考虑卫星轨道运动和像移影响的星敏感器星图模拟方法

星图模拟技术是星图识别算法和星敏感器性能测试的基础.提出一种新的高精度星图模拟方法.该方法分为三个步骤:首先,利用两行轨道数据(TLE,Two-Line Orbital Element)与简化常规/深空扰动的近似解模型(SGP4/SDP4)计算出卫星在轨运行参数,进而获得卫星姿态矩阵;然后,根据星敏感器的方位和俯仰角度,确定星敏感器视场中的导航星及星敏感器安装矩阵,利用小孔成像模型,获得导航星在星敏感器成像面的投影位置;最后,为更准确模拟实际星像点的灰度扩散,在考虑卫星运动引起的恒星像移的基础上,按照二维高斯分布规律置灰度值来模拟星像点像素.在此基础上,还详细分析了不同曝光时间下,恒星像移对恒星位置测量的影响.     

星敏感器测量模型及其在卫星姿态确定系统中的应用

星敏感器是卫星高精度姿态测量的重要部件，如何正确建立其测量误差模型是影响姿态确定精度的关键因素。本文推导出星敏感器三轴姿态测量误差的方差计算公式，对测量误差的性质进行研究，揭示了在星敏感器三轴测量中，光轴测量精度劣于根据另两轴测量所确定的光轴指向精度。在此基础上提出了新的星敏感器测量模型，给出改进的姿态滤波器观测方程，减小了观测误差，由此可以进一步提高姿态确定的精度。本文方法不仅适用于通常使用的双星敏感器姿态确定系统，也可独立地应用于只带单个星敏感器的姿态确定系统。     

硬X射线调制望远镜卫星甚高精度星敏感器设计与在轨验证

针对硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星的高精度姿态测量需求,研制了一种基于定制CCD图像传感器的甚高精度星敏感器。文章介绍了甚高精度星敏感器的总体设计,包括结构设计、电子学设计、光学设计、软件和算法设计等方面,并进行了甚高精度星敏感器的地面观星试验和在轨验证,结果表明:甚高精度星敏感器惯性姿态测量精度可达到亚角秒级,相比市场上常规星敏感器的测量精度3″～10″有了进一步的提高。     

星敏感器光轴测量的锥面误差模型及其应用

星敏感器是卫星高精度姿态测量系统中的重要器件,根据其测量可以建立不同形式的星敏感器测量模型,准确分析测量模型中测量误差的特性是保证卫星姿态确定精度的重要条件。本文针对广泛采用的星敏感器光轴矢量测量方程,从几何角度出发,结合实际情况,提出了一种新颖的星敏感器光轴测量的锥面误差模型。在两个锥面参数分别服从一定的概率分布的条件下,对测量误差特性进行了深入分析,确定出新的测量误差协方差矩阵。上述研究能够在不增加算法计算量的前提下,从新的角度,更为直观地建立了星敏感器光轴矢量测量模型。最后在仿真实验中,将新的锥面误差测量模型应用于基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的姿态确定方法中,结果表明了利用该测量模型进行姿态确定的有效性。     

基于STK的星敏感器在轨视场仿真分析

针对星敏感器在轨可能会受到太阳光、地气光等杂光干扰而影响其测量精度及姿态有效率等问题,对星敏感器的在轨视场进行了分析研究。给出了太阳光、地气光进入星敏感器视场的条件;基于卫星工具包(STK)软件,提出了一种星敏感器视场分析的仿真方法;结合卫星轨道参数和星敏感器安装方位,在卫星零姿态、正负向侧摆下对杂光进入星敏感器视场情况进行了仿真。结果表明,卫星在轨至少有2个星敏感器在同一时刻满足杂光抑制角要求。文章提出的仿真方法,适用于对任何轨道类型卫星星敏感器在轨视场的杂光分析,仿真结果对星敏感器在卫星上的优化安装具有工程应用价值。     

高轨卫星机热一体化星敏感器支架设计

传统轻合金金属材料星敏热器支架由于热膨胀系数一般为10-5/℃,空间热环境下,星敏感器安装面热变形较大,不能满足高精度卫星使用需求。文章给出了一种高刚度高精度微变形机热一体化星敏感器安装支架设计方法,试验表明:星敏感器支架与星敏感器组合体一阶固有频率178.4Hz,具有足够的刚度特性,星敏感器安装面力学环境水平远优于允许值,有效保护了星敏感器的光学部件;同时在轨极端工况下,星敏感器安装面指向最大热变形变化量为6.41″,峰值为1.58″,实现了卫星在轨姿态确定精度优于2.8″,满足了卫星高精度定姿及图像导航配准要求。     

