CN102519455A - 基于紫外敏感器的自主导航半物理仿真试验系统 - Google Patents

Abstract

基于紫外敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，紫外敏感器环形视场观测紫外地球模拟器，紫外敏感器中心视场观测动态恒星模拟器，测量信号发送到导航计算机中，姿态轨道仿真器进行卫星姿态轨道计算，计算结果作为基准轨道姿态数据发送到控制计算机，控制计算机根据基准姿态轨道数据生成地球圆盘大小指令控制地球模拟器的圆盘大小变化，生成惯性姿态四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化，导航计算机根据紫外敏感器测量信号进行导航滤波计算，得到卫星位置估计值和速度估计值，与基准数据比对后得到导航精度。本发明实现了硬件在回路内的基于紫外敏感器真实测量数据的半物理仿真验证试验，可以有效地在地面验证卫星全自主导航系统的性能。

Description

基于紫外敏感器的自主导航半物理仿真试验系统

技术领域

本发明涉及一种自主导航仿真试验系统，特别是一种基于紫外敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，属于自主导航技术领域。

背景技术

自主导航技术是指卫星在不依赖地面系统支持的情况下，仅依靠星载测量设备在轨实时地确定卫星的位置和速度，也称自主轨道确定。对于卫星系统来讲，自主导航有利于降低卫星对地面的依赖程度，提高系统生存能力，例如战时，当地面测控站遭到敌方的破坏和干扰时，仍能完成轨道的确定和保持，这对军事卫星来讲具有非常重要的意义。此外，自主导航还可以有效减轻地面测控站的负担，降低地面支持成本，从而降低整个航天计划的研制费用。自主导航是卫星实现自主控制的基本前提和基础，也是构造星座、天基组网的关键技术之一。

基于紫外敏感器进行自主导航是一种典型的天文导航方法。地球具有稳定的紫外辐射带，白天表现为瑞利散射(切线高度为55Km)，夜间为紫外夜气辉(高度为91Km)，两者能量差异为8000倍，选择高性能CCD，可以实现对地球大气紫外边缘的探测，从而确定地心矢量。另外，根据地球视半径可以得到地心距离。具有太阳类型或者更热的4.5等以下的恒星至少400多颗，根据视场大小，绝大多数时刻可探测的数目不少于5颗，因此形成了近天体敏感器和星敏感器类型的导航敏感器。

专利号为CN101236092，专利名为“紫外导航敏感器”介绍了紫外敏感器的工作原理，紫外敏感器一体化设计，采用两个独立视场通道分别对地球、恒星进行成像，通过计算得到卫星导航需要的地心矢量、轨道高度与惯性姿态。

由于直接飞行试验成本高、风险大，采用地面设备构建试验系统进行半物理仿真试验研究是必要的过程。国内对基于紫外敏感器的卫星的自主导航技术进行了很多研究，如魏春岭、李勇、陈义庆在2004年6月第3期第22卷航天控制上发表的“基于紫外敏感器的航天器自主导航”一文，介绍了基于地球紫外信息进行自主导航的相关算法，但是其中并未涉及相应的地面试验验证系统的内容。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于紫外敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，实现了硬件在回路内的基于敏感器真实测量过程的仿真验证实验，可以有效地在地面验证卫星全自主导航系统的性能。

本发明的技术解决方案是：基于紫外敏感器的自主导航仿真试验系统，包括：紫外敏感器、紫外地球模拟器、动态恒星模拟器、姿态轨道仿真器、控制计算机和导航计算机，其中：

紫外敏感器：包括一个中心视场的紫外通道和一个环形视场的可见光通道，环形视场通过观测紫外地球模拟器获取滚动角和俯仰角测量信号，中心视场通过观测动态恒星模拟器的恒星星图得到惯性姿态四元数测量信号，所述的测量信号送至导航计算机；

紫外地球模拟器：用于模拟地球圆盘，为紫外敏感器环形视场提供测量目标；

动态恒星模拟器：用于模拟随卫星运行而变化的恒星星图，为紫外敏感器中心视场提供测量目标；

姿态轨道仿真器：利用卫星轨道动力学模型进行卫星姿态轨道计算，将姿态轨道数据发送至控制计算机，并将计算结果作为基准数据发送至导航计算机；

控制计算机：根据基准的姿态轨道数据生成地球圆盘大小指令控制紫外地球模拟器圆盘大小变化来模拟卫星高度变化，生成惯性姿态四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化模拟卫星在轨运动过程；

