一种基于连续星图观测的自旋姿态估计方法

传统的利用地球敏感器和太阳敏感器作为测量仪器的自旋卫星姿态确定方法存在系统误差和安装误差等,从而导致自旋姿态确定误差较大的问题,文章提出了一种利用星敏感器获取的连续星图估计卫星自旋姿态参数的新方法。该方法以卫星的自旋轴和旋转角速度作为状态变量,通过星敏感器连续跟踪拍摄的恒星的成像位置作为观测量,利用无迹卡尔曼滤波估计出卫星的自旋姿态参数。仿真结果表明,在星敏感器的精度为3″时,该方法的自旋轴估计精度为0.3448″,自旋角速度估计精度为10^-4(°)/s数量级。     

星敏感器导航星表建立

导航星表是星敏感器系统用来实现恒星星图识别和姿态确定的唯一依据,它的容量、内容、存储读取方式对于完成星敏感器功能和性能指标都极为重要．通过分析恒星在视场中的分布规律,建立起星表的完备性和冗余性与星敏感器视场内导航星的数量之间的关系,确定了导航星数量,提出了筛选导航星的原则和方法,为了实现星表的快速搜索,对导航星表的组织形式进行了详细讨论．构造一个由2510颗0～6等导航星组成的导航星表,满足了星敏感器星图识别和姿态确定的需求．     

星图仪数据的处理及其进一步应用

本文简述了星图仪数据处理的过程,并对如何进一步应用这些数据进行了探讨.我们知道,当星图仪对有一定亮度的恒星进行巡天扫描时,可获得一系列的时间信息量.当建立“卫星坐标系”,即以卫星自旋轴为坐标系的极,以垂直于自旋轴的平面为坐标系的基本平面时,则可以通过这些时间信息量,求得所扫到的恒星在“卫星坐标系”中的经纬度[1-3].      

卫星高精度相对姿态确定技术

高分辨率遥感卫星姿态事后处理精度的典型指标要求为2.4″(3σ).受星敏感器低频误差影响,常规的星敏感器/陀螺组合定姿方法的姿态确定精度难以实现上述指标要求.考虑到陀螺短期测量精度高的特性,提出了一种基于陀螺测量信息的相对姿态确定方案.利用陀螺信息确定各时刻相对于起始时刻的相对姿态,起始时刻的绝对姿态精度由地面高精度标定等手段保证.采用该方案可以在一定时间内实现高精度的姿态确定精度.给出了针对该方案的理论分析、数学仿真以及物理仿真试验结果.     

非线性最小二乘LM算法在卫星姿态计算中的应用

<正> 一、一般的星姿态计算有些遥感卫星在轨道上飞行(图1)时,利用恒星相片确定卫星的飞行姿态对于卫星遥感信息的利用是至关重要的。     

星图仪在星上的装校分析

本文介绍了星图仪检测卫星本身方位的工作原理,并列出了由获得的时间信息量求卫星自旋方位角的公式.为了满足所需的检测精度,星图仪在星上的安装要求是很高的.但本文指出,只要精确测定星图仪在星上相对于卫星自旋轴的方位角,可降低星图仪在星上的安装要求.这样仅需修正卫星方位角的计算公式,仍可精确求得卫星的自旋方位角.这里推导了各种情况下的修正公式.     

动态拖尾星图模拟算法研究

星图模拟技术是星图识别算法仿真和性能测试的基础.为了更好地模拟星敏感器在轨工作的情况,对星敏感器的软件开发以及自身性能进行有效的地面测试,提出一种动态拖尾星图模拟算法.该算法分为4个步骤:首先根据星敏感器指向在全天球范围内搜索导航星;接着利用小孔成像模型计算导航星在星敏感器成像面的投影位置;然后在考虑卫星运动引起的恒星拖尾的基础上,按照二维灰度分布规律置灰度值来模拟星像点像素;最后叠加杂散光背景及成像器件引起的噪声.提出的算法具有速度快、精度高及可实现性高等优点.     

基于地标信息的星敏感器低频误差标定方法

针对星敏感器及其安装结构热变形等因素引起的星敏感器低频误差(LFE)影响卫星姿态确定精度的问题,提出了根据有效载荷提供的地标信息,采用最小二乘算法标定星敏感器低频误差的方法.考虑到卫星姿态确定系统是为有效载荷服务的,为了使卫星姿态确定系统输出的姿态信息与有效载荷相一致,从而准确反映有效载荷的指向变化情况,星敏感器低频误差的标定以有效载荷提供的地标信息为观测量进行.仿真结果表明,所提方法能够有效减弱星敏感器低频误差对卫星姿态确定精度的影响,从而提高卫星姿态确定精度.     

