法,该方法利用高精度的光电测角仪,模拟远处恒星,将星敏感器主光轴对准星点,输出星点坐标信息,光电自准直仪测量台体六面体的位置坐标,通过实际坐标对比和软件自动解算得到星敏感器相对于平台六面体的安装误差.试验数据表明,该方法可准确测量出星敏感器相对星光/惯性平台台体的安装误差角.

摘要： 提出一种CNS/INS组合导航系统一体化偏差标校方法.利用星敏感器与惯导之间的姿态测量关系建立系统量测方程,基于kalman滤波技术,以天文静态高精度姿态测量信息为基准,并通过转台多位置转停对系统误差进行激励估计.仿真及试验结果表明,该方法可实现对水平姿态偏差的角秒级估计精度,同时还可实现对陀螺漂移及加速度计零偏的有效估计,验证了该方法的有效性.

摘要： 星敏感器是一种高精度、低功耗的空间姿态敏感器,在完成精确空间任务时起重要的作用.针对光学敏感器在杂散光及热环境等多干扰因素下星点提取问题,本文提出了一种用于抑制杂散光及热影响的星图信息挖掘算法.首先采用灰度共生矩阵联合KNN算法对星图干扰因素进行分类;进一步根据分类结果优化背景提取的阈值参数;最后利用星点灰度局部差分编码与编辑距离算法相结合消除干扰噪声.该算法在处理太阳光、月光、云状杂散光以及热环境下的星图时,能实现精确的星点提取,可提高星图识别速度和姿态计算精度,在保证星敏感器的在轨性能和姿态可靠性方面有着重要的意义.

摘要： 高精度星敏感器作为高分辨率微波成像卫星姿态测量基准,提高星敏感器相对于微波载荷之间的指向精度,是获取高分辨率卫星高质量图像的关键.星敏感器安装在微波载荷框架平台,以降低指向信息的传递误差.但由于在轨应力释放、以及热变形的影响,在轨星敏感器光轴指向与微波载荷之间真实指向会偏离理论值.本文根据微波载荷成像数据进行了姿态偏差分析,并对星敏感器和微波载荷指向偏差进行了修正.经在轨验证,该方法可以有效地提高微波载荷的图像质量,可以满足高分辨率微波成像卫星的需求.

摘要： 本发明适用星敏感器图像处理技术领域，提供了一种星敏感器多通道图像的星点质心提取方法及星敏感器，该方法包括：对多通道图像中每一行每一个像素进行连通域的标记，确定每一个像素的标记值；根据各像素的所述标记值确定通道边界星点；根据所述通道边界星点各像素的位置确定通道边界星点的质心。对位于多通道边界的星点进行质心提取时，能将通道边界星点作为一个整体的星点进行提取，有效保证了通道边界星点质心提取的准确性。

摘要： 本发明公开了星敏感器测量坐标系与基准立方镜坐标系间的标定方法，包括：计算经纬仪空间测量坐标系到星敏感器立方镜坐标系之间的旋转矩阵Tmc；调节平行光管的方向，使其在星敏感器视场范围内发出多组不同方向的平行光，计算多组平行光在星敏感器测量坐标系下的坐标以及在经纬仪测量坐标系下的坐标；利用多组平行光在星敏感器测量坐标系下的坐标和在经纬仪测量坐标系下的坐标，使用QUEST算法，计算出从星敏感器测量坐标系到经纬仪测量坐标系的旋转矩阵Tbm；星敏感器测量坐标系到星敏感器立方镜坐标系的旋转矩阵为Tbc＝TbmTmc。本发明的标定方法简单；不要求对转台坐标系和星敏感器测量坐标系的方向进行精密调节；测量精度高，使得星敏感器的测量偏差尽可能小。

摘要： 本发明提供一种星敏感器遮光罩设计方法和星敏感器，包括：确定星敏感器的地气光抑制角，并通过星敏感器镜头对大于镜头半视场角的不同入射角度平行光成像，对成像灰度值进行分析得到星敏感器镜头的镜头杂散光抑制角；基于实际图像探测器参数、所述镜头杂散光抑制角和所述地气光抑制角得到遮光罩半视场角，并基于星敏感器镜头通光口径、遮光罩半视场角和地气光抑制角得到遮光罩长度和遮光罩入光端通光口径。可以有效解决由于不合理的遮光罩设计引起的星敏感器图像探测器部分成像区域高亮影响星点提取这一问题，同时为星敏感器遮光罩视场角设计提供充分依据。

