CN105371870B - 一种基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法 - Google Patents

Abstract

一种基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法。利用星敏感器获取的单帧静态星图数据对星敏感器在轨指向精度、视场角等关键性能进行测量，通过采用一种将求解特征值问题转换为求解一个四阶方程根的问题，从而加快速度的四元数估计算法(QUEST)获得最优姿态矩阵A_q，再根据姿态矩阵A_q和识别出来的n颗导航星，反算出每颗导航星在图像传感器上的理论位置即星敏感器的主光轴与界面的理论交点(x_it,y_it)，通过计算理论星点位置(x_it,y_it)与实际测量的星点位置即星敏感器的主光轴与界面的实际交点(x_i,y_i)之间的误差，取其平均值，并将其转换为等效的角度值，获得星敏感器的精度。相对于通常采用的在轨比较法，本专利提出的方法省去了星敏感器之间的时间对准和安装矩阵的误差的影响，测量精确度更高。

Description

一种基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法

技术领域

本发明涉及一种基于星敏感器自身星图数据的星敏感器在轨指向精度等关键性能的测量方法，属于航天器在轨测量领域。

背景技术

目前普遍认为星敏感器是可提供最高精度的航天器绝对姿态测量器件。它的工作原理是以空间中的恒星作为参照物，通过星敏感器的探测单元对空间恒星目标进行成像，对捕获的星图进行质心提取、星图识别、星跟踪、姿态计算等一系列处理，获得星敏感器瞬时视轴指向信息，再经过相应的坐标变换，最后输出航天器本体坐标系的方位信息。

星敏感器因其特殊应用环境、基准等不同于地面实验条件，需要开展基于在轨试验数据的性能比较与考核评价，因星敏感器在轨精度测量受到星点位置提取误差、主点位置误差、焦距偏差、恒星的方向矢量误差和姿态解算算法误差等多种因素影响，从而对测量工作提出了新问题、新要求。由于星敏感器的精度较高，对导航星的位置信息等要求也比较高，在轨验证一般也只是验证星敏感器的一些空间适应性，对星敏感器的在轨最关键技术指标—精度的测量多是通过与航天器平台同类数据的比对间接获得，受限于时间对准和安装矩阵误差带来的影响，测量精确性不够高。根据对现有专利成果的调研，尚未有对如何应用星敏感器自身获取的星图提高星敏感器在轨精度测量准确性的研究。

发明内容

本发明的技术解决问题是：解决星敏感器指向精度等在轨关键性能精确测量难题，有效提高了测量准确性，减少对平台数据的依赖和资源需求，属于航天器测量领域。

本发明的技术解决方案是：应用星敏感器单帧星图数据实现星敏感器在轨精度的测量，主要发明内容如下：

步骤1:星图获取及提取

根据卫星实时空间位置信息，推算得到准确的星图拍摄时间，然后根据星图拍摄时间编制星敏感器在轨程控指令，在规定时间控制星敏感器的图像传感器获取位于导航星表中的导航星星图信息，得到满足目标区域要求的星图数据；然后进行星点提取，为从星图中区分背景像素、噪声像素和星点像素，识别出星点信息，首先，将当前像素灰度值与预设的阈值进行比较，如大于阈值则标记为噪声标记或星点标记，如小于阈值则标记为背景标记，然后根据相邻像素标记就可以识别该像素属于哪个星点，再对该星点对应的质心参数组值进行累加，如果当前像素标记为背景标记或噪声标记，则不执行相应的识别和累加操作，以此实现在去除噪声的同时提取星点质心，得到星点坐标，最后再结合星敏感器的固有参数，得到星点在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i。

步骤2:星图识别处理

利用基于k矢量和导航星域相结合的4主星星图识别方法综合实现了全天自主模式快速识别和跟踪模式下的主星星图识别能力，识别出当前在星敏感器坐标系统的方向矢量w_i的星像点所对应导航星表中的导航星s_i，通过筛选导航星，进而获得在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i的星点在天球坐标系中的方向矢量v_i；

