基于双视场弹载星敏感器的姿态测量及误差分析

姿态测量是导弹导航、制导系统的重要组成部分,为提高弹载星敏感器测量姿态的精度,提出了基于双视场星敏感器测量导弹姿态的方法.首先,由单个视场中的导航星求得每一个视轴的方位,然后通过双视轴矢量求得弹体在赤道惯性坐标系姿态,由发射点惯性系和赤道惯性系的关系,可得到导弹在发射点惯性系的姿态,并给出了具体数学表达式.最后,定量分析了双视场中星数目对姿态精度的影响,对合理采用姿态数据,提高测量精度有一定的指导意义.     

星敏感器误差模型及参数分析

为分析星敏感器内部各误差因素对其测量精度的影响,建立了星敏感器的理想模型和实际模型;基于几何成像理论,分析了焦距误差、主点偏移、光学镜头畸变、焦平面倾斜以及焦平面绕视轴方向的旋转等误差因素对星光成像矢量测量精度、视场内星间角距测量精度的影响,设计了测量精度评价指标,并通过仿真实验进行了定量分析,论证了不同参数误差、不同观星方位与测量精度的关系,焦距误差、主点偏移和镜头畸变是影响测量精度的主要因素,在使用时必须加以校正。     

基于星像位置误差估计星敏感器姿态角偏差的方法

利用传统的反正切法估算星敏感器测量姿态角偏差时,存在因计算量大干扰算法实时性等问题。针对上述问题,文中提出了根据星像位置误差直接估算星敏感器姿态角偏差的方法。通过分析星敏感器姿态测量原理,推导出星敏感器姿态角变化量对星像位置影响的数学关系式,进而在小视场条件下,得到星像位置误差与星敏感器姿态角测量偏差的公式。该公式计算过程简单,避免了大量的反正切计算。仿真结果表明,在相同的仿真实验条件下,该方法的计算时间比传统方法缩短了近四分之一,且该方法的计算精度也优于传统的反正切法。理论推导和仿真实验说明该方法具有计算量小、实时性好且精度较高的优点,具有一定的工程应用价值。     

光学畸变耦合下的星敏感器焦距误差建模与分析

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。     

高精度星敏感器随机振动分析

为了验证高精度星敏感器是否能承受飞行器发射过程中产生的随机振动载荷,对其进行了随机振动分析．从振动理论人手,详细阐述了高精度星敏感器随机振动分析过程中功率谱密度的确定．利用有限元分析软件Patran和Nastran对其进行随机振动分析,结果表明发射过程中产生的随机振动对高精度星敏感器的影响非常小,为其结构设计提供了依据．     

一种甚高精度星敏感器精度测试方法

根据星敏感器的误差来源和组成,提出了对甚高精度星敏感器的瞬时误差(TE)、高频误差(HSFE)、低频误差(LSFE)三项误差的测试方法。针对星敏感器TE的测试,利用统计高精度静态光星模和基于高精度单星模拟器的星点质心定位误差的方法,得到星敏感器TE的误差;针对星敏感器HSFE的测试,利用高精度转台和单星模拟器,以微步距采集星点弥散斑在不同成像位置时的能量变化,计算星敏感器高频误差;针对星敏感器LSFE误差的测试,利用双轴转台,并且分别旋转转台的两轴,计算星敏感器星像坐标在像面上的变化来获得LSFE的误差。最后文中以某甚高精度星敏感器为例进行试验,结果表明测试方法有效。     

当前CCD星敏感器及其在航天中的应用

本文阐述了星敏感器的定义、分类;简要地介绍了CCD星敏感器的结构、工作原理和应用;重点介绍了美国、日本、英国和德国研制的几种有代表性的卫星、航天器等姿态测量用CCD星敏感器。     

