CN108871316A - 一种机载星敏感器机内自检测装置 - Google Patents

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Abstract

本发明属于星敏感器检测技术领域，特别涉及一种机载星敏感器机内自检测装置。所述的装置包括人工点光源、星敏感器和处理模块，处理模块控制人工点光源开启，处理模块判断星敏感器是否对人工点光源敏感，进而判断星敏感器硬件是否正常。通过简易可行的方法，达到了隔离星敏感器测星故障是环境因素还是硬件故障的目的，完善了星敏感器的机内自检测，为导航控制模块进行故障处理决策提供了依据。

Description

一种机载星敏感器机内自检测装置
技术领域
本发明属于星敏感器检测技术领域，特别涉及一种机载星敏感器机内自检测装置。
背景技术
飞行器为了完成一定的任务，必须要知道姿态信息和位置信息。对于用于军事目的的飞行器,不但要求估计它的姿态信息和位置信息，而且要求非常高的姿态精度和位置精度。
基于星敏感器的天文导航系统是利用自然星体与时间有关的位置信息，借助被动光电探测设备(星敏感器)，通过解算确定载体航向、姿态和位置(水平方向二维位置，也就是经纬度)的导航设备。目前广泛应用于航海、航空、航天及洲际弹道导弹制导领域。在航天领域主要用于确定飞行器的姿态；在其它领域除了用于确定载体姿态外，还用于确定载体的位置。在已知的所有导航设备中，天文导航系统的定姿精度是最高的，定位精度仅次于卫星导航，而远远高于惯性导航，尤其是在远程导航情况下。
随着多传感器信息融合技术的发展，惯性/天文组合导航技术在航空领域应用逐渐成熟。面向长航时长航程的飞机，融合了惯性导航和天文导航的组合导航技术成为技术发展的方向。两种导航手段的融合能够弥补各自的缺点，充分发挥各自的优点，从而获得更好的导航效果。为了获得更好的导航效果和飞机适装性，惯性/天文组合导航设备也逐渐从分体式结构的松耦合方式向一体化结构的紧耦合方式发展，星敏感器在高精度导航设备中与惯性测量单元一样，以子传感器的方式存在。
星敏感器作为一种基于光学探测、光电转换的传感器，虽然已经能够在白天实现测星，其功能的发挥依然高度依赖天气等环境条件。相比长时间在轨运行的航天器，大多数飞机的飞行高度都是变化的，且飞行的高度远低于航天器的轨道高度，因此星敏感器的航空应用更容易受环境条件的影响，不可能始终发挥作用。
鉴于以上原因，星敏感器机载应用时(比如作为惯性/天文组合导航设备的子传感器时)，导航控制模块往往会根据星敏感器是否可用来设计相应的功能降级。当测星效果不好时，导航控制模块需要判断是环境因素影响(比如云层之下等情况)还是星敏感器自身的硬件故障，以决策是暂时降级等待测星恢复，还是永久性关断星敏感器防止故障蔓延。
发明内容
本发明解决的技术问题为：提供一种星敏感器在机载环境下进行机内自检测的检测装置。
本发明的技术方案
一种机载星敏感器机内自检测装置，其特征为：所述的装置包括人工点光源、星敏感器和处理模块，处理模块控制人工点光源开启，处理模块判断星敏感器是否对人工点光源敏感，进而判断星敏感器硬件是否正常。
优选地，当星敏感器对人工点光源不敏感时，处理模块控制人工点光源增加光量。
优选地，所述装置的处理模块集成在星敏感器的电子系统上。
优选地，根据星敏感器敏感光的波段选择人工点光源。
优选地，处理模块控制检测装置，在星敏感器完成上电初始化后，或在飞行过程中出现测星不良时自动启动检测装置。
本发明的有益效果：通过简易可行的方法，达到了隔离星敏感器测星故障是环境因素还是硬件故障的目的，完善了星敏感器的机内自检测，为导航控制模块进行故障处理决策提供了依据。
附图说明
