星敏感器姿态确定仿真综合实验

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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

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]。

航天器姿态确定与姿态控制

航天器姿态确定与姿态控制

光敏元件阵列是由一排相互平行且独立的
光电池条组成,其数量决定了太阳敏感器输出
编码的位数,从而在一定程度上影响到敏感器
的分辨率。
图4.3 两轴模拟式太阳敏感器
航天器姿态确定
红外地平仪
红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航天器相对于当 地垂线或者当地地平方位的姿态敏感器,简称地平仪。
目前红外地平仪主要有3种形式:地平穿越式、边界跟踪式和辐射 热平衡式。
磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩,实现姿态控制。
航天器姿态控制
利用环境场产生控制力矩,最常用的除了磁力矩以外,还有重力 梯度力矩等。
磁力矩与轨道高度的3次方成反比,轨道高度越低,磁力矩越大。 所以磁力矩作为控制力矩比较适用于低轨道航天器。
重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。 太阳辐射力矩适用于同步轨道卫星等高轨道航天器。 气动力矩也适用于低轨道。 但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩。利用环境力矩产生控 制力矩的装置可称为环境型执行机构。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来,至少要采用两个接收 天线,其间矩为d,称为基线长度。当天线与地面距离比基线长度d大得 多时,有如下关系式:
cos 2 d
式中, 为两个天线接收电波的相位差,A为波长。由式可见, 是预先 确定的,因此只要测出两个天线接收信号的相位差,便可确定方向角 。
➢ 被动式
被动控制系统是用自然环境力矩源或物理 力矩源,如自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐 射力矩或气动力矩等以及它们之间的组合来控 制航天器的姿态。
其中地平穿越式地平仪扫描视场大,其余两种地平仪的工作视场较 小,只能适用于小范围的姿态测量,但精度较高。
航天器姿态确定
➢ 地平穿越式地平仪
地平穿越式地平仪的视场相对于地球作扫描运动。当视场穿越地平 线时,也就是说扫到地球和空间交界时,地平仪接收到的红外辐射能量 发生跃变,经过热敏元件探测器把这种辐射能量的跃变转变成电信号, 形成地球波形。然后通过放大和处理电路,把它转变成为前后沿脉冲。 最后通过计算电路,把前后沿脉冲与姿态基准信号进行比较,得出姿态 角信息,也就是滚动角或俯仰角。

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

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。

航天器姿态确定(研究现状)

航天器姿态确定(研究现状)