导航计算机：根据紫外敏感器传来的滚动角、俯仰角和惯性姿态四元数测量信号，进行导航滤波计算，得到卫星的位置估计值和速度估计值；将所述的卫星位置估计值和速度估计值与姿态轨道仿真器给出的卫星姿态轨道计算结果进行比较，得到导航精度。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明将紫外敏感器、紫外地球模拟器、动态恒星模拟器引入试验回路，利用紫外敏感器测量数据进行实时导航解算，导航结果与基准数据进行比对，从而对自主导航系统的性能、导航精度进行有效的验证。

(2)本发明与单纯的数学仿真相比，紫外敏感器采用真实部件，能更有效地对自主导航算法进行验证；

(3)本发明仿真试验系统的紫外地球模拟器、动态恒星模拟器同时为紫外敏感器的两路通道提供测量目标，可以更好地对紫外敏感器进行测量标定；

(4)本发明仿真试验系统采用动态恒星模拟器的星图变化来模拟卫星在轨运动，利用紫外地球模拟器的圆盘大小变化来模拟卫星高度变化，简单方便；

(5)本发明控制计算机控制方法简单方便，易于实现。

附图说明

图1为本发明仿真试验系统的组成原理框图；

图2为本发明仿真试验系统的试验结果图。

具体实施方式

如图1所示，为本发明基于紫外敏感器的自主导航试验系统的组成原理图。系统主要包括紫外敏感器、紫外地球模拟器、动态恒星模拟器、姿态轨道仿真器、控制计算机和导航计算机。紫外敏感器的环形视场观测地球模拟器，中心视场观测动态恒星模拟器。控制计算机根据基准的姿态轨道数据生成地球圆盘大小指令控制紫外地球模拟器圆盘大小变化，生成惯性姿态四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化。导航计算机采集紫外敏感器测量数据，进行自主导航解算，解算结果与姿态轨道仿真器基准数据进行比对，从而可以对自主导航精度进行评估。

一、关键部件具体设计与实施

(1)紫外敏感器

紫外敏感器是基于硅成像阵列、具有组合视场，包含一个圆锥形中心视场和一个环形锥视场两部分，两个视场的光轴相互垂直。在试验系统中，环形视场观测紫外地球模拟器，中心视场观测动态恒星模拟器。敏感器内部光电探测器将地球、恒星图像转换成模拟信号输出；电路系统对所述的模拟信号进行采样、提取及转换后得到数字图像；图像与姿态计算单元分别对紫外地球图像信息与可见光恒星图像信息进行处理，计算得到地心矢量、轨道高度与惯性姿态，最后将信号下传到导航计算机中。紫外敏感器可参考王立在2008年8月6日发表专利“紫外导航敏感器”的相关介绍，专利号CN101236092。

(2)紫外地球模拟器

地球模拟器用来模拟低轨道卫星所观测到的地面圆盘，包括地面圆盘的几何特征、地球紫外辐射状态，为导航敏感器的环形视场提供探测目标。地球模拟器可参考李刚、周彦平2007年5月第29卷第5期红外技术上发表的论文“卫星仿真测试用太阳模拟器和地球模拟器设计”中的相关介绍。

(3)动态恒星模拟器

恒星模拟器根据控制计算机提供的星敏感器坐标轴在惯性系中的指向，由星表数据生成当前时刻星敏感器所能观测到的星图，通过接口及驱动电路在液晶光阀上产生星图。由模拟星点发出的光线经准直光学系统汇聚后形成平行光，可在室内有限距离上模拟对真实恒星的观测效果。恒星模拟器有可调节的支架，能进行6自由度微调，可用来调整星模拟器与紫外敏感器中心视场同轴。恒星模拟器可参考索旭华、张新邦2002年第1期航天控制发表的论文“全天球实时恒星模拟器技术”的相关介绍。

(4)姿态轨道仿真器

卫星姿态轨道仿真器用来产生基准轨道和相应的姿态。其输出数据的用途主要有两个：一是为自主导航试验系统的精度评估提供基准；二是作为输入使天体模拟器按照轨道参数和飞行姿态对被测天体进行模拟。

在J2000.0惯性系中，卫星航天器运动方程可以描述为

$\stackrel{\·\·}{r}=-\frac{\mathrm{GM}}{r^3}r+\stackrel{\·\·}{R}(t,r,\stackrel{\·}{r})$

其中r、

分别代表t时刻卫星在惯性系中的位置、速度和加速度矢量。等号右边第一项为地球中心引力项，它仅与航天器的位置有关，第二项为总的摄动力项，包括地球非球形引力摄动、日月第三体引力摄动、大气阻力摄动、太阳光压摄动等。

