三视场星敏感器的研究
星敏感器外场观星标定及检验方法研究
星敏感器外场观星标定及检验方法研究姜文英;陈元枝;俞晓磊;赵志敏;沈令斌【摘要】The mainly calibration methods of the star sensor,which is based on the real space experiment outfield,as well as the composition and structure of the test platform,were introduced. The dynamic and static three-axis attitude accuracy and the update rate of output data were acquired by processing and analyzing the related experiment data obtained from the dual-CCD star sensor. The results showed that the calibration method on real space can examine the performance specifications on accuracy,update rate,sensitive magnitude and capture time of the star sensor,and have high credibility.%介绍了星敏感器的主要检验标定方法—外场实测观星标定方法，以及实验平台的组成和搭建。
根据对双 CCD 探头星敏感器获取的实验数据进行处理、分析，给出了动、静态三轴姿态精度和数据更新率。
实验结果表明，采用这种方法可对星敏感器的精度、更新率、敏感星等级、捕获时间等指标进行检验，可信度高。
【期刊名称】《计量学报》【年(卷),期】2016(037)003【总页数】4页(P251-254)【关键词】计量学;星敏感器;外场观星测试系统;标定方法;三轴姿态【作者】姜文英;陈元枝;俞晓磊;赵志敏;沈令斌【作者单位】南京航空航天大学自动化学院，江苏南京 210016; 桂林电子科技大学电子工程与自动化学院，广西桂林 541004;桂林电子科技大学电子工程与自动化学院，广西桂林 541004;江苏省标准化研究院，江苏南京 210029; 南京理工大学电子工程与光电技术学院，江苏南京 210094;南京航空航天大学自动化学院，江苏南京 210016;南京航空航天大学自动化学院，江苏南京 210016【正文语种】中文【中图分类】TB96星敏感器是通过成像器件获取恒星星图，由微处理器及软件进行星图匹配、识别，并根据已识别恒星的精确位置（星表）计算星敏感器安装坐标系相对于J2000.0地心惯性坐标系的三轴姿态（偏航角、俯仰角、横滚角）［1］。
APS星敏感器探测灵敏度研究
2
星点目标探测的信噪比判据
星敏感器星光信号的检测是对所拍摄或跟踪
的星图的星识别过程 , 恒星图像由几个像元构成, 其灰度近似成正态分布, 并有一灰度最大的像素, 因此天空背景下的星点信号的检测可应用白噪声 中的脉冲探测方法, 探测过程示意图见图 1 。
[ 4]
图2 Fig . 2
探测率、 虚警率与信噪比阈值
( 15- 2m) / 5
当信号出现时, 将 要被检测到的 概率 P d 在 信号的峰值的瞬间接近于信号加噪声超过阈值 I t 的几率, 可得: Pd 1 2 In
! I-I
t s
2 exp (- i 2 n / I n ) di n =
1 1+ erf I s - I t 2 2I n
,
( 3)
由式 ( 3) 可求出要获得特定探测概率 P d 所 需的峰值信号对均方根噪声之比 I s / I n 。 图 2 给出这种关系的图解。其中 , 虚线是噪 声的概率密度分布 , 而实线部分则是信号与噪声 叠加后的概率密度分 布。当取不同 幅度的门限 ( 对应不同信噪比 ) 作为判定有无目标的准则时, 其虚警率 P e ( 图中网格部分 ) 和探测率 P d ( 图中 斜线部分 ) 相应发生变化。
s) 的公式
[ 4] m
:
( 15- 2m) / 5
= 10 , ( 5) APS 星敏感器光学系统镜头的 有效通光孔 径面积为 A l , AP S 图像传感器焦平面在曝光时间 T 内接收的星光信号光子数为 : N ph = A l # T l # !B #
2 m
#T ,
( 6)
