CN101275844B - 低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统，其包括光学测量成像组件、探测器焦平面组件、惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件；其中所述的光学测量成像组件包括成像镜头，恒星成像的折转反射镜和地球成像折转反射镜。其主要解决低轨道航天器不依赖于卫星导航系统的三轴姿态和轨道高度一体化高精度实时测量问题。其采用可见光探测谱段克服了现有技术紫外敏感器存在的紫外光学系统复杂和成本高的缺点，通过采用透过率区域变化滤光片解决了恒星和地球亮度巨大差异带来的大动态范围探测问题，采用光学和惯性测量组合一体化设计可以减小尺寸重量和功耗，多敏感器信息处理与误差校正处理可以节约资源，发挥信息融合的优势。

Description

低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统

技术领域

本发明涉及一种应用于航天器自主导航姿态和轨道测量系统的技术，具体地说是涉及一种低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统。

背景技术

在航天器自主导航领域，存在多种自主导航姿态和位置信息测量系统和方法，如美国Honeywell Inc公司于1993年9月20日申请的欧洲专利公开号EP0589387A1公开了名称为“Method and System for Determining3AxisSpacecraft Attitude”，即“三轴航天器姿态确定方法与系统”。采用280nm～300nm谱段的紫外光探测地球边缘紫外辐射轮廓，确定地心的俯仰和滚动姿态信息，利用同一个探测器探测垂直于光轴方向的恒星矢量方向来确定偏航姿态信息。系统采用折转反射镜压缩视场，采用双半球加光纤转像器对大视场曲面像面进行成像。采用数据处理器对采集到的地球和恒星图像信息进行处理，获取3轴姿态信息。该方案虽然解决了三轴姿态和轨道高度的测量问题。但是存在的不足是，采用紫外谱段的光学系统材料较少，采用半球结构透镜和光纤传像过于复杂，成本高；光纤传像和像增强器结合会带来附加噪声，降低精度。

美国NASA在其新盛世计划中公布了一项研究计划，称之为“惯性星陀螺”(Inertial Stellar Compass)，采用星敏感器和MEMS陀螺组合设计，利用星敏感器的高精度姿态信息近实时校正陀螺的飘移。该方案的不足是，星敏感器是单个的，在光轴方向上能够提供较高的精度，但是在垂直于光轴的方向上精度下降近1个量级，因此对于该方向的MEMS陀螺飘移校正精度就受到影响。

“系统仿真学报”2005年3月Vol.17，No3，P529发表的文章“组合大视场星敏感器星光折射卫星自主导航方法及其仿真”所述敏感器采用3个普通星敏感器空间相交120°角构成组合式系统，同时观测地球边缘的3颗恒星，根据大气折射模型推出精确的地心矢量。该方案的不足之处在于采用了3个星敏感器，成本较高，使得3个星敏感器的光轴相交调整高精度实现困难。

美国Microcosm公司研制了一种自主导航系统MANS(MicrocosmAutonomous Navigation System)，其中包括地球敏感器、太阳和月亮敏感器、星敏感器、陀螺和加速度计，由于是多敏感器联合确定三轴姿态和位置，所以精度很高。但是系统过于复杂，而且采用了带有活动部件的双圆锥地球敏感器，成本高。

本发明内容

本发明的目的是克服上述现有技术的缺点，提供一种低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统，其主要解决低轨道航天器不依赖于卫星导航系统的三轴姿态和轨道高度一体化高精度实时测量问题。该敏感器采用可见光探测谱段克服了美国紫外敏感器存在的紫外光学系统复杂和成本高的缺点，消除了以往自主导航敏感器各自方案的不足，诸如由分散式多敏感器和复杂光学系统带来的成本高、由单一光学敏感器与三轴MEMS陀螺结合设计带来的三轴精度不一致、由像转换器带来的精度退化、由多敏感器分布安装带来的重量体积大等缺陷。

本发明的目的是通过下述技术方案来实现的，本发明所提供的低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统包括光学测量成像组件、探测器焦平面组件、惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件；其中所述的光学测量成像组件包括成像镜头，恒星成像的折转反射镜和地球成像折转反射镜1。所述的探测器焦平面组件的探测器的光敏面安装在光学测量成像组件的成像面上，探测器焦平面组件将固定在敏感器系统的支撑结构上。所述的MEMS惯性测量组件3则包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计(具体安装方式参见下面结合图3所描述的内容)。所述的信息处理与误差校正处理单元组件4是采用信息处理器对各个敏感器信息进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息。

