CN101592490B - 一种自适应控阵星敏感器 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种自适应控阵星敏感器，包括：多个观测视场和包含中央时序控制器、成像驱动单元、质心提取单元、星图识别单元、姿态计算单元的中央信号处理单元，其中，中央时序控制器对观测视场进行时序控制；观测视场根据时序控制以及成像驱动单元提供的成像驱动，拍摄星图图像；质心提取单元根据星图图像提取星点质心；星图识别单元根据提取的星点质心进行星图识别；姿态计算单元根据星图识别结果，解算航天器姿态。本发明在同步模式下和异步模式下，分别能够提高姿态测量精度、提高数据更新率；另外，由于具有多个观测视场，不会因为恒星在天区分布不均匀等影响出现姿态丢失的情况，且动态性能较好、能够减少重量、节约功耗及成本。

Description

一种自适应控阵星敏感器 

技术领域

本发明涉及航天器姿态测量技术，尤其涉及一种用于测量航天器姿态的自适应控阵星敏感器。 

背景技术

天文导航是基于天体的坐标位置和运动规律，通过观测天体的方位来确定航天器的空间姿态和位置的导航方法，而应用于天文导航中的星敏感器则是一种利用恒星观测，获取航天器高精度姿态信息的航天测量仪器，其工作原理为：星敏感器前端摄像单元利用电荷耦合器件(CCD)图像传感器或互补金属氧化物半导体(CMOS)图像传感器拍摄星图图像，通过图像处理程序对所拍摄的星图图像进行处理，得到星图图像中恒星像点的质心坐标、亮度等信息，然后由星图识别程序利用获取的信息在导航星库中进行查找，获取所述恒星像点所对应的恒星的相关信息，最后根据从导航星库中获取的相关信息，计算出星敏感器的三轴姿态，从而确定航天器的姿态。 

星敏感器技术在过去数十年取得长足的进步，其技术水平日益成熟，但是，受其自身工作机理和结构的限制，还存在一定的不足，主要表现在： 

1、数据更新率较低。受成像器件帧频特性、星图图像处理能力及曝光时间等诸多因素的限制，现有星敏感器的数据更新率较低，一般不超过10Hz。 

2、姿态测量精度有待进一步提高。由于现有星敏感器的光学系统焦距一般远大于其成像面的尺寸，所以，现有星敏感器的滚转角测量精度较低，比俯仰角和偏航角低约一个数量级，一般大于10角秒(1σ)，从而影响航天器姿态测量精度，而航天任务对航天器三轴姿态测量精度提出了更高要求，以高分辨率对地观测为例，卫星平台的姿态测量与控制精度直接影响到对地观测分辨率。 

3、可靠性不够。现有星敏感器容易受恒星在天区分布不均匀、近天体及环境杂光干扰等影响，出现姿态丢失等情况，无法稳定、可靠地进行姿态输出。 

4、在载体运动角速度较大的情况下，现有星敏感器由于星点成像拖影造成星点能量衰减，使得所能观测的恒星数量急剧减少，动态性能不佳。 

为解决以上问题，目前比较常用手段是在航天器上安装多个星敏感器，各个星敏感器各自独立工作，互为备份，这种方式可以从一定程度上提高滚转角的姿态测量精度和姿态测量的可靠性，但采用这种方法，仍然无法提高数据更新率，并且，安装多个星敏感器导致航天器重量及功耗增大、且成本较高。 

发明内容

有鉴于此，本发明的主要目的在于提供一种自适应控阵星敏感器，能够提高数据更新率、提高姿态测量精度、提高测量可靠性，且减少重量、节约功耗及成本、动态性能较好。 

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的： 

一种自适应控阵星敏感器，包括：多个观测视场和中央信号处理单元，其中，中央信号处理单元包括：中央时序控制器、成像驱动单元、质心提取单元、星图识别单元、姿态计算单元， 