基于扩展卡尔曼滤波的星敏感器在轨几何标定

星敏感器在轨几何标定是消除其系统测量误差,提高姿态确定精度的有效手段之一。目前利用星对角距相等进行星敏感器在轨标定时,大多采用最小二乘求得全局最优的静态待标定参数,但没有完全反映出恒星相机工作期间受外太空环境变化导致内部参数发生的微小动态变化。为了进一步提高星敏感器参数的在轨标定精度,文章在对星图识别结果预处理的基础上,引入扩展卡尔曼滤波对当前星图时刻对应的相机参数进行实时标定,动态获取当前最优参数值。利用该文所提方法对"资源三号"01/02星国产星敏感器进行在轨标定,试验结果表明所提方法能够有效标定当前星敏感器的参数误差,其精度优于传统的最小二乘标定方法,验证了该方法具有更好的适应性和可靠性,为星敏感器的在轨几何标定提供了一种技术参考,可用于卫星在轨实时标定或地面卫星姿态后处理。     

基于波门预估递推剔除大跳动星点快速求解姿态算法研究

考虑星敏感器对快速性、稳定性和高精度的需求,针对传统星敏感器软件在采集波门出现大跳动采集星点时而出现星跟踪失败和姿态四元数信息无法输出的缺点,对一种基于波门预估递推剔除大跳动星点快速求解姿态的方法进行了研究。根据四元数及姿态矩阵,采用基于距离的有效数据提取方法以剔除无效和跳变的星点数据;针对不同天区的不同星点运动幅度各异的特征,采用预估递推波门大小可根据不同星点确定各自的波门半径,以减少因波门半径产生的无法跟踪和波门多星识别失败现象。改进了波门参数设定,并对波门跟踪进行优化:根据算得的旋转角度与真实转过角度的差异剔除无效星点并进行更新,由更新后的旋转角和姿态四元数估计新的四元数。数学仿真结果表明:该法可有效减小星点大跳动对姿态求解的影响,提高星敏感器输出四元数姿态的精度。     

一种重力测量卫星质心在轨标定改进算法

针对重力测量卫星质心在轨标定算法中存在的陀螺精度不高且易失效的问题,提出了一种应用星敏感器和静电加速度计的质心标定改进算法。在该算法中,将一个明显大于干扰力矩的周期性磁力矩,作用于卫星上;将星敏感器观测量代入预测滤波器中,估计卫星的角速度及角加速度;利用静电加速度计信息设计扩展卡尔曼滤波,从而实现卫星质心的标定。数学仿真结果表明:此算法能够对卫星的角速度及质心位置进行实时估计,卫星质心三轴最佳标定精度均优于0.05mm,可实现陀螺失效情况下卫星质心较为精确的标定。     

基于CMOS APS的星敏感器光学系统参数确定

基于CMOS APS图象传感器的星敏感器是适应航天技术的发展而产生的新一代姿态敏感器。确定光斑形状和大小、光学系统有效通光孔径、视场和焦距等参数是进行星敏感器光学设计的前提。本文基于选定的CMOS APS图象传感器分别对这些参数进行了分析和计算。确定光斑形状和大小的依据是，减小由于探测器像元对光斑能量分布的采样导致点扩散函数变形，从而引起的利用亚像元技术求星像中心的计算误差。光学系统的有效通光孔径与星敏感器所能探测到的极限星等有关，通过从目标辐射特性直到探测器响应的能量计算可以确定孔径的大小。确定视场和焦距首先要满足星敏感器实现全天自主星图识别所需的导航星捕获概率，其次要考虑与之相关的误差。     

动态因素对星敏感器测星影响的分析

在捷联惯导系统中,星敏感器直接固定在弹体上,在动态环境下工作.本文根据光学成像原理、快门速度和图像传感器上星点移动速度等,建立了动态条件下星敏感器所获星点光斑的数学模型.通过计算机仿真得出了曝光时间与动态星点像元能量最大值的关系、不同曝光时间下的动态星点定位精度.仿真结果表明,动态星点像元能量最大值不能随着曝光时间的延长始终增大,动态星点形变对星点定位精度的影响可以忽略.     

基于交叠视场亮度优选算法的导航星库构建方法

星敏感器导航星库直接影响星图识别效率和姿态解算精度。分析了参与姿态解算的星颗数和亮度对姿态精度影响,在此基础上,提出了一种基于交叠视场亮度优选算法的星敏感器导航星库构建方法。将精度较高的Hipparcos星表作为基础星表,分析了星等、双星、自行、变星等对姿态精度的影响,将星库筛选成一个备选星库,生成覆盖全天球的交叠视场。每个拥有较多星的视场,都按照亮度优先原则从视场内的扇形区域中选择导航星,从而得到分布均匀的导航星库。结果表明:该方法能有效减小星敏感器导航星库规模,实现导航星在全天球和局部天区的均匀分布。     

星敏感器支架的改进设计

针对原星敏感器支架要求星敏感器头和遮光罩分离安装的问题,设计了一种星敏感器支架。它具有结构简单、轻量化和易于装配等优点,能实现星敏感器的整体安装。对改进后的支架进行了力学分析和振动试验,结果表明,该支架的强度和刚度均满足要求。     