一体化设计的低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统中的星敏感器和可见光静态成像式地球敏感器通过采用透过率区域变化滤光片共用所述的光学成像组件和探测器焦平面组件，所述的透过率区域变化滤光片紧靠探测器窗口安装，探测器视场分割使用，边缘区域为可见光静态成像式地球敏感器使用，用来对地球成像，中心区域为星敏感器使用，用来对恒星成像。所述的星敏感器是一种通过对恒星成像提取与标准星图库匹配得到其光轴相对于惯性空间的指向矢量的；所述的可见光静态成像式地球敏感器是一种通过对地球成像提取地球中心矢量的。上述星敏感器和可见光静态成像式地球敏感器都拥有共同的像面坐标系，其Z轴沿光轴指向地球方向，其X轴和Y轴分别与探测器阵列的行和列方向一致。3个MEMS陀螺都是采用MEMS技术制造的微型机电陀螺，它们分别安装在与像面坐标系三个轴平行的三个正交轴方向上。3个MEMS加速度计都采用MEMS技术制造的测量运动加速度的微型机电器件，重量非常轻，三个安装轴与星敏感器像面坐标系三个轴方向一致。以上MEMS陀螺和MEMS加速度计均属于MEMS惯性测量组件，它们的安装轴与星敏感器和可见光静态成像式地球敏感器像面坐标系三个坐标轴方向一致，以利于同基准测量。

一体化设计后的系统具有重量轻、体积小、功耗低、精度高、数据更新率高、成本低等特点。

下面就有关本发明的技术内容及详细说明，现配合附图和所给出的实施例进行说明如下。

附图说明

图1低轨道航天器的光电成像式自主导航敏感器结构示意图；

图2为低轨道航天器的光电成像式自主导航敏感器光学测量部分方案原理图；

图3为光学测量部分像面坐标系与MEMS陀螺和MEMS加速度计测量轴的关系示意图。

具体实施方式

参看图1-图3，其图1所示为低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统结构示意图，所述的低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统包括光学测量成像组件1、探测器焦平面组件2、惯性测量组件3、信息处理与误差校正处理单元组件4。图1中5是地球视见平面，6为恒星，7地球边缘成像子系统。

所述的光学测量成像组件1，其包括成像镜头，恒星成像的折转反射镜13和地球成像折转反射镜14、15。所述的探测器焦平面组件2的探测器的光敏面安装在光学测量成像组件1的成像面上，探测器焦平面组件2将固定在敏感器系统的支撑结构上。所述的MEMS惯性测量组件3则包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计(具体安装方式参见下面结合图3所描述的内容)。所述的信息处理与误差校正处理单元组件4是采用信息处理器对各个敏感器信息进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息。

其中所述的恒星成像的折转反射镜13和地球成像折转反射镜14、15，其主要作用是通过折转反射镜将测量系统分为两个通道，这两个通道可以正交，也可以不正交，根据使用需求而定。按照下述的发明公式(3)和发明公式(4)确定两个通道的透射特性，使得地球和恒星能够同时成像在同一个探测器上，而且具有较大的动态范围。探测器选择响应可见光谱段的光电探测器件，如可以采用CCD(Charge Coupled Devices，电荷耦合器件)，也可以采用APS(ActivePixel Sensor，有源像素传感器)。

参看图1所示，所述的低轨道航天器的光电成像式自主导航敏感器方案包括光学测量部分、惯性测量部分、信息处理与校正三个功能模块。

对于光学测量模块，由于地球张角较大，一般大于120°，所以采用单一镜头成像将造成分辨率降低，精度下降，而且过大的视场角会使边缘视场像面照度下降幅度过大，造成不匹配。因此对于低轨道卫星的自主导航敏感器测量光学系统要设计成复合视场，即在视场圆周方向上通过折转反射镜构建6个到8个子系统，每个子系统分别对地球的一部分边缘成像，地球整个边缘提取要通过多个子系统成像提取再变换合成得到。中心视场区域为恒星成像区域，边缘视场区域为地球成像区域。