所述中央时序控制器，用于对各观测视场进行时序控制； 

所述观测视场，用于根据中央时序控制器的时序控制以及成像驱动单元提供的成像驱动，拍摄星图图像； 

所述成像驱动单元，用于提供成像驱动； 

所述质心提取单元，用于根据各观测视场拍摄的星图图像，提取星点质心； 

所述星图识别单元，用于根据质心提取单元提取的星点质心，进行星图识别； 

所述姿态计算单元，用于根据星图识别单元的识别结果，解算航天器姿态。 

所述中央时序控制器、成像驱动单元、质心提取单元属于现场可编程门阵列FPGA处理电路，星图识别单元、姿态计算单元属于数字信号处理DSP电路。 

所述自适应控阵星敏感器还包括外部接口，所述外部接口具体包括：电源接口和数据通讯接口，其中， 

所述电源接口负责提供外部电源输入； 

所述数据通讯接口负责接收外部指令，以及输出姿态数据。 

所述观测视场包括：遮光罩、光学镜头和图像传感器。 

所述中央时序控制器对各观测视场进行时序控制为：按照同步模式进行控制或按照异步模式进行控制。 

所述中央时序控制器按照同步模式对各观测视场进行时序控制时， 

所述观测视场根据中央时序控制器的时序控制以及成像驱动单元提供的成像驱动，同步拍摄星图图像； 

所述质心提取单元根据各观测视场拍摄的星图图像，同时提取多幅星图图像的星点质心； 

所述星图识别单元根据质心提取单元提取的多幅星图图像的星点质心，进行星图识别； 

所述姿态计算单元根据星图识别单元的识别结果，解算航天器姿态。 

所述姿态计算单元解算航天器姿态具体为： 

建立损失函数，根据星图识别单元的识别结果，利用最小二乘法获取姿态转换矩阵； 

利用所述姿态转换矩阵，解算航天器姿态。 

所述中央时序控制器按照异步模式对各观测视场进行时序控制时， 

所述观测视场根据中央时序控制器的时序控制以及成像驱动单元提供的成像驱动，按照一定的间隔依次拍摄星图图像； 

所述质心提取单元、星图识别单元和姿态计算单元按照观测视场拍摄星图图像的次序，根据星图图像解算航天器姿态。 

本发明自适应控阵星敏感器，设置多个观测视场，各个观测视场按照一定的形式安装排列，由中央时序控制器对其时序进行控制，从而组成可控阵列，简称“控阵”，自适应控阵星敏感器具有同步模式和异步模式。 

同步模式下，各阵列的工作时序严格同步一致，由于多个视场带来视场范围的扩大，所能观测的恒星数目增加，所以，能够进行高精度的姿态测量和输出；异步模式下，各阵列的工作时序按照一定的规律交错设计，多个观测视场按照一定的间隔依次拍摄星图图像，所以，能够实现高数据更新率的姿态测量和输出；并且，采用本发明自适应控阵星敏感器进行航天器姿态测量时，可自适应地根据任务需求在两种模式之间进行切换。 

此外，由于具有多个观测视场，所以，本发明自适应控阵星敏感器不会因为恒星在天区分布不均匀、近天体及环境杂光干扰等影响出现姿态丢失的情况，从而提高了测量可靠性； 

由于采用一体化集成设计，所以，本发明自适应控阵星敏感器能够减少重量、且节约功耗及成本； 

由于视场的扩大，本发明自适应控阵星敏感器在载体运动角速度较大的情况下，仍能观测足够多的恒星，因此，动态性能较好。 

附图说明

图1为本发明自适应控阵星敏感器的结构示意图； 

图2为具有三个观测视场、且各观测视场的视轴正交的自适应控阵星敏感器结构示意图； 

图3为本发明自适应控阵星敏感器的工作原理流程示意图； 

图4为图2所示自适应控阵星敏感器前视投影的成像示意图； 

图5为图2所示自适应控阵星敏感器在同步模式下的时序示意图； 

图6为图2所示自适应控阵星敏感器在异步模式下的时序示意图； 

图7为本发明自适应控阵星敏感器的一个具体实例的实物图。 

具体实施方式

本发明的基本思想是：设置多个观测视场，各个观测视场按照一定的形式安装排列，由中央时序控制器对其时序进行控制，从而组成可控阵列，简称“控 阵”，自适应控阵星敏感器具有同步模式和异步模式。 

