EP4204765A1 - Verfahren, vorrichtung und computerprogrammprodukt zur lagebestimmung eines raumflugkörpers im weltraum - Google Patents

Verfahren, vorrichtung und computerprogrammprodukt zur lagebestimmung eines raumflugkörpers im weltraum

Info

Publication number
EP4204765A1
EP4204765A1 EP21769899.2A EP21769899A EP4204765A1 EP 4204765 A1 EP4204765 A1 EP 4204765A1 EP 21769899 A EP21769899 A EP 21769899A EP 4204765 A1 EP4204765 A1 EP 4204765A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
star
data
distorted
stars
spacecraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP21769899.2A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Uwe Schmidt
Falk Ahlendorf
Rolf Hartmann
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Jena Optronik GmbH
Original Assignee
Jena Optronik GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Jena Optronik GmbH filed Critical Jena Optronik GmbH
Publication of EP4204765A1 publication Critical patent/EP4204765A1/de
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/361—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using star sensors
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/02—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means
    • G01C21/025—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means with the use of startrackers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/369—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using gyroscopes as attitude sensors

Definitions

  • the invention relates to methods for determining the attitude of a spacecraft in space.
  • the invention also relates to a device for carrying out such a method.
  • the invention also relates to a computer program product for executing such a method.
  • Document US 2011/0024571 A1 relates to a system and method for gyroless transmission of sun detection from transfer orbit using only blade current measurement feedback.
  • the transfer orbit serves to transport the spacecraft into its operational orbit.
  • the spacecraft is set in a targeted rotation, with the axis of rotation and rotation speed being optimally determined solely from the measurement of the available solar power.
  • No other sensors such as gyro sensors, star sensors or sun sensors are used in transfer orbit.
  • this mission phase which is risky due to the low availability of resources and fatal consequences of incorrect controls, can be made very safe.
  • the low accuracy of the yaw rate measurement and the necessary stable rotation do not generally allow gyro sensors to be dispensed with in all mission phases.
  • Document US 2014/0231589 A1 relates to an attitude estimator that uses the sun sensor outputs as the only attitude determination measurements to provide three-axis attitude information.
  • the underlying task is that, in principle, only two of the three components of the position can be measured with sun sensors.
  • the solution is to estimate the third attitude component using measurements from multiple sun sensors and the missile's moment of inertia. Again, there is the restriction on a stable rotation of the spacecraft and the limited measurement accuracy of sun sensors, which is not sufficient for all mission phases.
  • Document US 8,380,370 B2 relates to a system and method for controlling a spacecraft to perform a three-axis maneuver based purely on "position" (ie attitude) measurements.
  • the goal is to replace gyro sensors with star sensors replace.
  • the necessary maneuvers of the spacecraft are to be carried out solely with the angular position measurements without using angular rate measurements.
  • the angular rates used in the maneuvers must remain below the upper limit of the usability of conventional star sensors of a few angular degrees per second.
  • the Control of the spacecraft - called Sun Catch Mode, Safe Mode and Normal Mode - generates turn commands consisting of successive phases of specific rotations.
  • the turn commands are defined using a gimbal model of rotation in fractional rotations about each Euler angle turn rates in each phase held.
  • the command generation contains protective measures against the failure of the star sensors involved. During a sortie, command phases are aborted and no turns are performed. After restoring the star sensor measurement, an extra phase is inserted, which restores the state before the failure with a specified rotation rate.
  • the given solution cannot completely replace the gyro sensors, since it does not work at high rotation rates. For this reason, it is only intended to be used as an emergency solution in the event that data from the gyro sensors that are in principle available are not available.
  • the document US 7,410,130 B2 relates to a method for determining the attitude of a spinning spacecraft. It is about the use of star trackers to control rotation-stabilized spacecraft without the goal of completely replacing gyro sensors.
  • a rotation rate of 3 angular degrees per second is specified as the upper limit for the usability of conventional star trackers.
  • rotation rates in the range of 0.3 to 1.5 angular degrees per second are used for rotation stabilization, although higher rotation rates would result in better stability.
  • rotation rates of up to 20 angular degrees per second occur.
  • the spacecraft's attitude measurement is initially initialized using star sensor data.
  • the spacecraft For the initialization of the attitude measurement, the spacecraft must be put into a stable rotation with a rate of rotation below the operating limit of conventional star sensors.
  • a large number of sensor and control components go into the attitude estimation following the initialization: earth sensors, sun sensors, gyro sensors, solar current sensors, Kalman filters, attitude controllers and ground-based attitude measurements.
  • a rotating sun sensor has been used for transfer orbit and a wide-angle sun sensor for deployment orbit. This leads to an advantageous reduction in mass, costs and probability of failure. If the position information is lost, however, the method from document US Pat. No. 7,410,130 B2 requires a new initialization to be carried out by the star sensor in connection with the corresponding stabilization of the rotation.
  • the star camera is also not available as a sensor for this stabilization; an additional gyro sensor must be used for measurements above the application limit of conventional star sensors.
  • Document US 9,073,648 B2 relates to an attitude estimator using star tracking measurements and enhanced Kalman filtering with or without attitude data to provide three-axis rate estimates.
  • the yaw rate can also be estimated directly from the star positions without determining the yaw position.
  • Estimating the rate of rotation from stellar positions is described here as very unreliable unless appropriate estimation algorithms are used will.
  • the estimation algorithms proposed in document US 9,073,648 B2 include Kalman filters and forward and backward averaging over a time interval. Only after this improvement can the filtered rotation rates be used to calculate the rotation position and to compensate for the failures of gyro sensors.
  • the improved reliability of the angular rate estimation is not sufficient to generally save on gyro sensors on the spacecraft.
  • the angular rate information from the star sensor can only be used for gyro sensor calibration and for limited functions in the event of unexpected gyro sensor failure.
  • a rolling shutter is also a prerequisite for special optimizations to increase image quality.
  • a method for preventing overexposure in CMOS cameras is specified in the document US 2006/0238632 A1.
  • overexposure occurs when very bright objects, such as sun reflections from parts of the spacecraft, lead to an overexposure in which not all photons can be converted into measurable electrons. The excess electrons then spill over into neighboring cells and rows, causing false readings.
  • the solution according to document US 2006/0238632 A1 prevents overflow by special, multiple resetting of the image lines, which is only possible with a rolling shutter.
  • Document US Pat. No. 9,503,653 B2 relates to a method for determining the position of a star sensor based on a rolling shutter image.
  • the strong restriction of the dynamics of the spacecraft to the low rate of rotation for tolerable image distortions due to the roller shutter is described in document US Pat. No. 9,503,653 B2 as the most important barrier to the further development of conventional star sensors.
  • high rotation rates are the decisive bottleneck for high-resolution earth observation missions.
  • the rotational position measurement for star cameras with a rolling shutter under conditions of high dynamics is to be improved in a three-stage process.
  • the star sensor is in window mode, in which not the entire image is read out, but only the relevant image windows around the predicted star positions.
  • the three stages run in the sequence of extraction of the individual navigation stars and not in the usual star sensor cycle, which results from the evaluation of the entire field of view.
  • the The first step involves optimizing the time parameters of the rolling shutter for the extraction of the next navigation star, i.e. optimizing the exposure time, the readout time, the line transition time and the processing time.
  • the position of the next navigation star from the star catalog is estimated in the sensor matrix for the optimized parameters and the constellation is extracted there.
  • the angular position and angular rate are recursively re-estimated using the new star and the previous estimate.
  • the optimization of the time parameters of the rolling shutter serves, among other things, to maintain a constant star sensor cycle for compatibility with conventional star sensors and to clearly define the point in time of the next star extraction.
  • the advantages of the solution according to document US Pat. No. 9,503,653 B2 are considered to be that the measured values are estimated and output an order of magnitude faster with the single star cycle than with the star sensor cycle. In addition, shorter star sensor cycles should be achieved, since the good predictability of the star windows saves the exposure and reading of the entire image matrix.
  • the method described in document US Pat. No. 9,503,653 B2 only provides updates of angular position and angular rate and cannot be used for the first acquisition if initial values for angular position and angular rate are missing.
  • Another disadvantage is the dynamic setting of the time parameters of the rolling shutter. This setting is not possible with all cameras and complicates the camera setup.
  • So-called autonomous star sensors have been in use for many years. They are the further development of the star tracker (English Star Tracker). Autonomous star sensors not only track the stars in the image sequence of the star camera, they also determine the absolute rotational position of the star sensor from the star positions. In the case of star trackers, the attitude calculation is carried out in the satellite's mainframe and not in the sensor. The identification of the tracked stars is necessary for the calculation of the orientation. Star identification means that the stars in the star camera image are clearly assigned to the stars on a global star map. The star map is carried in the sensor in the form of a star catalogue. Modern autonomous star sensors can perform star identification without any prior information, such as the camera's approximate line of sight, determine. This ability is called "Lost in Space" identification.
  • Star sensors work on the principle of detecting point objects in the raw image data (by means of detection threshold), discriminating (star-like object against pixel defects), following (tracking), interpolating, transforming (pixel coordinates -> angle coordinates), identifying (against a star catalogue) and finally to calculate the 3-axis position.
  • This process of the initial acquisition of the position can take several seconds and is very uncertain in the case of high movement dynamics (rotation rate, acceleration).
  • By using a system-adapted star group catalog coding using the known star sensor properties (optics, detector), extremely short star identification times (real time! can be achieved in connection with efficient on-board star catalogues.
  • the object of the invention is to improve the method mentioned at the outset.
  • the invention is based on the object of providing a device as mentioned at the outset.
  • the invention is based on the object of providing a computer program product as mentioned at the outset.
  • the invention is based on the object of making gyro sensors in the attitude determination system of highly dynamic spacecraft completely replaceable by improvements to the star sensors.
  • the limitations in the use of star cameras caused by image distortion are to be overcome with a roll-up shutter and angular position and angular rate measurements far be made possible beyond the previous rotation rate limit.
  • the rotation rate limit is to be improved to such an extent that a gyro-free measurement of rotation position and rotation rate is possible for all essential applications, including emergency situations.
  • the solution according to the invention should not require any intervention in the hardware of available star cameras, in particular not in their sensor-related control and pre-processing electronics, so that existing cameras can continue to be used.
  • the yaw rate limit should not only be improved for yaw rate measurements with the aim of replacing gyro sensors, but also for measuring the absolute yaw rate at very high yaw rates.
  • the solution according to the invention should manage without additional delays with the minimum number of star sensor cycles, i.e. with one cycle in the continuation of the measurement in a continuous sequence and with one or two cycles under "lost in space" conditions.
  • the invention is based on the object of a process "discriminate ... track ... interpolate ... transform ... identify ... calculate position", which takes a few seconds, typically about 10s, into one
  • a real-time process with, for example, ⁇ 100ms at a 10Hz measurement cycle.
  • Real-time star identification does not require interference-prone star tracking ("tracking"), especially at high rotation rates and accelerations. In each individual measurement cycle, independent position measurements are possible, which then also enable real-time determination of rotation rate and acceleration in subsequent cycles.
  • the method can be performed without using gyroscopes or gyroscopes.
  • the method or the device can also be referred to as gyroless.
  • the spacecraft can be a highly dynamic spacecraft.
  • a basic aspect of the invention can be that image distortions caused by a roller shutter are corrected to such an extent that star identification is also possible for very high rotation rates.
  • the current rate of rotation can then be initially estimated sufficiently well from the roll-distorted groups of stars found again in two consecutive images. A location cannot be determined from this mapping. This initial rate of rotation is good enough for correcting the roll distortion in the current distorted star groups to identify the groups in the catalog. With this identification in relation to the catalog data stored in inertial coordinates, the final determination of the angular position and fine angular rate of the star sensor can then be made.
  • a star group coding can be carried out.
  • Based on [x pix , y P tx ] n scale, translation and rotation invariant star group codes can be formed. With this coding, the coordinates supplied by the detector can be used directly without further processing.
  • the measured star groups can be erroneous with regard to a single star position due to: measurement noise with small signals; Rolling Shutter (roller shutter) Distortion in motion dynamics. By combining pixels (binning), defectivity can be increased at very high rotation rates and thus star position uncertainties can be counteracted.
  • Asterisks can be encoded in a binary search tree. A search subject to tolerances can be carried out in the search tree. The identification solution found can be verified with other available stars.
  • Known properties of a calibrated star sensor such as optic focal length, detector pixel size and number, can be included in the star group encoding.
  • star group codes By arranging star group codes in preferably binary search trees, very fast star group identifications are possible.
  • Star identifications can be made possible in real time ( ⁇ 100ms) in each individual and independent measurement cycle.
  • the asterism catalog data may include asterism, asterism, and/or vector index tree data.
  • the star group data may include identification vectors and/or reference data.
  • the vector index tree can refer to the identification vectors of the asterisms.
  • Further star catalog data with additional star data can be carried and used.