低轨道敏感器单个地球边缘成像子系统和恒星成像通道复合的原理图参见附图2。17为单个子成像系统视场范围，可见在地球视见平面径向方向上覆盖了地球边缘及其周围地域，在绕光轴360°范围内均匀分布6到8个同样的子成像系统。这样通过地球成像折转反射镜14和15折转在探测器像面可以得到相应数量的地球边缘局部图像，如图2中19所示。光学成像系统是同一个，两个通道靠着转反射镜通过视场分割来实现，两个通道的交角可以随时用要求确定。成像镜头的透过是对于可见光光谱的。两个通道的光亮度平衡通过两种方式实现：一是调整两个通道的入口和折转反射镜之间的光学透过率来实现；二是通过在探测器像平面附近加透过率区域变化滤光片实现，这种滤光片对于同样的可见光谱段在中心区域和边缘区域具有不同的透过率，在中心恒星成像圆形区域的透过率尽可能大，在地球成像边缘环形视场内的透过率要减小到适当的范围。

设探测器采用的相应谱段为从λ₁到λ₂，设光学成像镜头部分的光谱透过率为P(λ)，探测器光谱响应率为K(λ)，地球成像子系统除了镜头以外部分透过率为Te(λ)，恒星成像通道除了镜头外的部分透过率为Ts(λ)，在入射敏感器前地球的亮度范围从弱到强为Le₁～Le₂，探测的最弱恒星在入射敏感器前的亮度范围从弱到强为Ls₁～Ls₂，探测器的动态范围为D，地球通道的综合能量转换系数为Q₁，恒星通道的综合能量转换系数为Q₂，则有：

${\∫}_{\mathrm{\λ}1}^{\mathrm{\λ}2}P\left(\mathrm{\λ}\right)K\left(\mathrm{\λ}\right)T_e\left(\mathrm{\λ}\right)\mathrm{d\λ}=Q_1......................................................\left(1\right)$

${\∫}_{\mathrm{\λ}1}^{\mathrm{\λ}2}P\left(\mathrm{\λ}\right)K\left(\mathrm{\λ}\right)T_s\left(\mathrm{\λ}\right)\mathrm{d\λ}=Q_2......................................................\left(2\right)$

$\frac{Q_2{L}_{e2}}{Q_1{L}_{s1}}\≤D...............................................................................\left(3\right)$

Q₂(L_e2+L_e1)≈Q₁(L_s2+L_s1)..................................................(4)

选择确定Te和Ts，使得上面不等式(3)和近似式(4)成立。

3个互为正交的MEMS陀螺各自的测量轴安装要求分别与探测器成像坐标系三个轴x、y、z平行，它们各自产生的零漂移误差分别由星敏感器测量信息校正，校正方法采用滤波方法，如扩展的卡尔曼滤波方法。敏感器将输出3个MEMS陀螺的近实时角速率和姿态角信息，误差校正和信息处理将在信息处理与误差校正处理单元中完成。

3个互为正交的MEMS加速度计的安装方式与3个MEMS陀螺相同，也是将3个测量轴分别平行于成像坐标系三个轴x、y、z。3个加速度计分别测量x、y、z三个轴的瞬时加速度，由此两次积分得到卫星相对初始位置的位移参量。以上计算在信息处理与误差校正处理单元中完成。

信息处理与误差校正处理单元组件是敏感器的信息处理器，负责恒星通道的星图匹配和地球通道的地心矢量和地球视角半径提取，还负责恒星敏感器测量的恒星矢量对MEMS陀螺的零漂移校正和加速度计的积分运算。

该方案将光学姿态和地球视角半径测量与惯性姿态和加速度测量结合在一起，统一了测量基准，减小了测量系统地系统误差；同时对MEMS陀螺的零漂移近实时校正提高了测量精度。由星敏感器和地球敏感器可以得到高精度的恒星矢量和地心矢量，因此可以得到高精度的三轴姿态测量结果，同时利用地球敏感器通道可以测量出地球的视角半径，再通过地球图像提取和光学性能参数测试结果可以推算出来飞行轨道高度，但是它们是离散值。采用三轴MEMS陀螺可以得到非常高的姿态变化分辨率，但是它存在较大的零值漂移，因此只要校正了零漂移就可以得到高精度的MEMS陀螺姿态测量结果。由于MEMS陀螺与星敏感器和地球敏感器测量像面坐标轴平行安装，因此具有与星敏感器同测量基准，由星敏感器测量的高精度惯性空间姿态可以很好地校正MEMS陀螺的漂移，这是本方案的一个特点。