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下举实施例并参照附图，对本发明进一步详细说明。 

图1为本发明自适应控阵星敏感器的结构示意图，如图1所示，本发明自适应控阵星敏感器一般包括：多个观测视场11、中央信号处理单元12和外部接口13，其中，每个观测视场一般由遮光罩、光学镜头和图像传感器构成。中央信号处理单元12由现场可编程门阵列(FPGA)处理电路和数字信号处理(DSP)电路共同构成，其中，FPGA处理电路的功能为：各观测视场的图像传感器的成像驱动、各观测视场工作时序的逻辑控制、各观测视场所拍摄星图图像的快速星点质心提取；DSP电路的功能为：对各个观测视场的星点质心坐标数据进行星图识别，并计算航天器姿态。外部接口13包含电源接口和数据通讯接口两部分，电源接口负责提供外部电源输入，数据通讯接口负责接收外部指令，如来自星载计算机的参数配置指令和数据请求指令等，并向外输出姿态数据。 

相应地，中央信号处理单元12具体包括：中央时序控制器121、成像驱动单元122、质心提取单元123、星图识别单元124、姿态计算单元125， 

中央时序控制器121，用于对各观测视场11进行时序控制； 

观测视场11，用于根据中央时序控制器121的时序控制以及成像驱动单元122提供的成像驱动，拍摄星图图像； 

成像驱动单元122，用于提供成像驱动； 

质心提取单元123，用于根据各观测视场拍摄的星图图像，提取星点质心； 

星图识别单元124，用于根据质心提取单元提取的星点质心，进行星图识别； 

姿态计算单元125，用于根据星图识别单元的识别结果，解算航天器姿态。 

上述中央时序控制器121、成像驱动单元122、质心提取单元123属于FPGA处理电路，星图识别单元124、姿态计算单元124属于DSP电路。 

对各观测视场的时序控制一般为同步模式或异步模式，同步模式下： 

中央时序控制器121按照同步模式对各观测视场11进行时序控制； 

观测视场11根据中央时序控制器121的时序控制以及成像驱动单元122提供的成像驱动，同步拍摄星图图像； 

质心提取单元123根据各观测视场11拍摄的星图图像，同时提取多幅星图图像的星点质心； 

星图识别单元124根据质心提取单元123提取的多幅星图图像的星点质心，进行星图识别； 

姿态计算单元125根据星图识别单元124的识别结果，解算航天器姿态，具体为： 

建立损失函数，根据星图识别单元的识别结果，利用最小二乘法获取姿态转换矩阵； 

利用所述姿态转换矩阵，解算航天器姿态。 

异步模式下，本发明自适应控阵星敏感器各组成单元的功能如下： 

中央时序控制器121按照异步模式对各观测视场11进行时序控制； 

观测视场11根据中央时序控制器121的时序控制以及成像驱动单元122提供的成像驱动，按照一定的间隔依次拍摄星图图像； 

质心提取单元123、星图识别单元124和姿态计算单元125按照观测视场11拍摄星图图像的次序，根据星图图像解算航天器姿态。 

实际应用中，各观测视场一般以相互正交的方式安装，即观测视场的视轴两两相互垂直，图2为具有三个观测视场、且各观测视场的视轴正交的自适应控阵星敏感器结构示意图，如图2所示，该自适应控阵星敏感器还通过壳体对其中央信号处理单元进行封装，壳体上还设置有外部接口。 

