CN113654551A - 一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法及其系统，该系统包括：星传感器：用于输出能够确定相机姿态的星场图像；惯性传感模块：用于采集能够解析所述相机姿态的陀螺仪姿态；控制模块：基于姿态分析模块的控制命令调节所述星传感器和/或惯性传感模块；所述星传感器中的多维度传感模块输出的星场图像数据和所述惯性传感模块输出的角速率数据按照以预定的模式同步集成且彼此隔离的方式输送至所述姿态分析模块，以确定航天器的惯性姿态信息。

Description

一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法及系统

技术领域

本发明涉及航天器姿态调整系统和方法技术领域，尤其涉及一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法及其系统。

背景技术

近些年随着卫星系统与航天任务的日益复杂，卫星姿态确定系统对于准确性和鲁棒性的需求部段增加。在确定系统中，主要采用的传感器包括陀螺仪、太阳敏感器、星敏感器以及磁强计等。由于星敏感器可以提供角秒级的姿态测量精度而成为最受欢迎的传感器之一。为了获取卫星姿态信息，星敏感器测量指向恒星的单位视线矢量，并且从恒星表中获得相应的参考矢量。从物理原理上，星敏感器测得的绕线矢量转动角度的精度差于其他角度的精度，甚至当卫星进行机动过程时，姿态确定精度可能变得更差或失效。

例如，中国专利CN 103148853 B公开了一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法，其特征在于，包括以下步骤：通过多个星敏感器和陀螺仪采集多个航空航天器姿态信息，其中，所述每个星敏感器和陀螺仪组合成一个采集单位采集对应的航空航天器姿态信息；从所述多个航空航天器姿态信息中选择有效的航空航天器姿态信息，并通过卡尔曼滤波器对所述有效的航空航天器姿态信息进行局部状态估计以获得多个局部最优状态估计；分别计算每个局部最优状态估计的融合权值；分别将每个融合权值和对应的局部最优状态估计进行加权融合以得到全局最优估计；以及根据所述全局最优估计确定航空航天器的姿态。

生成恒星相机姿态涉及从观测数据确定恒星位置，并将恒星位置与恒星目录进行比较。传统技术中，如果没有航空航天器姿态的先验知识可用，则该过程在计算上会更加密集(所谓的“空间损失”问题)。在这种情况下，必须将生成的恒星位置与整个恒星目录进行比较。这是常规系统每次获得星场图像时都会遇到的问题。

此外，一方面由于对本领域技术人员的理解存在差异；另一方面由于发明人做出本发明时研究了大量文献和专利，但篇幅所限并未详细罗列所有的细节与内容，然而这绝非本发明不具备这些现有技术的特征，相反本发明已经具备现有技术的所有特征，而且申请人保留在背景技术中增加相关现有技术之权利。

发明内容

针对现有技术之不足，本发明提供一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，包括：星传感器：用于输出能够确定相机姿态的星场图像；惯性传感模块：用于采集能够解析所述相机姿态的陀螺仪姿态；控制模块：基于姿态分析模块的控制命令调节所述星传感器和/或惯性传感模块；所述星传感器中的多维度传感模块输出的星场图像数据和所述惯性传感模块输出的角速率数据按照以预定的模式同步集成且彼此隔离的方式输送至所述姿态分析模块，以确定航天器的惯性姿态信息。

优选地，所述姿态分析模块包括至少一个图像处理器和图形数据存储器；其中，图像处理器包括图像读取器和星信息处理器；所述图像读取器用于读取所存储的星场图像；所述星信息处理器用于从读取的星场图像生成恒星位置；其中，图像处理器还包括恒星目录和位置比较处理器，所述位置比较处理器用于将所生成的恒星位置与恒星目录进行比较，所述星传感模块内的姿势分析处理器400f响应于位置比较处理器输出的位置信息，生成相机姿态信息。

优选地，所述姿态分析模块包括至少一个陀螺仪数据处理器和陀螺仪数据存储器；其中，陀螺仪数据处理器包括陀螺仪速率处理器，能够用于读取所存储的陀螺仪角速率数据；其中，陀螺仪速率处理器包括：陀螺仪补偿器，用于处理陀螺仪角速率数据并生成补偿的陀螺仪速率；以及其中，陀螺仪速率处理器包括：陀螺仪集成器，用于对补偿后的陀螺仪速率进行集成并生成陀螺仪姿态。

优选地，所述姿态分析模块还包括用于将相机姿态信息提供给姿势分析处理器的第二自行初始化处理器；其中，航空航天器内的姿态分析模块还包括姿势选通器，用于在集成姿势分析处理器加电时防止姿势分析处理器400f接收陀螺仪姿态信息；其中，优选的，在姿势选通器打开的情况下，陀螺仪数据处理器将数据传输至姿势分析处理器；在姿势选通器关闭的情况下，陀螺仪数据处理器的数据不能传输至姿势分析处理器。

优选地，所述星敏感器的星传感器至少包括物镜组合模块和多维度传感模块，能够从五个维度调节角度和/或位移的多维度传感模块设置在物镜组合模块的非焦点平面并且与所述物镜组合模块的焦点相距具有一定距离，所述多维度传感模块以基于五个维度调节角度和/或位移的方式进行接收角度的调节并接收所述物镜组合模块输出的星光，基于至少一个所述星光生成星场图像。

现有技术中，探测器直接设置在物镜组合模块的焦平面，残留辐射可能会通过直接设置在星物镜组合模块的焦平面中的探测装置扩散而照亮。本发明与现有技术相反，将光阑模块设置在所述物镜组合模块和所述多维度传感模块之间，其中，所述光阑模块中的至少一个光阑设置在所述物镜组合模块的焦平面上，所述多维度传感模块通过光阑模块接收所述物镜组合模块输出的星光。光阑模块包括同光轴排列的目场光阑和光瞳光阑，所述光瞳光阑设置于所述物镜组合模块的焦平面上，所述物镜组合模块输出的星光依次通过所述光瞳光阑和所述目场光阑传输至所述多维度传感模块。通过光阑模块的设置，使得多维度传感模块不是直接设置在物镜组合模块的焦平面上，而是与物镜组合模块的焦点相距一定距离，并且目场光阑位于星物镜组合模块的焦平面上。能够衰减由星物镜组合模块中的主物镜的镜壁所散射的残留辐射，不含有杂光辐射的星场图像，更有利于准确的确定相机姿态。根据一个优选实施方式，所述多维度传感模块以通过中继光学模块衰减残余辐射的方式来接收所述光阑模块输出的星光。