  • the other star catalog data can be used for expansion.
  • the position information can be statistically filtered.
  • the position information can be filtered by averaging and/or by Kalman filtering.
  • At least one star camera in particular a roll-up shutter camera, can be used to record the distorted constellations.
  • the distorted constellations can use the at least one star camera to the distorted star group data are processed.
  • the at least one star camera can have picture elements.
  • One star camera or multiple star cameras combined can be used to capture different fields of view.
  • the method may be performed using at least one separate processor device and/or using a processor device on the spacecraft.
  • the processing blocks can be logically, functionally and/or structurally delimited.
  • the processing blocks can be connected to one another in a signal-transmitting manner.
  • the device can have several star cameras and a separate processor device for each star camera.
  • the device can have several star cameras and a common processor device for a group of star cameras.
  • the at least one processor device may be a separate processor device for performing the method or a processor device of the spacecraft.
  • the device can have at least one program memory and/or at least one data memory.
  • the computer program product can be present on a computer-readable storage medium, on a computer-readable data carrier or as a data carrier signal.
  • FIG. 1 is a block diagram of a gyroless attitude determination system for highly dynamic spacecraft.
  • FIG. 2 shows a block diagram of a gyroless attitude determination system for highly dynamic spacecraft with exclusive rotation rate measurement
  • 3 is a block diagram of the attitude determination system for low dynamic spacecraft.
  • 4 is a block diagram of a gyroless attitude determination system for highly dynamic spacecraft with extra accurate attitude measurement,
  • Fig. 5 groups of stars distorted by a roller shutter
  • Fig. 7 is a flow chart of processing in "lost in space” conditions
  • FIG. 9 shows a flow chart of a robust determination of rotation rate and position with a star sensor using selected star group catalog coding.
  • FIG. 1 shows a block diagram of a gyroless attitude determination system 1 for high dynamic spacecraft.
  • a star camera 2 embodied as a roll-up shutter camera of the gyroscope-less attitude determination system 1 records distorted star images 4 of the starry sky in time with the star sensor cycle and transfers them to a processor device 3 for evaluation.
  • star vectors are determined from the star images 4 which characterize the position of all the stars in the image and which are further processed into star group data 6 .
  • asterisms consist of three, four or more stars and can be derived according to different principles.
  • the asterism data 6 is, like the image, distorted by scrolling and cannot yet be safely used for searching in asterism catalog data 14 . They can, however, be identified in the amount of asterism data from the previous cycle, which is also distorted. Therefore, the distorted asterisk data 6 of the current image is latched for the next cycle as the distorted asterisk data of the previous cycle. If it is the very first cycle, i.e. “Lost in Space” conditions are present, there is still no distorted star group data from the previous cycle. In this case, a current rotation rate 8 cannot be calculated immediately in processing block 7 will.
  • a yaw rate of zero angular degrees per second is used as a fixed initial value.
  • the current yaw rate can always be estimated in the processing block for generating the current yaw rate 8 .
  • at least one star group from the current image is found in the previous image.
  • the current rotation rate can be determined from the associated distorted star groups using various methods. With some variants of asterisms, a direct calculation of the rotation rate from the asterism parameters is possible. It is always possible to use the delta quaternion estimation through statistical optimization of the rotation matrix, which brings the two sets of star vectors of the associated star groups into congruence as well as possible.
  • the well-known QUEST algorithm can be used for this optimization.
  • the current rate of rotation 8 determined in this way is used on the one hand for the geometric correction of the distorted star group data 6 in the processing block 10 for roll shutter correction and on the other hand is output directly to the attitude control system 9 of the spacecraft. From the second cycle onwards, the current rate of rotation 8 can also be reliably measured for very high rates of rotation with an unstable axis of rotation and is available to the spacecraft for applications with high rates of rotation and low demands on accuracy. An important such application is the emergency with a rapidly tumbling spacecraft, which can be stabilized again with the help of the current rotation rate 8.
  • the processing block 10 for correcting the roller shutter converts the star position of the stars of the asterisk data 6 into a coordinate system of the star sensor in such a way that they would occur in the case of a snapshot without the roller shutter.
  • the conversion takes place in relation to a well-defined reference time that can be freely selected in the star sensor cycle.
  • a well-defined reference time can be freely selected in the star sensor cycle.
  • the middle of the exposure time of the first image line can be chosen as the reference time.
  • the time of its recording in relation to the reference time can be determined as a time difference. Stars in the first line of the image have a difference of zero at the reference time mentioned.
  • the catalog identification can also function in the very first cycle without a measured current yaw rate. This means that the yaw position part of the length information is available from the first or second cycle. For turns below the previous yaw rate limit from conventional star sensors, the angular position is immediately available, so that known disadvantages can be avoided.
  • the gyroless attitude determination system can be adapted to specific mission requirements, with the required resources being optimized in accordance with the adaptation.
  • Fig. 2 shows a block diagram of a gyroless attitude determination system 1a for highly dynamic spacecraft with exclusive rotation rate measurement. All components of the system that are not required for the measurement of the current rotation rate 8 can be left out here. The remaining components do not require any modification, so that a high degree of modularity of the system is achieved.
  • FIG. 3 shows a block diagram of the attitude determination system 1b for low dynamic spacecraft.
  • the system components for determining the current rotation rate 8 and for the processing block 10 are omitted here Roll closure correction, also in a modular way. If the system is to be upgraded for higher requirements, corresponding extensions are possible, as shown in FIG. 4 for the case of the gyroless attitude determination system for highly dynamic spacecraft with extra accurate attitude measurement.
  • the measurement accuracy can be increased by using additional star catalog data 15.
  • the accuracy of both the rotational position measurement and the rotational rate measurement improves with the number of associated stars.
  • the number of stars assigned is no longer limited by the capacity of tracking stars in image gates, as with conventional star sensors. It can potentially be extended to all detectable stars in the image. This increases the number of stars measured, for example to around 50 to 100 compared to 16 stars tracked in windows. This leads to a significant increase in measurement accuracy.
  • Figure 5 shows two examples of star clusters distorted by the roll closure.
  • the undistorted star group 17 is also shown for comparison.
  • the undistorted asterism 17 consists of the three stars 16.
  • the asterism 19 with the stars 18 demonstrates the distortion by a rotation around the optical axis of the star camera, while the asterism 21 with the stars 20 the distortion by a rotation around the vertical image axis of the star camera shows.
  • the imaging ratios correspond to a typical case with a square star camera image field 22 of 25 angular degrees, a rolling shutter delay of 100 milliseconds between the first and the last image line in an 8 Hz star sensor cycle. The first line of the image is in the image above.
  • the last image line has a distortion of around 80 pixels for a rotation around the image axis and around 34 pixels for a rotation around the optical axis of the star camera, each with a rotation rate of 20 degrees per second.
  • Figure 5 reflects the geometric proportions of the distortion for these cases.
  • there are corrections for the star positions which are only compensated for with the rotation corresponding to all three components of the current rate of rotation 8 as executed in processing block 10 for. Pure shifts are not enough.
  • the asterisk data contains the identification parameters, summarized in an identification vector. In addition, they can contain reference data which, after successful identification, are used to calculate the angular position and angular rate. For large sets of asterism data, such as asterism catalog data 14, additional index trees may be included to speed up searches.
  • Figure 6 shows identification parameters in asterisk data.
  • unit sphere data with unit vectors and solid angles are used.
  • the star group considered consists of four stars 23, whose position is represented as a direction by the corresponding star vector on the unit sphere.
  • the star vectors of the stars in the image of the star camera are determined by the position of the star in the image and the optical imaging parameters, especially the focal length and possibly other calibration parameters.
  • the identification parameters are calculated as follows: First, the two stars with the largest angular separation are selected, they are called primaries.
  • the main spherical axis 24 of the asterism is the segment of a circle on the unit sphere that connects the two stars with the greatest angle of separation.
  • the length of the main axis corresponds to the maximum angle of separation.
  • the unit vector to the center of the major axis is used as the position vector 25 of the group.
  • the spherical minor axis is perpendicular to the major axis and has its origin in the position vector of the group. With these two axes, the angular coordinates of the two remaining stars of the group, called secondary stars, are then defined in a local group coordinate system.
  • the group coordinate system is two-dimensional with the angular coordinates perpendicular to the main axis 26 and the angular coordinates parallel to the main axis 27.
  • the angular coordinates of the secondary stars can also be normalized to the angular size of the main axis . Changes in scale, for example due to thermal effects in the lens, can then be compensated for after identification has taken place by evaluating the non-standardized angles.
  • the variant of identification with the angles normalized to the main axis, which is independent of the imaging scale, is to be used.
  • the four values of the angular coordinates (principal axes 26, 27) of the two secondary stars form the four-dimensional identification vector of the asterism.
  • the indices of the four group stars in the index list of stars detected in the image are the reference data.
  • the global asterism catalog with the asterism catalog data 14 is calculated using the same method on the ground and carried in flight. In the asterism catalog data 14, the indices of the four stars correspond to a continuous numbering of all group stars.
  • the index tree, which is also calculated on the ground, is preferably designed as a vector index tree for the specified identification vector.
  • additional star catalog data 15 are carried along in addition to the star group catalog data 14 .
  • the typical star sensor is not suitable for very high rotation rates for geometric reasons and possible modifications of the sensor configuration must be considered.
  • An easy-to-implement improvement comes with increasing the field of view. With a star camera with a 40 angular degree square field of view, only about 1000 stars are needed in the catalog for the star groups. This results in a rotation rate limit of 14 angular degrees per second with an image exposure of 100 milliseconds. Even larger fields of view result in a further increase in the theoretical rotation rate limit.
  • the approximate uniform distribution of the stars assumed here is not practical in front. Therefore, when designing the star catalog and the star group catalog for high rotation rates, special attention must be paid to the interstellar distance. Stars with close neighbors may not be used for the catalogue.
  • Clusters are groups of contiguous bright image elements that are extracted from the image as objects.
  • Fig. 7 shows a flowchart of processing in "Lost in Space" conditions in the very first star sensor cycle.
  • the current rate of rotation is set to zero for roll correction. This can be done by assigning the zero value directly, or by instead of the asterisks of the previous cycle, the data of the current cycle are used. With a zero yaw rate, the roll shutter correction does not change the data. A measurement result in the first cycle will therefore only be available if the yaw rate leads to tolerable distortions.
  • the typical star sensor produces a distortion of about 2 pixels. 2 pixels of geometric error usually lead to failure of the identification.
  • rotation rates of 1 to 4 angular degrees per Second for star identification on a typical star sensor be tolerated. That's because the rolling distortion can act in part as rotation and magnification. These components of the distortions are compensated for by the identification algorithms.
  • FIG. 8 shows an application of a robust determination of rotation rate and orientation with a star sensor using selected star group catalog coding.
  • FIG. 9 shows a flow chart for robust determination of rotation rate and orientation with a star sensor using selected star group catalog coding.
  • the known properties of a calibrated star sensor such as optical focal length, detector pixel size and number are included in the star group coding.
  • asterisk codes in preferably binary search trees, very fast asterisk identifications are possible.
  • the method was optimized and verified when applied to real measurement data. With this proposal, real-time star identifications are possible in each individual and mutually independent measurement cycle ( ⁇ 100ms). This means that as soon as a group of stars (3...4 stars) is detected, an identification and position calculation can take place. If this takes place in directly consecutive cycles or with known time intervals, the yaw rate, direction and acceleration or a rate estimation can be carried out even for very high yaw rates. Conventional position tracking can be supported with this method, especially at high rates and accelerations. which leads to an increase in the robustness of the position measurement. These properties are a valuable addition to the functionality of a star tracker.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Verfahren zur Lagebestimmung eines Raumflugkörpers im Weltraum, wobei die Schritte zyklisch wiederholt Aufnehmen von verzerrten Sternbildern (4), Prozessieren der verzerrten Sternbilder (4) zu verzerrten Sterngruppendaten (6), Speichern der verzerrten Sterngruppendaten (6), Bestimmen einer aktuellen Drehrate (8) durch Vergleichen der verzerrten Sterngruppendaten (6) zweier aufeinanderfolgender Zyklen, Übertragen der aktuellen Dreh rate (8) an ein Lagekontrollsystem (9) und/oder die Schritte Prozessieren der verzerrten Sternbilder (4) eines aktuellen Zyklus zu entzerrten Sterngruppendaten (1 1 ), Bestimmen einer Lageinformation (13) durch Zuordnen der entzerrten Sterngruppendaten (1 1 ) zu mitgeführten Sterngruppen-Katalogdaten (14), Übertragen der Lageinformation (13) an das Lagekontrollsystem (9) ausgeführt werden, Verfahren zur Lagebestimmung eines Raumflugkörpers im Weltraum, wobei unter Berücksichtigung bekannter System parameter eines optischen Systems die Schritte Kodieren von Sterngruppen-Katalogdaten mit n = 3...4 Sternen [x n ,y n , z n ], welche in einem Bildfeld sichtbar sind, in repräsentative Fokalebenen-Koordinaten, Bilden eines skalierungs-, translations- und rotationsinvarianten Sternengruppenkodes basierend auf [xPiX,yPiX]n oder der Schritt Kodieren von Sterngruppen-Katalogdaten mit n = 3...4 Sternen [x n ,y n , z n ], welche in einem Bildfeld sichtbar sind, in repräsentative Tangens- und/oder Winkelkoordinaten [tan(α),tan(β)] n ausgeführt werden, Vorrichtung zum Ausführen derartiger Verfahren und Computerprogrammprodukt zum Ausführen derartigen Verfahren.