图3为本发明自适应控阵星敏感器的工作原理流程示意图，如图3所示，本发明自适应控阵星敏感器计算航天器姿态一般包括以下步骤： 

步骤31：中央信号处理单元的FPGA处理电路控制各观测视场分别对其视轴所指向范围的星空进行成像，即拍摄星图图像。 

这里，具体由FPGA处理电路的中央时序控制器控制各观测视场分别对其 视轴所指向范围的星空进行成像，观测视场根据中央时序控制器的时序控制以及成像驱动单元提供的成像驱动，拍摄星图图像。 

图4为图2所示自适应控阵星敏感器前视投影的成像示意图，其中，星敏感器坐标系为OXYZ，X、Y、Z轴分别为三个正交安装的观测视场的视轴。观测视场1以Z轴作为视轴，其成像面用O₁x₁y₁平面表示，O₁到O的距离为观测视场1的光学系统焦距，观测视场2和观测视场3视轴及成像面的定义以此类推。 

为了满足不同应用场合对测量精度和数据更新率的不同需求，通过对各观测视场工作时序的控制，可以将自适应控阵星敏感器配置成同步模式或异步模式，在这两种模式下分别具有高精度和高数据更新率的特点。 

在同步模式下，各个观测视场的曝光及后续处理时序是完全同步一致的，图5为图2所示自适应控阵星敏感器在同步模式下的时序示意图，如图5所示，在同步模式下，FPGA处理电路同时以周期T对三个观测视场进行成像驱动并分别计算其视场内的星点质心坐标，DSP电路同时得到三个观测视场的星点质心数据，并利用这些质心数据进行星图识别和姿态解算，其中，T为单个观测视场CMOS图像传感器的曝光周期。由于同时得到三个视场的恒星观测矢量，且恒星矢量的分布范围覆盖三个坐标轴，因而有效提高了姿态测量的精度。 

在异步模式，通过将各个观测视场工作时序进行交叠设计，可以有效提高姿态数据更新率，图6为图2所示自适应控阵星敏感器在异步模式下的时序示意图，如图6所示，其具体实现方式为：设单个观测视场CMOS图像传感器的曝光周期为T，在一个周期T内，三个观测视场依次间隔T/3进行曝光，因此每间隔T/3即可得到一帧星图数据，依次对星图进行识别和姿态计算，从而实现3/T Hz的数据更新率，即姿态输出更新率为单视场情况的三倍，图中高电平宽脉冲表示曝光时间，低电平窄脉冲表示曝光完毕。对于每个观测视场，其曝光和星图图像数据处理是并行进行的。 

步骤32：中央信号处理单元的FPGA处理电路对步骤31中各观测视场所拍摄的星图图像进行实时快速处理，得到每个观测视场星点的质心坐标，并将 其传给DSP电路。 

这里，具体由FPGA处理电路的质心提取单元对步骤31中各观测视场所拍摄的星图图像进行实时快速处理，得到每个观测视场星点的质心坐标，并将其传给DSP电路的星图识别单元。 

由于自适应控阵星敏感器具有多个观测视场，需要在很短时间内同时处理多帧星图数据。为实现快速的星点质心提取，不给后续处理带来负担，自适应控阵星敏感器充分利用FPGA并行处理能力，使用单片FPGA实现多个观测视场的成像驱动及实时星点质心提取，其实现方式为：将FGPA划分成多个具有相同功能且按其工作时序独立运行的处理模块，每模块完成其对应观测视场图像传感器的驱动、图像采集、星点质心提取。 

星点质心提取的基本流程为：采用改进的四连通域分割算法实现星点与背景图像的分割及星点目标之间的分割，用质心法实现高精度的星点质心定位，具体实现过程可参见授权专利号为ZL200610161802.6的发明专利“快速高精度光斑图像质心定位方法及装置”。 