为了避免多维度传感模块受力学振动或温度变化引起位置变化导致的质心位置漂移不同，影响相机成像的精度。本发明将多维度传感模块设置为能够在五个调节维度的平移或转动。多维度传感模块包括星图相机和安装所述星图相机的调节架，所述调节架在四个维度移动和/或转动从而使得所述星图相机在四个维度调节星光接收角度以重新定位光轴，所述星图相机内的用于成像的光电感应模块基于光轴方向的维度平移，从而所述光电感应模块与所述星图相机内的接收星光的透镜之间的焦平面重新定位并进行聚焦调节。通过多维度传感模块中的星图相机能够在五个维度移动调节，能有利于调整接收图像的焦点，使得光电传感阵列形成的相机与透镜能够实现自动对焦，具有聚焦能力。在输入的星光为完全准直的情况下，可以通过调节聚焦来实现光学图像的重新聚焦。多维度传感模块的多维度调节，能够有利于将需要的目标星光通过调节聚焦点来输入星图相机中，从而获得更准确的相机姿态，以结合角速率确定精准的航天器的姿态。

多维度传感模块中的星图相机为光电传感器阵列，与传统的成像装置CCD相比，可以大大减少星传感器的尺寸和重量，降低功率，有利于进一步减轻星敏感器的体积和重量。

同样地，为了避免探测器在像平面受力学振动或温度变化引起位置变化导致的质心位置漂移不同，影响相机成像的精度。本发明的物镜组合模块包括沿星光入射方向同光轴依次排列的第一物镜、第二物镜、第三物镜、第四物镜、第五物镜、第六物镜和第七物镜，所述第一物镜、所述第二物镜以及所述第三物镜的组合为正光焦度，并满足关系：1.75φ≤φ₁₂₃≤2.65φ，第四物镜、第五物镜以及第六物镜的组合为负光焦度，并满足关系：3.55φ≤|φ₄₅₆|≤4.25φ；第七物镜的光焦度满足以下关系：1.55φ≤φ₇≤2.25φ，其中φ₁₂₃为第一物镜、第二物镜和第三物镜的组合光焦度，φ₄₅₆为第四物镜、第五物镜和第六物镜的组合光焦度，φ₇为第七物镜的光焦度，φ为光学系统整体光焦度。通过对物镜组合模块的具体结构进行改进，提高探测光谱宽度至550nm，扩大了入瞳直径φ12.85mm，在光路径长度等同的条件下，物镜组合模块的体积减小43.8％，并且进一步降低星敏感器整机的重量和尺寸。而且，视场的恒星点目标光信号经过七个透镜的透射，以像方远心的方式成像到像平面，主光线与光轴的夹角不超过0.5°，避免了多维度传感模块在像平面受力学振动或温度变化引起的位置变化导致的质心位置漂移，保证了高成像精度。

现有技术中，相机姿态和陀螺仪姿态分别用单独的处理系统来进行确定，设备多，质量大，不利于星敏感器的小型化。本发明将所述多维度传感模块输出的星场图像数据和所述惯性传感模块输出的角速率数据按照以预定的模式同步集成且彼此隔离的方式输送至姿态分析模块，以确定航天器的惯性姿态信息。本发明的超小型化的星敏感器的设计方法，通过利用星传感器输出的星场图像确定相机姿态，利用陀螺仪姿态解析相机姿态来确定航天器姿态，在没有增加新的设备的基础上，本发明的星敏感器的体积、质量无疑极大的缩小，对惯性姿态信息的判断准确度提高，从而形成超小型的星敏感器，应用在小型的航天器例如卫星上。

本发明还涉及一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括：能够从五个维度调节角度和/或位移的多维度传感模块以设置在物镜组合模块的非焦点平面的方式接收所述物镜组合模块输出的星光，并且基于至少一个所述星光生成星场图像，基于惯性传感模块中的至少一个陀螺仪探测的角速率确定陀螺仪姿态，根据所述陀螺仪姿态解析所述相机姿态，从而确定航天器的惯性姿态信息。将所述多维度传感模块输出的星场图像数据和所述惯性传感模块输出的角速率数据以预定的模式同步集成为数据流并传输至姿态分析模块，并且所述数据流中的相机姿态数据与陀螺仪姿态数据以彼此隔离的方式存在。本发明没有增加新的高成本的关系处理设备，并且将相机姿态和陀螺仪姿态整合为一个数据流进行计算处理，减少了部分技术处理设备，使得星敏感器的整体的制造成本较低。

附图说明

图1是本发明的系统的模块示意图；

图2是星敏感器的整体结构示意图；

图3是星敏感器的光学单元示意图；

图4是光学单元中多维度调节结构的径向结构示意图；

图5是光学单元中多维度调节结构的轴向结构示意图；

图6是光学单元中物镜组合模块的结构示意图；和

图7是星敏感器的逻辑结构示意图。

附图标记列表

40：壳体；100：星传感器；200：惯性传感模块；300：控制模块；400：姿态分析模块；100a：多维度传感模块；100b：目场光阑；100b：第一光接收面；100b-2：第一光发射面；100c：光瞳光阑；100c-1：第二光接收面；100c-2：第二光发射面；100d：光阑模块；100d-1：中继光学模块；100d-2：光电感应模块；100d-3：透镜；100d-4：调节架；100d-5：竖向平面；100d-6：星图相机；100e：第三调节维度；100f：第五调节维度；100g：物镜组合模块；100g-1：第一物镜；100g-2：第二物镜；100g-3：第三物镜；100g-4：第四物镜；100g-5：第五物镜；100g-6：第六物镜；100g-7：第七物镜；100g-8：像平面；100g-9：孔径光阑；100h：星信息数据转换器；200a：陀螺仪传感器组；200a-1：第一轴传感器；200a-2：第二轴传感器；200a-3：第三轴传感器；200b：陀螺仪数据转换器；400a：图像处理器；400b：图形数据存储器；400c：陀螺仪数据处理器；400d：陀螺仪数据存储器；400e：姿势数据校正器；400f：姿势分析处理器；400f-1：姿势选通器；400f-2：第一自行初始化处理器；400f-3：第二自行初始化处理器；400g：评估模块；400h：命令控制数据接口；400h-1：指令处理器；482：计数器；400h-3：串行端口。