弹载星敏感器像移模型及其仿真分析

星敏感器像移模型是星图运动补偿算法的关键技术,也是动态星模拟算法中的重要组成,它为高分辨率星敏感器的全链路运动模糊的建模仿真提供支撑。首先,借助正态分布的静态星像能量模型,引入星像移速度,得到匀速运动星像的能量分布函数。其次,为了获取星像移速度,研究了两种解算方法:（1） 基于坐标系转换的星像移模型;（2） 基于星光矢量旋转的像移几何模型。最后,建立仿真环境,通过调整积分时间、三个姿态角变化率、发射时间、地点、观星时弹体姿态角等输入参数,可以获取弹载星敏感器在轨运动时观测星像的重要仿真数据:如导航星信息,像移大小、方向,灰度分布,信噪比等。这对星图运动补偿算法的研究和评价都显得十分必要。     

星图分布对星敏感器最小二乘姿态精度的影响

星敏感器的姿态确定是其导航最基本、最关键的环节。为了分析星图分布对最小二乘姿态测量精度的影响,描述了星敏感器的姿态角定义,研究了最小二乘法求解星敏感器姿态的过程,并从数学角度推导了存在一定观测误差的情况下,最小二乘方法产生较差姿态测量精度的部分主要原因,即系数矩阵的条件数变化。最后以星图模拟的方式在不同条件下模拟了三组典型的星图分布,对其进行姿态测量和结果统计。统计结果表明:姿态测量精度除了受条件数描述的导航星间相对位置的影响外,还与导航星组在星图中的不同位置以及不同的星敏感器参数模型有关。     

适用于星敏感器的星跟踪算法研究

为了解决全天球识别中星像坐标提取速度慢的问题,提高空间飞行器姿态确定的实时性,提出了一种新的星跟踪算法.该算法根据星敏感器在一次全天球识别后能够获得一定先验信息的特点,利用星敏感器在上一时刻采集的星图中已识别观测星的信息来获取星敏感器下一时刻采集的星图中待识别观测星的信息.仿真结果表明该算法不但提高了星像坐标提取的速度.也由此提高了星敏感器的姿态更新率,从而避免了由于全天球识别导致的误匹配.     

基于星敏感器指向的船载雷达轴系误差分离模型

针对现有船载雷达动态标校方法的不足,提出了一种基于星敏感器的船载雷达轴系误差标校方法。该方法以精确的星敏感器地平指向为比对基准,解算船载雷达的轴系误差。设计了基于星敏感器的船载雷达动态标校方案,分析了船摇测量误差对雷达测角精度的影响,推导了天线座垂向变形引起的雷达测角误差修正模型。根据测量目标的不同,分别建立了联合测星与跟踪目标时的船载雷达轴系误差分离模型。最后通过联合测星试验对轴系误差分离模型进行了验证。试验结果表明,利用动态标校成果修正后的船载雷达方位、俯仰系统残差分别为3”和9”,随机残差分别为40”和45”,满足雷达轴系误差标定要求,具有较高的实用价值。     

星敏数据转换为参考系欧拉角姿态的方法

针对三轴稳定卫星星敏感器姿态测量数据转换参考系欧拉角姿态计算的相关问题,首先,系统地总结了转换计算的方法,给出了星敏数据计算姿态矩阵及姿态矩阵解算欧拉角的方法;然后,对工程上常用的312及321转序,从编程角度提出了一种全角度欧拉角解算及值选择方法;最后,分析了采用所提方法转换计算中的常见误差因素及注意事项,并基于分析结果给出了同步星的转序选取建议。研究结果表明所提方法是有效的,对卫星姿态确定和误差分析有一定的参考意义。     

星敏感器镜头畸变模型选择

精确的成像模型是星敏感器高精度姿态测量的关键,尤其是成像模型中镜头畸变模型的选择。根据几何推断的最大信息量准则,对不同的镜头畸变模型在不同星点位置的噪声水平以及不同畸变系数情况进行了仿真比较,并通过实验进行了验证。实验结果与仿真分析结果一致,结果表明:在镜头畸变系数小于2e-5且星点位置噪声水平小于0.5像素时,采用一阶径向畸变模型即可;当镜头畸变系数大于2e-5或星点位置噪声水平大于0.5像素时,可采用3参数的一阶径向畸变加一阶切向畸变,更多参数及更高阶模型的优势并不明显。     