步骤33：DSP电路接收到每个观测视场星点的质心坐标数据后，利用星图识别程序进行星图识别，并根据识别的结果解算航天器姿态。 

这里，具体由DSP电路的星图识别单元利用星图识别程序进行星图识别，然后由姿态计算单元根据星图识别单元的识别结果，解算航天器姿态。 

由于在异步模式下，根据星图图像解算航天器姿态的方法与现有技术相同，所以，在此不作详细描述，这里仅对同步模式进行描述。 

以图2所示自适应控阵星敏感器为例，在同步模式下，设观测视场1共观测n1颗星，利用观测得到的星点质心坐标，可计算出这n1颗观测星在OXYZ坐标系的方向矢量w₁ ¹，w₂ ¹，...，w_n1 ¹，经过星图识别得到其对应导航星在天球惯性坐标系下的方向矢量为v₁ ¹，v₂ ¹，...，v_n1 ¹。同理，可得到观测视场2观测的n2颗观测星的方向矢量w₁ ²，w₂ ²，...，w_n2 ²及对应导航星在天球惯性坐标系下的方向矢量v₁ ²，v₂ ²，...，v_n2 ²，得到观测视场3观测的n3颗观测星的方向矢量w₁ ³，w₂ ³，...， w_n2 ³及对应导航星在天球惯性坐标系下的方向矢量v₁ ³，v₂ ³，...，v_n3 ³。其中，根据恒星像点质心坐标计算各恒星像点对应的观测星在星敏感器坐标系下的方向矢量为现有技术，具体参见“Samaan M.A.，Griffith D.T.，Singla P.，Junkins J.L.，Autonomous On-Orbit Calibration of Star Trackers，Core Technologies for SpaceSystem Conference，Colorado，November 28-30，2001”；确定各恒星像点对应的导航星，即星图识别算法为现有技术，具体参见授权专利号为ZL200410102585.4的发明专利“一种基于三角形特征的星图识别方法”；计算所述导航星在天球惯性坐标系下的方向矢量也为现有技术，具体参见“Samaan M.A.，Griffith D.T.，Singla P.，Junkins J.L.，Autonomous On-Orbit Calibration of Star Trackers，CoreTechnologies for Space System Conference，Colorado，November 28-30，2001”。 

设星敏感器坐标系OXYZ相对于天球惯性坐标系的方向余弦矩阵(姿态转换矩阵)为A，利用最小二乘法可获得最优的转换矩阵，使得以下损失函数J最小： 

$J=\underset{i=1}{\overset{n1}{\mathrm{\Σ}}}{|w_i^1-A{v}_i^1|}^2+\underset{i=1}{\overset{n2}{\mathrm{\Σ}}}{|w_i^2-A{v}_i^2|}^2+\underset{i=1}{\overset{n3}{\mathrm{\Σ}}}{|w_i^3-A{v}_i^3|}^2$

其中，姿态转换矩阵A为3×3的正交矩阵，一般表达式如下： 

$A=\left[\begin{array}{ccc}{a}_1& a_2& a_3\\ a_4& a_5& a_6\\ a_7& a_8& a_9\end{array}\right]$

利用姿态转换矩阵A，即可解算出航天器姿态，根据姿态转换矩阵A解算航天器姿态为现有技术，一般可用QUEST算法求解，具体参见“Shuster M.D.and Oh S.D.，Three-axis Attitude Determination from Vector Observations，Journalof Guidance and Control，Vol.4，No.1，1981”。 

需要说明的是，对于一般情况，损失函数可表示为： 

$J=\underset{i=1}{\overset{n1}{\mathrm{\Σ}}}{|w_i^1-A{v}_i^1|}^2+\underset{i=1}{\overset{n2}{\mathrm{\Σ}}}{|w_i^2-A{v}_i^2|}^2+...+\underset{i=1}{\overset{\mathrm{nk}}{\mathrm{\Σ}}}{|w_i^k-A{v}_i^k|}^2$

其中，k为观测视场数，n1、n2、...，nk为各观测视场观测的观测星数，w_i ^k为观测视场k观测的第i颗星在星敏感器坐标系OXYZ下的方向矢量，v_i ^k为观 测视场k观测的第i颗星所对应的导航星在天球惯性坐标系下的方向矢量。 