链接地址 /xiaozu/257088?ref=minifeed&sfet=211&fin=1&ff_id=71996187
法优于TRIAD法[3]。此后,Shuster又基于QUEST测量模型证明了:1) Wahba问题 等价于最大似然估计问题[18],并进一步提出了广义Wahba问题[19];2) TRIAD法是 一个最大似然估计器[20]; 3)该测量模型的方差阵在EKF公式中可以等效地用非奇异 阵 2 I 33 代替[16], 该模型也是Shuster教授一生中最引以为自豪的[21]。 针对大视场敏 感器情形,Cheng利用一阶泰勒近似进一步扩展了QUEST测量模型[22]。对于连续 旋转理论, Shuster在文献[23]中正式提出并将该方法应用于解决一般性的姿态奇异 问题,该方法后来在FOAM法[4]、ESOQ2 法[8]中均得到应用。 近年来,虽然没有新的确定性算法出现,但随着Wahba问题本质的探索[19], 现有算法与最大似然估计关系的揭示[19,20,24]以及方差分析的完善[13]等文献出现, 让 科研工作者对确定性算法有了更深刻的了解,并可进一步掌握方差分析这一有力 工具[25]。 (2) 状态估计法 单纯依靠矢量观测进行姿态解算的确定性方法要求参考矢量足够精确,且易 受敏感器的失准误差、测量误差等因素影响,往往难以满足高精度的定姿要求。 与这类方法相反,状态估计法中的状态量并不仅限于姿态参数,还包括矢量观测 中的一些不确定性参数;另外,现代航天器上的姿态确定系统往往采用多个姿态 敏感器进行组合测量,由于不同敏感器在测量精度、数据更新率上具有较大差异, 一般也需要采用状态估计法进行信息融合。根据姿态角速度信息的获取方式可将 姿态确定方案分为有陀螺方案和无陀螺方案,前者的姿态角速度由速率积分陀螺 测量得到,而后者的姿态角速度一般通过姿态动力学传播得到。 常用的姿态描述参数有方向余弦阵(Direction Cosine Matrix, DCM)、欧拉角 (Euler Angles)、旋转矢量(Rotation Vector)、姿态四元数(Quaternion)或欧拉对称参 数(Euler Symmetric Parameters)、罗德里格参数(Rodrigues Parameters)或吉布斯向量 (Gibbs Vector)、修正罗德里格参数(Modified Rodrigues Parameters, MRPs)、凯莱克莱参数(Cayley-Klein Parameters)等,目前航天器上最常用的姿态参数是四元数, 其优点主要在于用其表示的姿态运动学方程为线性形式,计算量小,且不存在奇 异性。在 1964 年,Stuelpnagel从数学上证明了三维参数用来表示姿态不可能是全 局且非奇异的[26],因此,虽然旋转矢量[27]、MRPs[28]作为姿态描述参数也有一定应 用,但就描述航天器姿态而言始终不如四元数流行。不过,在航姿系统中常采用 旋转矢量进行快速姿态解算[29],而欧拉角由于其明显的物理意义也常被用于描述 火箭或导弹的姿态,至于欧拉运动学方程中的奇异问题,可采用双欧拉角法进行 有效解决。另外,文献[30]对姿态描述参数及其运动学方程进行了系统的综述。 扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter, EKF)技术[31-34]常被用于航天器实时姿 态确定,根据姿态参数的选取不同和观测量的不同形式,常见的实现方式有乘性 扩展卡尔曼滤波[34,35](multiplicative ex-tended Kalman filter, MEKF)和加性扩展卡尔