其中: A l 的单位为 cm ; T l 为镜头的透过率, 一般 为 0. 6- 0. 8; !B 为 波段宽度, 一般为 300~ 600 nm 。 当 APS 器件的量子效率 QE , 填充因子 K fill , APS 图像传感器上产生的星光信号电荷数为 : N ele = N ph # QE # K fill = A l # Tl # ! B # 10( 15- 2m) / 5 # QE # K fill # T , ( 7) 星光信号为一点目标, 考虑采用亚像元细分 技术对质心精度计算的要求, 星点光斑要覆盖一 定的像元数, 那么探测到的光斑中心像元的能量 大小与光斑的大小有关 , 用能量集中度 K 表示光 斑中心像元占光斑能量的百分比: E center ( 8) S center = N ele # s pot = N ele # K , E 代入公式( 8) , 可得光斑中心像元信号的电子 数: S = A l # T l # !B # 10
星敏感器光学系统设计
分类号V445 学号******** U D C 密级公开工程硕士学位论文星敏感器光学系统设计硕士生姓名赵超工程领域光学工程研究方向光电仪器与测控技术指导教师伏思华副教授协助指导教师周金鹏副教授国防科学技术大学研究生院二〇一六年十一月Optical System Design of Star SensorCandidate：Zhao ChaoAdvisor：Fu SihuaAssistant advisor：Zhou JinpengA thesisSubmitted in partial fulfillment of the requirementsfor the professional degree of Master of Engineeringin Optical EngineeringGraduate School of National University of Defense Technology Changsha，Hunan，P.R.China（November，2016）目录摘要 (i)ABSTRACT .................................................................................................................. i i 第一章绪论 (1)1.1选题背景和研究意义 (1)1.2 星敏感器简介 (2)1.3 星敏感器光学系统技术发展现状 (2)1.3.1 光学系统参数的确定方法 (3)1.3.2 光学镜头设计 (4)1.3.3 遮光罩设计 (7)1.4 本论文的研究内容 (9)第二章星敏感器光学系统设计需求分析 (11)2.1 星敏感器探测能力分析 (12)2.1.1 星光信号能量 (12)2.1.2 探测器星光能量 (13)2.1.3 星等探测信噪比计算 (13)2.1.4 星探测概率计算 (14)2.2 星敏感器光学系统参数确定 (15)2.2.1 视场、焦距和阈值星等的初步选择 (15)2.2.2 入瞳直径的确定 (19)2.2.3光谱范围和中心波长的确定 (22)2.2.4 其他参数确定 (22)2.3 定位精度对几何像差的要求的定性分析 (24)2.3.1 色差 (24)2.3.2 畸变和彗差 (25)2.3.3 球差、像散和场曲 (26)2.4 本章小结 (26)第三章星敏感器光学镜头设计 (28)3.1 光学系统选型 (28)3.2 光学镜头初始结构确定 (28)3.3 光学镜头优化 (29)3.4 光学镜头像质评价 (33)3.3.1 点列图 (33)3.3.2 光线像差 (35)3.3.3 垂轴色差曲线 (36)3.3.4 调制传递函数 (37)3.3.5 点扩散函数 (38)3.3.6 能量集中度 (39)3.3.7 光学镜头图像分析 (40)3.3.8 光学镜头透过率计算 (41)3.5 温度对光学镜头成像质量的影响 (41)3.4.1 温度变化对光斑大小的影响 (42)3.4.2 温度变化对焦距和后截距的影响 (43)3.4.3 温度变化对能量包围圆半径与能量中心偏移量的影响 (44)3.4.4 温度变化对畸变、垂轴色差和点扩散函数的影响 (46)3.6 公差分析 (46)3.7 光学镜头设计结果 (50)3.8 本章小结 (51)第四章星敏感器光学系统杂散光抑制 (52)4.1 杂散光分析与抑制理论 (52)4.2 星敏感器遮光罩设计 (56)4.2.1 遮光罩参数计算与设计 (56)4.2.2 挡光环设计 (59)4.3 星敏感器光学系统建模 (60)4.4 光学系统杂散光抑制结果 (62)4.5 杂散光抑制结果验证 (64)4.6 遮光罩优化设计 (65)4.7 