步骤3:基于单帧星图数据的星敏感器在轨精度计算方法

在理想情况下w_i、星敏感器姿态矩阵A以及v_i满足如下关系为w_i＝Av_i。利用QUEST(四元数估计算法)及相关算法对星敏感器姿态矩阵A进行求解，通过求解使得星点理论星点位置与实际测量误差最小化的目标函数J(A_q)，获得最优姿态矩阵A_q。

再根据姿态矩阵A和v_i，反算出每颗导航星在图像传感器上理论星点位置。

最后通过计算理论星点位置与实际测量的星点位置的误差，对所有识别出的星点的实际测量星点位置与理论星点位置误差取平均值，并将误差平均值转换为等效的角度值，等效的角度值即表示星敏感器的在轨指向精度。

在步骤3后还增步骤4，对基于单帧星图数据的星敏感器在轨精度计算结果的一致性验证，验证方法为：

(1)确定导航星在基准时刻T的J2000.0直角坐标系下的方向矢量；在地面测试阶段，将同样的星敏感器固定在地面，存储星图并使其滚转轴指向天顶。根据星敏感器获取的导航星在J2000.0坐标系下的赤经和赤纬以及相应的视运动参数确定基准时刻T导航星的方向矢量；

(2)推算导航星在基准时刻T在消除岁差和章动影响的天球坐标系下的方向矢量；根据星敏感器实际拍摄时刻(T+Δt_i)和地球的岁差、章动及自转，获得精度测试转换矩阵和将J2000.0坐标转换为历元黄道坐标系的转换矩阵；再通过坐标转换获得基准时刻T下的消除章动影响的天球坐标系下的方向矢量；Δt_i为相对于基准时刻T的实际时间；

(3)获取导航星在实际拍摄时刻(T+Δt_i)地固坐标系下的方向矢量，基准时刻T天球坐标系转到实际拍摄时刻(T+Δt_i)的地固坐标系的转换，是通过将天球坐标系绕天球坐标系的Z轴以Ω＝7.292115×10^-5rad/s逆时针旋转获得；

(4)建立星敏感器的最优姿态矩阵，再应用QUEST方法使实际拍摄时刻(T+Δt_i)星点理论星点位置与实际测量误差最小化的目标函数J(A_q(T+Δt_i))达到最小值而得到星敏感器的最优姿态矩阵；

(5)计算星敏感器三轴矢量及指向和滚转精度，最后根据星敏感器最优姿态矩阵得到精度测试矩阵，再根据精度测试矩阵确定实际拍摄时刻的星敏感器三轴矢量，进而得到指向精度和滚转精度。

在步骤1前构建导航星表，导航星表包含导航星在导航星表中的编号和导航星在惯性空间的方向矢量，根据直角坐标与球面坐标的关系，得到每颗恒星在天球直角坐标系下的方向矢量，建立恒星方向矢量库；再根据星敏感器的探测能力和分辨精度从星库中选出满足星敏感器成像条件的恒星组成导航星，构成导航星表，导航星表在地面一次性固化在星敏感器的存储器中。

所述步骤1中的卫星实时空间位置信息获得为：依托卫星数据处理与管理分系统的分包预处理模块和工程值解码模块完成对卫星平台遥测信息的接收、处理，获得卫星轨道瞬态信息，再结合轨道分析工具实现卫星轨道预测，确定卫星实时空间位置信息。

所述步骤1的推算得到准确的星图拍摄时间过程为：因星敏感器光轴指向与卫星本体姿态相对关系已知，根据卫星本体实时空间位置信息即可知道星敏感器探测单元的实时指向目标天区，通过选定星敏感器探测单元的成像目标天区即可反算出星敏感器的星图拍摄时间。

所述步骤2的利用基于k矢量和导航星域相结合的4主星星图识别算法综合实现了全天自主模式快速识别和跟踪模式下的主星星图识别能力，快速识别出当前在星敏感器坐标平面上方向矢量w_i的星点所对应导航星表中的导航星s_i在天球坐标系中的方向矢量v_i，具体实现如下：