一种高动态条件下惯性星光组合定姿方法

针对高动态条件下星图拖尾导致惯性星光组合定姿精度下降甚至无法定姿的问题,提出了一种基于乘性扩展卡尔曼滤波的惯性星光深度组合姿态确定方法.利用星敏感器观测信息修正姿态误差,补偿陀螺漂移,并建立了陀螺输出的角度变化量与星图像移的关系,利用陀螺输出信息估计星图拖尾的模糊参数,采用维纳滤波复原方法对产生拖尾的星图进行复原以提高星图信噪比和观测精度.仿真结果表明该方法可以有效提高星像质心提取精度和星图识别率,对初始姿态误差修正更快,且不存在星图误匹配的情况,保证了惯性星光组合定姿方法在高动态条件下仍能保持较高的精度.     

一种基于三正交主轴平面的快速星图模拟方法

为在地面上进行星图模拟以测试星图识别算法和星敏感器性能, 提出了一种新的快速星图模拟方法. 该方法利用截面圆和固定区域的性质, 将单位天球按照三个正交主轴平面进行等分, 根据赤纬值求解恒星矢量与主轴平面夹角来确定选星条件, 进而根据坐标变换原理进行星图模拟. 为验证所提方法与现有方法相比的优势, 进行了大量的仿真实验. 实验结果表明, 与现有星图模拟方法相比, 本文方法在保证星图模拟精度的条件下, 选星速度提高了3倍以上.      

自旋小卫星姿态动力学建模与控制研究

研究探测近地空间自旋稳定小卫星姿态动力学建模与姿态控制问题,探测任务对该卫星姿态控制有着特殊要求。建模中特别考虑了自旋小卫星双侧伸杆扰动对其姿态运动的影响。利用自旋卫星的章动特性,设计了姿态一章动联合控制器,根据星体横向角速度相位和喷气力矩在惯性空间的方位来确定喷气时刻,采取先章动粗控与进动控制,后章动精控的策略。当卫星受空间扰动力矩长期作用产生较大章动角而需调姿进行轨道机动时,可以应用本控制器方便地调整自旋轴的指向。     

西德开始建造X射线卫星

西德Rosat X射线望远镜卫星已通过第一阶段设计复查,工程星硬件的研制工作业已开始。工程星的组装工作预定于明年2月开始。 Rosat卫星预定于1987年年中用美国的航天飞机发射,它的灵敏度要比以前的X射线望远镜高3～5倍。Rosat卫星将先进行为期6个月的空间X射线源测量,然后再花一年时间进一步测量单个X射线源。它至少要确定十万个X射线源的范围,并把它们确定在1弧分左右的范围内,以便提供一张更完整的宇宙图。     

星敏感器低频误差在轨校准方法研究

研究星敏感器低频误差在轨校准问题.星敏感器低频误差主要由周期性的空间热环境变化造成,会对卫星姿态确定精度造成显著影响.针对这一问题,提出一种星敏感器低频误差校准新方法,通过扩维卡尔曼滤波同时估计卫星姿态和低频误差参数.研究表明,采用所提低频误差校准方法能够显著提高姿态确定系统的性能.基于在轨卫星上的星敏感器遥测数据建立了用于数学仿真的星敏感器低频误差模型,数学仿真结果验证了低频误差校准方法的有效性.     

星敏感器光谱探测能力用地面模拟测试系统设计

为实现对星敏感器光谱探测能力的测试和标定, 研制了一套可模拟恒星光谱的地面标定系统, 要求其光谱模拟精度优于10%. 采用光谱分布可控、光强可调的模拟照明系统作为地面标定系统的核心器件来模拟恒星光谱变化, 设计高成像质量准直光学系统使模拟星图成平行光出射, 在光学系统出瞳处产生星图, 完成具有恒星光谱信息的高精度星图模拟. 进而利用Lighttools建立标定系统的光谱仿真模型, 仿真结果表明恒星光谱模拟精度优于10%.      