地球非球形引力摄动指由于地球并非是圆球，形状不规则，质量分布也不均匀，因此地球对卫星所造成的引力除了中心力外，有非球体引起的扰动力，该项摄动力是影响卫星运动主要作用力。日月第三体引力摄动指根据牛顿第二运动定律和万有引力定律，卫星绕地球运行时，除了受到地球引力影响外，也受到其它天体的引力影响。大气阻力摄动指卫星运动时会受到其周围大气的阻力作用产生的扰动加速度。对于一些低轨道卫星，大气阻力影响比较显著，使得卫星椭圆轨道不断变小变圆，对卫星寿命往往起决定性作用。太阳光压摄动指太阳光照射在卫星表面上，会对其产生压力，该压力与太阳强度和卫星表面积成正比，也与卫星表面的反射特性有关。

(5)导航计算机

导航计算机的主要任务是进行数据处理和导航滤波，根据紫外敏感器的测量数据计算卫星的位置、速度估计值，最后将导航结果与基准数据进行比对。

通过串口得到紫外敏感器测量值，根据通信协议进行数据解码得到卫星滚动角俯仰角(θ)、地球的视半径(ρ)和惯性姿态四元数q(q₁、q₂、q₃、q₄为q分量形式)。

由俯仰姿态角、滚动姿态角数据可求得地心方向矢量在卫星本体系中的表示

由姿态四元数计算得到卫星本体系到惯性系的姿态转换矩阵

$C_i^b=\left[\begin{array}{ccc}{q}_1^2-q_2^2-q_3^2+q_4^2& 2(q_1{q}_2+q_3{q}_4)& 2(q_1{q}_3-q_2{q}_4)\\ 2(q_1{q}_2-q_3{q}_4)& -q_1^2+q_2^2-q_3^2+q_4^2& 2(q_2{q}_3+q_1{q}_4)\\ 2(q_1{q}_3+q_2{q}_4)& 2(q_2{q}_3-q_1{q}_4)& -q_1^2-q_2^2+q_3^2+q_4^2\end{array}\right]$

从而得到地心方向矢量在惯性系中的表示

${\stackrel{\→}{r}}^i=-C_b^i{\stackrel{\→}{r}}^b$

设从卫星上看地球的视角为ρ，由地球半张角ρ可求得地心距为

$r=\frac{R_e}{\sin \mathrm{\ρ}}$

最后得到测量值为

$Z={\left[\begin{array}{cc}{\stackrel{\→}{r}}^i& r\end{array}\right]}^T$

然后进行Kalman滤波器设计。滤波器以卫星的位置、速度作为状态变量(x，y，z，Vx，Vy，Vz)，状态方程为：

$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}=v_x\\ \frac{\mathrm{dy}}{\mathrm{dt}}=v_y\\ \frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}=v_z\\ \frac{{\mathrm{dv}}_x}{\mathrm{dt}}=-\frac{\mathrm{\μx}}{r^3}[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{r}\right)}^2(1-5\frac{z^2}{r^2})]+w_x\\ \frac{{\mathrm{dv}}_y}{\mathrm{dt}}=-\frac{\mathrm{\μy}}{r^3}[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{r}\right)}^2(1-5\frac{z^2}{r^2})]+w_y\\ \frac{{\mathrm{dv}}_z}{\mathrm{dt}}=-\frac{\mathrm{\μz}}{r^3}[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{r}\right)}^2(3-5\frac{z^2}{r^2})]+w_z\end{array}\right.$

式中

μ＝GE为地球引力常数，Re为地球半径，J₂为二阶带谐项系数，w_x、w_y、w_z为系统噪声，用来描述各摄动项的建模误差。

以敏感器测量值Z作为滤波器观测量，则测量方程为：

$z=h\left[x\right]+v=\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\→}{r}}^i\\ r\end{array}\right]+v$

其中v为测量噪声，h[X]表示测量方程是状态变量的非线性函数。

Kalman滤波器计算过程可参考秦永元，张洪钺，汪叔华编写的《卡尔曼滤波与组合导航原理》中的相关介绍。

(6)控制计算机

控制计算机主要任务是根据卫星基准轨道姿态信息，生成紫外地球模拟器的地球圆盘大小指令和惯性姿态四元数指令。

A.地球圆盘大小指令计算过程如下：

由卫星基准轨道信息(x，y，z)可求得卫星指向地心距离

地球圆盘大小即为从卫星上看地球的视角为ρ，则有

$\mathrm{\ρ}=\arcsin \left(\frac{R_E}{r}\right)$

其中R_E为地球半径。

B.惯性姿态四元数指令计算过程如下：

由卫星基准轨道信息可以得到地心惯性系到卫星轨道系的转换矩阵

由卫星姿态信息可以得到卫星轨道系到卫星本体系的转换矩阵由紫外敏感器的安装方式可以得到卫星本体系到紫外敏感器测量系的转换矩阵

从而计算得到惯性系到紫外敏感器测量系的转换矩阵

最后从转换矩阵

中提取惯性姿态四元数q，q₁、q₂、q₃、q₄为惯性姿态四元数q分量。则有

$\left\{\begin{array}{c}{q}_4=\frac{1}{2}\sqrt{C_{11}+C_{22}+C_{33}+1}\\ q_1=\frac{1}{4q_4}(C_{23}-C_{32})\\ q_2=\frac{1}{4q_4}(C_{31}-C_{13})\\ q_3=\frac{1}{4q_4}(C_{12}-C_{21})\end{array}\right.$