图1为实施例一的实现示意。
图2为实施例二的实现示意。
具体实施方式
在确定人工点光源的安装位置时，要根据星敏感器自身结构特点或惯性/天文组合导航设备的结构特点来选择，确保其发光能够被星敏感器的光学系统感应到。
由于星敏感器能够敏感恒星发出的平行光，而不能敏感类似自然光源的杂散光，因此人工光源要选择能够模拟恒星发光特点的点光源。要根据不同星敏感器的敏感光波段来选择人工点光源。
处理模块设计时，也要结合组合导航系统的特点，一般有两种选择：与星敏感器的电子系统集成在一起，或与导航控制模块集成在一起。导航控制模块作用为辅助检测并对检测结果进行决策。
实施例一
图1中，检测装置的星敏感器包括星敏感器光学系统1、星敏感器电子系统2、人工点光源4，入射光反射摆镜3是星敏感器光学系统1的组成部分。
该星敏感器属于小视场星敏感器，正常工作时需要导航控制模块对入射光反射摆镜3进行控制调整其位置，从而调整入射光角度，使得恒星落在视场内，并在机载环境下进行高精度的伺服跟踪控制才能实现测量。
选择人工点光源4时，根据该星敏感器敏感光的波段范围，选择人工点光源4为能够发出900nm至1700nm波段范围近红外光的LED。
安装人工点光源4时，选择将人工点光源4安装于入射光反射摆镜3的背后星敏感器光学系统1的内壁上。
设计处理模块时，选择将处理模块集成在星敏感器电子系统2中。
进行检测时，导航控制模块先控制入射光反射摆镜3使其处于相对星敏感器轴系的水平位置，确保人工点光源4至星敏感器电子系统2的光路畅通。然后，由星敏感器电子系统2控制人工点光源4的启动并调整人工点光源4到合适亮度，由星敏感器电子系统2对人工点光源4进行敏感测量，并将敏感结果发送至导航控制模块，供其进行决策。
实施例二
图2中，检测装置的星敏感器包括星敏感器光学系统1、星敏感器电子系统2、人工点光源4，星敏感器是导航设备3的一部分。
该星敏感器正常工作时需要导航控制模块对其整体进行伺服控制，使得恒星落在视场内，并在机载环境下进行高精度的伺服跟踪控制才能实现测量。
选择人工点光源4时，要根据该星敏感器敏感光的波段范围。
安装人工点光源4时，由于星敏感器的设计没有摆镜，而是整体受导航控制模块的伺服控制进行旋转，星敏感器本身的结构不能为人工点光源4提供合适的安装位置，故选择将人工点光源4安装于导航设备3的机箱内壁上，靠近光窗的位置。
设计处理模块时，选择将处理模块集成在导航控制模块中。
进行检测时，导航控制模块先控制星敏感器，使其进光口旋转对准人工点光源4，确保光路畅通。然后，由导航控制模块来控制人工点光源4的启动并调整人工点光源4到合适亮度，由星敏感器电子系统2对人工点光源4进行敏感测量，并将敏感结果发送至导航控制模块，供其进行决策。

Claims (5)

1.一种机载星敏感器机内自检测装置，其特征为：所述的装置包括人工光源、星敏感器和处理模块，处理模块控制人工光源开启，处理模块判断星敏感器是否对人工光源敏感，进而星敏感器硬件是否正常。
2.根据权利要求1所述的一种机载星敏感器机内自检测装置，其特征为：当星敏感器对人工光源不敏感时，处理模块控制人工光源增加光量。
3.根据权利要求1所述的一种机载星敏感器机内自检测装置，其特征为：所述装置的处理模块集成在星敏感器的电子系统上。
4.根据权利要求1所述的一种机载星敏感器机内自检测装置，其特征为：根据星敏感器敏感光的种类选择人工光源的种类。
5.根据权利要求1所述的一种机载星敏感器机内自检测装置，其特征为：处理模块控制检测装置在星敏感器完成上电初始化后或在飞行过程中出现测星不良时自动启动检测装置。
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