基于地球敏感器的地影下自旋卫星起旋转速确定

自旋卫星在星箭分离后必须及时可靠起旋,起旋转速确定是判断卫星是否起旋的前提条件.星箭分离时,采用太敏进行转速确定是最可靠最直接的方法,但在某些情况下,由于发射窗口的限制,导致卫星在地影期星箭分离,给起旋转速的确定提出了新问题.自旋卫星除了太敏外,通常还配备了地敏和加计作为姿态敏感器.加计用于测量自旋体的章动,如果起旋后的章动不明显,就无法测量周期,存在一定的不确定性.地敏一般用于同步轨道,在星箭分离时轨道高度仅有几百公里,将导致线路中的计数器溢出,给整个转速确定链路带来困难.本文提出的地敏测试方法,在计数器溢出多地中情况下,采用周期合成的方法计算自旋周期.本方法已成功应用于风云二号09星,同时可以为地敏在不同轨道条件下的应用提供参考.     

多星敏感器测量最优姿态估计算法

多数利用星敏感器加陀螺组合的姿态确定方法中,由于星敏感器精度较高,使得系统定姿的精度比较高.然而,姿态确定的算法因观测模型和误差处理不当,导致滤波器观测修正能力下降,从而不能有效地估计陀螺的漂移误差.提出了基于星敏感器观测姿态角的误差建模,研究了多星敏感器组合的最优安装构型和观测融合方法.利用加权最小二乘法对观测数据的预处理,使观测方程定常化.再利用陀螺加星敏感器组合的扩展Kalman滤波(EKF,Extended Kalman Filtering)对航天器姿态和陀螺漂移进行估计.仿真结果表明,提出的多星敏感器最优组合的滤波方法能够有效精确地估计卫星三轴姿态和陀螺漂移,且该方法计算量小,有利于卫星定姿系统的在轨自主运行.     

欧洲研制的光学姿态敏感器

本文仅报导近几年来为欧洲空间局研制的第一代光学姿态测量敏感器,如地球敏感器、太阳敏感器、星敏感器等。这些敏感器精度不一,适用于各种轨道上的自旋或三轴稳定卫星(见表1)。地平穿越指示器(H. C. I) 其实验型已在1972年ESRO-Ⅳ卫星上飞行成功。它的工作波段为14-16.25微米,笔束型视场为3×3度。它检测地球和空间之间的辐射率梯度,笔束型视场垂直于卫星自旋轴,通过锗透镜和滤光片聚焦在锗浸没热敏电阻辐射热计上。这个敏感器连续飞行了6800圈地球轨道,检测地平穿越所达到的角精度     

姿态异常下的星体自旋角速度确定方法

摘要： 针对在轨姿态异常后星体高速自旋情况,开展星体自旋角速度确定方法研究.提出一种基于太阳敏感器测量数据确定自旋角速度的方法,并对自旋角速率确定误差进行分析,得到各误差源对确定精度的影响关系;基于角速率确定误差分析结论,给出根据角速度大小选取不同时间间隔测量数据的策略,通过大时间间隔测量数据的选取,保证小角速度情况下的确定精度.所提出方法的有效性通过数学仿真验证,并在实际应用中基于太阳敏感器遥测数据获取在轨姿态异常卫星角速度.     

一种近地卫星自主定轨的联合滤波算法

地磁场具有完整的数学模型,而地磁场矢量是卫星的位置矢量函数,利用地磁场测量可以实现近地卫星的自主导航。首先建立近地卫星的高精度轨道动力学模型,提出基于星敏感器与磁强计相结合的自主导航算法,利用星敏感器输出高精度的姿态信息,同时恒星星光矢量与地磁场矢量组成两种观测模式,采用联合滤波算法对系统进行数值仿真,并对滤波算法的收敛性和仿真结果的精度进行了分析。通过对数值仿真结果的分析证实了该方案具有良好的鲁棒性和容错性。     

一种基于虚拟星敏感器的卫星姿态确定方法

对于配置多个星敏感器的卫星,采用常规的定常增益卡尔曼滤波方法进行姿态确定时,存在滤波定常增益矩阵众多、系统复杂的问题,为了简化滤波系统设计,统一定常增益矩阵,提出一种基于虚拟星敏感器的姿态确定方法.给出一种计算量小、适合星载计算机在轨实时计算的星敏感器时间滞后补偿及相对基准标定算法,将星敏感器的输出数据统一到当前星时,同时将星敏感器的测量基准统一.基于单星敏/双星敏的输出数据构造虚拟星敏感器(安装矩阵为单位阵)的输出数据,设计统一的定常增益矩阵进行姿态确定.仿真结果表明,本方法与常规的定常增益卡尔曼滤波方法姿态确定精度相当,从而验证该方法有效,且具有重要的工程应用价值.