Description

Verfahren, Vorrichtung und Computerprogrammprodukt zur Lagebestimmung eines Raumflugkörpers im Weltraum
Beschreibung
[0001 ] Die Erfindung betrifft Verfahren zur Lagebestimmung eines Raumflugkörpers im Weltraum. Außerdem betrifft die Erfindung eine Vorrichtung zum Ausführen eines derartigen Verfahrens. Außerdem betrifft die Erfindung ein Computerprogrammprodukt zum Ausführen eines derartigen Verfahrens.
[0002] Das Dokument US 2011/0024571 A1 betrifft ein System und Verfahren zur kreisellosen Übertragung der Sonnenerfassung aus dem Transferorbit unter ausschließlicher Verwendung der Rückmeldung der Flügelstrommessung. Der Transferorbit dient zum Transport des Raumflugkörpers in seinen operationellen Orbit. Der Raumflugkörper wird dabei in eine gezielte Rotation versetzt, wobei Drehachse und Drehgeschwindigkeit allein aus der Messung des verfügbaren Solarstroms optimal bestimmt werden. Keine anderen Sensoren wie Kreiselsensoren, Sternsensoren oder Sonnensensoren werden im Transferorbit benutzt. Dadurch kann diese wegen geringer Verfügbarkeit von Ressourcen und fatalen Folgen von Fehlsteuerungen riskante Missionsphase sehr sicher gestaltet werden. Die geringe Genauigkeit der Drehratenmessung und die nötige stabile Drehung erlauben es allerdings nicht, generell in allen Missionsphasen auf Kreiselsensoren zu verzichten.
[0003] Das Dokument US 2014/0231589 A1 betrifft einen Lageschätzer, der die Sonnensensorausgänge als einzige Lagebestimmungsmessungen verwendet, um dreiachsige Lageinformationen zu liefern. Dabei liegt die Aufgabe zugrunde, dass mit Sonnensensoren prinzipiell nur zwei der drei Komponenten der Lage gemessen werden können. Die Lösung besteht in der Schätzung der dritten Lagekomponente unter Verwendung der Messungen mehrerer Sonnensensoren und des Trägheitsmomentes des Flugkörpers. Auch hier gibt es wieder die Einschränkung auf eine stabile Rotation des Raumflugkörpers und die limitierte Messgenauigkeit von Sonnensensoren, die nicht für alle Missionsphasen ausreicht.
[0004] Das Dokument US 8,380,370 B2 betrifft ein System und eine Methode zur Steuerung eines Raumfahrzeugs zur Durchführung eines Drei-Achsen-Manövers, das rein auf „Positions-" (d.h. Lage-) Messungen basiert. Ziel ist es, Kreiselsensoren durch Sternsensoren zu ersetzen. Die erforderlichen Manöver des Raumfahrzeugs sollen allein mit den Drehlagemessungen ohne Verwendung von Drehratenmessungen erfolgen. Um das zu erreichen, müssen die bei den Manövern benutzten Drehraten unter der Obergrenze der Einsetzbarkeit konventioneller Sternsensoren von wenigen Winkelgrad pro Sekunde bleiben. Dazu wird für verschiedene Modi der Steuerung des Raumfahrzeugs - genannt werden Sonneneinfang-Modus, Sicherheits-Modus und Normal-Modus - Drehkommandos generiert, die aus aufeinander folgenden Phasen bestimmter Drehungen bestehen. Die Drehkommandos werden unter Benutzung eines Kardanmodells der Drehung in Teildrehungen um die einzelnen Eulerwinkel definiert. Dabei werden geringe Drehraten in jeder Phase eingehalten. Unter diesen Umständen reichen die Messwerte von konventionellen Sternsensoren für die Bestimmung der Kommandos mit den jeweiligen Phasen aus. Die Kommandogenerierung enthält Schutzmaßnahmen gegen den Ausfall der beteiligten Sternsensoren. Während eines Ausfalls werden die Kommandophasen abgebrochen und keine Drehungen ausgeführt. Nach Wiederherstellung der Sternsensormessung wird eine Extraphase eingeschoben, die mit vorgegebener Drehrate den Zustand vor dem Ausfall wiederherstellt. Die angegebene Lösung kann die Kreiselsensoren nicht vollständig ersetzten, da sie bei hohen Drehraten nicht funktioniert. Deshalb ist der Einsatz auch nur als Notlösung im Falle der Nichtverfügbarkeit von Daten der prinzipiell vorhandenen Kreiselsensoren vorgesehen.
[0005] Das Dokument US 7,410,130 B2 betrifft eine Methode zur Bestimmung der Fluglage eines sich drehenden Raumfahrzeugs. Dabei geht es um den Einsatz von Sternsensoren für die Steuerung drehstabilisierter Raumfahrzeuge, ohne das Ziel, Kreiselsensoren vollständig zu ersetzen. Als Obergrenze der Einsetzbarkeit von konventionellen Sternsensoren wird eine Drehrate von 3 Winkelgrad pro Sekunde angegeben. Um beim Ausfall der Motoren des Raumfahrzeugs noch unter dieser Grenze zu bleiben, werden nur Drehraten im Bereich von 0,3 bis 1,5 Winkelgrad pro Sekunde für die Drehstabilisierung verwendet, obwohl höhere Drehraten zu einer besseren Stabilität führen würden. Für unvorhergesehene Fehler, zum Beispiel wenn der Motor des Raumfahrzeugs nicht nur ausfällt, sondern durch Fehler in der Steuerung unzulässig beschleunigt, treten Drehraten bis zu 20 Winkelgrad pro Sekunde auf. Dieser Wert liegt weit über der Einsatzgrenze konventioneller Sternsensoren und schließt sie von der Verwendung als Notfallsensor anstelle von Kreiselsensoren bisher aus. Dem Dokument US 7,410,130 B2 zufolge wird die Lagemessung des Raumfahrzeugs zunächst mit Hilfe von Sternsensordaten initialisiert. Für die Initialisierung der Lagemessung muss das Raumfahrzeug in eine stabile Rotation mit einer Drehrate unter der Einsatzgrenze von konventionellen Sternsensoren versetzt werden. In die auf die Initialisierung folgende Lageschätzung geht eine Vielzahl von Sensor- und Steuerkomponenten ein: Erdsensoren, Sonnensensoren, Kreiselsensoren, Solarstromsensoren, Kalman Filter, Lageregler und bodengestützte Lagemessungen. Durch die Verknüpfung der Vielzahl von Komponenten soll erreicht werden, dass es nicht zwei unterschiedliche Varianten der Sensoren für den Transferorbit und für den Einsatzorbit geben muss. Zum Beispiel wird bisher für den Transferorbit ein Rotationssonnensensor benutzt und im Einsatzorbit ein Weitwinkelsonnensensor. Damit kommt es zu einer vorteilhaften Reduzierung von Masse, Kosten und Ausfallwahrscheinlichkeit. Beim Verlust der Lageinformation muss allerdings bei der Methode aus dem Dokument US 7,410,130 B2 eine erneute Initialisierung durch den Sternsensor verbunden mit der entsprechenden Stabilisierung der Drehung durchgeführt werden. Auch steht die Sternkamera nicht als Sensor für diese Stabilisierung zur Verfügung, für die Messung oberhalb der Einsatzgrenze konventioneller Sternsensoren muss ein zusätzlicher Kreiselsensor eingesetzt werden.
[0006] Das Dokument US 9,073,648 B2 betrifft einen Lageschätzer, der Sternverfolgungsmessungen und verbesserte Kalman-Filterung mit oder ohne Lagedaten verwendet, um dreiachsige Ratenschätzungen zu liefern. Dabei kann die Drehrate auch direkt aus den Sternpositionen ohne Bestimmung der Drehlage geschätzt werden. Die Schätzung der Drehrate aus Sternpositionen wird hier als sehr unzuverlässig bezeichnet, wenn nicht angemessene Schätzalgorithmen angewendet werden. Die in dem Dokument US 9,073,648 B2 vorgeschlagenen Schätzalgorithmen beinhalten Kalman Filter und Mittelungen in Vorwärts- und Rückwärtsrichtung über ein Zeitintervall. Erst nach dieser Verbesserung können die gefilterten Drehraten zur Berechnung der Drehlage und zur Kompensation der Ausfälle von Kreiselsensoren benutzt werden. Die Unzuverlässigkeit der Drehratenmessung aus Sternpositionen ohne Lagebestimmung ergibt sich daraus, dass die Sternpositionen in der Bildfolge der Sternkamera verfolgt werden müssen. Die Verfolgung besteht im Vorausschätzen der kommenden Sternposition und in dem Wiederfinden des Sterns in der Nähe der vorausgeschätzten Position. Bei hohen Drehraten und Drehbeschleunigungen kann es leicht zu Verwechslungen des verfolgten Sterns kommen. Deshalb wird in dem Lageschätzer gemäß dem Dokument US 9,073,648 B2 neben der Kalman und Mittelwert Filterung zusätzlich ein Schritt der Zuordnung von Sternpaaren vorgesehen. Diese Zuordnung erfolgt ohne Identifizierung der Sterne und ohne Lageberechnung. Der Erfolg des in dem Dokument US 9,073,648 B2 angegebenen Verfahrens hängt von der Einbeziehung vieler Sterne und der Berücksichtigung von Parametern der Lagesteuerung des Raumflugkörpers ab. Die verbesserte Zuverlässigkeit der Drehratenschätzung reicht nicht aus, um generell Kreiselsensoren auf dem Raumflugkörper einzusparen. Dem Dokument US 9,073,648 B2 zufolge kann die Drehrateninformation vom Sternsensor nur zur Kalibrierung der Kreiselsensoren und für eingeschränkte Funktionen im Falle des unerwarteten Ausfalls von Kreiselsensoren benutzt werden.
[0007] Die Veröffentlichung WHITE PAPER „Global Shutter, Rolling Shutter - Funktionsweise und Merkmale zweier Belichtungsverfahren (Shutter-Varianten)", Dominik Lappenküper, www.baslerweb.com, 2018, befasst sich mit der Charakterisierung des globalen Verschlusses und des Rollverschlusses zur Belichtungssteuerung bei modernen CMOS-Kameras. Beim globalen Verschluss werden alle Zellen der Matrix einmalig gleichzeitig belichtet, wogegen der Rollverschluss die einzelnen Bildzeilen nacheinander Zeile für Zeile belichtet. Je nach Belichtungszeit kann es beim rollenden Verschluss zu Überlappungen kommen, wenn die Belichtung der nächsten Zeile vor dem Abschluss der Belichtung der vorhergehenden Bildzeile beginnt. Kameras mit globalem Verschluss benötigen auf dem Sensorchip 2- bis 3-mal so viele Transistoren für Steuerung und Ladungstransport wie Kameras mit Rollverschluss. Dadurch entstehen beim globalen Verschluss ein vergleichsweise hohes Bildrauschen, mehr Wärme und eine starke Anfälligkeit für die Strahlungsbelastungen im Orbit.
[0008] Nachteil beim rollenden Verschluss, speziell auf schnell bewegten Plattformen, sind Bildverzerrungen, die das für eine Sternidentifikation akzeptable Maß überschreiten können. Die Vorteile des Rollverschlusses überwiegen für den Einsatz im Weltraum. Ein rollender Verschluss ist auch Voraussetzung für spezielle Optimierungen zur Erhöhung der Bildqualität. So ist in dem Dokument US 2006/0238632 A1 ein Verfahren zur Verhinderung von Überstrahlungen in CMOS-Kameras angegeben. Beim Einsatz mit Sternsensoren treten Überstrahlungen auf, wenn sehr helle Objekte, zum Beispiel Sonnenreflektionen durch Teile des Raumflugkörpers, zu einer Überbelichtung führen, bei der nicht mehr alle Photonen in messbare Elektronen gewandelt werden können. Die überschüssigen Elektronen laufen dann in benachbarte Zellen und Zeilen über, wodurch falsche Messwerte entstehen. Die Lösung gemäß dem Dokument US 2006/0238632 A1 verhindert das Überlaufen durch spezielles, mehrfaches Zurücksetzen der Bildzeilen, was nur bei einem rollenden Verschluss möglich ist.