(1)基于k矢量和导航星域相结合的快速自主星图识别

首先根据建立的导航星表，对全天球的导航星按照星对角距归类，建立对应导航星的k矢量和k矢量查找表，再利用星敏感器视场中的4颗星构成6组星对角距，将其中的5组星对角距所对应k矢量查找表域的星对组进行导航星表域，即导航星域的变换，再根据另外1组星对角距所对应的k矢量查找表域的值对其它5组导航星域的值进行索引比较，最后直接找到满足条件的4颗导航星，完成星图识别，获得4颗在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i的星点所对应导航星表中的导航星s_i在天球坐标系中的方向矢量v_i；

其中导航星域定义为：给定一组星对角距的范围M，在导航星表中组成M的每个导航星的出现次数称为导航星域的值，导航星域就是统计相应导航星出现的次数；

(2)跟踪模式下的4主星星图识别

利用识别出的4颗主星作为初始信息进行有初指向的局部星图识别，计算星敏感器的姿态并获取运动角速度，结合前面两步得到的先验信息，预测下一采样时刻的姿态和星点位置，进入快速预测跟踪模式识别，快速识别出下一采样时刻的4颗在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i的星点所对应导航星表中的导航星s_i在天球坐标系中的方向矢量v_i，实现更好的实时性。

所述步骤3的求解使得星点理论星点位置与实际测量误差最小化的目标函数J(A_q),获得最优姿态矩阵A_q：

其中α_i表示加权系数，满足满足

所述步骤4的拍摄时刻(T+Δt_i)星点理论星点位置与实际测量误差的目标函数J(A_q(T+Δt_i))最小化而得到星敏感器的最优姿态矩阵(A_q(T+Δt_i))：

其中：ω_i、ν_i分别表示导航星在星敏感器坐标系下的方向矢量和在地固坐标系下的方向矢量；λ_i表示加权系数，满足∑λ_i＝1。

本发明与现有技术方法相比的优点在于：

(1)本发明相较于传统的与卫星平台数据比对的方法省却了姿态矩阵变换所带来的误差，测量精确性更高，算法的实施仅需星敏感器自身获取的星图数据，无需地面测控站数据、卫星平台数据的支持，方法计算结果准确、可靠，算法简便，容易实现。

(2)本发明实现对基于单帧星图数据的星敏感器在轨精度计算结果的一致性验证，最终为建立一套完整的星敏感器在轨测量方法，给出星敏感器在轨精度等关键指标的实际性能，为国产星敏感器的性能测量和考核提供方法基础，为国产星敏感器的在轨应用提供技术支持和数据参考。

附图说明

图1为本发明的流程框图；

图2为星敏感器成像模型；

图3为星敏感器星图识别结果，其中a为识别后的静态星图(2014.3.18)，b为卫星机动状态下的星图(2013.3.5)；

图4为星敏感器发射入轨前的地面测量数据。

具体实施方式

如图1所示，为本发明的方法实施流程框图，主要步骤如下：

(1)建立导航星表。

导航星表主要包含恒星在导航星表中的编号和其在惯性空间的方向矢量。根据天文观测，恒星在天球中有各自相对固定的位置，以天球球面坐标的赤经和赤纬来表示，记作(α,δ)。根据直角坐标与球面坐标的关系，得到每颗恒星在天球直角坐标系下的方向矢量，可建立恒星方向矢量库。再根据星敏感器的探测能力和分辨精度从星库中选出满足星敏感器成像条件的恒星组成导航星，构成导航星表。以探测到5等星为例，共有1601颗导航星，可建立基于此标准的导航星表。导航星表在地面一次性固化在星敏感器的存储器中。

(2)星图获取及提取

首先是要获取卫星实时空间位置信息，通过卫星遥测下行通道接收卫星状态遥测数据，对接收到的遥测数据进行预处理、分包、解码等工作得到卫星轨道信息参数的工程值数据，获得卫星轨道瞬态信息，再结合轨道分析工具STK进行卫星轨道预测，获得卫星在轨位置与运行时间的关系，确定卫星实时空间位置信息。

然后推算得到准确的星图拍摄时间，因星敏感器光轴指向与卫星本体姿态相对关系已知，根据卫星本体实时空间位置信息即可知道星敏感器探测单元的实时指向目标天区，通过选定星敏感器探测单元的成像目标天区即可反算出星敏感器的星图拍摄时间。