空间探测器的星敏感器技术研究

空间探测器的星敏感器技术研究

空间探测器的星敏感器技术研究在现代航天领域,空间探测器作为人类探索宇宙、地球和各种行星等天体的重要工具之一,承担着重要的科学任务。

而星敏感器技术作为航天领域的核心技术之一,在空间探测器中发挥着至关重要的作用。

本文将着重探讨空间探测器的星敏感器技术研究,从原理、应用以及未来发展等方面进行详细介绍。

星敏感器技术是一种利用星体作为基准点实现空间探测器姿态确定的技术手段。

在航天器的定位控制中,星敏感器可以通过观测特定的星星,以确定航天器的姿态、位置和速度等重要参数。

通过星敏感器技术,航天器可以实现精确的定位和导航,从而确保任务的准确执行。

在空间探测器中,星敏感器通常由光学望远镜、星敏感器探测器和星场处理器等组成。

光学望远镜主要用于观测星体,星敏感器探测器则负责将星体转换成电信号,星场处理器则对电信号进行处理,最终确定航天器的姿态。

这样的系统设计可以有效提高空间探测器的精度和稳定性,确保其顺利完成任务。

在实际应用中,星敏感器技术在空间探测器的姿态确定、太阳、地球、近地天体等成像、精确定位和空间测绘等方面发挥着重要作用。

例如,在地球遥感卫星中,星敏感器技术可以帮助卫星实现高精度成像,对地球资源进行调查和监测。

在月球探测器中,星敏感器技术可以帮助探测器精确确定自身位置,避免碰撞或意外发生。

未来,随着航天技术的不断发展,星敏感器技术也将迎来更加广阔的应用前景。

随着空间探测器任务的不断拓展,对星敏感器技术的要求也将不断提升。

科研人员将继续深入研究星敏感器技术,提高其精度和稳定性,以满足未来空间探测器对高精度定位和导航的需求。

总的来说,空间探测器的星敏感器技术是航天领域中不可或缺的重要技术之一,具有广阔的应用前景和发展空间。

通过对星敏感器技术的深入研究和不断创新,我们相信在未来的航天领域中,星敏感器技术将会展现出更加广阔的发展前景,为人类探索宇宙和地球带来更多的科学成果和技术成就。

基于单站地基望远镜的空间目标姿态估计方法

基于单站地基望远镜的空间目标姿态估计方法

基于单站地基望远镜的空间目标姿态估计方法基于单站地基望远镜的空间目标姿态估计方法可以通过使用星敏感器(star tracker)来实现。

星敏感器是一种仪器,可以测量天空中的星星位置和亮度信息,并通过比较这些测量值和已知星星的数据库来确定望远镜的姿态。

在这种方法中,单站地基望远镜通过测量和分析星星的位置信息来估计自身的姿态。

该方法的基本原理是,地基望远镜会观察到不同位置的星星,并记录它们的位置和亮度信息。

使用星敏感器,可以测量出每颗星星的位置信息。

对于已知位置和亮度的星星,可以通过比对测量值和数据库中的值来确定望远镜的位置和方向。

此外,星敏感器还可以通过测量星星的亮度信息来进一步矫正望远镜的姿态。

为了实现这一方法,首先需要建立一个星星的数据库。

数据库中包含了一系列已知位置和亮度的星星信息。

在实际的应用中,可以使用区域星表来构建数据库。

区域星表是根据地理位置和天文学信息对一些特定区域内的星星进行分类和标识的数据。

通过测量和比对星星的位置信息,可以确定望远镜的位置和方向。

接下来,望远镜会观察到不同位置的星星,并使用星敏感器测量它们的位置信息。

测量值与星星数据库中的已知值进行比对,可以准确地估计出望远镜的位置和方向。

此外,星敏感器还可以通过测量星星的亮度信息来矫正望远镜的姿态。

星星的亮度信息可以提供额外的约束条件,使目标姿态估计更加准确。

需要注意的是,这种方法在实际应用中可能存在一些问题和挑战。

例如,星敏感器的测量误差、星星数据库的准确性以及环境因素(如云层、大气湍流等)都可能对结果产生影响。

因此,对于精确的目标姿态估计,需要进行适当的误差估计和校正。

总结起来,基于单站地基望远镜的空间目标姿态估计方法可以通过使用星敏感器测量和分析星星的位置和亮度信息来实现。

该方法通过比对测量值和已知星星的数据库,可以确定望远镜的位置和方向,从而估计目标的姿态。

这种方法可以应用于太空导航、天文观测等领域,是一种有效的目标姿态估计方法。

一种采用双视场星敏感器的飞行器姿态角快速、高精度测量方法

一种采用双视场星敏感器的飞行器姿态角快速、高精度测量方法
采 用 双 视 场 星 敏 感 器 的 飞 行 器 姿 态 角 快 速 、 精 度 测 量 方 法 一 高
1 7 27
已有 的星 敏感 器确 定 飞行 器姿 态角 方法 存在 如
下 缺点 :1 ( )耗 时 较 长 , 文 献 [ ] 绍 的 方 法 需 要 如 1介
ma e v rng,a n w t o o me s r t e p c c at att d c ur t l n s fl a e o a d a — e d s a e s r i ut nue i e me h d t a u e h s a e r f tiu e a c a e y a d wi y b s d n u lf l t r s n o s p t i
t eso wo st fCCDs .Th d il e s ri s dt ee tt e e tr e rt eNot l n or c g iet rh Sa .Th e wiefed s n o su e od tc hes v nsasn a h rh Poea d t e o nz heNo tr t e
2 北 极 星 附 近 目标 选 择
角和 滚动 角 , 组 姿 态 角 可 用 于 控 制 光 束 的 指 向 。 该
所 选 星 图 和 北 极 星 时 刻 处 于 跟 踪 之 下 , 此 任 意 时 因
刻可快 速 读 出姿态 角用 于光 束 控制 系统 的输 入 。双 视 场 光路 与通讯 光 路 复用 , 降低 了系统 质量 。
n ro fed s n o s u e ota k t rh Sa n Ome s r rh Sa ’ ie t n v co ,a h n t o a ewi rh a rw l e s ri s d t rc heNo tra d t a u eNo tr sdr ci e tr nd te o c mp r t Not i t t o h S a St e r t al ie t n v co n a y obtp sto . T p c catatt e i ac lt d b sngt e dfee c ft e t tr’ h oei l d rci e tri n r i o iin c y o hes a e r f ti ud sc lu ae y u i h i r n eo h wo f v co s I i d c dfo t de h tme s rme ta c r c fatt ea ge alb etrta ” NoSa e rh n n o e tr . t se u e r m hemo lt a a u e n c u a y o ti ud n l sc l eb te h n 1 . t s ac i ga d n r