摘要： 本发明公开了一种星敏感器校准装置及应用于高精度星敏感器的校准方法。星敏感器的校准装置是在单星模拟器与待标定星敏感器光路之间设有一个二维可调平面反射镜，在与二维可调平面反射镜的夹角为90°±15°处设有激光测角装置的激光器，在距二维可调平面反射镜中心50-200厘米处设有可在光学气垫平台上竖直和水平方向移动的高精度二维导轨，激光测角装置的激光探测器安装在高精度二维导轨上面，激光器发出的激光经二维可调平面反射镜反射后，入射到激光探测器，数据处理计算机分别与待标定星敏感器及激光探测器连通。本发明无需转动星敏感器，在畸变模型中增加了切向畸变和安装误差偏转角，可达到甚高精度(亚角秒级)星敏感器的要求；且方法简单；计算量小。

摘要： 本发明一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法包括：（1）通过陀螺获取卫星姿态的一角速度；（2）判断角速度是否在第一阈值范围之内，若不在，通过磁力矩器进行速率阻尼，以使角速度调整至第一阈值范围之内；（3）通过磁敏感器获取一太阳矢量；（4）判断卫星帆板法线与太阳矢量的夹角是否在一第二阈值范围，若不在，通过动量轮使卫星进行转动，以使夹角调整至第二阈值范围之内；（5）通过磁敏感器测量地球磁场强度矢量以获取卫星相对地球的一姿态角；（6）判断姿态角是否在第三阈值范围之内，若不在，通过动量轮使卫星进行转动，以使姿态角调整至第三阈值范围之内；（7）通过星敏感器获取卫星姿态四元数，以确定卫星的姿态信息。

摘要： 本发明适用星敏感器图像处理技术领域，提供了一种星敏感器多通道图像的星点质心提取方法及星敏感器，该方法包括：对多通道图像中每一行每一个像素进行连通域的标记，确定每一个像素的标记值；根据各像素的所述标记值确定通道边界星点；根据所述通道边界星点各像素的位置确定通道边界星点的质心。对位于多通道边界的星点进行质心提取时，能将通道边界星点作为一个整体的星点进行提取，有效保证了通道边界星点质心提取的准确性。

摘要： 本发明提供一种星敏感器遮光罩设计方法和星敏感器，包括：确定星敏感器的地气光抑制角，并通过星敏感器镜头对大于镜头半视场角的不同入射角度平行光成像，对成像灰度值进行分析得到星敏感器镜头的镜头杂散光抑制角；基于实际图像探测器参数、所述镜头杂散光抑制角和所述地气光抑制角得到遮光罩半视场角，并基于星敏感器镜头通光口径、遮光罩半视场角和地气光抑制角得到遮光罩长度和遮光罩入光端通光口径。可以有效解决由于不合理的遮光罩设计引起的星敏感器图像探测器部分成像区域高亮影响星点提取这一问题，同时为星敏感器遮光罩视场角设计提供充分依据。

摘要： 本发明公开了一种星敏感器校准装置及应用于高精度星敏感器的校准方法。星敏感器的校准装置是在单星模拟器与待标定星敏感器光路之间设有一个二维可调平面反射镜，在与二维可调平面反射镜的夹角为90°±15°处设有激光测角装置的激光器，在距二维可调平面反射镜中心50-200厘米处设有可在光学气垫平台上竖直和水平方向移动的高精度二维导轨，激光测角装置的激光探测器安装在高精度二维导轨上面，激光器发出的激光经二维可调平面反射镜反射后，入射到激光探测器，数据处理计算机分别与待标定星敏感器及激光探测器连通。本发明无需转动星敏感器，在畸变模型中增加了切向畸变和安装误差偏转角，可达到甚高精度(亚角秒级)星敏感器的要求；且方法简单，计算量小。

摘要： 一种用于星敏感器的光敏感器件制冷降温对准结构，包括散热支架(1)、光敏感器电路板(2)、调整圆柱(3)、T型垫片(4)、制冷半导体组件(5)、隔热垫片(6)，通过调整圆柱(3)进行装置的校准，同时通过制冷半导体组件(5)对光敏感器电路板(2)工作时产生的热量进行散热，保证了光敏感器电路板(2)高温环境下的正常工作，实现了光敏感器绕星敏感器光轴旋转及光敏感器结构简单，可靠性高。

摘要： 本发明一种基于磁敏感器和星敏感器的全姿态捕获方法包括：（1）通过陀螺获取卫星姿态的一角速度；（2）判断角速度是否在第一阈值范围之内，若不在，通过磁力矩器进行速率阻尼，以使角速度调整至第一阈值范围之内；（3）通过磁敏感器获取一太阳矢量；（4）判断卫星帆板法线与太阳矢量的夹角是否在一第二阈值范围，若不在，通过动量轮使卫星进行转动，以使夹角调整至第二阈值范围之内；（5）通过磁敏感器测量地球磁场强度矢量以获取卫星相对地球的一姿态角；（6）判断姿态角是否在第三阈值范围之内，若不在，通过动量轮使卫星进行转动，以使姿态角调整至第三阈值范围之内；（7）通过星敏感器获取卫星姿态四元数，以确定卫星的姿态信息。