再根据星图拍摄时间编制星敏感器在轨程控指令，在规定时间控制星敏感器的图像传感器获取位于导航星表中的导航星星图信息，得到满足目标区域要求的星图数据，进行星点提取。为从星图中区分背景像素、噪声像素和星点像素，识别出星点信息，需要先将当前像素灰度值与预设的阈值进行比较，如大于阈值则标记为噪声标记或星点标记，如小于阈值则标记为背景标记，然后根据相邻像素标记就可以识别该像素属于哪个星点，再对该星点对应的质心参数组值累加，如果当前像素标记为背景标记或噪声标记，则不执行相应的识别和累加操作，以此实现在去除噪声的同时提取星点质心，得到星点坐标，最后再结合星敏感器的固有参数，得到星点在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i。

(3)星图识别处理

利用基于k矢量和导航星域相结合的4主星星图识别方法综合实现全天自主模式快速识别和跟踪模式下的主星星图识别能力，识别出当前在星敏感器坐标系统的方向矢量w_i的星像点所对应导航星表中的导航星s_i，通过筛选导航星，进而获得在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i的星点在天球坐标系中的方向矢量v_i。

星敏感器有初始姿态捕获和跟踪模式两种工作模式，初始姿态捕获就是在没有任何姿态信息的条件下，通过与全天星图匹配，获取对应的导航星点，计算初始的精确姿态，该识别模式是在星敏感器刚刚进入工作状态的初始时刻或者由于故障姿态丢失，完全没有先验的姿态信息的情况下进行初始姿态的捕获，耗时长，难度大；跟踪模式就是由初始姿态信息估计期望位置，并跟踪上一次已识别到的几个星体，从而输出当前精确的姿态，该模式识别需要提供星敏感器前一时刻的姿态信息，估计星敏感器当前大致指向的天区，在这一部分天区所对应的导航星中进行匹配识别。

本发明提出综合实现全天自主模式快速识别和跟踪模式下4主星星图识别算法，首先，通过基于k矢量和导航星域相结合的快速自主星图识别方法，完成初始姿态捕获；然后，在跟踪模式下，利用全天自主模式获取初始信息进行有初指向的局部星图识别，进入快速预测跟踪模式识别，实现跟踪模式下的4主星星图识别，实现更好的实时性。其具体实现如下：

1)基于k矢量和导航星域相结合的快速自主星图识别

首先根据建立的导航星表，对全天球的导航星按照星对角距归类，建立对应导航星的k矢量和k矢量查找表，再利用星敏感器视场中的4颗星构成6组星对角距，将其中的5组星对角距所对应k矢量查找表域的星对组进行导航星表域，即导航星域的变换，再根据另外1组星对角距所对应的k矢量查找表域的值对其它5组导航星域的值进行索引比较，最后直接找到满足条件的4颗导航星，完成星图识别，获得4颗在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i的星点所对应导航星表中的导航星s_i在天球坐标系中的方向矢量v_i；其中导航星域定义为：给定一组星对角距的范围M，在导航星表中组成M的每个导航星的出现次数称为导航星域的值，导航星域就是统计相应导航星出现的次数；

自主星图识别作为星图识别的核心，不但要实现姿态的快速准确获取，而且当姿态丢失或者迷航时还能实现快速重建。因此，识别速度和识别成功率是衡量识别算法性能好坏的关键指标。k矢量是按照一定规则形成的对角距矢量，k矢量方法属于曲线拟合的一种，k矢量查找表使用的是一种通用的单调函数快速查找方法，是按余弦值排列的星对表数据。使用k矢量方法可以显著提高包括三角形法在内的众多基于对角距的星图识别算法的搜索和匹配过程的速度。星对角距是天球上任意两颗星相对于地球的球心角，具有较高的精度和旋转不变性，通过将k矢量方法应用于星对角距的查找中，可大幅度提高查找的速度。

星对角距的k矢量就是将星敏感器视场中可能存在的导航星，按照星对角距余弦值从小到大排列而建立的矢量。以i,j星为例，计算步骤为：

cosθ_ij＝ν_i·ν_j

＝ν_xi·ν_xj+ν_yi·ν_yj+ν_zi·ν_zj

S_p＝[...,cosθ_ij,...]^T

I_p＝[...,i,...]^T J_p＝[...,j,...]^T

其中cosθ_ij是i,j序号导航星之间的星对角距的余弦值，即S(k)，S_p是一个按余弦值大小排列的矢量，I_p和J_p为与之对应的导航星对。以5等星，视场角θ_max＝28°为例，共有83363对导航星组合，构成S矢量即为k矢量查找表。