基于陀螺和星敏感器的卫星姿态确定算法_边志强

基于陀螺和星敏感器的卫星姿态确定算法_边志强
T
( 3)
2
陀螺的测量模型
陀螺模型中考虑陀螺的随机漂移 d 、 常值漂移 b
T gi 2
上式中, 按照四元数相乘的定义, 很容易得到下式 ^ 1 bo 1 ^ bo $ q ª Xbo X ª $ qbo = 2 2
和测量噪声 ng , 有 E{ ngi ( t) n ( S ) } = Rg D ( t- S) ( i= x , y , z ) , Rg 为 测量噪声 均方差阵 , D ( t) 是方差 强 度。模型如下
[1 - 2]
Xg = X+ d + b + ng
( 1)
U [1 0
0 0] , 所以有
T
其中 , Xg 为陀螺角速度在本体系上坐标 , X 为 卫星相对惯性空间的角速度在本体系上的坐标。 陀螺随机漂移通常被描述为一阶马尔 柯夫过 程
[ 8]
1 $ qbo ª $ Xbo = 1 $ Xbo + $( | $ qbo | | $ Xbo | ) 2 2 1 Abo ( $ qbo ) = - 2 $q 3 2 $q 2 2 $q 3 1 2 $q 1 - 2 $q 2 2 $q 1 1 ( 5)
- 0 1 5I 3@ 3 - DS 03@ 3
- 0 1 5I 3@ 3 03@ 3 03@ 3
9@ 9
相同, 测量精度为 v( 3R ) , 则可以得到 Rk = v2 I3@ 3 。ຫໍສະໝຸດ 6姿态确定算法过程
1) 在没有测量值时, 进行预报计算[ 2- 3, 6, 9] 在 k - 1 时刻 , 即使在没有星敏感器的测量输出
= I 3@ 3 - 2[ $q @ ]
将式( 4) 、 ( 5) 代入式( 3) 中, 忽略 ( 5) 中的二阶小 量, 有 $Û q0 = 0 $Û q = $q @ ^ Xbo + 1 $Xbo 2 =- [^ Xbo @ ] $q + 1 $Xbo 2 根 据 Xbo = X - Abo ( qbo ) Xoi , ^ Xbo = X ^ ^ Abo ( qbo ) Xoi , 真实姿态角速度 X 和陀螺测量角速度 X 之差为: $X= X- ^ ^ X= - $b- $d - ng , 则有 $Xbo = Xbo - ^ Xbo = $X+ 2[ $q @ ] Abo ( qbo ) Xoi 。 结合以上各式 , 可得关于 $q 的线性状态方程 $Û q=- [^ X @ ] $q - 1 $b - 1 $d - 1 ng 2 2 2 $Û q0 = 0 ( 7) ( 6)

星敏感器姿态确定仿真综合实验

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;