[0009] Das Dokument US 9,503,653 B2 betrifft ein Verfahren zur Bestimmung der Lage eines Sternsensors auf der Grundlage einer Rolling-Shutter-Aufnahme. Die starke Einschränkung der Dynamik der Raumflugkörper auf die geringe Drehrate für tolerierbare Bildverzerrungen durch den Rollverschluss wird in dem Dokument US 9,503,653 B2 als wichtigste Barriere für die Weiterentwicklung konventioneller Sternsensoren bezeichnet. Hohe Drehraten sind dem Dokument US 9,503,653 B2 zufolge der entscheidende Engpass für hochauflösende Erdbeobachtungsmissionen. Gemäß dem Dokument US 9,503,653 B2 soll die Drehlagemessung für Sternkameras mit rollendem Verschluss unter Bedingungen hoher Dynamik in einem dreistufigen Verfahren verbessert werden. Der Sternsensor befindet sich dabei im Fenster-Modus, bei dem nicht das gesamte Bild, sondern nur die interessierenden Bildfenster um vorausgesagte Sternpositionen ausgelesen werden. Die drei Stufen laufen in der Sequenz der Extraktion der einzelnen Navigationssterne ab und nicht im üblichen Sternsensorzyklus, der sich aus der Auswertung des gesamten Bildfeldes ergibt. Der erste Schritt umfasst die Optimierung der Zeitparameter des rollenden Verschlusses für die Extraktion des nächsten Navigationssterns, also die Optimierung der Belichtungszeit, der Auslesezeit, der Zeilenübergangszeit und der Verarbeitungszeit. Im zweiten Schritt wird für die optimierten Parameter die Position des nächsten Navigationssterns aus dem Sternkatalog in der Sensormatrix geschätzt und das Sternbild dort extrahiert. Im dritten, finalen Schritt werden die Drehlage und Drehrate rekursiv mit dem neuen Stern und der vorhergehenden Schätzung neu geschätzt. Die Optimierung der Zeitparameter des rollenden Verschlusses dient unter anderem der Aufrechterhaltung eines konstanten Sternsensorzyklus für die Kompatibilität mit konventionellen Sternsensoren und der eindeutigen Definition des Zeitpunktes der nächsten Sternextraktion. Als Vorteile der Lösung gemäß dem Dokument US 9,503,653 B2 wird angesehen, dass die Messwerte um eine Größenordnung schneller mit dem Einzelsternzyklus statt mit dem Sternsensorzyklus geschätzt und ausgegeben werden. Darüber hinaus sollen kürzerer Sternsensorzyklen erreicht werden, da die gute Vorhersagbarkeit der Stern-Fenster die Belichtung und das Auslesen der gesamten Bildmatrix erspart. Das in dem Dokument US 9,503,653 B2 beschriebene Verfahren liefert nur Fortschreibungen von Drehlage und Drehrate und ist nicht einsetzbar für die Erstakquisition, wenn initiale Werte für Drehlage und Drehrate fehlen. Als weiterer Nachteil ist die dynamische Einstellung der Zeitparameter des rollenden Verschlusses zu nennen. Diese Einstellung ist nicht mit allen Kameras möglich und verkompliziert den Kameraaufbau.
[0010] Seit vielen Jahren sind sogenannte autonome Sternsensoren im Einsatz. Sie sind die Weiterentwicklung der Sternverfolger (englisch Star Tracker). Autonome Sternsensoren verfolgen die Sterne nicht nur in der Bildsequenz der Sternkamera, sondern sie bestimmen aus den Sternpositionen auch die absolute Drehlage des Sternsensors. Bei Sternverfolgern wird die Lageberechnung im Zentralrechner des Satelliten und nicht im Sensor ausgeführt. Für die Drehlageberechnung ist die Identifikation der verfolgten Sterne nötig. Sternidentifikation bedeutet, dass die Sterne im Sternkamerabild eindeutig den Sternen einer globalen Sternkarte zugeordnet werden. Die Sternkarte wird in Form eines Sternkataloges im Sensor mitgeführt. Moderne autonome Sternsensoren können die Sternidentifikation ohne jegliche Vorinformation, wie etwa die ungefähre Blickrichtung der Kamera, bestimmen. Diese Fähigkeit wird „Lost in Space" Identifikation genannt. Die Verfahren der „Lost in Space" Identifikation bestimmen wesentlich die Qualität eines Sternsensors und sind deshalb Gegenstand permanenter Weiterentwicklungen. Die Studie „A Survey on Star Identification Algorithms", Benjamin B. Spratling et al.. Algorithms 2009, 2, 93-107, gibt einen guten Überblick über die wechselnden Verfahren der Identifikation. Die ersten autonomen Sternsensoren brauchen dieser Studie zufolge etwa genauso viele Suchschritte für die Identifikation eines Sterns, wie es Sterne im Sternkatalog gibt. Das hat zur Folge, dass bei solchen Sternsensoren die Erstakquisition der Lage nicht im gleichen Rhythmus wie die Bildaufnahme erfolgen kann. Der Sternsensorzyklus der Bildaufnahme liegt in der Regel zwischen 1/5 Sekunden und 1/16 Sekunden. Die Erstakquisition dauert dagegen eine Größenordnung länger. Mitte der neunziger Jahre gab es einen entscheidenden Durchbruch bei der Verbesserung der Identifikationsalgorithmen. Für die Suche des zu identifizierenden Sterns oder einer Sterngruppe im Sternkatalog wurden statt sequentieller Algorithmen Verfahren der Graphentheorie mit Indexbäumen zur Suche eingesetzt. Der Sternkatalog enthält jetzt zusätzlich einen Indexbaum und unter Umständen einen Katalog der Sterngruppen, was zu einer Erhöhung des Speicherbedarfs führt. Andererseits verringert sich die Anzahl der Suchschritte im Katalog dramatisch. Die Schrittanzahl ist nicht mehr proportional zur Kataloglänge, typischerweise circa 5000, sondern entspricht dem binären Logarithmus der Kataloglänge, also circa 12 Suchschritten. Mit dieser Verbesserung wird es möglich, die „Lost in Space" Sternidentifikation in jedem Zyklus der Bildaufnahme durchzuführen.
[001 1 ] Das Dokument US 5,935,195 A beschreibt eine Variante der Sternidentifikation mit Indexbäumen. Dem Dokument US 5,935,195 A zufolge werden aus den Sternen im Kamerabild Sterngruppen gebildet, die aus 3 Sternen bestehen. Jede Sterngruppe wird dann durch mindestens zwei Winkelabstände zwischen Sternen der Gruppe charakterisiert. Die Winkelabstände werden mittels geometrischer Ordnungskriterien so gewählt, dass sie die Sterngruppe eindeutig identifizieren. Nach dem gleichen Verfahren werden aus den Sternen des Sternkataloges ebenfalls Sterngruppen gebildet. Die Sterngruppen sind als Datenbasis zusammen mit den charakterisierenden Winkelabständen im Sternsensor als Erweiterung des Sternkatalogs gespeichert. Die Auswahl der Sterne für eine Gruppe kann dabei nach geometrischen Gesichtspunkten der Nachbarschaft und nach der Sternhelligkeit erfolgen. Für die Suche der passenden Sterngruppe in der Datenbasis wird gemäß dem Dokument US 5,935,195 A ein binärer Indexbaum verwendet.
[0012] Wie aus der Veröffentlichung „Making the Sky Searchable: Fast Geometric Hashing for Automated Astrometry", Sam Roweis, Dustin Lang & Keir Mierle, University of Toronto, David Hogg & Michael Blanton, New York University, http://astrometry.net, 2005-2019, hervorgeht, werden in neueren Entwicklungen Vektor-Indexbäume für die Suche verwendet. Neben der Beschleunigung der Suche im Katalog gibt es Ansätze zu einfacheren und robusteren Verfahren der Berechnung der Sterngruppe aus dem Bild der Sternkamera. Der Berechnungsaufwand für die Parameter der Sterngruppen aus dem Bild ist in dem Dokument US 5,935,195 A proportional zur verdoppelten Anzahl der Sterne im Bild, und liegt damit typischerweise bei etwa 100 Schritten.
[0013] Die Berechnung der Sterngruppen konnte der Studie „A Survey on Star Identification Algorithms", Benjamin B. Spratling et al.. Algorithms 2009, 2, 93-107, zufolge auf die Anzahl der Sterne in der Gruppe, also etwa 3-5, reduziert werden. Unter der Bezeichnung „dimensionslose" Verfahren erwähnt die Studie „A Survey on Star Identification Algorithms", Benjamin B. Spratling et al.. Algorithms 2009, 2, 93-107, Ansätze zur Reduzierung des Einflusses von Kalibrierfehlern der Sternkamera. Dazu werden Parameter von Sterngruppen benutzt, die unabhängig vom Abbildungsmaßstab der Kamera sind. Beispielsweise werden statt der Winkel zwischen den Sternen einer 3-Sterne-Gruppe die inneren Winkel des durch die 3 Sterne aufgespannten Dreiecks benutzt. Für eine 4-Sterne-Gruppe wird der Veröffentlichung „Making the Sky Searchable: Fast Geometric Hashing for Automated Astrometry", Sam Roweis, Dustin Lang & Keir Mierle, University of Toronto, David Hogg & Michael Blanton, New York University, http://astrometry.net, 2005-2019, zufolge eine Normierung der Sternabstandswinkel auf den jeweils größten Winkelabstand der Gruppe zum Erreichen der Unabhängigkeit vom Abbildungsmaßstab angewendet.
[0014] Im internationalen Projekt von Astronomen „Astrometry.net" wurde ein Verfahren entwickelt welches jegliche Bildaufnahmen des Sternhimmels ohne Kenntnis der Parameter des Bildaufnahmesystems nachidentifizieren kann. Das in der Quelle beschriebene Verfahren kodiert den gesamten Sternhimmel bis zu Magnitude 22mag in (scale-, translation- und rotation) invariante Stern-Vierergruppen. Bei ausreichend hoher Rechenleistung sind damit Sternbilder aus beliebigen Quellen ohne Systemkenntnis des Aufnahmesystems möglich.
[0015] Die diesem Verfahren verwendeten Stern-Vierergruppenkataloge sowie auch die benötigten Rechenleistungen übersteigen um mehrere Größenordnungen die Ressourcen eines Sternsensors. Dies ist der Tatsache geschuldet, dass das o.g. Verfahren ohne die Kenntnis der Parameter (Gesichtsfeld, Empfindlichkeit, etc.) des Bildaufnahmesystems arbeitet.
[0016] Sternsensoren arbeiten nach dem Prinzip Punktobjekte in den Bildrohdaten zu detektieren (mittels Detektionsschwelle), zu diskriminieren (sternähnliches Objekt gegen Pixeldefekt), zu verfolgen (tracken), zu interpolieren, zu transformieren (Pixelkoord. -> Winkelkoord.), zu identifizieren (gegen einen Sternkatalog) und schließlich die 3-Achsenlage zu berechnen. Dieser Prozess der Erst-Akquisition der Lage kann mehrere Sekunden dauern und ist bei hoher Bewegungsdynamik (Dreh- Rate, -Beschleunigung) sehr unsicher. Durch den Einsatz einer systemangepassten Sterngruppenkatalogkodierung unter Verwendung der bekannten Sternsensoreigenschaften (Optik, Detektor) lassen sich extrem kurze Stern- Identifikationszeiten (Echtzeit!) in Verbindung mit effizienten on-board Sternkatalogen erreichen.
[0017] Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die eingangs genannten Verfahren zu verbessern. Außerdem liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine eingangs genannte Vorrichtung bereitzustellen. Außerdem liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein eingangs genanntes Computerprogrammprodukt bereitzustellen.