假定在星敏感器上成像的两个导航星(p,q)构成星对，测量得到星对角距为θ，存在一定的测量误差δ，快速定位导航星(p,q)在置矢量查找表中位置区域的方法如下：

其中，α₁＝nD/(n-1)，α₀＝s(1)-α₁-D/2，D＝[s(n)-s(1)]/(n-1)为平均每个元素s(i)所占步长。i_b和i_t被计算得到后，将其带入k矢量，就可以直接得到k矢量查找表中的序号。

提出导航星域的概念主要是为了进行从k矢量查找表到导航星域的变换，以方便快速地进行星图识别，将星图识别速度提高了一个数量级。本发明将上述通过k矢量获得的备选星对与导航星域算法结合，将其中五组星对角距进行导航星域变换，再与一组星对角距的查找表联合比较，进行快速星图识别，其步骤如下：

假定导航星域为H,初始全为0，可建立5个导航星域：

H₁＝H₂＝H₃＝H₄＝H₅＝zeros(1,N)

其中函数zeros(1,N)为1行N列的全0数组，N为导航星总数。

分别对应导航星组合范围为：

[I₁₃,J₁₃],[I₁₄,J₁₄],[I₂₃,J₂₃],[I₂₄,J₂₄],[I₃₃,J₃₄]

其中[I_mn,J_mn]表示导航星m和n之间所有可能的组合。

再分别建立H₁～H₅对应的空矩阵P₁～P₅用来存储对应于k矢量查找表导航星组合之一进行导航星域变换时相对应的另外一颗星，空矩阵P₁～P₅称为导航星域辅助表，初始化为P₁＝P₂＝P₃＝P₄＝P₅＝zeros(6,N)。

将导航星组合作导航星域和导航星域辅助表的变换，得到相应的导航星域H₂～H₅和导航星域辅助表P₂～P₅。再经过一系列计算步骤得找到4颗导航星分别为：

找到4颗导航星1、2、3、4，即为完成了星图识别。

2)跟踪模式下的4主星星图识别

利用识别出的4颗主星作为初始信息进行有初指向的局部星图识别，计算星敏感器的姿态并获取运动角速度，结合前面两步得到的先验信息，预测下一采样时刻的姿态和星点位置，进入快速预测跟踪模式识别，快速识别出下一采样时刻的4颗在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i的星点所对应导航星表中的导航星s_i在天球坐标系中的方向矢量v_i，实现更好的实时性；

星敏感器工作时，经过全天星图识别获得初始姿态后，就进入了跟踪模式.星敏感器的大部分工作时间处于跟踪模式，跟踪过程速度的提高，对星敏感器整体性能的影响将非常明显。在通过k矢量和导航星域相结合的快速自主星图识别方法识别出4个主星后，利用该初始信息进行有初指向的局部星图识别，计算姿态并获取运动角速度，结合该先验信息，预测下一采样时刻的姿态和星点位置，进入快速预测跟踪模式识别，实现更好的实时性。

(4)基于单帧星图数据的星敏感器在轨精度计算。

根据如图2所示的星敏感器成像模型，其中的w_i为星敏感器的图像传感器获取的星点在星敏感器坐标系统中的方向矢量，v_i为获取的星点所对应导航星表中的导航星在天球坐标系中的方向矢量，X_s、Y_s、Z_s、星敏感器坐标系统中的3个坐标轴，o为坐标原点，f为星敏感器的焦距，L为星敏感器探测器的感光区域长度。

星敏感器主光轴在传感器上的位置为(x₀,y₀)，导航星s_i对应的星象点在星敏感器的探测器上的位置坐标为(x_i,y_i)，星敏感器的焦距为f,可以得到成像星点在星敏感器坐标系的方向矢量w_i的表达式为：