考虑全阴影区的导航测量受到可见光谱段的限制，地球敏感器不能工作，这段较小的时间间隔可以采用轨道外推算法和加速度计测量卫星相对位移变化，进行基于星敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计的自主导航。

所涉及的发明方案解决了静态自主导航测量的高精度、近实时、低成本、全自主、全天时等问题，具有以下优点：

(1)恒星敏感器和地球敏感器采用可见光谱段降低了实现难度，增强了敏感器功能；

(2)采用发明所涉及的滤光片在不同区域透过率的优化分配方法可以兼顾不同亮度的测量目标采用同一个光学系统和同一个探测器成像。

(3)采用星敏感器、地球敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计同基准安装可以减小测量的系统误差，提高测量精度。

(4)采用星敏感器高精度测量信息随时校正陀螺的零漂移，可以得到近实时的高精度三轴姿态信息。

(5)采用光学和惯性测量组合一体化设计可以减小尺寸重量和功耗，多敏感器信息处理与误差校正处理可以节约资源，发挥信息融合的优势。

可以全天时完成全自主导航测量，在阳照区采用星敏感器、地球敏感器、MEMS陀螺和加速度计即可实现全自主测量，在阴影区采用星敏感器、MEMS陀螺和加速度计即可实现全自主测量。

光学测量成像组件1主要是对于地球和恒星成像的，由于低轨道应用，要求对地球成像具有足够大的视场角，采用折转反射镜压缩成像视场，例如可以使超过110°-150°的环形视场压缩在30°到70°范围内。如图2所示，恒星敏感通道通过恒星成像的折转反射镜13转折到成像镜头的中心成像区域，地球边缘视场范围17通过地球成像折转反射镜14、15压缩到成像镜头视场以内，并成像到探测器像面21的外部边缘环形视场内。能够在地球成像视场以外再扩展一个环形视场，使得恒星在环形视场内成像，地球通道视场和恒星通道视场的大小确定主要以全天球任何一次捕获恒星在探测器上成像数量不少于3颗的概率大于99％为标准，同时要求地球边缘像外留有不小于5°的余地。对于地球图像主要提取边缘信息并拟合出来地心矢量和计算地球视角半径。对于恒星图像主要提取星点能量中心坐标进行星图匹配提取恒星矢量。

由于地球张角较大，随着轨道高度而不同，如一般大于120°，所以采用单一镜头成像将造成分辨率降低，精度下降，而且过大的视场角会使边缘视场像面照度下降幅度过大，造成不匹配。因此对于低轨道卫星的自主导航敏感器测量光学系统要设计成复合视场，即在视场圆周方向上通过折转反射镜构建6个到8个子系统，每个子系统分别对地球的一部分边缘成像，地球整个边缘提取要通过多个子系统成像提取再变换合成得到。中心视场区域为恒星成像区域，边缘视场区域为地球成像区域。

低轨道敏感器单个地球边缘成像子系统和恒星成像通道复合的原理图参见图2。

图中：21为成像光学系统；22为探测器成像面；13为恒星成像通道折转反射镜；14为地球成像通道子成像系统折转反射镜之—；15为地球成像通道子成像系统折转反射镜之二；6为被成像恒星；17为地球成像通道子成像系统视场范围；8为地球视平面(在轨道上观测点所视见的地球平面)；9为成像面内地球图像；10为成像面内恒星图像；11为各个子成像系统的分界结构在成像面上的投影。

图3表示了光学测量部分像面坐标系与MEMS陀螺和MEMS加速度计测量轴的关系。

31为探测器成像面，其坐标系xyz作为测量基准，

探测器的光敏面安装在光学系统的成像面上，并固定在敏感器的支撑结构上。

32为恒星敏感器和地球敏感器共用光学系统(即镜头)；

3为MEMS惯性测量组件，包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，如图3所示，图中31为探测器成像面，x、y、z分别为探测器像面坐标轴；32为恒星敏感器和地球敏感器共用光学系统；33为3个互为正交的MEMS陀螺；34为3个互为正交的MEMS加速度计。3个MEMS陀螺分别安装在与xy、xz、yz平行的平面内，各自的测量轴x₁、y₁、z₁分别与相应的x、y、z轴平行；3个MEMS加速度计分别安装在与xy、xz、yz平行的平面内，各自的测量轴x₂、y₂、z₂分别与相应的x、y、z轴平行。在这个条件下各个惯性测量敏感器的安装位置可以进行调整。