[0018] Insbesondere liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, Kreiselsensoren im Lagebestimmungssystem hochdynamischer Raumflugkörper durch Verbesserungen der Sternsensoren vollständig ersetzbar zu machen. Dazu sollen die durch die Bildverzerrung bedingten Einsatzbeschränkungen von Sternkameras mit einem Rollverschluss überwunden werden und Drehlage- und Drehratenmessungen weit über dem bisherigen Drehratenlimit hinaus ermöglicht werden. Insbesondere soll das Drehratenlimit soweit verbessert werden, dass eine kreisellose Drehlage- und Drehratenmessung für alle wesentlichen Einsatzfälle bis hin zum Notfallregime möglich wird. Die erfindungsgemäße Lösung soll keine Eingriffe in die Hardware verfügbarer Sternkameras erfordern, insbesondere auch nicht in deren sensornahe Steuer- und Vorverarbeitungselektronik, sodass vorhandene Kameras weiterverwendet werden können. Das Drehratenlimit soll nicht nur für die Drehratenmessungen mit dem Ziel der Substitution von Kreiselsensoren verbessert werden, sondern auch für die Messung der absoluten Drehlage bei sehr hohen Drehraten. Die erfindungsgemäße Lösung soll ohne zusätzliche Verzögerungen mit der minimalen Anzahl von Sternsensorzyklen, also mit einem Zyklus bei der Fortführung der Messung in einer kontinuierlichen Sequenz und mit ein oder zwei Zyklen unter „Lost in Space" Bedingungen, auskommen.
[0019] Insbesondere liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, einen Prozess „diskriminieren ... verfolgen ... interpolieren ... transformieren ... identifizieren ... lagerechnen", welcher einige Sekunden, typischerweise ca. 10s, dauert, in einen Echtzeitprozess mit beispielsweise <100ms bei 10Hz Messzyklus umzusetzen. Eine Echtzeit Sternidentifikation erfordert keine störanfällige Sternverfolgung („Tracking"), insbesondere bei hohen Drehraten und -Beschleunigungen. In jedem einzelnen Messzyklus sind unabhängige Lagemessungen möglich, welche dann ebenso in aufeinanderfolgenden Zyklen eine Echtzeit-Drehraten- und Beschleunigungsbestimmung ermöglichen. Insbesondere bei sehr hohen Drehraten und -Beschleunigungen kann eine Möglichkeit bereitgestellt werden, mit einem Sternsensor die Drehrichtung und eine Ratenschätzung zu bestimmen, genau dann, wenn in mindestens zwei aufeinanderfolgenden Zyklen geeignete Sterngruppen detektiert werden können (helle Sternfelder), aber nicht notwendigerweise in jedem Zyklus vorhanden sein müssen (beim Überstreichen dunkler Sternfelder). Eine klassisch implementierte Lageverfolgung (attitude tracking) bei hohen Beschleunigungen und Drehraten kann durch eine parallel laufende Echtzeitidentifikation mit dem beschriebenen Verfahren unterstützt werden. [0020] Die Aufgabe wird gelöst mit einem Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 . Außerdem wird die Aufgabe gelöst mit einem Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 2. Außerdem wird die Aufgabe gelöst mit einer Vorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 12. Außerdem wird die Aufgabe gelöst mit einem Computerprogrammprodukt mit den Merkmalen des Anspruchs 15. Vorteilhafte Ausführungen und/oder Weiterbildungen sind Gegenstand der Unteransprüche.
[0021 ] Das Verfahren kann ohne Verwendung von Gyroskopen oder Kreiselinstrumenten ausgeführt werden. Insofern kann das Verfahren oder die Vorrichtung auch als kreisellos bezeichnet werden. Der Raumflugkörper kann eine hochdynamischer Raumflugkörper sein.
[0022] Ein grundlegender Aspekt der Erfindung kann darin bestehen, dass durch einen Rollverschluss entstehende Bildverzerrungen soweit korrigiert werden, dass eine Sternidentifikation auch für sehr hohe Drehraten möglich wird.
[0023] Eine Verfügbarkeit einer Sternidentifikation in einem Sensorzyklus für ein gesamtes Bild mit modernen Suchverfahren kann dann dazu führen, dass kein Fenstermodus für eine Sternverfolgung mehr erforderlich ist. Damit kann verhindert werden, dass Sternsensoren bei hohen Drehraten und insbesondere bei hohen Drehbeschleunigungen aufgrund einer unsicheren Vorhersage der Fensterlage ausfallen. Für eine immer wieder neu durchgeführte Identifikation kann das Erfordernis einer Vorhersage einer nächsten Sternposition entfallen. Sie funktioniert immer, solange eine Bildgeometrie noch so gut ist, dass eine Identifizierung möglich ist.
[0024] Um eine Bildverzerrung durch einen Rollverschluss zu korrigieren, ist einerseits für eine Rollkorrektur eine Drehrate erforderlich und andererseits wird für eine Drehrate eine Identifikation und damit eine Korrektur benötigt. Dieser Zielkonflikt kann dadurch gelöst werden, dass die Identifikation nicht gleich mit den geometrisch korrekten Sterngruppen eines Kataloges durchgeführt wird, sondern zunächst in einem Zwischenschritt mit den entsprechend einer aktuellen Drehrate verzerrten Sterngruppen. [0025] In dem Zwischenschritt können die rollverzerrten Sterngruppen aus dem aktuellen Bild in einer Menge der rollverzerrten Sterngruppen des letzten Bildes wiedergefunden werden. Das ist weniger empfindlich gegen Drehraten und Drehbeschleunigungen als die Katalogidentifizierung, da nur noch die Änderung der Verzerrung in einem Sternsensorzyklus relevant ist und nicht mehr die gesamte Verzerrung.
[0026] Aus den in zwei aufeinander folgenden Bildern wieder gefundenen, rollverzerrten Sterngruppen kann dann die aktuelle Drehrate initial ausreichend gut geschätzt werden. Eine Lage kann nicht aus dieser Zuordnung bestimmt werden. Diese initiale Drehrate ist für die Korrektur der Rollverzerrung in den aktuellen verzerrten Sterngruppen ausreichend gut, um die Gruppen im Katalog zu identifizieren. Mit dieser Identifikation in Bezug auf die in inertialen Koordinaten gespeicherten Katalogdaten kann dann die finale Bestimmung der Drehlage und feinen Drehrate des Sternsensors erfolgen.
[0027] Mit Kenntnis der System para meter, insbesondere Brennweite, Pixelgröße, Pixelanzahl eines Sternsensors oder Detektors kann eine Sterngruppenkodierung erfolgen. Katalogsterngruppen mit n = 3 ...4 Sternen [xn,yn, zn], welche in einem Gesichtsfeld simultan gesehen werden können in repräsentative Fokalebenen- Koordinaten, insbesondere in Pixelkoordinaten, kodiert werden. Dabei kann aufgrund der Systemkenntnis ein Erfordernis weiterer simultan sichtbarer Sterne entfallen. Basierend auf [xpix, yPtx]n können skalierungs-, translations- und rotationsinvariante Sternengruppenkodes gebildet werden. Bei dieser Kodierung können die vom Detektor gelieferten Koordinaten direkt ohne weitere Prozessierung genutzt werden. Alternativ oder zusätzlich können Sterngruppen-Katalogdaten mit n = 3 ... 4 Sternen [xn,yn, zn], welche in einem Bildfeld sichtbar sind, in repräsentative Tangens- und/oder Winkelkoordinaten [tan(a) ,tan(/?)]n kodiert werden.
[0028] Insbesondere werden nur die hellsten Sterne zur Katalogsterngruppenbildung ausgewählt. Die Verwendung der hellsten Sterne reduziert die Menge an Sternen und erhöht die Signifikanz/Toleranz der Sterngruppen. Messungenauigkeiten können damit toleriert und vorteilhaft genutzt werden. Die gemessenen Sterngruppen können bzgl. einer Einzelsternposition fehlerhaft sein durch: Messrauschen bei kleinen Signalen; Rolling Shutter (Rollenverschluss) Verzeichnung bei Bewegungsdynamik. Durch Zusammenfassen von Pixeln (Binning) kann eine Defektivität bei sehr hohen Drehraten erhöht und damit Sternpositionsunsicherheiten entgegengewirkt werden. Sterngruppen können in einem binären Suchbaum kodiert werden. Im Suchbaum kann eine toleranzbehaftete Suche erfolgen. Die gefundene Identifikationslösung kann mit weiteren verfügbaren Sternen verifiziert werden.
[0029] Bekannte Eigenschaften eines kalibrierten Sternsensors, wie Optikbrennweite, Detektorpixelgröße und -Anzahl, können in die Sterngruppenkodierung einbezogen werden. Durch eine Anordnung von Sterngruppenkodes in vorzugsweise binären Suchbäumen sind sehr schnelle Sterngruppenidentifikationen möglich.
Sternidentifikationen können in jedem einzelnen und voneinander unabhängigen Messzyklus in Echtzeit (<100ms) ermöglich werden.
[0030] Sobald eine Sterngruppe (3 ...4 Sterne) detektiert wird, kann eine Identifikation und Lagerechnung erfolgen. Erfolgt dies in direkt aufeinanderfolgenden Zyklen oder mit bekannten Zeitabständen, können Drehrate, -Richtung und -Beschleunigung bzw. eine Ratenschätzung selbst für sehr hohe Drehraten durchgeführt werden. Ein konventionelles Lagetracking kann insbesondere bei hohen Raten- und Beschleunigungen gestützt werden, was zu einer Erhöhung der Robustheit der Lagemessung führt.
[0031 ] Die Sterngruppen-Katalogdaten können Daten zu Gruppensternen, zu Sterngruppen und/oder zu einem Vektor-Indexbaum enthalten. Die Daten zu den Sterngruppen können Identifikationsvektoren und/oder Referenzdaten enthalten. Der Vektor- Indexbaum kann sich auf die Identifikationsvektoren der Sterngruppen beziehen. Es können weitere Stern-Katalogdaten mit zusätzlichen Sterndaten mitgeführt und verwendet werden. Die weiteren Stern-Katalogdaten können zur Erweiterung verwendet werden. Die Lageinformation können statistisch gefiltert werden. Die Lageinformation können durch Mittelwertbildung und/oder durch Kalman-Filterung gefiltert werden. Zum Aufnehmen der verzerrten Sternbilder kann wenigstens eine Sternenkamera, insbesondere eine Rollverschlusskamera, verwendet werden. Die verzerrten Sternbilder können mithilfe der wenigstens einen Sternenkamera zu den verzerrten Sterngruppendaten prozessiert werden. Die wenigstens eine Sternenkamera kann Bildelemente aufweisen. Mehrere einander benachbarte Bildelemente können zu einem Bildelementmodul zusammengefasst werden, um ein Drehratenlimit zu erhöhen. Zum Erfassen unterschiedlicher Bildfelder kann eine Sternenkamera oder können mehrere Sternenkameras zusammengefasst verwendet werden. Das Verfahren kann mithilfe wenigstens einer gesonderten Prozessorvorrichtung und/oder mithilfe einer Prozessorvorrichtung des Raumflugkörpers durchgeführt werden.
[0032] Die Verarbeitungsblöcke können logisch, funktionell und/oder strukturell abgegrenzt sein. Die Verarbeitungsblöcke können miteinander signalübertragend verbunden sein. Die Vorrichtung kann mehrere Sternenkameras und für jede Sternenkamera eine gesonderte Prozessorvorrichtung aufweisen. Die Vorrichtung kann mehrere Sternenkameras und für eine Gruppe von Sternenkameras eine gemeinsame Prozessorvorrichtung aufweisen. Die wenigstens eine Prozessorvorrichtung kann eine gesonderte Prozessorvorrichtung zum Ausführen des Verfahrens oder eine Prozessorvorrichtung des Raumflugkörpers sein. Die Vorrichtung kann wenigstens einen Programmspeicher und/oder wenigstens einen Datenspeicher aufweisen.
[0033] Das Computerprogrammprodukt kann auf einem computerlesbaren Speichermedium, auf einem computerlesbaren Datenträger oder als Datenträgersignal vorliegen.
[0034] Nachfolgend werden Ausführungsbeispiele der Erfindung unter Bezugnahme auf Figuren näher beschrieben, dabei zeigen schematisch und beispielhaft:
Fig. 1 ein Blockdiagramm eines kreisellosen Lagebestimmungssystems für hochdynamische Raumflugkörper,