一种星敏感器中快速星跟踪方法

提出了一种快速星跟踪算法。在跟踪算法的三个耗时环节，分别采用，分区星表，阈值映射，先排序后匹配识别这三种方法，以提高跟踪过程的快速性。其中分区星表法将整个天区分成了若干个子天区；阈值映射法，设置被跟踪星体的数量阈值，减少映射次数；先排序后匹配识别法，减少了那些距离较大的无谓的星体间的匹配识别。对星跟踪算法进行软硬件仿真测试，在软件仿真测试中，测试了跟踪算法的正确性和成功率。在硬件仿真测试中，测试了跟踪算法在一个跟踪过程中每步的跟踪速度及影响跟踪速度的主要因素。     

一种新的全天自主星图识别算法

在星图识别领域三角形算法得到了广泛的应用，但是在星对角距很小的情况下，其识别率严重降低。字符匹配算法可以解决这个问题，但是它无法识别由于相机在拍摄瞬问的平移和旋转而产生位移的星图。为了克服这一缺陷，提出了一种有效的星图识别算法，该算法在生成导航星数据库时以一些一定范围内的亮星为中心，把整个天球分为很多个四方形区域，然后根据被拍摄星图的特点从这些四方形区域内选取子区域参与星图识别。仿真结果表明该算法不但继承了字符匹配算法的优点，而且对星图位移有很强的鲁棒性。     

一种GEO卫星星敏感器热控设计

为解决目前地球静止轨道(GEO)卫星星敏感器热控设计复杂、实施难度大的问题,提出了一种辐射小舱式星敏感器热控设计方案。以东方红-4(DFH-4)平台GEO卫星星敏感器采用辐射小舱式热控设计方案为实例,利用热分析软件TMG建模进行了热分析验证,并根据分析结果对其布局进行了优化。优化结果表明:采用辐射小舱式热控设计方案时,星敏感器的在轨预示温度范围在-26.2～+22.2℃,能很好地满足其温度指标要求,设计方案合理可行,可为GEO卫星上同类设备的热控设计提供参考。     

惯性导航/双星组合导航的可行性研究

根据国外惯性导航／卫星组合的研究、发展和应用情况，分析了惯性导航／双星组合的必要性和可实现性；提出了惯性导航／双星组合中存在的主要问题和可能的对策。研究结果表明，惯性导航系统(INS)和双星定位系统的组合是完全必要和可行的；惯性导航／双星组合系统的性能比纯惯性导航有明显提高。     

基于STK的导航星模拟及天文定位选星算法研究

导航星优选是研究天文定位导航的前提。本文结合导航恒星选星对天文定位的影响,研究提出了基于STK软件的导航星模拟方法,并针对空天飞行器对天文观测时的条件约束,结合天文导航定位对导航星的要求,构建了适合不同飞行航迹的导航星库。基于所设计的导航星库,以空天飞行器为应用对象,结合其在轨段飞行轨迹参数,基于STK软件进行了天文导航定位仿真研究。在所设计的飞行器飞行航迹参数及可见星信息条件下,针对空天飞行器长航迹飞行运动特点,设计了3种不同的天文定位观测选星方案,并研究了不同选星方案下的天文导航定位性能。最后通过仿真验证表明所提出的导航星模拟和选星方法能有效满足空天飞行器对天文导航定位的要求。     

一种基于大视场星敏感器的定姿方法

根据数学平台失调角随时间变化缓慢的特点,本文提出了一种直接估计数学平台失调角的定姿方法。该方法采用一个20°×20°的大视场星敏器同时观测数颗恒星,并在一小段时间内进行多次观测,所有的测星信息在一次计算中完成对失调角的估计。仿真结果表明,该方法可大大降低星敏感器测量随机误差,其精度明显优于直接估计姿态余弦阵的参考矢量定姿法。     

倾斜轨道星敏感器热控设计及在轨分析

倾斜轨道卫星星敏感器空间外热流复杂多变,同时兼具内功率集中、热容小等特点,这为星敏感器的热设计带来了很大的困难。文章以某临界倾角轨道卫星星敏感器热设计为背景,在详细外热流分析的基础上,提出了一种倾斜轨道星敏感器热设计方案,利用热分析软件Thermal Desktop对此热控系统进行了具体的热分析。星敏感器在轨遥测温度在-19.8^-5.1℃之间,满足温度指标要求,表明星敏感器热设计合理、有效,可为今后倾斜轨道星敏感器热设计提供设计依据。在此基础上,文章利用在轨遥测数据对星敏感器热分析模型进行修正,得出入轨初期星表主要热控涂层退化约为50%的结果,这对于分析近地轨道卫星在轨温度具有一定的参考意义。