式中C_ij表示矩阵

的第i行第j列。

二、工作流程

(1)姿态轨道仿真器进行卫星姿态、轨道动力学计算，其数据作为基准分别发送到控制计算机和导航计算机；

(2)控制计算机根据姿态轨道仿真器的基准数据生成控制指令，控制紫外地球敏感器的圆盘大小变化以及驱动动态恒星敏感器生成实时星图；

(3)紫外敏感器形视场工作在紫外谱段，对紫外地球模拟器进行观测，得到紫外地球图像，通过图像处理计算得到紫外敏感器测量系下地心方向和地心距；紫外敏感器中心视场工作在可见光谱段，对动态恒星模拟器进行星图识别，计算得到卫星惯性姿态四元数；

(4)导航计算机通过串口采集紫外敏感器测量数据，计算得到惯性系下的地心方向和地心距，将其作为观测量进行Kalman滤波计算，得到卫星位置和速度的估计值。最后，将得到的卫星位置和速度估计值与姿态轨道仿真器的基准数据进行比较来评估自主导航精度。

图2为本发明仿真试验系统的试验结果图。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.基于紫外敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，其特征在于包括：紫外敏感器、紫外地球模拟器、动态恒星模拟器、姿态轨道仿真器、控制计算机和导航计算机，其中：

紫外敏感器：包括一个中心视场的紫外通道和一个环形视场的可见光通道，环形视场通过观测紫外地球模拟器获取滚动角和俯仰角测量信号，中心视场通过观测动态恒星模拟器的恒星星图得到惯性姿态四元数测量信号，所述的测量信号送至导航计算机；

紫外地球模拟器：用于模拟地球圆盘，为紫外敏感器环形视场提供测量目标；

动态恒星模拟器：用于模拟随卫星运行而变化的恒星星图，为紫外敏感器中心视场提供测量目标；

姿态轨道仿真器：利用卫星轨道动力学模型进行卫星姿态轨道计算，将姿态轨道数据发送至控制计算机，并将计算结果作为基准数据发送至导航计算机；

控制计算机：根据基准的姿态轨道数据生成地球圆盘大小指令控制紫外地球模拟器圆盘大小变化来模拟卫星高度变化，生成惯性姿态四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化模拟卫星在轨运动过程；

导航计算机：根据紫外敏感器传来的滚动角、俯仰角和惯性姿态四元数测量信号，进行导航滤波计算，得到卫星的位置估计值和速度估计值；将所述的卫星位置估计值和速度估计值与姿态轨道仿真器给出的卫星姿态轨道计算结果进行比较，得到导航精度。

2.根据权利要求1所述的基于紫外敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，其特征在于：所述控制计算机生成紫外地球模拟器的地球圆盘大小指令和惯性姿态四元数指令过程如下：

A.地球圆盘大小指令计算过程如下：

由卫星基准轨道信息(x，y，z)可求得卫星指向地心距离

地球圆盘大小即为从卫星上看地球的视角为ρ，则有

$\mathrm{\ρ}=\arcsin \left(\frac{R_E}{r}\right)$

其中R_E为地球半径；

B.惯性姿态四元数指令计算过程如下：

由卫星基准轨道信息可以得到地心惯性系到卫星轨道系的转换矩阵

由卫星姿态信息可以得到卫星轨道系到卫星本体系的转换矩阵

由紫外敏感器的安装方式可以得到卫星本体系到紫外敏感器测量系的转换矩阵

从而计算得到惯性系到紫外敏感器测量系的转换矩阵最后从转换矩阵

中提取惯性姿态四元数q，q₁、q₂、q₃、q₄为惯性姿态四元数q分量。则有

$\left\{\begin{array}{c}{q}_4=\frac{1}{2}\sqrt{C_{11}+C_{22}+C_{33}+1}\\ q_1=\frac{1}{4q_4}(C_{23}-C_{32})\\ q_2=\frac{1}{4q_4}(C_{31}-C_{13})\\ q_3=\frac{1}{4q_4}(C_{12}-C_{21})\end{array}\right.$

式中C_ij表示矩阵的第i行第j列。

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