本章小结 (69)第五章星敏感器光学系统模拟成像分析 (70)5.1 光学镜头模拟成像 (70)5.2 光学镜头视场内杂散光抑制分析 (74)5.3 光学系统视场外杂散光模拟成像分析 (75)5.4 本章小结 (77)第六章总结与展望 (78)6.1 本文完成的工作 (78)6.2 下一步研究计划 (79)致谢 (81)参考文献 (82)作者在学期间取得的学术成果 (87)表目录表2.1 SonyICX285AL探测器参数表 (11)表2.2 不同视场下不同阈值星等的探测概率 (15)表2.3 SKY2000星表中不弱于M V的全天星数的数目 (18)表2.4 不同视场下的焦距 (18)表2.5 不同视场不同入瞳直径下的设计难度系数C (20)表2.6 不同阈值星等不同入瞳直径下的信噪比SNR (20)表2.7 方案1不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.8 方案2不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.9 方案3不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.10 方案4不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.11 四种方案探测到恒星的概率和星表大小 (22)表2.12 弥散斑圆大小对内插星象中心的影响 (23)表2.13 光学系统设计参数表 (24)表3.1 光学系统各视场弥散斑直径 (34)表3.2 垂轴色差数据 (37)表3.3 包围85%和90%能量时半径大小 (40)表3.4 不同温度4个半视场下的光斑均方根半径值/μm (42)表3.5 不同温度下光学镜头焦距值 (44)表3.6 不同温度下镜头焦距值相对于20°C时焦距值的变化值 (44)表3.7 不同温度时光学系统后截距参数及其移动量 (44)表3.8 4.949°视场不同温度下包围85%和90%能量的包围圆半径 (45)表3.9 不同温度引起的不同半视场能量中心偏移 (46)表3.10 不同温度下垂轴色差最大值 (46)表3.11 光学镜头主要参数 (51)表4.1 挡光环高度和位置表 (61)表4.2 杂散光追迹值表 (63)表4.3 优化结构挡光环高度和位置表 (67)表4.4 优化结构杂散光追迹值表 (68)表5.1 竖直轴不同视场星象能量中心位置 (73)表5.2 竖直轴方向不同视场星象能量提取位置 (75)图目录图2.1 探测器量子效率曲线图 (11)图2.2 不同视场下不同阈值星等的平均星数目 (17)图2.3 阈值星等5.5时不同视场下探测到不同数目的星的概率 (17)图2.4 10°视场下不同阈值星等探测到不同星的数目的概率 (17)图2.5 不同视场下难度系数C与口径直径的关系曲线 (20)图2.6 不同阈值星等不同口径下的信噪比SNR曲线图 (21)图3.1 初步优化光学系统2D结构图 (30)图3.2 初步优化光学系统点列图 (30)图3.3 初步优化光学系统传递函数曲线 (31)图3.4 初步优化光学系统点扩散函数 (31)图3.5 初始光学系统能量分布图 (31)图3.6 优化后光学镜头数据 (32)图3.7 优化后光学系统2D结构图 (32)图3.8 优化后光学镜头数据 (33)图3.9 优化后光学系统点列图 (34)图3.10 光线像差曲线 (35)图3.11 光程差曲线 (35)图3.12 优化后光学系统场曲与畸变曲线 (36)图3.13 垂轴色差曲线 (36)图3.14 光学系统传递函数曲线 (38)图3.15 点扩散函数图 (39)图3.16 优化后光学系统包围能量曲线 (39)图3.17 原始星点图像 (40)图3.18 4.949 星象示意图 (41)图3.19 -30°C、-10°C、10°C、20°C、30°C和50°C的点列图 (43)图3.20 4.949°半视场不同温度下包围85%和90%能量的包围圆半径 (45)图3.21 光学镜头公差分析时公差设置 (47)图3.22 公差分析方法设置 (48)图3.23 灵敏度分析 (48)图3.24 蒙特卡罗分析结构 (49)图3.25 蒙特卡罗统计 (49)图3.26 光学镜头3D图 (50)图3. 