导航星s_i对应的天球坐标系下的方向矢量为ν_i。在理想情况下，w_i、姿态矩阵A以及ν_i满足关系：w_i＝Av_i

当观测星多于两颗时，通过QUEST及相关算法对星敏感器姿态矩阵A进行求解，使得目标函数J(A_q)达到最小值，从而获得最优姿态矩阵A_q，J(A_q)为：

其中α_i表示加权系数，满足

这样，通过计算即可获得星敏感器在惯性空间中的最优姿态矩阵A_q。

根据姿态矩阵A和识别出来的n颗导航星，反算出每颗导航星在图像传感器上的理论位置(x_it,y_it)，即通过计算A_qv_i得到(x_it,y_it):

公式中的f为星敏感器的焦距。

通过计算理论星点位置(x_it,y_it)与实际测量的星点位置(x_i,y_i)之间的误差，取其平均值，并转换为等效的角度值，以其表示星敏感器的在轨指向精度。

对上述公式进一步推演，可将在轨指向精度计算公式最终简化为：

其中△为提取星点实际位置与星点计算理论值之间的误差，f为星敏感器焦距，N为识别出的星数。

(5)基于星图的在轨视场角分析

当星敏感器的探测器确定以后，星敏感器的视场和焦距是一对相互制约的关系量，其关系为：

其中：f，θ_FOV分别为星敏感器的焦距和视场，L为探测器的感光区域长度。

根据星图识别结果，可以对卫星在轨环境下的视场角指标进行验证。验证方法主要根据星敏感器成像平面上星点的位置关系与焦距关系得到。

通过本发明提供的星图识别处理方法获取星敏感器成像平面上星点的位置关系，选取距离主点较远的星点，计算得到感光区域长度，再代入作为已知量的焦距参数，即可确定星敏感器的在轨视场。视场角计算公式：

(6)在轨指向精度计算结果的一致性验证。

将星敏感器通过三角架等固定在地球上并正对天顶，星敏感器即可随着地球的运动输出相应的姿态和图像信息。星敏感器的精度测量问题就转换为星敏感器的测量结果与地球的转动进行精确比对的问题。

通过基于逆地球运动变换的星敏感器精度测量方法，实现对基于单帧星图数据的星敏感器在轨指向精度计算结果的一致性验证。该方法主要实施步骤为：

1)选定同样的星敏感器，将其固定在地球上。根据星敏感器中的导航星在J2000.0坐标系下的赤经和赤纬(α,δ)以及在赤经和赤纬方向上的视运动参数(α',δ')确定基准时刻T时刻导航星的方向矢量v_CCSJ2000。

2)将方向矢量v_CCSJ2000绕J2000.0坐标系X轴逆时针方向转动转换为历元黄道坐标系下的方向矢量(v_ECS)，再绕历元黄道坐标的Z轴顺时针方向转动，接着绕X轴顺时针方向转动，得到导航星在基准时刻T时刻在已经消除岁差影响的天球坐标系下的方向矢量。

3)将消除了岁差影响的方向矢量继续绕X轴逆时针方向旋转ε_A，接着绕Z轴顺时针方向旋转Δφ，再接着绕X轴顺时针方向旋转ε_A+Δφ，获得T时刻消除章动影响的天球坐标系下的方向矢量(v_CCST)。

4)基于地固坐标系下的方向矢量(v_TCS)获得星敏感器的地面精度，实现对在轨测量精度的验证。

a)将导航星矢量绕天球坐标系的Z轴以角速率Ω逆时针旋转到T+Δt_i时刻地固坐标系下的方向矢量(v_TCS)。

b)根据地固坐标系下的方向矢量(v_TCS)通过QUEST方法使目标函数J(A_q(T+Δt_i))达到最小值而得到星敏感器的最优姿态矩阵(A_q(T+Δt_i))。

c)根据星敏感器最优姿态矩阵A_q(T+Δt_i)计算实际拍摄时刻(T+Δt_i)的星敏感器三轴矢量p(T+Δt_i)，进而得到指向精度和滚转精度。据此结果可对在轨测量结果进行一致性检验，实现对本发明在轨测量方法的验证。