图1中，4为信息处理与误差校正处理单元，这里采用信息处理器对各个敏感器信息进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息。

在图1和图2中：5为地球敏感器的捕获对象—地球的视见平面。6为恒星敏感器的捕获对象—恒星。7为地球边缘成像子系统的视场范围。8为地球视见平面。

再参看图2为低轨道航天器的光电成像式自主导航敏感器方案原理图。图中21为成像探测器成像面，为数字光电成像器件，如CCD(Charge CoupledDevices，电荷耦合器件)和APS(Active Pixel Sensor，有源像素传感器)等。22为恒星敏感器和地球敏感器共用的光学系统，采用可见光设计谱段。

构成上述发明的各个功能组件，如静态成像地球敏感器、星敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计可以基于信息处理单元单独地或者任意组合应用，以满足不同的使用目的。如星敏感器组件可以单独使用，也可以与静态成像式地球敏感器联合使用，还可以和静态成像式地球敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计三者之一或之二组和使用，输出相应信息。当上述发明减少组件种类的情况下，相应种类组件非共用部分可以取掉。如若仅需要地心矢量测量时，透过率区域变化滤光片及其相关结构可以去掉，图像处理软件中的星敏感器相关部分可以去掉，MEMS组件均可以去掉。

上述发明所述的系统除了在绕地球和月球飞行姿态确定和位置确定外，还可以应用于其它天体低轨道的绕飞的姿态和自主导航测量。

然而，上述的说明，仅为本发明的实施例而已，非为限定本发明的实施例；凡熟悉该项技艺的人士，其所依本发明的特征范畴，所作出的其它等效变化或修饰，如尺寸大小、材料选择、或形状变化、功能组件的类型和数量的增减等，皆应涵盖在以下本实发明所申请专利范围内。

Claims (3)

1.一种低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统，其特征在于其包括光学测量成像组件、探测器焦平面组件、MEMS惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件，所述的光学测量成像组件包括成像镜头，恒星成像的折转反射镜和地球成像折转反射镜；所述的探测器焦平面组件的探测器的光敏面安装在光学测量成像组件的成像面上，探测器焦平面组件固定在敏感器系统的支撑结构上；所述的MEMS惯性测量组件则包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的MEMS加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的MEMS加速度计；所述的信息处理与误差校正处理单元组件是采用信息处理器对星敏感器和可见光静态成像式地球敏感器信息进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正，最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息；所述低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统中的星敏感器和可见光静态成像式地球敏感器通过采用透过率区域变化滤光片共用所述的光学测量成像组件和探测器焦平面组件，所述的透过率区域变化滤光片紧靠探测器窗口安装，探测器视场分割使用，边缘区域为可见光静态成像式地球敏感器使用，用来对地球成像，中心区域为星敏感器使用，用来对恒星成像，所述的星敏感器通过对恒星成像提取与标准星图库匹配得到其光轴相对于惯性空间的指向矢量；所述的可见光静态成像式地球敏感器通过对地球成像提取地球中心矢量；上述星敏感器和可见光静态成像式地球敏感器都拥有共同的像面坐标系，其Z轴沿光轴指向地球方向，其X轴和Y轴分别与探测器阵列的行和列方向一致。

2.根据权利要求1所述的低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统，其特征在于所述的3个MEMS陀螺分别安装在与像面坐标系三个轴平行的三个正交轴方向上；3个MEMS加速度计的三个安装轴与星敏感器像面坐标系三个轴方向一致；所述的MEMS陀螺和MEMS加速度计它们的安装轴与星敏感器和可见光静态成像式地球敏感器像面坐标系三个坐标轴方向一致。

3.根据权利要求1所述的低轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统，其特征在于组成系统的各个功能组件分别是星敏感器、可见光静态成像式敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计，它们都能基于信息处理单元单独或者任意组合搭配应用。

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