27镜头各单个镜片参数 (51)图4.1 表面BRDF定义图 (53)图4.2 AB g模型示意图 (53)图4.3 基本能量方程传输图 (54)图4.4 星敏感器遮光罩设计流程图 (56)图4.5 星敏感器与杂光源夹角示意图 (57)图4.6 遮光罩结构示意图 (57)图4.7 延拓后的遮光罩结构 (59)图4.8 挡光环位置结构确定示意图 (59)图4.9 结构示意图 (61)图4.10 遮光罩与光学系统剖面图 (61)图4.11 辐照度图 (62)图4.12 PST曲线 (63)图4.13 30°杂散光光线追迹图 (64)图4.14 优化结构示意图 (65)图4.15 优化结构示意图 (67)图4.16 光线追迹示意图 (68)图4.17 PST曲线 (69)图5.1不同视场星场成像模拟 (70)图5.2 光学系统整体结构图 (70)图5.3 模拟成像光线追迹 (71)图5.4 探测器模拟星象图 (71)图5.5 探测器星象能量分布 (72)图5.6 探测器能量分布 (72)图5.7 光学镜头设置光阑后光线追迹 (74)图5.8 视场内杂散光抑制后探测器能量分布 (75)图5.9 光学系统光线追迹 (75)图5.10 探测器模拟星象图 (76)图5.11 探测器杂散光模拟成像 (76)图5.12 探测器平滑后模拟星象图 (77)摘要星敏感器是以恒星为探测对象的高精度空间姿态测量装置，已被广泛应用于航天、航空、航海、制导等领域。
航天器姿态控制技术中的星敏感器辅助设计研究
航天器姿态控制技术中的星敏感器辅助设计研究随着航天器的不断发展和进步，航天器的姿态控制技术也日益重要。
姿态控制是指控制航天器在空间中的方向、位置和速度，以实现特定的任务。
在航天器姿态控制系统中，星敏感器是一种重要的传感器，通过获取天空中的星星信息，实现对航天器姿态的精确测量和控制。
本文将讨论航天器姿态控制技术中的星敏感器辅助设计研究。
星敏感器是一种通过感知星星的空间方向，进而确定航天器姿态的传感器。
它利用光学方法对星光进行探测，并通过处理数据来确定航天器的姿态。
首先，星敏感器辅助设计需要考虑星敏感器的工作原理和性能。
星敏感器主要利用感光元件（如光电二极管）感知星光，并将光信号转换为电信号。
接下来，电信号经过放大和滤波等处理后，传递给姿态控制系统，进一步进行数据处理和姿态调整。
为了提高星敏感器的精确度和可靠性，在设计中需要重点考虑以下几个方面：1. 星敏感器的灵敏度和动态范围：在星敏感器的辅助设计中，需要确保星敏感器具有足够的灵敏度和适当的动态范围。
灵敏度是指星敏感器对星光的感知能力，灵敏度越高，传感器对星光的探测精度越高。
动态范围是指传感器能够处理的最大和最小星光强度之间的范围。
合理设计的星敏感器应具有宽动态范围，以适应不同亮度的星星。
2. 星敏感器的抗噪声能力：在航天器姿态控制中，星敏感器通常需要在复杂的空间环境中工作，如强烈的太阳光干扰、恶劣的气象条件等。
因此，星敏感器的抗噪声能力非常重要。
通过合理的信号处理算法和滤波技术，可以有效地降低星敏感器受到的噪声干扰，从而提高姿态控制的精确度。
3. 星敏感器的快速响应能力：航天器在运行过程中可能会面临各种突发情况或异常状况，需要快速调整姿态以应对。
因此，星敏感器的快速响应能力也是辅助设计中需要考虑的因素之一。
快速响应能力包括星敏感器的数据处理速度、信号传输速度和姿态控制系统的响应速度。
通过合理的星敏感器辅助设计，可以实现对航天器姿态的精确控制。
航天器在不同任务中需要保持特定的姿态，比如对地观测、轨道保持以及目标对接等。
星敏感器-纳型星敏感器
星敏感器- 纳型星敏感器
星敏感器通过对恒星成像，进行图像识别后完成航天器的姿态测量。
ST-HA-APS4-1微纳型星敏感器产品基于敏捷制造的研发理念，具备快速批量化生产能力，是一种低重量、低功耗、低成本的星敏感器。
产品特点
星敏感器通过对恒星成像，进行图像识别后完成航天器的姿态测量。
ST-HA-APS4-1微纳型星敏感器产品基于敏捷制造的研发理念，具备快速批量化生产能力，是一种低重量、低功耗、低成本的星敏感器。
性能指标
测量精度：5”（1σ，光轴方向）标定后可达3”
动态性能：≤2deg/s可跟踪
电源功耗：1W
姿态更新频率：10Hz
太阳抑制角：40deg
应用领域
产品适用于微小型卫星平台。
2017年级和2016年校级大学生创新创业训练-常州工学院教务处
遥感成像模拟与去云处理的研究
重点
赵春雨，刘鹏
朱锡芳，吴峰
4
201711055004Z
电光学院
应用于天文导航的三视场星敏感器虚拟系统的研究和设计
重点
吴涛，徐圆圆
吴峰，侯东东
5
201711055005Z
电光学院
基于视频信息提取的驾驶员疲劳检测技术研究
重点
张雨，卢坤
陈功，邹全
6
201711055006Z
指导
陈逸，杨振豪
胡智喜，曹中心
46
201711055046X
计算机学院
智能导游机的设计与制作
指导