基于卫星姿态敏感器和星载天线信息的联合姿态确定方法

基于卫星姿态敏感器和星载天线信息的联合姿态确定方法
2 0 年 1 月 08 2
西 北 工 业 大 学 学 报
J u n l fNo t we tr oye h ia nv r i o r a rh se n P lte nc l ie st o U y
De . c
2 8 00
第 2 卷第 6 6 期
Vo _ 6 No 6 I2 .
于姿态 敏感器 的算 法[ 1 提 出 , 于 提高其 定 姿精 被 用
度, 但是定姿精度的改善效果并不理想 。 根据信息融
合 理论 , 星上 可用 的姿 态信 息越 多 , 卫 姿态 确定 的精
度 和 可靠程 度 就会 越 高 , 因此 挖掘 新 的卫 星姿 态 信 息来 提高 定姿精 度成 为一 个 新 的研 究 领域 。除 了卫 星 姿态 敏感 器 之外 , 星 上 其 它有 效 载 荷 的测 量 信 卫
天 线测 量 残差 模 型
卫 星 天线 系统 通 常 由多 个 天线 组 成 , 们 在接 它 收地 面站 电 波 的 同时 , 能测 得 该 电波 矢量 对卫 星 还 天线坐标 的方 向。 如果 已知 地面 站的精 确位置 , 那么 电波矢量 就 和太 阳矢 量一样 也是 卫星 姿态确定所 需
息 同样包 含姿态 信息 , 如相 机观 测 的 目标 、 例 天线 接
要的姿态信息[。所以天线系统 的测量信息可以用 3 ]
于定 姿 , 下面 推导 用 于定 姿 的天 线测量 残差模 型 。 每两 个 天 线 组 成 一 个 基 线 矢 量 b 多 天线 系统 ,
就对 应有 多根 基线 。 天线 组成基 线 时 , 多 应按 照基 线 最 长 的原则 进 行 天 线 组 合 。 i 线 天线 接 收地 面 设 基 站 发射 的电波 , 则基 线 矢量 b和地 面站 _ 『 对应 的载 波 相位差 测量 方程 [ 为 4

带有恒星自行校正的星敏感器定姿

带有恒星自行校正的星敏感器定姿

带有恒星自行校正的星敏感器定姿李欣璐;杨进华;张刘;金光【摘要】To provide higher measure precision of the star sensor attitude, the principles of error that appears because the three Euler angles are influenced by proper motion are studied in this paper. The proper motion level is divided intoⅠtoⅨ and stored in the guide star catalogue and the yearly variation of different star proper promotion in the last 20 years according to the output of three Euler angles is analyzed in depth. The simulation experiment results show that the precision can increase over 75″after adjusting the three Euler angles in the last 20 years by QUEST method. The new condition number can be minimized by choosing the star with relatively lower proper motion level to perform the calculation of the attitude when the magnitude of the stars is similar. This can improve the precision and stabilization of the star sensor attitude measurement greatly in the engineering.%为了提供高精度星敏感器姿态测量精度,对三轴定姿受恒星自行影响产生误差的机理进行研究,将恒星自行量分成Ⅰ-Ⅸ级存储在导航星库中,并深入分析不同恒星自行量级在20年间对三轴姿态角输出的逐年变化情况。

一种星敏感器安装误差标定模型仿真研究

一种星敏感器安装误差标定模型仿真研究
( N a v i g a t i o n R e s e a r c h C e n t e r , N a n j i n g U n i v e r s i t y o f A e r o n a u t i c s& A s t r o n a u t i c s , N a n j i n g 2 1 0 0 1 6 , C h i n a )
b e e n di s c u s s e d a n d t he p r o c e du r e o f t h e i ns t a l l a t i o n e r r o r c a l c ul a t i on wa s g i v e n.Th e s i mu l a t i o n r e s ul t s
Abs t r ac t : Th e a t t i t u d e d e t e r mi na t i o n p r e c i s i on of s t r a p— do wn s t a r s e n s o r r e s t r i c t b y i t s i ns t a l l a t i o n e r r o r,
S t u d y o n I n s t a l l a t i o n E r r o r Ca l i b r a t i o n Mo d e l Si mu l a t i o n o f S t a r Se n s o r
W ANG Ro n g,X I O NG Zh i , L I U J i a n y e ,Z HONG L i n a
wh i c h mu s t b e c a l i b r a t e d a n d c o mp e n s a t e d. B a s e d o n a n a l ys e s t he c o u p l i n g r e l a t i o n s h i p be t we e n a t t i t ud e a n d i n s t a l l a t i o n e r r o r o f s t a r s e n s o r , a n e w s t a t i c c a l i b r a t i o n a p p r o a c h u s i n g s t a r s e ns o r o u t p ut d a t a ha s