具体实施方式

下面结合附图图1至图7进行详细说明。

本发明中，

星场：任意大小的观测视野中的一组可见恒星。例如开普勒望远镜的观测范围。星场图像是指由视野内探测的星光形成并记录的图像。

惯性姿态信息：是指航天器在惯性作用下的飞行姿态信息。。例如利用惯性测量单元(陀螺仪)的输出信息，可以为航天器提供一个比较准确的姿态信息。

非焦点平面：与光轴垂直且不含有焦点的平面。当一束平行于主光轴的光线通过凸透镜后相交于一点，这个点称“焦点”。通过焦点并垂直光轴的平面，称为“焦平面”。

聚焦调节：通过调节透镜与成像面的距离使得光线汇于一点。

光焦度(focal power)也称屈光度，等于像方光束会聚度与物方光束会聚度之差，它表征光学系统偏折光线的能力。1个光焦度就是平行光线经过透镜折射后在1米处成焦点，焦距以m(米)为单位。m^-1则为光焦度值。显然,光焦度与焦距成反比。在两个透镜中，负光焦度具有两个凹面，正光焦度具有两个凸面。

实施例1

如图1所示，本发明提供一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统。其可以是初始化的星敏感器，也可以是低成本基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法。本发明还提供一种具有超小型星敏感器的航天器，例如一种具有超小型星敏感器的微型航空航天器。本发明还提供一种用于超小型星敏感器的多维度调节的星象采集装置，或者光学系统。

一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，至少包括星传感器100、惯性传感模块200和控制模块300，如图1所示。星传感器100、惯性传感模块200和控制模块300分别电信号连接，从而星传感器100输出的星信息和惯性传感模块200输出的陀螺仪信息同步集成为数据流并发送至控制模块300。

优选的，星传感器100、惯性传感模块200和控制模块300分别与航空航天器内的飞行计算机电信号连接。航空航天器中的姿态分析模块响应于数据流，基于星信息和陀螺仪信息进行解析并确定航空航天器的姿态。优选的，控制模块300响应于姿态分析模块400的控制指令，对星传感器中的装置进行调节，从而提高星传感器100的恒星成像的清晰度。控制模块300响应于姿态分析模块400的控制指令，对惯性传感模块中的各个方向的陀螺仪进行控制和调节。

如图1所示，星传感器100设置在星敏感器的星光接收端，用于采集宇宙中的星光。星信息为经过辐射过滤和校正后的清晰的宇宙星像。星传感器100包括用于星光输入的物镜组合模块100g、能够多维度调节来接收星信息的星图相机100d-6和星信息数据转换器100h。物镜组合模块100g将接收到的星光传输至星图相机100d-6的光接收端。星图相机100d-6对星光进行成像，生成恒星的星场图像，从而与恒星目录进行对比，以确定航空航天器的相机姿态。星传感器100包括星信息数据转换器，用于将星形图像转换为代表星形位置和强度的数字。

惯性传感模块200设置在星传感器100的探测端，用于采集航空航天器的陀螺仪信息。陀螺仪信息包括陀螺仪参考信息、角速度和温度信息。陀螺仪为微机电陀螺仪。优选的，惯性传感模块200包括用于将陀螺仪角速率数据转换为代表陀螺仪角速率的数字的陀螺仪数据转换器200b。

优选的，如图7所示，惯性传感模块200中的陀螺仪传感器组200a为三轴陀螺仪传感器组，用于采集在X、Y和Z方向上的惯性。三轴陀螺仪传感器组至少包括用于采集沿第一轴角速率的第一轴传感器200a-1，用于采集沿第二轴角速率的第二轴传感器200a-2，用于采集沿第三轴角速率的第三轴传感器200a-3。优选的，陀螺仪传感器组200a还包括用于输出信号的专用集成电路ASIC。例如，与第一轴传感器连接的第一专用集成电路输出第一信号，与第二轴传感器连接的第二专用集成电路输出第二信号，与第三轴传感器连接的第三专用集成电路输出第三信号。

优选的，第一专用集成电路、第二专用集成电路和第三专用集成电路与陀螺仪数据转换器200b和/或控制模块300连接。第一信号、第二信号和第三信号输送至陀螺仪数据转换器200b和/或控制模块300。

优选的，控制模块300包括命令电路。命令电路按照预定模式选择性的同步惯性传感模块200和星传感器100的输出信息，使得两种输出信息在集成过程中彼此区分。优选的，命令电路为可编程逻辑器件，可编程逻辑器件用于以预定模式实现对惯性传感模块和星传感器的输出信息的选择性同步集成。本发明将惯性传感模块的输出信息与星传感器100的输出信息同步集成在数据流中。数据流可以是数码形式，也可以是其他能够适用的数据格式，例如模拟数据和光学数据。优选的，本发明的数据传输为四元数坐标。控制模块300可以包括现场可编程门阵列，命令电路和隔离电路。隔离电路将命令流B与数据C的流隔离开。然后，命令流B输入到命令电路202，而数据C的流从命令控制电路输出。数据流C分别包括星传感器和管星传感器的输出A和G。命令电路以预定模式将输出A和G有选择地并且同步地集成在数据流C中，以便在它们的积分期间将这些输出彼此隔离。可编程逻辑器件以预定模式实现输出A和G的选择性同步积分。预定模式由来自命令控制数据接口400g的信息设置，并且该信息包含在命令流B中。

例如，星传感器输出的数据流A包含与位M0-M3的陀螺仪系统输出G交错的位C0-C11。位C0-C11可能不代表任何相机数据，也可能不代表相机数据的开始，也不代表像素强度的数字表示。M0-M3位可能不代表任何陀螺仪数据，陀螺仪数据的开头或陀螺仪数据本身。可编程逻辑设备设置预定模式，并且基于该预定模式，数据流打包器将星传感器A的输出和管星传感器G的输出交织到数据流C中。