基于恒星观测的船载雷达精度检验方法

针对传统的船载雷达精度检验方法存在诸如协调量大、不能经常进行的不足,提出了基于恒星观测的船载雷达精度检验方法。该方法以安装于船载雷达天线的星敏感器观测恒星的数据为比对基准。推导了将星敏感器光轴在J2000.0地心惯性坐标系中的指向,转换为以船载雷达三轴中心为原点的地平系中指向的公式。针对被跟踪目标在星敏感器中可见和不可见,给出了两种不同的光电偏差修正方法。外场试验结果表明,利用该方法检验雷达精度得到的结果与利用精轨卫星相比,残差小于0.3c,满足对雷达精度检验的要求。该方法不仅可实现雷达精度检验的经常性,也可提高雷达精度检验的实时性和有效性。     

姿态传感器温度补偿方法研究

针对电子产品可能会出现随着环境温度的变化而产生测量误差的现象,在此选用姿态传感器在检测过程中出现这种误差的情况,提出了一种在软件方面利用最小二乘法进行温度补偿的方法。该方法计算简单,补偿精度高。通过实验数据验证表明,经过最小二乘法进行温度补偿后的检测精度,相比补偿前有了很大的提高。因此在高精度技术要求的检测中,利用这种方法进行温度补偿后可精确地检测出载体的姿态角度。     

星敏感器组件的热设计

根据高分辨率卫星上星敏感器的特点和任务需求,通过仿真分析与试验相结合的方法对星敏感器组件进行热设计.首先,根据热变形分析确定星敏感器支架的热控指标为183 ℃.其次,根据轨道参数及结构布局获得3只星敏感器及其安装支架的外热流,同时考虑内热源分布及多层隔热材料表面参数的退化等因素,选用被动热控和主动热控相结合的热控模式.然后,通过仿真分析,得到星敏感器支架在低温工况和高温工况下的温度范围为17.0~19.1 ℃.最后,通过热平衡试验及在轨温度测试验证热设计,星敏支架在各试验工况下的温度范围为17.3~18.7 ℃,与分析结果相符;在轨测试星敏支架的温度范围为16.0~19.0 ℃,满足热控指标要求183 ℃.热设计合理有效,满足任务需求.     

基于GA-LM融合的星敏感器参数标定算法

针对传统标定算法精度存在受到初始值影响较大的问题,提出一种基于GA-LM融合的参数标定算法。首先分析了星敏感器系统误差对星点坐标位置的影响,确定各标定参数。接着充分利用了GA算法的全局搜索以及LM算法的局部寻优能力,提出一种融合算法解决了最小二乘算法依赖初值、易陷入局部收敛以及GA算法标定效率低、标定结果差的问题,通过半实物仿真系统实验表明,相比于优化前精度提高了88.099%,相比于传统最小二乘法的精度提高了68.015%,体现出了融合算法较大的优越性。     

基于千兆网接口的星敏感器图像显示与存储

为了提高星敏感器地检设备中图像采集的便携型,设计了基于千兆网接口的星敏感器图像显示与存储系统。系统硬件平台包括输入图像解码与输出图像编码两部分,以AX88180和M88E1111为关键器件,在FPGA的控制下完成CameraLink图像到千兆网图像的协议转换,上位机软件通过Socket和多线程技术采集实时原始图像。通过实际应用证明,该系统满足图像数据的传输速度要求,能够方便地实现星敏感器图像的显示与存储。     

大视场宽谱段星敏感器光学系统设计

星敏感器是一种姿态测量系统,用于测量飞行器的实时姿态。该系统是一种基于CCD 探测器的适用于星敏感器的光学系统。通过相关参数的计算,利用ZEMAX 平台实现了具有良好成像质量的光学系统结构设计。该系统焦距为50 mm,F 数为1.8,具有较大的视场角:2=23,光谱范围较宽:500~850 nm,中心波长为680 nm。捕获三颗导航星的概率达100%。满足星敏感器对弥散斑、能量集中度和畸变等特殊要求。倍率色差得到了很好的校正,仅为0.087 m。系统仅使用6 片球面透镜,结构简单紧凑,易于加工制造。