三轴稳定卫星姿态确定及控制系统的研究

三轴稳定卫星姿态确定及控制系统的研究

三轴稳定卫星姿态确定及控制系统的研究一、本文概述随着航天技术的飞速发展,三轴稳定卫星已成为现代空间科技领域的重要组成部分。

这类卫星通过其精确的姿态确定及控制系统,实现了在太空环境中的稳定运行和高效工作。

本文旨在深入研究三轴稳定卫星的姿态确定及控制系统,探讨其工作原理、技术挑战以及优化策略,为未来的卫星设计与控制提供理论支持和实践指导。

本文首先将对三轴稳定卫星的基本概念和特点进行介绍,明确研究背景和目的。

随后,将详细分析卫星姿态确定的基本原理和方法,包括传感器技术、数据处理算法以及姿态估计理论等。

在此基础上,将探讨控制系统的设计原则和实现方式,包括姿态控制策略、执行机构选择以及控制算法优化等。

本文还将对三轴稳定卫星姿态确定及控制系统中的关键技术进行深入剖析,如姿态传感器误差补偿、控制算法鲁棒性增强以及卫星在轨自主定姿等。

将结合国内外相关研究成果,对现有的姿态确定及控制技术进行总结和评价,指出存在的问题和改进方向。

本文将提出一种优化的三轴稳定卫星姿态确定及控制系统设计方案,通过仿真实验和实地测试验证其有效性和可行性。

这一方案将为未来卫星的设计和制造提供有益的参考,推动航天技术的持续进步和发展。

二、三轴稳定卫星姿态确定原理三轴稳定卫星的姿态确定是其控制系统中的核心环节,它涉及到卫星在空间中的方向感知和姿态调整。

三轴稳定卫星的姿态确定原理主要基于惯性测量单元(IMU)和星敏感器(Star Tracker)等传感器的数据融合处理。

惯性测量单元(IMU)是卫星姿态确定的基础设备,它通过内部的陀螺仪和加速度计来测量卫星的角速度和加速度,进而推算出卫星的姿态变化。

然而,由于IMU的长期误差积累,单纯依赖IMU进行姿态确定无法满足长时间、高精度的要求。

因此,需要引入星敏感器(Star Tracker)等光学传感器进行辅助。

星敏感器通过拍摄星空图像,识别出已知的天体位置,进而解算出卫星的姿态。

这种方式的优点是精度高、误差积累小,但其缺点是受到观测条件的限制,例如在地球阴影区、太阳光照强烈等情况下,星敏感器可能无法正常工作。

基于星敏感器双矢量观测信息的卫星姿态确定算法研究

基于星敏感器双矢量观测信息的卫星姿态确定算法研究

1 坐标 系及 四元数姿态运动方程
外力矩 , 中所有 量 皆为在体 坐标 系下 的表示 。 式
定义地心惯性坐标系 OXY , i, Z, i 原点为地心,, 2 航天器姿态信 息的测量 X
轴指 向春分 点 ,, Z 轴指 向北 极 ,, y 轴在 赤道 面 内 , 与 假设 星 敏感 器 安 装 方 向使 星 敏 感 器 坐标 系 与
3 3期
王志刚 , : 等 基于 星敏感器 双矢量 观测信息 的卫星姿态确定 算法研究
式 ( ) , 为 恒 星 在 星 体 坐 标 系 中 的单 位 方 向矢 3中 量 ,n为 恒 星 在 惯 性 坐 标 系 中 的单 位 方 向 矢 量 , r A () q 为姿 态 矩 阵 , 为 星 敏感 器 测 量 误 差 , 似 为 △ 近
高 斯 白噪声 。
提 出的体 固连 协方 差 表示 法 : 四元 数 偏 差 量表 示 为
估计 四元 数旋 转 到真 实 四元 数 的增 量 四元 数 , 标 其
部接 近 于 1 所 有 所 需 姿 态 信 息 包 含 于 矢 部 三 个 ,
量 中 。
由之前 体坐 标 系 的定 义 , 陀螺 固连 于 航 天 器且 体 坐标 系 三 轴 与 陀 螺 敏 感 轴 平 行 。 陀 螺 测 量 模 型
q =÷q