命令流B通常包括命令，同步和时钟数据。包含在命令流B中的同步数据S可以通过隔离电路进行并到达可编程逻辑设备。命令流B中的同步数据S指示可编程逻辑设备以预定模式在数据流C中对星传感器输出和惯性传感模块输出进行选择性同步集成。基于同步数据S，可编程逻辑设备指导陀螺仪控制装置将命令作为信号E的一部分输出到惯性传感模块，或者将陀螺仪数据转换器包括在系统中的情况下。该命令控制惯性传感模块或陀螺仪数据转换器何时可以接受陀螺仪输出G，以便可以在串行数字数据流C中插入摄像机数据位和陀螺仪数据位。

优选的，命令电路还可以包括至少一个用于设置星传感器的图像采集速率、功率的采集装置寄存器，和响应于采集装置寄存器设置用于控制采集装置的第一控制设备。优选的，命令电路还可以包括至少一个用于设置陀螺仪功率和陀螺仪参考信息的陀螺仪寄存器，和响应于陀螺仪寄存器设置用于控制惯性传感模块的第二控制设备。优选的，命令电路还可以包括数据流打包器，将星传感器和惯性传感模块的输出信息交织到数字数据流中。优选的，第二控制设备能够控制惯性传感模块采集陀螺仪数据的采集时间。

优选的，如图7所示，航空航天器内的姿态分析模块400包括至少一个图像处理器400a和图形数据存储器400b。其中，图像处理器400a包括图像读取器和星信息处理器。图像读取器用于读取所存储的星场图像。星信息处理器用于从读取的星场图像生成恒星位置。优选的，图像处理器还包括恒星目录和位置比较处理器。位置比较处理器用于将所生成的恒星位置与恒星目录进行比较。星传感器内的姿势分析处理器400f响应于位置比较处理器输出的位置信息，生成相机姿态信息。优选的，姿态分析模块400还包括用于将航空航天器的姿态转换为初始星位置的第一自行初始化处理器400f-2。其中，姿态分析模块400接收控制模块300发送的同步集成的串行数字形式的数据后，图像处理器400a将处理后的图像信息以并行的方式输出星场图像。图形数据存储器400b以并行数字的形式存储星场图像。

优选的，如图7所示，航空航天器内的姿态分析模块400包括至少一个陀螺仪数据处理器400c和陀螺仪数据存储器400d。优选的，陀螺仪数据处理器400c包括陀螺仪速率处理器，该陀螺仪速率处理器包括用于读取所存储的陀螺仪角速率数据的陀螺仪数据读取器。陀螺仪速率处理器还可以包括：陀螺仪补偿器，用于处理陀螺仪角速率数据并生成补偿的陀螺仪速率；以及陀螺仪集成器，用于对补偿后的陀螺仪速率进行集成并生成陀螺仪姿态。优选的，姿态分析模块400还包括用于将相机姿态信息提供给姿势分析处理器400f的第二自行初始化处理器400f-3。优选的，航空航天器内的姿态分析模块400还包括姿势选通器400f-1，用于在集成姿势分析处理器400f加电时防止姿势分析处理器400f接收陀螺仪姿态信息。优选的，在姿势选通器400f-1打开的情况下，陀螺仪数据处理器400c将数据传输至姿势分析处理器400f。在姿势选通器400f-1关闭的情况下，陀螺仪数据处理器400c的数据不能传输至姿势分析处理器400f。例如，当姿态分析模块400加电时，N＝1，姿势选通器400f-1打开。N为本发明的传感器处理数据的次数。

优选的，如图7所示，航空航天器内的姿态分析模块400还包括姿势分析处理器400f和姿势数据校正器400e。姿势分析处理器400f在四元数坐标中提供航空航天器的姿态。姿势数据校正器400e用来估计航空器飞行器姿态误差，以校正陀螺仪误差，包括漂移，比例因子和偏置误差。优选的，姿势分析处理器400f和姿势数据校正器400e均可以是卡尔曼滤波器，特别是方根27卡尔曼滤波器和/或状态卡尔曼滤波器。

优选的，如图7所示，航空航天器内的姿态分析模块400还包括命令控制数据接口400h。命令控制数据接口400h与控制模块300、星传感器100、惯性传感模块200、姿势分析处理器400f分别连接。命令控制数据接口400h包括串行端口400h-3、计数器482和指令处理器400h-1。串行端口400h-3用于重新格式化表示航空航天器的姿态的信号和表示航空航天器的姿态误差信号。计数器482用于对航空航天器的姿态已经传输的次数进行计数。指令处理器400h-1用于基于命令类型来分配命令。

优选的，如图7所示，航空航天器内的姿态分析模块400还包括评估模块400g。评估模块400g与图像处理器400a和指令处理器400h-1分别连接。其中，图像处理器400a将图像处理信息传输至评估模块400g。指令处理器400h-1将分配的命令传输至评估模块400g。在评估模块400g启动的情况下，姿势分析处理器400f生成航空航天器绝对姿态。航空航天器绝对姿态由星传感器以高频获取的星场图像确定。

姿态分析模块400内的连接关系为：控制模块300分别与图像处理器400a、图形数据存储器400b、陀螺仪数据处理器400c和陀螺仪数据存储器400d通过信号线连接。图像处理器400a与姿势数据校正器400e通过信号线连接。陀螺仪数据处理器400c通过姿势选通器400f-1与姿势分析处理器400f信号连接。第一自行初始化处理器400f-2两端分别与姿势选通器400f-1和姿势分析处理器400f信号连接。第二自行初始化处理器400f-3的信号输入端分别与姿势数据校正器400e的信号输入端、姿势分析处理器400f的信号输出端连接。第二自行初始化处理器400f-3的信号输出端、陀螺仪数据处理器400c的信号输出端与命令控制数据接口400h的输入端通过信号线连接。命令控制数据接口400h的输出端与图形数据存储器400b的输入端和控制模块300的信号输入端分别连接。姿势数据校正器400e的信号输出端分别与姿势分析处理器400f的信号输入端和命令控制数据接口400h的输入端通过信号线连接。评估模块400g的信号输入端与图像处理器400a的信号输出端和指令处理器400h-1的信号输出端通过信号线分别连接。