韩海月，严晨丽
徐强，何松
47
201711055047X
土建学院
共享单车浪潮下的常州公共自行车发展机制探究
指导
江朝梅，李娅静
傅睿，常征
48
201711055048X
数理学院
基于微分方程组的人体内酒精含量研究
重点
董振，刘心语
徐茵，孟祥斌
15
201711055015Z
计财处
基于互联网技术的电子发票查重系统的设计
重点
黄郑霞，窦天力
戎文龙，周姣姣
16
201711055016Y
机车学院
虚拟电梯紧急处理系统
一般
王琪，杨志鹏
刘志军，孟浩东
17
201711055017Y
机车学院
自平衡式六维云台装置开发
一般
杨星，朱易凡
43
201711055043X
电光学院
基于灰度直方图的图像自适应边缘检测算法
指导
上官淼裔
李俊生，赵泓扬
2016年校级大学生创新创业训练计划拟立项项目名单
上官淼裔
马淼
李俊生、赵泓扬
重点
49
电光
格子波尔兹曼模型在图像处理中的应用
创新训练
王敏、徐琦
周海蛟、安家全、马淼
蒋小燕
重点
50
电光
压电传感器在风电发电机振动测试中的应用研究
创新训练
陈鹏飞
吴宇国、谢崔禹
钱显毅
重点
51
电光
基于光雨双通道自适应雨量感应控制系统的设计
创新训练
石莎莉、林大钧
李鹏飞、吴鑫程
任彪
杨飞、赵孟忠、陈思燚
郑仲桥
一般
79
电光
基于USRP的未来轨道交通认知网络智能管理系统研究
创新训练
张楗豪、裴彤
吴慧海、徐旻政
崔翠梅
一般
80
电光
非接触式LED结温测试系统设计
创新训练
周志远、卢彬彬
张杨柳、费翔、王博
郭杰
一般
81
电光
基于人脸识别课堂点名软件设计
创新训练
章江、于秋阳
陈威尉、马桢、黄婷婷
相入喜、张燕
郭建江
一般
75
电光
数字控制升压变换器的仿真研究
创新训练
周颖、杨一凡
程梁、吉晓满
许泽刚
一般
76
电光
高校优秀毕业论文检索系统设计
创新训练
张爱磊、杭博文
袁志鹏、曹志强
芮文军、庄志红
一般
77
电光
单阻尼衰减指数信号参数估计
创新训练
袁畅、华秀宝
许芝文、夏天
张刚兵
一般
78
电光
多自由度磁悬浮控制系统数学模型研究
星敏感器姿态确定仿真综合实验
f
vn / cosn
第 n 颗星的单位矢量在星敏感器坐标系中的分量列阵：
X n sin n cosn
sn
Yn
cosn
cos
n
Vs
Zn sin n
或，根据星像点质心坐标直接计算得单位矢量：
Xn
sn
Yn
Zn
un2
1 vn2
f
2
un
f
vn
Vs
式中 为星敏感器测量误差矢量。
航空航天大学
专业综合实验报告
学 院 宇航学院 班 级 111514
学 号 11151146 姓 名 高荣荣
指导老师
王海涌
2015 年 1 月 3 日
星敏感器姿态确定仿真综合实验
摘要：通过对电子星图模拟器和星敏感器 PC 仿真平台的操作，实现星敏感器姿态确定，以
及借助星象天文馆，来实现电子星图模拟器对星的标定。完成星敏感器系统仿真。 关键词：星敏感器定姿星图模拟星图姿态矩阵
星敏视场 n 颗恒星在星敏感器坐标系 Sb 中的单位矢量坐标分别为 (X1, Y1, Z1), (X2, Y2, Z2), …, (Xn, Yn, Zn)。 经过星图匹配，获知这 n 颗恒星在惯性空间 i 系中单位矢量坐标：[U1, V1, W1], [U2, V2, W2], … , [Un, Vn, Wn]，是由星表中赤经赤纬经过直角坐标转换求得。 则存在以下矩阵转换关系式：
arcsin(t13 );
arctan(t23 ) t33
姿态角θ和ψ的取值围都在[-90°,90°]； φ的取值围都在[-180°,180°] 然后基于主值再获得真值。
三实验步骤 1.设定观星地址和观星时间，采用静基座天顶观测方式，解算出相机光轴的赤经、赤纬和旋 角。 （1）设定观星地点为市延庆县马匹营村，北纬 40°30′14.571″，东经 116°04′20.815″ （2）设定时间为 2011 年 8 月 20 日 22h22min222s （3）2011 年 8 月 20 日当天世界时 0 时对应的恒星时为 12h16m40.6407s;
星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势.
星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势0 引言星敏感器是以恒星为参照系，以星空为工作对象的高精度空间姿态测量装置，通过探测天球上不同位置的恒星并进行解算，为卫星、洲际战略导弹、宇航飞船等航空航天飞行器提供准确的空间方位和基准，并且与惯性陀螺一样都具有自主导航能力，具有重要的应用价值。