实施例

以如图3所示的某航天器的2014年3月18日星敏感器星图为例，经过星图处理、星点提取、星图识别，提取识别到的视场内14颗星，提取星点位置与星点计算理论值之间的误差不差过0.24个像素。应用本发明方法解算得到位置误差，对其位置误差结果可以转换为角度误差，即在轨指向精度：

再应用本发明提出的基于逆地球运动变换的星敏感器精度测量方法，在星敏感器发射入轨前，以地球作为测量转台时，将星敏感器安装在支架上，直接对天顶恒星进行测量。计算星敏感器的精度参数，如图4所示。经测量统计，星敏感器的指向精度测量误差4.15″(3σ)，滚转轴精度误差为30″(3σ)，与基于单帧星图的在轨指向精度测量结果基本一致。

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 (8)

1.一种基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法，其特征在于如下步骤：

步骤1:星图获取及提取

根据卫星实时空间位置信息，推算得到准确的星图拍摄时间，然后根据星图拍摄时间编制星敏感器在轨程控指令，在规定时间控制星敏感器的图像传感器获取位于导航星表中的导航星星图信息，得到满足目标区域要求的星图数据；然后进行星点提取，为从星图中区分背景像素、噪声像素和星点像素，识别出星点信息，首先，将当前像素灰度值与预设的阈值进行比较，如果大于阈值则标记为噪声标记或星点标记，如小于阈值则标记为背景标记，然后根据相邻像素标记就可以识别该像素属于哪个星点，再对该星点对应的质心参数组值进行累加，如果当前像素标记为背景标记或噪声标记，则不执行相应的识别和累加操作，以此实现在去除噪声的同时提取星点质心，得到星点坐标，最后再结合星敏感器的固有参数，得到星点在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i；

步骤2:星图识别处理

利用基于k矢量和导航星域相结合的4主星星图识别方法综合实现了全天自主模式快速识别和跟踪模式下的主星星图识别能力，识别出当前在星敏感器坐标系统的方向矢量w_i的星像点所对应导航星表中的导航星s_i，通过筛选导航星，进而获得在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i的星点在天球坐标系中的方向矢量v_i；

步骤3:基于单帧星图数据的星敏感器在轨精度计算方法

在理想情况下w_i、星敏感器姿态矩阵A以及v_i满足如下关系为w_i＝Av_i，利用四元数估计算法对星敏感器姿态矩阵A进行求解，通过求解使得星点理论星点位置与实际测量误差最小化的目标函数J(A_q)，获得最优姿态矩阵A_q；

再根据姿态矩阵A和v_i，反算出每颗导航星在图像传感器上理论星点位置；

最后通过计算理论星点位置与实际测量的星点位置的误差，对所有识别出的星点的实际测量星点位置与理论星点位置误差取平均值，并将误差平均值转换为等效的角度值，等效的角度值即表示星敏感器的在轨指向精度。

2.根据权利要求1所述的基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法，其特征在于：在步骤3后还增步骤4，对基于单帧星图数据的星敏感器在轨精度计算结果的一致性验证，验证方法为：

(1)确定导航星在基准时刻T的J2000.0直角坐标系下的方向矢量；在地面测试阶段，将同样的星敏感器固定在地面，存储星图并使其滚转轴指向天顶，根据星敏感器获取的导航星在J2000.0坐标系下的赤经和赤纬以及相应的视运动参数确定基准时刻T导航星的方向矢量；

(2)推算导航星在基准时刻T在消除岁差和章动影响的天球坐标系下的方向矢量；根据星敏感器实际拍摄时刻(T+Δt_i)和地球的岁差、章动及自转，获得精度测试转换矩阵和将J2000.0坐标转换为历元黄道坐标系的转换矩阵；再通过坐标转换获得基准时刻T下的消除章动影响的天球坐标系下的方向矢量；Δt_i为相对于基准时刻T的实际时间；

(3)获取导航星在实际拍摄时刻(T+Δt_i)地固坐标系下的方向矢量，基准时刻T天球坐标系转到实际拍摄时刻(T+Δt_i)的地固坐标系的转换，是通过将天球坐标系绕天球坐标系的Z轴以Ω＝7.292115×10^-5rad/s逆时针旋转获得；