评估模块400g包括启用器，用于启用评估模块400g并生成自评分连续频率命令以输出到命令控制数据接口400h。启用器与图像处理器400a和指令处理器400h-1分别连接。图像处理器400a与第一比较器的数据入口连接。第一比较器的数据出口与第二比较器的数据入口连接。第二比较器的数据出口与误差处理器的数据入口连接。误差处理器的数据出口与命令控制数据接口400h。

当命令控制数据接口400h接收到自得分连续频率命令时，命令控制数据接口400h将连续频率命令转发到控制器单元300，以将星场图像获取的星形摄像机速率提高到连续频率。本发明的特定相机，连续频率是最快的星场图像采集速率。连续频率星相机姿态表示在连续星相机星场图像采集的有限时间段内确定的航空航天器的绝对姿态。连续频率星相机姿态由图像处理器以与相机姿态确定的方式相同。图像处理器将连续频率星相机姿态转发给第一比较器。

连续频率星相机姿态与相机姿态的区别在于，连续频率星相机姿态由有限时间内的恒星相机的连续视野图像获取确定；相机姿态每五分钟确定一次。第一比较器将随时间变化的连续频率星照相机姿态与随时间变化的航空航天器姿态进行比较，并提供自得分误差输出。第二比较器将自得分误差输出与期望误差阈值进行比较，并且可以提供阈值偏离输出。所需的错误阈值为预设阈值。为了提高准确性，错误阈值设置为较小的值。如果自得分误差输出大于期望的误差阈值，则误差处理器将自得分低频命令输出至命令控制数据接口400h，以将采集星场图像的星图相机速率增加至更大的频率。例如，少于每五分钟一次。

生成恒星相机姿态涉及从观测数据确定恒星位置，并将恒星位置与恒星目录进行比较。传统技术中，如果没有航空航天器姿态的先验知识可用，则该过程在计算上会更加密集(所谓的“空间损失”问题)。在这种情况下，必须将生成的恒星位置与整个恒星目录进行比较。这是常规系统每次获得星场图像时都会遇到的问题。为了避免该问题，本发明在初始加电之后使用先前确定的航空航天器姿态数据。因为已经确定了航空航天器姿态(至少一次)。因此，为了减轻加电后的“空间损失”问题，即，进行自我初始化。星信息处理器从第二自行初始化处理器400f-3接收航空航天器姿态。在这种情况下，即，当N＞1时，星信息处理器将航空航天器姿态转换为初始恒星位置，从而通过缩小恒星目录中必须由星信息处理器搜索以找到匹配的区域来简化恒星识别过程。

优选的，星传感器100、惯性传感模块200、控制模块300和姿态分析模块400分别设置有与其构造相适应的壳体40。壳体40可以是任何适宜的形状。优选的，星传感器100、惯性传感模块200和控制模块300可以通过连接装置10连接至姿态分析模块400。优选的，连接装置10可以是本领域中已知的任何适当的连接器，包括提供串行链路的电缆连接。

优选的，本发明中的星信息数据转换器100h和陀螺仪数据转换器200b可以是具有相应数据转换功能的处理器、专用集成芯片或者计算机。图像处理器400a、陀螺仪数据处理器400c、姿势数据校正器400e、姿势分析处理器400f、第一自行初始化处理器400f-2、第二自行初始化处理器400f-3、评估模块400g、和指令处理器400h-1分别可以是载有相应计算程序的处理器、专用集成芯片或者计算机，能够执行相应的数据处理功能或者指令生成功能。图形数据存储器400b和陀螺仪数据存储器400d可以是具有存储功能的磁盘、硬盘、存储芯片、计算机等等硬件。姿势选通器400f-1可以是逻辑选通器。计数器482为具有计数功能的逻辑模块、处理器或者微型芯片。

本发明的星敏感器的主要工作方法为：

在星传感器100、惯性传感模块200和控制模块300通电时，此时N＝1，姿势选通器400f-1打开，防止惯性传感模块初始的陀螺仪姿态数据输入姿势分析处理器400f。此时，航空航天器姿态与相机姿态相同。在N>1时，姿势选通器400f-1关闭，姿势分析处理器400f接收并处理相机姿态和陀螺仪姿态。即通过陀螺仪姿态解析相机姿态，从而确定航天器的惯性姿态信息。为了减少N＝1时的空间损失问题，姿态分析处理器可以利用Mortari开发的空间损失姿态确定算法。Mortari算法根据100h0颗星的星表识别星场图像中的星，以帮助识别星图相机的视线，而无需事先了解航空航天器的姿态。惯性传感模块200连续保持航天器的姿态信息，直至获得新的星传感器的星场图像更新。惯性传感模块200的陀螺仪姿态驱动航空航天器稳定飞行并产生航天器绝对姿态。惯性传感模块以大约320Hz的高频对惯性或角速度进行采样。

在确定航空航天器的绝对姿态后，姿势分析处理器400f以大约5Hz的频率实时传达给主要计算机。星传感器统获取新的星场图像并确定相机姿态，用于校正姿态误差，包括但不限于陀螺仪漂移，比例因子，偏差误差和角度随机游走。当星传感器获得新的星场图像并确定新的相机姿态时，航空航天器姿态会更新。

其中，在姿势分析处理器400f计算出航天器绝对姿态后，姿势数据校正器400e计算航天器姿态的误差。第二自行初始化处理器400f-3向图像处理器400a发送航天器的绝对姿态。第一自行初始化处理器400f-2向图像处理器400a发送相机姿态以进行航天器姿态的更新。姿势分析处理器400f校正在先前确定的陀螺仪姿态的陀螺仪误差。当姿势分析处理器400f接收新的陀螺仪姿态时，在已经确定航天器姿态的情况下，姿势分析处理器400f将基于陀螺仪姿态和航天器姿态计算生成新的航天器姿态。此时，相机姿态还未进行更新，航天器姿态由陀螺仪姿态决定。