本发明星敏感器还可以根据任务需求，自适应地在在两种模式之间进行切换。 

步骤34：通过外部接口输出所解算的航天器姿态。 

这里，输出所解算的航天器姿态可以是星敏感器主动输出计算的航天器姿态，也可以是星敏感器根据来自外部接口的姿态输出请求，输出计算的航天器姿态。 

图7为本发明自适应控阵星敏感器的一个具体实例的实物图，该自适应控阵星敏感器的观测视场(阵列)个数为3，各视场的视轴均互相正交，每个视场的光学系统采用商用镜头、图像传感器为Cypress公司的Star1000 CMOS图像传感器。该自适应控阵星敏感器在同步模式下的数据更新率为10Hz，在异步模式下的数据更新率为30Hz。 

以上所述，仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。 

Claims (8)

1.一种自适应控阵星敏感器，其特征在于，所述自适应控阵星敏感器包括：多个观测视场和中央信号处理单元，其中，中央信号处理单元包括：中央时序控制器、成像驱动单元、质心提取单元、星图识别单元、姿态计算单元，

所述中央时序控制器，用于对各观测视场进行时序控制；

所述观测视场，用于根据中央时序控制器的时序控制以及成像驱动单元提供的成像驱动，拍摄星图图像；

所述成像驱动单元，用于提供成像驱动；

所述质心提取单元，用于根据各观测视场拍摄的星图图像，提取星点质心；

所述星图识别单元，用于根据质心提取单元提取的星点质心，进行星图识别；

所述姿态计算单元，用于根据星图识别单元的识别结果，解算航天器姿态。

2.根据权利要求1所述的自适应控阵星敏感器，其特征在于，所述中央时序控制器、成像驱动单元、质心提取单元属于现场可编程门阵列FPGA处理电路，星图识别单元、姿态计算单元属于数字信号处理DSP电路。

3.根据权利要求1所述的自适应控阵星敏感器，其特征在于，所述自适应控阵星敏感器还包括外部接口，所述外部接口具体包括：电源接口和数据通讯接口，其中，

所述电源接口负责提供外部电源输入；

所述数据通讯接口负责接收外部指令，以及输出姿态数据。

4.根据权利要求1所述的自适应控阵星敏感器，其特征在于，所述观测视场包括：遮光罩、光学镜头和图像传感器。

5.根据权利要求1所述的自适应控阵星敏感器，其特征在于，所述中央时序控制器对各观测视场进行时序控制为：按照同步模式进行控制或按照异步模式进行控制。

6.根据权利要求5所述的自适应控阵星敏感器，其特征在于，所述中央时 序控制器按照同步模式对各观测视场进行时序控制时，

所述观测视场根据中央时序控制器的时序控制以及成像驱动单元提供的成像驱动，同步拍摄星图图像；

所述质心提取单元根据各观测视场拍摄的星图图像，同时提取多幅星图图像的星点质心；

所述星图识别单元根据质心提取单元提取的多幅星图图像的星点质心，进行星图识别；

所述姿态计算单元根据星图识别单元的识别结果，解算航天器姿态。

7.根据权利要求6所述的自适应控阵星敏感器，其特征在于，所述姿态计算单元解算航天器姿态具体为：

建立损失函数，根据星图识别单元的识别结果，利用最小二乘法获取姿态转换矩阵；

利用所述姿态转换矩阵，解算航天器姿态。

8.根据权利要求5所述的自适应控阵星敏感器，其特征在于，所述中央时序控制器按照异步模式对各观测视场进行时序控制时，

所述观测视场根据中央时序控制器的时序控制以及成像驱动单元提供的成像驱动，按照一定的间隔依次拍摄星图图像；

所述质心提取单元、星图识别单元和姿态计算单元按照观测视场拍摄星图图像的次序，根据星图图像解算航天器姿态。 

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