星敏感器的研究发展与应用已历经半个多世纪，随着新材料，新器件的出现和工艺技术的进步，精度提高，功耗减小，成本降低，应用领域日益广泛的新型星敏感器不断推出。
因此，及时收集整理分析比较国外星敏感器的信息，有利于国内有关姿态测量控制技术的发展。
1 星敏感器研究现状1.1 应用于卫星等空间飞行器的星敏感器星敏感器空间适用性好，且成本较高，因此传统上多用于卫星等空间飞行器的定姿。
1.1.1 基于CCD图像传感器的星敏感器电荷耦合器件(CCD)体积小，重量轻，功耗低，耐冲击，可靠性高，像元尺寸及位置固定，对磁场不敏感，适合空间应用需要，自70年代中期美国率先研发出基于CCD的星敏感器后，一直作为主流的图像传感器应用于星敏感器。
（1）德国Jena-Optronik 的ASTRO 系列该公司的第一款星敏感器是ASTRO 1，1984 年研制，1989年应用于MIR(和平)空间站上。
其后的ASTRO 5是全自主星敏感器，重量轻、功耗小、价格便宜，但横滚轴精度较差，需要两枚同时工作以提高精度。
ASTRO 10 为分体式结构，电子模块与光敏模块分离，主要应用于近地轨道的各类卫星(SAR-Lupe，TerraSAR，DARPA’s Orbital Express,我国的HJ-1 与FY-3等)。
ASTRO 10 集高精度低功耗低重量低成本等优点于一身，是全自主式星敏感器。
主要特点是：内置星表，无须先验知识定姿，遮光罩的遮光角可以自定。
自主温控或者由飞行器控制。
电子模块和敏感器头部相互独立，依靠电缆连接，便于在飞行器上的安装与调整。
电子接口可选。
星敏感器工作过程
星敏感器工作过程星敏感器属于光电变换电子检测系统，它的检测目标是恒星，其关键元件是光敏感元件[9]。
从而构成星敏感器的光学以及检测与处理单元这三个主要的性能组分。
典型的星敏感器构造在下图2.4之中所示：星敏感器主要包含三个性能，分别为光学敏感、光学检测以及光信号处理。
这些都离不开光敏感元件。
图4-2为典型星敏感器的相关构造示意图：图2. 1星敏感器典型构造图光学镜头系统以及遮光罩是构成光学单元的两个主要部分。
光学镜头系统成像是经过把星光汇集到检测组分的核心器件CCD成像平面中开展，最终取得图像的电信号。
遮光罩性能是用来降低来自地球以及太阳等天体的杂散光对于光学镜头成像方面的影响，通常安装在光学镜头的前面。
想要取得星图，必须先利用检测单元把观测瞬时星敏感器视场对应的天区电信号变换成灰度信号，再把灰度信号变换成星图。
再通过星敏感器的处理模块对于星图展开处理，实现星提取以及星图识和姿态明确等过程，通过这个过程我们能够得到星敏感器中惯性坐标系的姿态信息[3]。
星敏感器的光学单元主要有光学镜头和遮光罩两个部分组成。
其中通过光学镜头系统将星光进行汇集，然后在CCD光学检测的成像系统上进行光电转换，这样就可以获得星光对应的电信号。
但是，在采集星光的时候，还会存在一些大气散光或者是太阳等天体的杂光影响，这时候，安装在光学镜头前方的遮光罩就发挥了作用。
想要取得星图，必须先利用检测单元把观测瞬时星敏感器视场对应的天区电信号变换成灰度信号，再把灰度信号变换成星图。
然后星敏感器就会开始处理星图，通过其中的处理模块提取相关的星图识以及确认星姿态，通过对这些信息的提取，星敏感器在处理这些信息的过程中我们就可以获得惯性坐标系标示的星姿态相关信息[3]。
星敏感器运行的过程表现于下图2.5中：图2. 2星敏感器工作过程星提取与星识别以及姿态明确是星敏感器在运行过程中最关键的工作。
星提取指的是星图内恒星的星像明确和与星点坐标的运算。
星敏感器国内外研究现状
星敏感器国外研究现状国外星敏感器研究及应用已有近50年的时间。
到目前为止，至少有三代产品在航天器上得到应用。
第一代为星跟踪器，多采用光电倍增管之类光电元件作为敏感元件；第二代为星图仪式星敏感器，采用电荷耦合器CCD作为敏感元件，以中低性能的CPU为处理器，采用局部天区恒星识别算法；第三代星敏感器相对于第二代的主要进步在于采用了高分辨率成像元件和高性能处理器，提高了姿态确定精度和数据处理速度，增加了自主全天恒星识别功能，同时敏感器的体积、质量和功耗也有大幅度降低。
表1为国外部分星敏感器指标。
表1 国外部分星敏感器指标质量功耗测量精度数据更新率国别厂家及产品名称美国HDOS公司 2.7kg 11w 24"10Hz3kg 8.5w 15"(3σ)10Hz 法国SODERN公司SED261.5kg 7.6w 1",9"(1σ)1Hz丹麦丹麦理工大学ASC意大利GA公司A-STR 3.05kg 10w 12",27"(3σ)10Hz20世纪90年代初，随着大规模集成电路技术和CMOS加工工艺技术的日趋成熟，出现了采用CMOS工艺的动态像元星敏感器APS。