本发明的星传感器如图3所示。星传感器100具体包括星物镜组合模块100g、光阑模块100d和多维度传感模块100a。星物镜组合模块100g为由若干物镜构成的星光输入组件，能够将摄入的星光输入。优选的，星物镜组合模块100g还包括屈光镜、反射镜和透镜。光阑模块100d至少包括目场光阑100b和光瞳光阑100c。其中，目场光阑100b设置于星物镜组合模块100g的光轴A上。光瞳光阑100c设置于星物镜组合模块100g的出射光瞳中，或者设置于真实图像的位置。在目场光阑100b与多维度传感模块100a之间设置有中继光学模块100d-1。中继光学模块100d-1将星物镜组合模块100g传输的图像从物镜的焦平面传输至多维度传感模块100a。优选的，中继光学模块100d-1的图像放大率为1.2～2，优选为1.4～1.6。更优选的，中继光学模块100d-1的图像放大率约为1.5。

具体地，多维度传感模块100a不是直接设置在物镜组合模块的焦平面上，而是与物镜组合模块的焦点相距一定距离，并且目场光阑100b位于星物镜组合模块100g的焦平面上。即本发明多维度传感模块100a的位置设置与传统的星敏感器中设置相反。传统技术中，若探测器直接设置在物镜组合模块的焦平面上，残留辐射可能会通过直接设置在星物镜组合模块100g的焦平面中的探测装置扩散而照亮。本发明将多维度传感模块100a与中继光学模块100d-1结合，能够衰减由星物镜组合模块100g中的主物镜的镜壁所散射的残留辐射，避免了多维度传感模块100a将残留辐射扩散照亮的弊端。

本发明中的继光学模块100d-1能够大幅度减少到达多维度传感模块100a的残留辐射，该残留辐射被光瞳光阑100c的边缘，主物镜的镜壁以及设置在视场上游的遮光罩所散射并停止扩散传输。优选的，星传感器外部设置有遮光罩，遮光罩呈锥形筒状。能够阻挡探测视野外的源辐射，例如遮挡并避免太阳光辐射沿着光路到达多维度传感模块100a，避免多维度传感模块100a失明而不能正常工作。优选的，中继光学模块可以为中继透镜。

如图3所示，目场光阑100b具有第一光接收面100b和第一光发射面100b-2。光瞳光阑100c具有第二光接收面100c-1和第二光发射面100c-2。优选的，第一光发射面100b和第二光接收面100c-1设置有高吸收层。高吸收层可以是由吸收剂涂覆形成得吸收性反射层或吸收性扩散层。优选的，第一光接收面100b和第一光发射面100b-2、第二光接收面100c-1和第二光发射面100c-2均设置有高吸收层。高吸收层能够吸收大量的入射辐射，吸收率大于90％，优选为95％。甚至，高吸收层的吸收率高达98～99％。优选的，吸收性反射层将普通表面吸收的光的一部分反射而不扩散。吸收性扩散层将普通表面扩散未吸收的辐射的部分进行扩散处理。

优选的，仅在第一光发射面100b-2和第二光发射面100c-2设置有吸收性反射层或吸收性扩散层，吸收率大于90％，优选为95％。如此设置的优势在于，通过提高吸收程度，限制了通过光学器件的杂散辐射的扩散。避免来自视场区域之外的杂散辐射可能到达多维度传感模块100a。本发明通过光阑模块100d的设置，减少了杂光辐射，进一步提高了星图成像的清晰度。

优选的，多维度传感模块100a能够在多个维度移动，以适应星光接收的图像的位移变化。如图3至图5所示，从3个角度展示了多维度传感模块100a的结构。多维度传感模块100a包括星图相机100d-6和调节架100d-4。星图相机100d-6固定在调节架100d-4上并且朝向中继光学模块100d-1。如图4所示，调节架的第三轴3与光轴平行，第二轴2和第一轴1分别与光轴垂直。调节架100d-4能够分别在第一轴方向和第二轴方向进行平移，进行两个维度的位移调节。调节架100d-4倾斜设置并且与竖向平面100d-5呈一定角度。竖向平面100d-5与由第一轴和第二轴形成的平面平行。调节架100d-4设置有多自由度的角度调节装置，例如能够多角度调节的球形角度调节器。从而，调节架100d-4能够以绕沿第一轴方向的中心轴线转动移动，从而进行第三调节维度100e的调节。优选的，角度转动幅度大约为100e度。调节架100d-4能够通过角度调节器调节其自身与竖向平面100d-5之间的俯仰角度，从而进行第四维度的俯仰调节。优选的，俯仰角度的幅度小于60度，优选幅度为小于45度，更优选幅度为小于30度。

星图相机100d-6包括透镜100d-3和光电传感阵列100d-2。优选的，星传感器100内的相机优选为有源像素传感器(APS)。有源像素传感器是光电传感器阵列，即光电传感阵列100d-2。每个传感器都具有本地放大器以及行和列寻址功能。与传统的成像装置CCD相比，可以大大减少摄像头系统的尺寸和重量。因为APS星图相机所需的控制和驱动电路电子设备少于CCD。有源像素传感器可以在同一芯片或芯片上集成模拟和数字功能。而且，与高电容CCD相比，由于有源像素传感器通常使用标准的5Vdc和3.3Vdc电源，因此可以使用有源像素传感器降低功率。由于可以用诸如绝缘体上硅的工艺制造，有源像素传感器比较耐辐射。并且有源像素传感器对通常与辐射损坏的CCD相关的电荷转移效率效应不敏感，成像效果更佳。优选的，透镜100d-3设置在光电传感阵列100d-2的光路上游，且透镜100d-3的焦点汇聚在光电传感阵列100d-2上。优选的，光电传感阵列100d-2与至少一个位移装置连接从而能够沿第三轴3的方向进行平移移动，从而在第五调节维度100f进行角度调节。球形角度调节器和位移装置与星传感器中的星信息数据转换器100h通过通信线路连接。星信息数据转换器100h与控制模块300通过通信线路连接，从而球形角度调节器和位移装置能够根据控制模块300的命令信息调节角度和位移。优选的，调节架100d-4的每个角度的变量和位移变量都能够确定。例如，光电传感阵列100d-2偏移2弧秒。调节架100d-4的位移调节的优势在于，能够对透镜100d-3的光轴重新定位。第一，有利于调整焦点，使得光电传感阵列100d-2形成的相机与透镜100d-3能够实现自动对焦，具有聚焦能力，在输入的星光为完全准直的情况下。可以通过调节聚焦来实现光学图像的重新聚焦；第二，能够通过焦点调整来平移光学图像的位置，显着增强利用以下方法接收的光学图像(例如超分辨率图像)的分辨率的能力：例如，合适的图像后处理技术(例如，相位分集后处理技术)。