Fig. 2 ein Blockdiagramm eines kreisellosen Lagebestimmungssystems für hochdynamische Raumflugkörper mit ausschließlicher Drehratenmessung,
Fig. 3 ein Blockdiagramm des Lagebestimmungssystems für wenig dynamische Raumflugkörper, Fig. 4 ein Blockdiagramm eines kreisellosen Lagebestimmungssystems für hochdynamische Raumflugkörper mit extra genauer Lagemessung,
Fig. 5 Sterngruppen, die durch einen Rollverschluss verzerrt wurden,
Fig. 6 Identifikationsparameter in Sterngruppendaten,
Fig. 7 ein Flussdiagramm einer Verarbeitung bei „Lost in Space"-Bedingungen,
Fig. 8 eine Applikation einer robusten Drehraten- und Lagebestimmung mit einem Sternsensor mittels ausgewählter Sterngruppenkatalogkodierung und
Fig. 9 ein Flussdiagramm einer robusten Drehraten- und Lagebestimmung mit einem Sternsensor mittels ausgewählter Sterngruppenkatalogkodierung.
[0035] Fig. 1 zeigt ein Blockdiagramm eines kreisellosen Lagebestimmungssystems 1 für hochdynamische Raumflugkörper. Eine als Rollverschlusskamera ausgeführte Sternkamera 2 des kreisellosen Lagebestimmungssystems 1 nimmt im Takt des Sternsensorzyklus verzerrte Sternbilder 4 des Sternhimmels auf und übergibt sie einer Prozessorvorrichtung 3 zur Auswertung. Dort werden in einem Verarbeitungsblock 5 zur Sterngruppengenerierung aus den Sternbildern 4 Sternvektoren bestimmt, die die Position aller Sterne im Bild charakterisieren und die zu Sterngruppendaten 6 weiterverarbeitet werden. Sterngruppen bestehen, ähnlich wie die üblichen Sternbilder, aus drei, vier oder mehr Sternen und können nach verschiedenen Prinzipien abgeleitet werden. Entscheidend ist die Eigenschaft der Sterngruppen, dass sie im gesamten Sternhimmel mit Hilfe ihrer Sterngruppenparameter eindeutig gefunden werden können. Die Sterngruppendaten 6 sind wie das Bild rollverzerrt und können noch nicht sicher zur Suche in Sterngruppen-Katalogdaten 14 benutzt werden. Identifiziert werden können sie allerdings in der Menge der ebenfalls verzerrten Sterngruppendaten des vorherigen Zyklus. Deshalb werden die verzerrten Sterngruppendaten 6 des aktuellen Bildes für den nächsten Zyklus als verzerrte Sterngruppendaten des vorherigen Zyklus zwischengespeichert. Wenn es sich um den allerersten Zyklus handelt, also „Lost in Space"-Bedingungen vorliegen, gibt es noch keine verzerrten Sterngruppendaten des vorherigen Zyklus. In diesem Falle kann im Verarbeitungsblock 7 eine aktuelle Drehrate 8 nicht gleich berechnet werden. Als fester Initialwert wird in diesem Fall eine Drehrate von Null Winkelgrad pro Sekunde benutzt. In Folgezyklen nach der Initialisierung kann im Verarbeitungsblock zur Generierung der aktuellen Drehrate 8 immer die aktuelle Drehrate geschätzt werden. Dazu wird mindestens eine Sterngruppe aus dem aktuellen Bild im vorherigen Bild wiedergefunden. Die Bestimmung der aktuellen Drehrate aus den zugeordneten verzerrten Sterngruppen ist mit verschiedenen Methoden möglich. Bei einigen Varianten von Sterngruppen ist eine direkte Berechnung der Drehrate aus den Sterngruppenparametern möglich. Immer möglich ist die Anwendung der Delta-Quaternionen-Schätzung durch statistische Optimierung der Rotationsmatrix, die die beiden Sätze von Sternvektoren der zugeordneten Sterngruppen möglichst gut zur Deckung bringt. Der bekannte QUEST Algorithmus kann für diese Optimierung verwendet werden.
[0036] Die so bestimmte aktuelle Drehrate 8 wird zum einen für die geometrische Korrektur der verzerrten Sterngruppendaten 6 im Verarbeitungsblock 10 zur Rollverschlusskorrektur benutzt und zum anderen direkt an das Lagekontrollsystem 9 des Raumflugkörpers ausgegeben. Die aktuelle Drehrate 8 kann ab dem zweiten Zyklus auch für sehr hohe Drehraten mit instabiler Drehachse sicher gemessen werden und steht dem Raumflugkörper für Anwendungen mit hohen Drehraten und geringen Anforderungen an die Genauigkeit zur Verfügung. Eine wichtige solche Anwendung ist der Notfall mit einem schnell taumelnden Raumflugkörper, der mit Hilfe der aktuellen Drehrate 8 wieder stabilisiert werden kann.
[0037] Der Verarbeitungsblock 10 zur Rollverschlusskorrektur rechnet die Sternposition der Sterne der Sterngruppendaten 6 in eine Koordinatensystem des Sternsensors so um, wie sie bei einer Momentaufnahme ohne Rollverschluss zustande kämen. Die Umrechnung erfolgt in Bezug zu einem wohldefinierten, im Sternsensorzyklus frei wählbaren Referenzzeitpunkt. Zum Beispiel kann die Mitte der Belichtungszeit der ersten Bildzeile als Referenzzeitpunkt gewählt werden. Mithilfe eines Modells des Rollverschlusses kann in Abhängigkeit von der Nummer der Bildzeile des Sterns der Zeitpunkt seiner Aufnahme in Bezug zum Referenzzeitpunkt als Zeitdifferenz bestimmt werden. Sterne in der ersten Bildzeile haben zu dem genannten Referenzzeitpunkt eine Differenz Null. Aus der aktuellen Drehrate 8 ergibt sich für jeden Stern der Gruppen eine Drehung seines Sternvektors, die den Sternvektor in die Lage versetzt, die er zum Referenzzeitpunkt hatte. Sterne aus der ersten Bildzeile werden gar nicht gedreht, die Sterne aus der letzten Bildzeile werden der maximalen Zeitdifferenz entsprechenden maximalen Drehung unterzogen. Die so entstandenen entzerrten Sterngruppendaten 1 1 können jetzt mit Erfolg in den Sterngruppen- Katalogdaten 14 gefunden werden. Diese zweite Zuordnung von Sterngruppen erfolgt im Verarbeitungsblock 12 zur Generierung der finalen Lageinformation. Im Ergebnis der Zuordnung liegen dann Sternvektoren sowohl im Koordinatensystem des Sternsensors zum Referenzzeitpunkt als auch im inertialen Koordinatensystem des Katalogs vor. Dies ermöglicht die Berechnung der aus Drehlage und feiner Drehrate bestehenden Lageinformation 13 nach bekannten Methoden. Möglich ist dabei eine Berechnung der Lageinformation 13 direkt aus den Sterngruppenparametern oder die Verwendung der zugeordneten Sternvektoren. In Abhängigkeit von der tatsächlichen aktuellen Drehrate kann unter „Lost in Space"- Bedingungen die Katalogidentifikation auch schon im allerersten Zyklus ohne gemessene aktuelle Drehrate funktionieren. Somit steht der Drehlageteil der Langeinformation ab dem ersten oder zweiten Zyklus zur Verfügung. Bei Drehungen unterhalb des bisherigen Drehratenlimit von konventionellen Sternsensoren liegt die Drehlage sofort vor, sodass bekannte Nachteile vermieden werden können.
[0038] Das kreisellose Lagebestimmungssystem kann an spezielle Anforderungen einer Mission angepasst werden, wobei entsprechend der Anpassung die benötigten Ressourcen optimiert werden.
[0039] Fig. 2 zeigt ein Blockdiagramm eines kreisellosen Lagebestimmungssystems 1 a für hochdynamische Raumflugkörper mit ausschließlicher Drehratenmessung. Hier können alle Bestandteile des Systems weggelassen werden, die nicht für die Messung der aktuellen Drehrate 8 benötigt werden. Die verbliebenen Bestandteile bedürfen keiner Modifikation, sodass ein hohes Maß an Modularität des Systems erreicht wird.
[0040] Fig. 3 zeigt ein Blockdiagramm des Lagebestimmungssystems 1 b für wenig dynamische Raumflugkörper. Hier entfallen die Systemkomponenten für die Bestimmung der aktuellen Drehrate 8 und für den Verarbeitungsblock 10 zur Rollverschlusskorrektur, ebenfalls in modularer Weise. Wenn das System für höhere Anforderungen aufgerüstet werden soll, sind entsprechende Erweiterungen möglich, wie in Fig. 4 für den Fall des kreisellosen Lagebestimmungssystems für hochdynamische Raumflugkörper mit extra genauer Lagemessung dargestellt.
[0041 ] Die Messgenauigkeit kann erhöht werden durch die Verwendung zusätzlicher Stern- Katalogdaten 15. Mit der Anzahl zugeordneter Sterne verbessert sich die Genauigkeit sowohl der Drehlagemessung als auch der Drehratenmessung. Die Anzahl der zugeordneten Sterne ist jetzt nicht mehr wie bei konventionellen Sternsensoren durch die Kapazität der Verfolgung von Sternen in Bildfenstern begrenzt. Sie kann potentiell auf alle im Bild befindlichen, detektierbaren Sterne erweitert werden. Die Anzahl der gemessenen Sterne erhöht sich dadurch beispielsweise auf circa 50 bis 100 gegenüber 16 in Fenstern verfolgten Sternen. Dies führt zu einer deutlichen Erhöhung der Messgenauigkeit.
[0042] Fig. 5 zeigt zwei Beispiele von Sterngruppen, die durch den Rollverschluss verzerrt wurden. Zum Vergleich ist auch die nicht verzerrte Sterngruppe 17 dargestellt. Die nicht verzerrte Sterngruppe 17 besteht aus den drei Sternen 16. Die Sterngruppe 19 mit den Sternen 18 demonstriert die Verzerrung durch eine Drehung um die optische Achse der Sternkamera, während die Sterngruppe 21 mit den Sternen 20 die Verzerrung durch eine Drehung um die vertikale Bildachse der Sternkamera zeigt. Die Abbildungsverhältnisse entsprechen einem typischen Fall mit einem quadratischen Sternkamera-Bildfeld 22 von 25 Winkelgrad, einer Rollverschluss-Verzögerung von 100 Millisekunden zwischen der ersten und der letzten Bildzeile in einem 8Hz Sternsensorzyklus. Die erste Bildzeile befindet sich im Bild oben. Bei einer angenommenen Größe der Bildmatrix von 1000 Bildelementen mal 1000 Bildelementen ergibt sich in der letzten Bildzeile eine Verzerrung von circa 80 Bildelementen für eine Drehungen um die Bildachse und von circa 34 Bildelementen für eine Drehung um die optische Achse der Sternkamera jeweils mit einer Drehrate von 20 Winkelgrad pro Sekunde. Fig. 5 spiegelt die geometrischen Proportionen der Verzerrung für diese Fälle wider. In Abhängigkeit von Drehrate und Drehachse ergeben sich Korrekturen für die Sternpositionen, die nur mit der Drehung entsprechend aller drei Komponenten der aktuellen Drehrate 8 kompensiert werden können, wie sie in dem Verarbeitungsblock 10 zur ausgeführt werden. Reine Verschiebungen reichen nicht aus.
[0043] Für die Sterngruppen werden vorzugsweise vier Sterne benutzt. Bei der Verwendung von drei Sternen pro Gruppe gibt es zwar theoretisch schon eine eindeutige Identifikation der Gruppe, allerdings sind dafür sehr geringe Fehler der Bestimmung der Sternposition erforderlich, die in der Praxis nicht immer sichergestellt werden können. Die Sterngruppendaten enthalten die Identifikationsparameter, zusammengefasst in einem Identifikationsvektor. Darüber hinaus können sie Referenzdaten enthalten, die nach erfolgreicher Identifikation für die Drehlage- und Drehratenberechnung benutzt werden. Für große Sätze von Sterngruppendaten, wie Sterngruppen-Katalogdaten 14, können zusätzlich Indexbäume zur Beschleunigung der Suche enthalten sein.