目前欧美一些机构已率先开始采用APS作为探测元件，研制体积更小、功耗更低的星敏感器。
欧空局的小卫星姿态敏感器项目就是为了促进和试验小型化姿态敏感器的一些新项目，其中采用了512×512动态像元敏感器（APS）、高集成度多芯片模块（MCM）电路等。
其试验模型仅重270g，体积约为62mm×53mm×53mm（未计及盖子和处理器部件），功耗2.4w（带处理器时增加到5w）。
实验证实，该星跟踪器当更新速率为10Hz 时，在20°×20°视场中对5等星的测量精度和噪声等效角都优于1"(2σ)。
这类新型星敏感器正代表了现代星敏感器不断小型化、轻型化、低功耗、高实时性的发展趋势，特别是在减少体积、重量、功耗方面，有了重大飞跃。
星敏感器双通道观测技术
星 敏 感 器 双 通 道 观来自测 技 术 唐 君 ， 王安 国， 张 磊
（ 海 军大 连舰 艇学 院 ，辽 宁 大连 １ １ ６ ０ １ ８ ）
摘 要： 为 了将 航 天 器 上 广 泛 采 用 的星 敏 感 器技 术 实 际 应 用 于 舰 船 ， 对 传 统 星 敏 感 器 面 向舰 船 使 用 的 制 约 因 素 进
关键 词 ： 船舶 、 舰船工程 ； 星敏 感 器 ； 双通道 ； 姿态测量 ； 坐 标 系 中图分类号 ： Ｕ６ ７ ５ ． １ １ 文 献标 志 码 ： Ａ
Ｏｂ ｓ ｅ ｒ ｖ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｔｅ ｃ ｈｎ ｉ ｑｕ ｅ ｏ ｆ Ｄｕ ａ ｌ — ｃ ｈ ａ ｎ ｎｅ ｌ Ｓ ｔ ａ ｒ Ｓ ｅ ｎｓ ｏ ｒ
Ｔａ ｎ ｇ Ｊ ｕ ｎ， Ｗａ ｎ ｇ Ａｎ ｇ ｕ ｏ， Ｚｈ ａ ｎ ｇ Ｌｅ ｉ
（ Ｄａ ｌ ｌ ａ ｎ Ｎａ ｖａ ｌ Ａｃ ａ ｄｅ ｍｙ，Ｄａ ｌ ｉ ａ ｎ １ １ ６ ０ １ ８，Ｃｈｉ ｎ ａ ）
Ａｂｓ ｔ ｒ ａｃ ｔ ： Ｔｈｅ ｃ ｏ ｎｓ ｔ ｒ ａ ｉ ｎｔ ｓ ｏｆ ｔ ｈｅ ｔ ｒ ａ ｄｉ ｔ ｉ ｏ ｎａ ｌ ｓ ｔ ａ ｒ ｓ ｅ ｎｓ ｏ ｒ ｗｈｉ ｃ ｈ ｈａ ｓ ｂ ｅ ｅ ｎ ｕｓ ｅ ｄ ｗｉ ｄ ｅ ｌ ｙ ｉ ｎ ｓ ｐａ ｃ ｅ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ｓ ａ ｐｐｌ ｉ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎｓ ａ ｒ ｅ
星敏感器技术研究现状及发展趋势
根据应用环境的不同，星敏感器主要分为弹 载星敏感器和星载星敏感器两类。 ２．１ 国外弹载星敏感器技术发展历程
星敏感器通过跟踪视场内某一固定的恒星实 现对飞机和导弹的制导，此类星敏感器可以称为 弹载星敏感器。弹载星敏感器通过校正弹载惯性 导航系统误差，形成弹载惯性 ／天文组合导航系 统，提高导弹的导航精度。其中典型代表是法国 ＳＯＤＥＲＮ公司研制的 ＳＥＤ２０星敏感器，如图 １所
表 １ ＡＳＴＲＯ星敏感器性能参数 Ｔａｂ．１ Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆ
ＡＳＴＲＯＳｓｔａｒｔｒａｃｋｅｒ
参数
视场（°×°） 敏感星等（Ｍｖ） 精度（ａｒｃｓｅｃ）Ｐ／Ｙ，Ｒ 姿态更新频率 ／Ｈｚ
质量 ／ｋｇ 功耗 ／Ｗ
ＡＳＴＲＯＳ
２．２×３．３ ８．２
４，５０（３σ） ６ ４１ ４３
星载星 敏 感 器 指 应 用 于 卫 星 平 台 的 星 敏 感 器，截止到目前经历了 ３个阶段的发展历程。第 一代星载星敏感器是在 ＣＣＤ图像传感器研制成 功后出现的 ＣＣＤ星敏感器，典型的代表美国喷气 动力试验室 （ＪＰＬ）研制的 ＡＳＴＲＯＳ星敏感器，其 主要性能参见表 １。此时的星敏感器成功解决了
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三视场星敏感器的研究
【摘要】对三视场星敏感器的软、硬件进行了研究。
本设计采用FPGA+ DSP 的构架模式，完成整个系统的资源调度、时序控制、质心提取，及星点信息融合。
本文针对多天体星空观测的需求及其特殊性，阐述三视场卫星姿态确定的数据处理单元及软件设计方案。
【关键词】多视场；DSP+FPGA；星敏感器；数据单元；软件方案
1.引言
星敏感器是一种高精度、高可靠性的姿态测量部件，是卫星姿态轨道控制系统的重要组成部分。