优选的，星传感器100中的物镜组合模块100g包括沿星光入射方向同光轴依次排列的第一物镜100g-1、第二物镜100g-2、第三物镜100g-3、第四物镜100g-4、第五物镜100g-5、第六物镜100g-6和第七物镜100g-7。第一物镜100g-1、第二物镜100g-2以及第三物镜100g-3的组合为正光焦度，并满足下式：1.75φ≤φ₁₂₃≤2.65φ。第四物镜100g-4、第五物镜100g-5以及第六物镜100g-6的组合为负光焦度，并满足下式：3.55φ≤|φ₄₅₆|≤4.25φ。第七物镜100g-7的光焦度满足以下公式：1.55φ≤φ₇≤2.25φ。其中，φ₁₂₃为第一物镜100g-1、第二物镜100g-2和第三物镜100g-3的组合光焦度。φ₄₅₆为第四物镜100g-4、第五物镜100g-5和第六物镜100g-6的组合光焦度，φ₇为第七物镜100g-7的光焦度，φ为光学系统整体光焦度。优选地，第一物镜100g-1、第二物镜100g-2、第三物镜100g-3、第四物镜100g-4、第五物镜100g-5、第六物镜100g-6和第七物镜100g-7均可以是透镜。

优选的，第一物镜100g-1设置有孔径光阑100g-9。优选的，光瞳光阑100c设置在物镜组合模块100g的像平面100g-8位置处，从而更清晰的接收星光的星相信息。

当恒星点目标光信号通过孔径光阑100g-9限制的第一物镜100g-1，第一物镜100g-1、第二物镜100g-2以第三物镜100g-3组成三分离的第一物镜组为正透镜组，对光线进行会聚，主要校正球差，彗差以及轴向色差，第二物镜100g-2与第三物镜100g-3相邻的两个面实现一定的像散校正能力；第四物镜100g-4、第五物镜100g-5以及第六物镜100g-6组成三分离的第二物镜组为负透镜组，主要校正像散、畸变等；第七物镜100g-7的光焦度为负，校正残余的畸变，并主要将主光线进行压低，实现像方远心的光路。七个透镜通过光焦度的合理分配，校正了场曲。系统架构的失对称变化校正了由于成像目标位于无穷远引入的垂轴像差。不同视场的恒星点目标光信号经过七个透镜的透射，以像方远心的方式成像到像平面100g-8，主光线与光轴的夹角不超过0.5°，避免了多维度传感模块在像平面100g-8受力学振动或温度变化引起的位置变化导致的质心位置漂移，保证了高成像精度。

常规星敏感器中的物镜组合模块100g工作谱段一般为300nm，通过实验得出数据，本发明的物镜组合模块100g探测光谱宽度达到550nm，提高了1.8倍。在入瞳直径φ12.85mm探测口径下等同于入瞳直径φ17.24mm的常规星敏感器光学系统探测能力。在光路径长度等同的条件下，物镜组合模块100g的体积减小43.8％。在保证探测能力的前提下降低光学系统口径，也有利于星敏感器整机的杂散光抑制，进一步降低星敏感器整机的重量和尺寸。第一物镜100g-1、第二物镜100g-2、第三物镜100g-3、第四物镜100g-4、第五物镜100g-5、第六物镜100g-6和第七物镜100g-7均为球面透镜，降低了加工难度以及装调难度，有利于星敏感器物镜组合模块100g的可制造性与装配良率。

优选的，第一物镜的材质为石英，第二物镜的材质为镧火石玻璃或特种火石玻璃。第三物镜的材质为镧冕玻璃或重镧火石玻璃，第四物镜的材质为重火石玻璃。第五物镜和第七物镜的材质为重镧火石玻璃，第六物镜的材质为重火石玻璃。

实施例2

本实施例提供一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法。本实施例中与实施例1重复的内容不再赘述。

一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法的设计方法，所述设计方法包括：能够从五个维度调节角度和/或位移的多维度传感模块100a以设置在物镜组合模块100g的非焦点平面的方式接收所述物镜组合模块100g输出的星光，并且基于至少一个所述星光生成星场图像。

优选的，所述多维度传感模块100a通过光阑模块100d接收所述物镜组合模块100g输出的星光，其中，所述光阑模块100d中的至少一个光阑设置在所述物镜组合模块100g的焦平面上，从而清晰地接收星光或者星场图像。

优选的，述光阑模块100d包括同光轴排列的目场光阑100b和光瞳光阑100c，所述光瞳光阑100c设置于所述物镜组合模块100g的焦平面上，所述物镜组合模块100g输出的星光依次通过所述光瞳光阑100c和所述目场光阑100b传输至所述多维度传感模块100a。

优选的，所述多维度传感模块100a以通过中继光学模块100d-1衰减残余辐射的方式来接收所述光阑模块100d输出的星光。

优选的，所述多维度传感模块100a包括星图相机100d-6和安装所述星图相机100d-6的调节架100d-4，所述调节架100d-4在四个维度移动和/或转动从而使得所述星图相机100d-6调节接收角度以接收非直接输入的目标星光，所述星图相机100d-6内的用于成像的光电感应模块100d-2基于光轴方向的维度平移，从而所述光电感应模块100d-2与所述星图相机100d-6内的接收星光的透镜100d-3实现聚焦调节。

优选的，所述物镜组合模块100g包括沿星光入射方向同光轴依次排列的第一物镜100g-1、第二物镜100g-2、第三物镜100g-3、第四物镜100g-4、第五物镜100g-5、第六物镜100g-6和第七物镜100g-7。所述第一物镜100g-1、所述第二物镜100g-2以及所述第三物镜100g-3的组合为正光焦度，并满足关系：1.75φ≤φ₁₂₃≤2.65φ。第四物镜100g-4、第五物镜100g-5以及第六物镜100g-6的组合为负光焦度，并满足关系：3.55φ≤|φ₄₅₆|≤4.25φ。第七物镜100g-7的光焦度满足以下关系：1.55φ≤φ₇≤2.25φ。其中φ₁₂₃为第一物镜100g-1、第二物镜100g-2和第三物镜100g-3的组合光焦度，φ₄₅₆为第四物镜100g-4、第五物镜100g-5和第六物镜100g-6的组合光焦度，φ₇为第七物镜100g-7的光焦度，φ为光学系统整体光焦度。