[0044] Fig. 6 zeigt Identifikationsparameter in Sterngruppendaten. Für Sternberechnungen werden vorzugsweise Daten bezüglich der Einheitskugel mit Einheitsvektoren und Raumwinkeln benutzt. Die betrachtete Sterngruppe besteht aus vier Sternen 23, deren Position als Richtung durch den entsprechenden Sternvektor auf der Einheitskugel repräsentiert ist. Die Sternenvektoren der Sterne im Bild der Sternkamera werden durch die Position des Sterns im Bild und die optischen Abbildungsparameter, vor allem die Brennweite und eventuell weitere Kalibrierparameter, bestimmt. In dem in Fig. 6 dargestellten Beispiel werden die Identifikationsparameter wie folgt berechnet: Zuerst werden die beiden Sterne mit der größten Winkelseparation ausgewählt, sie werden Primärsterne genannt. Die sphärische Hauptachse 24 der Sterngruppe ist der Kreisabschnitt auf der Einheitskugel, der die beiden Sterne mit dem größten Separationswinkel verbindet. Die Länge der Hauptachse entspricht dem maximalen Separationswinkel. Der Einheitsvektor zur Mitte der Hauptachse wird als Positionsvektor 25 der Gruppe verwendet. Die sphärische Nebenachse steht senkrecht zur Hauptachse und hat ihren Ursprung im Positionsvektor der Gruppe. Mit diesen beiden Achsen sind dann die Winkelkoordinaten der beiden verbliebenen Sterne der Gruppe, Sekundärsterne genannt, in einem lokalen Gruppenkoordinatensystem definiert. Das Gruppenkoordinatensystem ist zweidimensional mit den Winkel-Koordinaten senkrecht zur Hauptachse 26 und den Winkel-Koordinaten parallel zur Hauptachse 27. Um die Gruppenidentifikation unabhängig vom Abbildungsmaßstab der Sternkamera zu machen, beziehungsweise um eine Nach-Kalibrierung der Brennweite im Orbit vorzunehmen, können die Winkelkoordinaten der Sekundärsterne zusätzlich auf die Winkelgröße der Hauptachse normiert werden. Maßstabsänderungen, zum Beispiel durch Thermaleffekte im Objektiv, können dann nach erfolgter Identifikation durch Auswertung der nicht normierten Winkel ausgeglichen werden. Dabei ist die in vom Abbildungsmaßstab unabhängige Variante der Identifikation mit den auf die Hauptachse normierten Winkeln zu verwenden.
[0045] Die vier Werte der Winkelkoordinaten (Hauptachsen 26, 27) der beiden Sekundärsterne bilden den vierdimensionalen Identifikationsvektor der Sterngruppe. Die Indizes der vier Gruppensterne in der Indexliste der im Bild detektierten Sterne sind die Referenzdaten. Am Boden wird mit dem gleichen Verfahren der globale Sterngruppenkatalog mit den Sterngruppen-Katalogdaten 14 berechnet und im Flug mitgeführt. In den Sterngruppen-Katalogdaten 14 entsprechen die Indizes der vier Sterne einer durchgängigen Nummerierung aller Gruppensterne. Der ebenfalls am Boden berechnete Indexbaum wird für die angegebenen Identifikationsvektor vorzugsweise als Vektor-Indexbaum ausgeführt. Für die Variante des kreisellosen Lagebestimmungssystems 1c für hochdynamische Raumflugkörper mit extra genauer Lagemessung werden neben den Sterngruppen-Katalogdaten 14 zusätzliche Stern-Katalogdaten 15 mitgeführt.
[0046] Der typische Sternsensor ist bei Sterndetektion mit Fenstern aus geometrischen Gründen nicht für sehr hohe Drehraten geeignet und mögliche Modifikationen der Sensorkonfiguration müssen betrachtet werden. Eine einfach zu implementierende Verbesserung ergibt sich mit der Vergrößerung des Bildfeldes. Bei einer Sternkamera mit 40 Winkelgrad quadratischem Bildfeld werden nur noch circa 1000 Sterne im Katalog für die Sterngruppen benötigt. Draus ergibt sich ein Drehratenlimit von 14 Winkelgrad pro Sekunden bei 100 Millisekunden Bildbelichtung. Noch größere Bildfelder haben eine weitere Erhöhung des theoretischen Drehratenlimits zur Folge. Die hier angenommene ungefähre Gleichverteilung der Sterne liegt praktisch nicht vor. Deshalb ist beim Design des Sternkatalogs und des Sterngruppenkatalogs für hohe Drehraten dem Sternabstand besondere Beachtung zu schenken. Sterne mit nahen Nachbarn dürfen für den Katalog nicht verwendet werden. Da im Bild der Sternkamera alle Sterne detektiert werden, auch die ungeeigneten, ergibt sich zusätzlich eine moderat erhöhte Verarbeitungsleistung im Verarbeitungsblock 7 der Sterngruppengenerierung. Insgesamt ist mithilfe einer Bildfeldvergrößerung, eines angepassten Katalogdesigns und erhöhter Rechenleistung das angestrebte Drehratenlimit von 20 Winkelgrad pro Sekunde für das Notfallregime bei einem einfachen typischen Sternsensor mit Fensterdetektion erreichbar.
[0047] Neuere Sternsensoren arbeiten nicht mehr mit Sternfenstern, sondern mit Sternclustern. Cluster sind Gruppen zusammenhängender heller Bildelemente, die als Objekte aus dem Bild extrahiert werden.
[0048] Bei der Fortführung der Messung von Drehlage und Drehrate mit dem Verfahren der Erfindung in einer kontinuierlichen Sequenz ist in jedem Sternsensorzyklus eine Messung möglich, egal wie sich die Drehrate unterhalb des Limits ändert. Bei der ersten Messung unter „Lost in Space"-Bedingungen kann es passieren, dass bei hohen Drehraten erst im zweiten Zyklus ein Messergebnis vorliegt. Die Ursache für den möglichen Ausfall des allerersten Zyklus ist das fehlende Sternbild aus dem vorherigen Zyklus.
[0049] Fig. 7 zeigt ein Flussdiagramm einer Verarbeitung bei „Lost in Space"-Bedingungen im allerersten Sternsensorzyklus. Im allerersten Zyklus wird die aktuelle Drehrate zur Rollkorrektur auf Null gesetzt. Dies kann durch direkte Zuweisung des Nullwertes erfolgen, oder dadurch, dass anstelle der Sterngruppen des vorherigen Zyklus die Daten des aktuellen Zyklus verwendet werden. Mit einer Null-Drehrate verändert die Rollverschluss-Korrektur die Daten nicht. Ein Messergebnis im ersten Zyklus wird also nur vorliegen, wenn die Drehrate zu tolerierbaren Verzerrungen führt. Bei einer Drehrate von 1 Winkelgrad pro Sekunde und einer Ausdehnung der Sterngruppe über das halbe Bildfeld kommt es beim typischen Sternsensor zu einer Verzerrung von circa 2 Bildelementen. 2 Bildelemente geometrischer Fehler führen in der Regel zum Fehlschlagen der Identifikation. Trotzdem können in der Praxis Drehraten von 1 bis 4 Winkelgrad pro Sekunde für die Sternidentifikation bei einem typischen Sternsensor toleriert werden. Das liegt daran, dass die Rollverzerrung teilweise als Drehung und Vergrößerung wirken kann. Diese Komponenten der Verzerrungen werden durch die Identifikationsalgorithmen kompensiert.
[0050] Im Flussdiagramm nach Fig. 7 gibt es eine Erfolgsprüfung der Zuordnung der entzerrten Sterngruppen zum Katalog. Sie wird insbesondere für den allerersten Verarbeitungszyklus benötigt. Eine Erfolgsprüfung der Zuordnung der Sterngruppen aus dem aktuellen und dem letzten Bild wird nicht benötigt. Die Zuordnung der verzerrten Sterngruppen zweier aufeinander folgender Bilder funktioniert für alle relevanten Einsatzszenarien des Sternsensors. Bei einer Rotation um die Bildachsen ändern sich die Zeitdifferenzen der Sternerfassung nicht. In diesem günstigsten Fall gibt es keine Änderung der Rollverzerrung von Bild zu Bild. Die größte Änderung der Rollverzerrung gibt es bei der Drehung um die optische Achse der Sternkamera. Sie beträgt bei einer Drehrate von 20 Winkelgrad pro Sekunde weniger als ein Drittel des Bildelements und ist damit unkritisch.
[0051 ] Fig. 8 zeigt eine Applikation einer robusten Drehraten- und Lagebestimmung mit einem Sternsensor mittels ausgewählter Sterngruppenkatalogkodierung. Fig. 9 zeigt ein Flussdiagramm robusten Drehraten- und Lagebestimmung mit einem Sternsensor mittels ausgewählter Sterngruppenkatalogkodierung.
[0052] Abgeleitet aus dem Verfahren gemäß Fig. 8 und Fig. 9 werden die bekannten Eigenschaften eines kalibrierten Sternsensors wie Optikbrennweite, Detektorpixelgröße und -anzahl in die Sterngruppenkodierung einbezogen. Durch die Anordnung der Sterngruppenkodes in vorzugsweise binären Suchbäumen sind sehr schnelle Sterngruppenidentifikationen möglich. Das Verfahren wurde auf reale Messdaten angewandt optimiert und verifiziert. Mit diesem Vorschlag sind Echtzeit- Sternidentifikationen in jedem einzelnen und voneinander unabhängigen Messzyklus möglich (<100ms). D.h., sobald eine Sterngruppe (3...4 Sterne) detektiert wird, kann eine Identifikation und Lagerechnung erfolgen. Erfolgt dies in direkt aufeinanderfolgenden Zyklen oder mit bekannten Zeitabständen, kann Drehrate, - richtung und -beschleunigung bzw. eine Ratenschätzung selbst für sehr hohe Drehraten durchgeführt werden. Das konventionelle Lagetracking kann mit diesem Verfahren insbesondere bei hohen Raten- und Beschleunigungen gestützt werden. was zu einer Erhöhung der Robustheit der Lagemessung führt. Diese Eigenschaften sind eine wertvolle Erweiterung der Funktionalität eines Sternsensors.
[0053] Mit „kann" sind insbesondere optionale Merkmale der Erfindung bezeichnet. Demzufolge gibt es auch Weiterbildungen und/oder Ausführungsbeispiele der Erfindung, die zusätzlich oder alternativ das jeweilige Merkmal oder die jeweiligen Merkmale aufweisen.
[0054] Aus den vorliegend offenbarten Merkmalskombinationen können bedarfsweise auch isolierte Merkmale herausgegriffen und unter Auflösung eines zwischen den Merkmalen gegebenenfalls bestehenden strukturellen und/oder funktionellen Zusammenhangs in Kombination mit anderen Merkmalen zur Abgrenzung des Anspruchsgegenstands verwendet werden.
Bezugszeichen
1 Lagebestimmungssystem
1 a Lagebestimmungssystem
1 b Lagebestimmungssystem
1 c Lagebestimmungssystem
2 Sternkamera
3 Prozessorvorrichtung
4 Sternbild
5 Verarbeitungsblock
6 Sterngruppendaten
7 Verarbeitungsblock
8 Drehrate
9 Lagekontrollsystem
10 Verarbeitungsblock
1 1 Sterngruppendaten
12 Verarbeitungsblock
13 Lageinformation
14 Sterngruppen-Katalogdaten
15 Stern-Katalogdaten
16 Stern
17 Sterngruppe
18 Stern
19 Sterngruppe
20 Stern
21 Sterngruppe
22 Bildfeld
23 Stern
24 Hauptachse
25 Positionsvektor
26 Hauptachse
ZI Hauptachse
28 Start der Messung, Zyklus-Nummer=O Berechnung der Sternvektoren aus dem Bild
Berechnung der Sterngruppen aus den Sternvektoren
Zyklus-Nummer=O? ja nein
Aktuelle Drehrate=O
Zuordnung der aktuellen und der vorherigen Sterngruppen
Berechnung der aktuellen Drehrate
Rollverschluss-Korrektur der Sterngruppen
Zuordnung der korrigierten und der Katalog-Sterngruppen
Erfolgreiche Zuordnung? nein ja
Meldung eines Messfehlers an den Satelliten
Finale Berechnung von Drehlage und Drehrate und Meldung an den Satelliten
Zyklus-Nummer=Zyklusnummer+1
Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahrens, Dauer < 100ms (Echtzeit)
Detektieren (x,y)
Identifizieren
Lage Rechnen
Detektor, Binningstufe 1, 2, 4
# Objekte?
Identifizieren
Rate exist?
Ja
Rolling Shutter Korrektur
Nein
Bilde Sterngruppen Kodes(s)
Katalogsterngruppen Speicher
Sterngruppen ID?
Nein nächster Zyklus Ja Lagespeicherung Zyklus N Guide Sternkatalog Lagen N-1 existiert? Nein Ja Berechne Rate und Richtung