随着航天技术的发展，对卫星姿态及导航精度的要求也在不断提高，传统的单视场、小视场、大功耗的星敏感器已经不能满足卫星多任务、高精度、高可靠性的要求，而逐渐向多视场、低功耗、抗辐射及微型化发展。
本设计对三视场、小型化、高精度星敏感器进行研究。
2.三视场星敏感器工作原理
本设计在单视场星敏感器工作的基础上，将单视场扩展为三视场。
三视场星敏感器通对恒星、地球、月球图像的采集、处理及各路图像信息融合，最后输出卫星的姿态和在空间中的位置信息。
三视场星敏感器是在软硬件结合的基础上通过图像采集单元、图像处理单元及位置和姿态计算单元实现卫星的姿态调整和空间定位的。
2.1 单视场星敏感器的工作原理
恒星图像通过光学系统成像在CCD（或CMOS）光敏面上，信号检测线路将恒星光能转换成模拟信号，模拟信号处理单元对其进行放大、滤波、整形等处理后，由模数转换单元对其进行模数转换和数据采集，数据处理单元对数字化后的星图进行处理，星识别软件对星图中的星按匹配方法构造匹配模式，与导航星库中的已有模式进行匹配、处理，形成观测星与导航星的唯一匹配星对。
利用匹配星对，姿态计算软件通过姿态计算方法确定星敏感器光轴在惯性空间中的指向，最后由此指向及星敏感器与卫星本体的安装角就可以完成卫星三轴瞬时姿态的测量，通过姿态预测算法预测卫星的下一姿态并进行姿态控制。
当然，为保证得到更可靠的姿态和位置信息，卫星的姿态控制单元也有来自陀螺、磁强计等其他姿态敏感器的姿态信号。
2.2 地球和月球敏感器工作原理
多天体星空观测敏感器除了对恒星进行观测以外，还需要对地球和月球进行观测。
具体来说，对月球或者地球的图像处理过程为：边缘图像检测，轮廓提取，不完全轮廓拟合，圆心计算。
在经过与对恒星相同的图像处理过程之后，得到数字化的地球和月球的图像信息。
由于该图像信息可能只是地球或者月球的一部分，所以必须通过程序根据这一部分图像信息对地球或者月球的图像轮廓拟合之后才能计算出卫星相对球心和相对地心的夹角，由于地球跟月球距离是固定的，根据卫星相对两球心的夹角就可以计算出卫星在空间的具体位置。
另外，为了保证卫星姿态和位置信息的准确性，必须保证敏感器对图像采集的同时性，所以采用高效的自动曝光调节算法是非常必要的，通过高效自动曝光调节算法敏感器能够根据图像的拍照效果自动控制曝光时间。
在信息采集同时的前提下，通过对三路信号的融合可以计算出卫星的姿态和其空间位置。
3.硬件电路设计及器件选型
本设计针对高精度姿态确定系统的任务需求，基于工业镜头和低功耗探测器，完成微小型三视场星敏感器的研制。
本设计硬件系统由成像单元和数字信号处理单元构成，并采用LVDS接口电路对图像数据进行传输。
3.1 成像单元
成像单元采用CMOS图像传感器。
CMOS图像传感器是一种用传统的芯片工艺方法将光敏元件、放大器、A/D转换器、存储器、数字信号处理器和计算机接口电路等集成在一块硅片上的图像传感器件。
本设计采用APTINA公司的MT9M034L12STM黑白探测器，该探测器具有高灵敏度、高动态范围、高信噪比、低功耗的优点。
3.2 数字处理单元
信号处理单元采用采用1片FPGA和1片DSP的构架模式。
其中FPGA实现对整个系统的资源调度，逻辑和时序控制，完成三视场星点坐标的质心提取，DSP管理FPGA、SDRAM和FLASH。
DSP从FPGA中加载数据并进行处理，再将处理后的结果通过FPGA发送到外部通信单元。
DSP+FPGA系统最大的优点是结构灵活，有较强的通用性，适合于模块化设计，从而能够提高算法效率；同时其开发周期较短，系统容易维护和扩展，适合实时信号处理。
本设计中FPGA 选择Actel公司的Flash型防辐射、低功耗产品A3PE3000。
DSP选择TMS320C6748，其最低功耗为420mW，可充分满足高能效、连通性设计对高集成度外设、更低热量耗散以及更长电池使用寿命的需求。
3.3 接口电路
在接口电路上，本设计采用芯片DS90C032设计一组LVDS接口电路进行图像和数据传输。
LVDS是一种低压查分信号接口技术，采用LVDS输出接口可以使得信号在差分PCB线上以几百Mbit/s的速率传输。
由于LVDS信号物理电平变化在0.85V～1.55V之间，其由逻辑“0”电平到逻辑“1”电平变化的时间比TTL
电平变化要快很多，所以LVDS更适合用来传输高速度变化信号。
这种低压和低电流驱动方式，实现了数据传输的低噪声和低功耗。
4.结论
本文讨论了三视场星敏感器中星敏感器、地球和月球敏感器的工作原理，通过对硬件电路设计的介绍，芯片选型分析，为设计出用于姿态确定的数据处理单元，为高精度的多视场测量算法提供嵌入式的运行环境，完成具有低功耗、高性能的数据处理单元硬件电路的研制奠定了硬件基础。