(4)建立星敏感器的最优姿态矩阵，再应用四元数估计算法使实际拍摄时刻(T+Δt_i)星点理论星点位置与实际测量误差最小化的目标函数J(A_q(T+Δt_i))达到最小值而得到星敏感器的最优姿态矩阵；

(5)计算星敏感器三轴矢量及指向和滚转精度，最后根据星敏感器最优姿态矩阵得到精度测试矩阵，再根据精度测试矩阵确定实际拍摄时刻的星敏感器三轴矢量，进而得到指向精度和滚转精度。

3.根据权利要求1或2所述的基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法，其特征在于：在步骤1前构建导航星表，导航星表包含导航星在导航星表中的编号和导航星在惯性空间的方向矢量，根据直角坐标与球面坐标的关系，得到每颗恒星在天球直角坐标系下的方向矢量，建立恒星方向矢量库；再根据星敏感器的探测能力和分辨精度从星库中选出满足星敏感器成像条件的恒星组成导航星，构成导航星表，导航星表在地面一次性固化在星敏感器的存储器中。

4.根据权利要求1或2所述的基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法，其特征在于：所述步骤1中的卫星实时空间位置信息获得为：依托卫星数据处理与管理分系统的分包预处理模块和工程值解码模块完成对卫星平台遥测信息的接收、处理，获得卫星轨道瞬态信息，再结合轨道分析工具实现卫星轨道预测，确定卫星实时空间位置信息。

5.根据权利要求1或2所述的基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法，其特征在于：所述步骤1的推算得到准确的星图拍摄时间过程为：因星敏感器光轴指向与卫星本体姿态相对关系已知，根据卫星本体实时空间位置信息即可知道星敏感器探测单元的实时指向目标天区，通过选定星敏感器探测单元的成像目标天区即可反算出星敏感器的星图拍摄时间。

6.根据权利要求1或2所述的基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法，其特征在于：所述步骤2的利用基于k矢量和导航星域相结合的4主星星图识别算法综合实现了全天自主模式快速识别和跟踪模式下的主星星图识别能力，快速识别出当前在星敏感器坐标平面上方向矢量w_i的星点所对应导航星表中的导航星s_i在天球坐标系中的方向矢量v_i，具体实现如下：

(1)基于k矢量和导航星域相结合的快速自主星图识别

首先根据建立的导航星表，对全天球的导航星按照星对角距归类，建立对应导航星的k矢量和k矢量查找表，再利用星敏感器视场中的4颗星构成6组星对角距，将其中的5组星对角距所对应k矢量查找表域的星对组进行导航星表域，即导航星域的变换，再根据另外1组星对角距所对应的k矢量查找表域的值对其它5组导航星域的值进行索引比较，最后直接找到满足条件的4颗导航星，完成星图识别，获得4颗在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i的星点所对应导航星表中的导航星s_i在天球坐标系中的方向矢量v_i；

其中导航星域定义为：给定一组星对角距的范围M，在导航星表中组成M的每个导航星的出现次数称为导航星域的值，导航星域就是统计相应导航星出现的次数；

(2)跟踪模式下的4主星星图识别

利用识别出的4颗主星作为初始信息进行有初指向的局部星图识别，计算星敏感器的姿态并获取运动角速度，结合前面两步得到的先验信息，预测下一采样时刻的姿态和星点位置，进入快速预测跟踪模式识别，快速识别出下一采样时刻的4颗在星敏感器坐标系统中的方向矢量w_i的星点所对应导航星表中的导航星s_i在天球坐标系中的方向矢量v_i，实现更好的实时性。

7.根据权利要求1或2所述的基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法，其特征在于：所述步骤3的求解使得星点理论星点位置与实际测量误差最小化的目标函数J(A_q),获得最优姿态矩阵A_q：

其中α_i表示加权系数，满足

8.根据权利要求2所述的基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法，其特征在于：所述步骤4的拍摄时刻(T+Δt_i)星点理论星点位置与实际测量误差的目标函数J(A_q(T+Δt_i))最小化而得到星敏感器的最优姿态矩阵A_q(T+Δt_i)：

其中：w_i为星点在星敏感器坐标系统中的方向矢量，v_i为星点在天球坐标系中的方向矢量；λ_i表示加权系数，满足∑λ_i＝1。