优选的，基于所述多维度传感模块100a输出的星场图像确定相机姿态。基于惯性传感模块200中的至少一个陀螺仪探测的角速率确定陀螺仪姿态。根据所述陀螺仪姿态解析所述相机姿态，从而确定航天器的惯性姿态信息。

优选的，将所述多维度传感模块100a输出的星场图像数据和所述惯性传感模块200输出的角速率数据按照以预定的模式同步集成且彼此隔离的方式输送至姿态分析模块400，以确定航天器的惯性姿态信息。

需要注意的是，上述具体实施例是示例性的，本领域技术人员可以在本发明公开内容的启发下想出各种解决方案，而这些解决方案也都属于本发明的公开范围并落入本发明的保护范围之内。本领域技术人员应该明白，本发明说明书及其附图均为说明性而并非构成对权利要求的限制。本发明的保护范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，包括：

星传感器(100)：用于输出能够确定相机姿态的星场图像；

惯性传感模块(200)：用于采集能够解析所述相机姿态的陀螺仪姿态

控制模块(300)：基于姿态分析模块(400)的控制命令调节所述星传感器(100)和/或惯性传感模块(200)；

其特征在于，

所述星传感器(100)中的多维度传感模块输出的星场图像数据和所述惯性传感模块输出的角速率数据按照以预定的模式同步集成且彼此隔离的方式输送至所述姿态分析模块(400)，以确定航天器的惯性姿态信息。

2.根据权利要求1所述的基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，其特征在于，

所述姿态分析模块(400)包括至少一个图像处理器(400a)和图形数据存储器(400b)；

其中，图像处理器(400a)包括图像读取器和星信息处理器；所述图像读取器用于读取所存储的星场图像；所述星信息处理器用于从读取的星场图像生成恒星位置；

其中，图像处理器(400a)还包括恒星目录和位置比较处理器，所述位置比较处理器用于将所生成的恒星位置与恒星目录进行比较，所述星传感模块内的姿势分析处理器(400f)响应于位置比较处理器输出的位置信息，生成相机姿态信息。

3.根据权利要求1或2所述的基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，其特征在于，

所述姿态分析模块(400)包括至少一个陀螺仪数据处理器(400c)和陀螺仪数据存储器(400d)；

其中，陀螺仪数据处理器(400c)包括陀螺仪速率处理器，能够用于读取所存储的陀螺仪角速率数据；

其中，陀螺仪速率处理器包括：陀螺仪补偿器，用于处理陀螺仪角速率数据并生成补偿的陀螺仪速率；以及

其中，陀螺仪速率处理器包括：陀螺仪集成器，用于对补偿后的陀螺仪速率进行集成并生成陀螺仪姿态。

4.根据前述权利要求之一所述的基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，其特征在于，所述姿态分析模块(400)还包括用于将相机姿态信息提供给姿势分析处理器(400f)的第二自行初始化处理器(400f-3)。

5.根据前述权利要求之一所述的基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，其特征在于，所述星敏感器的星传感器(100)至少包括物镜组合模块(100g)和多维度传感模块(100a)，

能够从五个维度调节角度和/或位移的多维度传感模块(100a)设置在物镜组合模块(100g)的非焦点平面并且与所述物镜组合模块(100g)的焦点相距一定距离，

所述多维度传感模块(100a)以基于五个维度调节角度和/或位移的方式进行接收角度的调节并接收所述物镜组合模块(100g)输出的星光，基于至少一个所述星光生成星场图像。

6.根据前述权利要求之一所述的基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，所述星敏感器还包括光阑模块(100d)，

所述光阑模块(100d)设置在所述物镜组合模块(100g)和所述多维度传感模块(100a)之间，其中，

所述光阑模块(100d)中的至少一个光阑设置在所述物镜组合模块(100g)的焦平面上，所述多维度传感模块(100a)通过光阑模块(100d)接收所述物镜组合模块(100g)输出的星光。

7.根据前述权利要求之一所述的基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，所述光阑模块(100d)包括同光轴排列的目场光阑(100b)和光瞳光阑(100c)，

所述光瞳光阑(100c)设置于所述物镜组合模块(100g)的焦平面上，

所述物镜组合模块(100g)输出的星光依次通过所述光瞳光阑(100c)和所述目场光阑(100b)传输至所述多维度传感模块(100a)。

8.根据前述权利要求之一所述的基于星敏感器的航空航天器姿态确定系统，其特征在于，

所述多维度传感模块(100a)以通过中继光学模块(100d-1)衰减残余辐射的方式来接收所述光阑模块(100d)输出的星光。

9.一种基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法，包括：

星传感器(100)输出能够确定相机姿态的星场图像；

惯性传感模块(200)采集能够解析所述相机姿态的陀螺仪姿态

控制模块(300)基于姿态分析模块(400)的控制命令调节所述星传感器(100)和/或惯性传感模块(200)；

其特征在于，

所述星传感器(100)中的多维度传感模块输出的星场图像数据和所述惯性传感模块输出的角速率数据按照以预定的模式同步集成且彼此隔离的方式输送至所述姿态分析模块(400)，以确定航天器的惯性姿态信息。

10.根据权利要求9所述的基于星敏感器的航空航天器姿态确定方法，其特征在于，所述姿态分析模块(400)配置为：

包括至少一个图像处理器(400a)和图形数据存储器(400b)；

其中，图像处理器(400a)包括图像读取器和星信息处理器；所述图像读取器用于读取所存储的星场图像；所述星信息处理器用于从读取的星场图像生成恒星位置；

其中，图像处理器(400a)还包括恒星目录和位置比较处理器，所述位置比较处理器用于将所生成的恒星位置与恒星目录进行比较，所述星传感模块内的姿势分析处理器400f响应于位置比较处理器输出的位置信息，生成相机姿态信息。

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