Claims

Patentansprüche Verfahren zur Lagebestimmung eines Raumflugkörpers im Weltraum, dadurch gekennzeichnet, dass die Schritte zyklisch wiederholt Aufnehmen von verzerrten Sternbildern (4), Prozessieren der verzerrten Sternbilder (4) zu verzerrten Sterngruppendaten (6), Speichern der verzerrten Sterngruppendaten (6),
Bestimmen einer aktuellen Drehrate (8) durch Vergleichen der verzerrten Sterngruppendaten (6) zweier aufeinanderfolgender Zyklen,
Übertragen der aktuellen Drehrate (8) an ein Lagekontrollsystem (9) und/oder die Schritte
Prozessieren der verzerrten Sternbilder (4) eines aktuellen Zyklus zu entzerrten Sterngruppendaten (11 ),
Bestimmen einer Lageinformation (13) durch Zuordnen der entzerrten Sterngruppendaten (1 1 ) zu mitgeführten Sterngruppen-Katalogdaten (14), Übertragen der Lageinformation (13) an das Lagekontrollsystem (9) ausgeführt werden. Verfahren zur Lagebestimmung eines Raumflugkörpers im Weltraum, dadurch gekennzeichnet, dass unter Berücksichtigung bekannter System para meter eines optischen Systems die Schritte
Kodieren von Sterngruppen-Katalogdaten mit = 3 ...4 Sternen [xn,yn,zn], welche in einem Bildfeld sichtbar sind, in repräsentative Fokalebenen- Koordinaten,
Bilden eines skalierungs-, translations- und rotationsinvarianten
Sternengruppenkodes basierend auf [xPiX,yPiX]n oder der Schritt
Kodieren von Sterngruppen-Katalogdaten mit n = 3 ...4 Sternen [xn,yn,zn], welche in einem Bildfeld sichtbar sind, in repräsentative Tangens- und/oder Winkelkoordinaten [tan(a) , tan(/?)]n ausgeführt werden.
27 Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Sterngruppen-Katalogdaten (14) Daten zu Gruppensternen, zu Sterngruppen (17, 19, 21 ) und zu einem Vektor- Indexbaum enthalten, wobei die Daten zu den Sterngruppen (17, 19, 21 ) Identifikationsvektoren und Referenzdaten enthalten und sich der Vektor- Indexbaum auf die Identifikationsvektoren der Sterngruppen (17, 19, 21 ) bezieht. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass Stern-Katalogdaten (15) mit zusätzlichen Sterndaten mitgeführt und verwendet werden. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Lageinformation (13) statistisch gefiltert wird. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Lageinformation (13) über mehrere Zyklen und/oder über mehrere Sternenkameras gefiltert wird. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zum Aufnehmen der verzerrten Sternbilder (4) wenigstens eine Sternenkamera (2), insbesondere eine Rollverschlusskamera, verwendet wird. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die verzerrten Sternbilder (4) mithilfe der wenigstens einen Sternenkamera (2) zu den verzerrten Sterngruppendaten (6) prozessiert werden. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 7 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die wenigstens eine Sternenkamera (2) Bildelemente aufweist und mehrere einander benachbarte Bildelemente zu einem Bildelementmodul zusammengefasst werden, um ein Drehratenlimit zu erhöhen. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass zum Erfassen unterschiedlicher Bildfelder (22) eine Sternenkamera (2) oder mehrere Sternenkameras (2) zusammengefasst verwendet werden. 1 . Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren mithilfe wenigstens einer gesonderten Prozessorvorrichtung (3) und/oder mithilfe einer Prozessorvorrichtung (3) des Raumflugkörpers durchgeführt wird. 2. Vorrichtung zum Ausführen eines Verfahrens nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 1 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Vorrichtung wenigstens eine Sternenkamera (2), insbesondere eine Rollverschlusskamera, und wenigstens eine Prozessorvorrichtung (3) aufweist, wobei die wenigstens eine Prozessorvorrichtung (3) einen ersten Verarbeitungsblock (5) zum zyklisch wiederholten Aufnehmen von verzerrten Sternbildern (4), zum Prozessieren der verzerrten Sternbilder (4) zu verzerrten Sterngruppendaten (6) und zum Speichern der verzerrten Sterngruppendaten (6) und einen zweiten Verarbeitungsblock (7) zum Bestimmen einer aktuellen Drehrate (8) durch Vergleichen der verzerrten Sterngruppendaten (6) zweier aufeinanderfolgender Zyklen, und/oder einen dritten Verarbeitungsblock (10) zum Prozessieren der verzerrten Sternbilder (4) eines aktuellen Zyklus zu entzerrten Sterngruppendaten (11 ) und einen vierten Verarbeitungsblock (12) zum Bestimmen einer Lageinformation (13) durch Zuordnen der entzerrten Sterngruppendaten (1 1 ) zu mitgeführten Sterngruppen-Katalogdaten (14); umfasst. 3. Vorrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorrichtung mehrere Sternenkameras (2) und für jede Sternenkamera (2) eine gesonderte Prozessorvorrichtung (3) oder für eine Gruppe von Sternenkameras (2) eine gemeinsame Prozessorvorrichtung (3) aufweist. Vorrichtung nach wenigstens einem der Ansprüche 12 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass die wenigstens eine Prozessorvorrichtung (3) eine gesonderte Prozessorvorrichtung (3) zum Ausführen des Verfahrens nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 1 1 oder eine Prozessorvorrichtung (3) des Raumflugkörpers ist. Computerprogrammprodukt, umfassend Befehle, die bei der Ausführung des Programms mithilfe wenigstens einer Prozessorvorrichtung (3) diese veranlassen, das Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 1 1 auszuführen.
EP21769899.2A 2020-08-31 2021-08-23 Verfahren, vorrichtung und computerprogrammprodukt zur lagebestimmung eines raumflugkörpers im weltraum Pending EP4204765A1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102020122748.5A DE102020122748B3 (de) 2020-08-31 2020-08-31 Verfahren, Vorrichtung und Computerprogrammprodukt zur Lagebestimmung eines Raumflugkörpers im Weltraum
PCT/EP2021/073241 WO2022043247A1 (de) 2020-08-31 2021-08-23 Verfahren, vorrichtung und computerprogrammprodukt zur lagebestimmung eines raumflugkörpers im weltraum

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4204765A1 true EP4204765A1 (de) 2023-07-05

Family

ID=77750230

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP21769899.2A Pending EP4204765A1 (de) 2020-08-31 2021-08-23 Verfahren, vorrichtung und computerprogrammprodukt zur lagebestimmung eines raumflugkörpers im weltraum

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20230331403A1 (de)
EP (1) EP4204765A1 (de)
JP (1) JP2023539615A (de)
DE (1) DE102020122748B3 (de)
WO (1) WO2022043247A1 (de)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102022120279A1 (de) 2021-10-26 2023-04-27 Jena-Optronik Gesellschaft mit beschränkter Haftung Verfahren, Vorrichtung und Computerprogramm zur inertialen Lagebestimmung von spin-stabilisierten Satelliten mit einem konventionellen Sternsensor
WO2023072994A1 (de) 2021-10-26 2023-05-04 Jena-Optronik Gmbh Verfahren, vorrichtung und computerprogramm zur lagebestimmung von satelliten mittels sternsensor
DE102021131490A1 (de) 2021-11-30 2023-06-01 Jena-Optronik Gesellschaft mit beschränkter Haftung Verfahren, Vorrichtung und Computerprogramm zur Lagebestimmung eines Raumflugkörpers im Weltraum
CN115326061B (zh) * 2022-10-17 2023-01-17 中国人民解放军国防科技大学 一种基于已编目空间目标序贯观测的自主导航方法
CN116952206B (zh) * 2023-09-19 2024-02-02 中国科学院光电技术研究所 一种基于星光测姿的空间目标检测方法
CN118444340A (zh) * 2024-06-28 2024-08-06 中国电子产品可靠性与环境试验研究所（（工业和信息化部电子第五研究所）（中国赛宝实验室）） 接收机性能评估方法、装置、计算机设备、介质和产品

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5935195A (en) 1997-03-27 1999-08-10 Matra Marconi Space Uk Autonomous star identification
US7410130B2 (en) 2003-12-03 2008-08-12 The Boeing Company Star-tracker-based attitude determination for spinning spacecraft
US7619670B2 (en) 2005-04-26 2009-11-17 Micron Technology Inc. Rolling shutter for prevention of blooming
US8380370B2 (en) 2009-02-03 2013-02-19 The Boeing Company Spacecraft acquisition maneuvers using position-based gyroless control
US8131409B2 (en) 2009-07-31 2012-03-06 The Boeing Company Gyroless transfer orbit sun acquisition using only wing current measurement feedback
US9643740B2 (en) 2013-02-15 2017-05-09 The Boeing Company Gyroless three-axis sun acquisition using sun sensor and unscented kalman filter
US9073648B2 (en) 2013-02-15 2015-07-07 The Boeing Company Star tracker rate estimation with kalman filter enhancement
US9503653B2 (en) 2013-02-18 2016-11-22 Tsinghua University Method for determining attitude of star sensor based on rolling shutter imaging
CN103487058B (zh) 2013-09-06 2016-08-17 北京控制工程研究所 一种提高aps星敏感器动态性能的方法
US20190041217A1 (en) * 2017-08-07 2019-02-07 Ariel Scientific Innovations Ltd. Star tracker for mobile applications

Also Published As

Publication number Publication date
DE102020122748B3 (de) 2022-02-10
JP2023539615A (ja) 2023-09-15
US20230331403A1 (en) 2023-10-19
WO2022043247A1 (de) 2022-03-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE102020122748B3 (de) Verfahren, Vorrichtung und Computerprogrammprodukt zur Lagebestimmung eines Raumflugkörpers im Weltraum
DE19737592C2 (de) Lagebestimmungssystem für künstliche Satelliten
DE69021354T2 (de) System zur Detektion eines Hindernisses.
DE60313319T2 (de) Luftaufklärungssystem
EP1870669B1 (de) Verfahren zur Überprüfung einer inertialen Messeinheit von Fahrzeugen, insbesondere von Luftfahrzeugen, im stationären Zustand
DE69306069T2 (de) Bordnavigationssystem für ein Flugzeug mit einem Seitensichtradar mit synthetischer Apertur
DE69301372T2 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Erdgewinnung mit Hilfe des Polarsterns für einen Dreiachs-stabilisierten Satelliten
EP1531343B1 (de) Verfahren zur Verfolgung von Objekten
EP1698856A2 (de) Verfahren und Anordnung Gewinnen von Fernerkundungsdaten
EP2506027B1 (de) Abbildungssystem für Sternsensoren mit zwei Brennweiten
WO2020244717A1 (de) Detektion, 3d-rekonstruktion und nachverfolgung von mehreren relativ zueinander bewegten starren objekten
EP2369296A2 (de) Navigationsverfahren für einen Flugkörper
DE102015008879A1 (de) Verfahren zur Selbstlokalisation eines Fahrzeugs
EP1094002A2 (de) Regelungsanordnung und Regelungsverfahren für Satelliten
EP3894786A1 (de) Verfahren und vorrichtung zur positionsbestimmung mittels trägheitsnavigation, und kalibriersystem
DE102014211172A1 (de) Verfahren und System zur Korrektur von Ausgabedaten eines Sensorbasissystems
DE10292353B4 (de) Vorrichtung zur autonomen Navigation von Satelliten
DE2841748C1 (de) Suchkopf, insbesondere zur automatischen Zielverfolgung
EP3428580B1 (de) Inertialsensorsystem für flugkörper und verfahren zur flugphasenabhängigen inertialsensormessung
EP3428578B1 (de) Inertialsensorsystem für flugkörper
DE102011054379B4 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Ermittlung einer Positionsinformation
DE69411045T2 (de) Sterndetektor mit ladungsgekoppelter Matrix, Verfahren zur Detektion und Anwendung zur Neueinstellung eines Raumfahrzeuges
EP3865981B1 (de) Verfahren und vorrichtung zum kalibrieren eines 3d-bildsensors
DE102016120196A1 (de) Verfahren und Vorrichtung zum automatischen Ermitteln von positions- und/oder bewegungsbezogenen Zustandsinformationen eines Fahrzeuges
DE69404769T2 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Bestimmen der Position eines Flugkörpers

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20230227

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

P01 Opt-out of the competence of the unified patent court (upc) registered

Effective date: 20230712

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)