() 1
当配备 有 陀 螺 仪 时 , 速 度 可 由 陀 螺 测 量 得 角 到; 当无陀螺仪 时 , 角速度 由动力 学方 程传 递 , 即
d =J ( o N一( × t) E J J o () 2
式() . 2 中 ,为航 天器 惯 量 张量 , , 航 天 器 所 受 合 v为
第 1卷 1

卫星姿态确定中星敏感器热变误差的辨析与补偿

卫星姿态确定中星敏感器热变误差的辨析与补偿
o f he t t h e r ma l e r r o r o f pa ra m e t e r s . h e a t re f q u e n t e r r o r s i mu l a t i o n e x p r e s s i o n i s g i v e n . I t i s p r o v i d e d c o mp e n s a t i o n b a s i s t O r e d u c e he t he t m a r l e ro r o f he t i mp a c t o n he t a t t i ud t e d e t e m i r n e r e s u l t s . Ke y wo r ds : h e a t — re f q u e n t e ro r ; s t a r s e n s o r ; e ro r i d e n t i i f c a t i o n a n d a n a l y s i s ; a t i ud t e d e t e m i r na t i o n
傅 里叶级数形式 的热变误差模型和估计得 到的热变误差的参数 , 模拟产生热变误差 的表达式 , 并进行补偿 , 从而减小热变
误 差对 姿态确定结果的影响 。 关键 词 : 热变误差 ;星敏感器 ; 误差辨析 ; 姿态确 定 中图分类号 : V4 4 文献标识码 : A 文章编号 : 1 0 0 3 — 7 2 4 1 ( 2 0 1 6 ) 1 0 — 0 1 0 9 —0 5
( 上海工程技术大学 , 上海 2 0 1 1 0 0 )
摘 要 : 本文选用 星敏感器为研 究对 象 , 研究一种适合工程应用 的热变误 差的辨析方法 。将热变误差建模为傅里 叶级数 , 采用最 小 二乘算法 , 从 陀螺 的常值漂移 中估计 星敏 感器 热变误差的参数 ,即傅里 叶级数 中各正弦和余 弦函数 的振幅 , 然后 , 根据

基于星敏感器和陀螺的卫星定姿新方法

基于星敏感器和陀螺的卫星定姿新方法

基于星敏感器和陀螺的卫星定姿新方法艾奇;葛升民【摘要】Aiming at the problem of unable to choose suitable filtering mode for errors accumulated and noise distribution changed, the body coordinate system, a augmented measure composed of measurements of star-sensor and gyro in the inertial coordinate is proposed and the attitude determination is modeled to a nonlinear filter problem. Because the nonlinear filters used commonly may have a good performance both in accuracy and real time, UKF is introduced to estimate the attitude parameters and the gyro drift Further, the situation of unknown or time-varied sensor accuracy is considered, and the IMMUKF algorithm is proposed. The simulation results show the efficiency and accuracy of the method. It has a high practical value.%针对本体坐标系下对卫星姿态进行线性滤波存在误差累积和噪声分布改变无法正确选择滤波模型的问题,利用惯性坐标系下的星敏感器和陀螺原始测量构建系统扩维测量,将卫星姿态确定问题建模为非线性滤波过程.针对常用的非线性滤波方法无法同时兼顾精度和实时性的问题,采用无迹滤波(UKF)对卫星的姿态参数和陀螺常值漂移同时进行估计,实现了对卫星精确定姿.进一步考虑实际情况中,敏感器测量误差未知或随时间变化的情况,提出了交互式多模型无迹滤波(IMMUKF)方法.仿真实验结果表明了该算法的有效性和优越性,具有较高的实际应用价值.【期刊名称】《现代电子技术》【年(卷),期】2012(035)004【总页数】5页(P13-17)【关键词】姿态确定;星敏感器;陀螺仪;无迹滤波;交互式多模型【作者】艾奇;葛升民【作者单位】哈尔滨工业大学控制科学与工程系,黑龙江哈尔滨 150001;哈尔滨工业大学控制科学与工程系,黑龙江哈尔滨 150001【正文语种】中文【中图分类】TN911-34;V448.22卫星姿态确定系统是卫星姿态控制系统中的重要组成部分,其精度是影响姿态控制系统精度水平的决定性因素。

天文定姿中星图仿真研究

天文定姿中星图仿真研究

天文定姿中星图仿真研究连月勇;张超;詹银虎【摘要】为测试和评估星敏感器性能,提出一种航天器上星敏感器成像的仿真方法.建立基于航天器平台的恒星视位置计算模型,利用星点模型在天球上绘制出全天星图,通过星敏成像原理完成任意姿态下的视场转换.使用OpenGL的透视投影功能自动成像可见星,省略导航星搜索环节,提高仿真效率.仿真使用的视位置计算模型更精确,星点模型弥散效果更好,提高了星点亚像元细分定位的精度.仿真结果表明,星点定位标准差在0.023像素以内,在32°视场内,星间角距误差较低,仿真效果逼近真实星空.%A new method of star map simulation is proposed to test and evaluate the performance of star sensors.To start with,a star position calculation model based on the spacecraft is established,and stars are drawed in the celestial sphere according to the star point model.Then the field of view is changed on any attitude by the imaging method of star sensor.OpenGL's perspective projection function is used to automatically image the star which can be seen in the field so as simplify the step of navigation star search and improve the simulation efficiency.The apparent position calculation model used for simulation is more precise,and the star model dispersion effect is better,which improves the centroid sub-pixel location accuracy.Simulation results show that the standard deviation of star positioning is less than 0.023 pixel and lower star angular distance error in the 32° field of view remains,which displays the high precision of star position and high imitation of real starry sky.【期刊名称】《计算机工程》【年(卷),期】2016(042)012【总页数】6页(P302-306,313)【关键词】天文导航;姿态参数;星图仿真;卫星仿真软件;计算模型【作者】连月勇;张超;詹银虎【作者单位】信息工程大学导航与空天目标工程学院,郑州 450001;信息工程大学导航与空天目标工程学院,郑州 450001;信息工程大学导航与空天目标工程学院,郑州 450001【正文语种】中文【中图分类】TP391高精度星敏感器是天文导航的主要设备之一。

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北京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一 实验目的通过电子星图模拟器(ESS )和星敏感器PC 仿真平台的操作,熟悉星图模拟和星敏感器姿态基本流程及各模块功能,完成星敏感器系统仿真。

二 实验原理 1.星图模拟原理(1)星图模拟系统是一种近似模拟星空的仿真系统。

为星敏感器算法调试、星敏感器产品测试及天文导航半物理仿真系统运行提供标准的星图输入,并提供已知参考星光矢量及星像中心的理想映射坐标。

分光学物理星模、电子星模和计算机软件星模三种。

(2)星图模拟系统的实现旋转关系:OZ 是光轴指向:星图模拟是根据光轴指向及旋角(,,γ)所确定的既定视场,将其范围内的星空目标映射到星敏感器CCD 面阵上并模拟出目标图像的过程。

其中,需要确定第二赤道坐标系、航天器本体坐标系、星敏感器坐标系的转换矩阵。

星敏感器固联(安装矩阵为常数阵),那么只考虑第二赤道坐标系和星敏感器坐标系之间的转换关系。

令O-UVW 为第二赤道坐标系,令O ’-XYZ 为星敏感器坐标系。

那么星光矢量在两个坐标系下的分量列阵的关系可以表示为:[X,Y,Z]T = Tsi[U,V,W]T ,其中Tsi 为转换矩阵。

2.星敏感器定姿基本原理光轴n 颗星OsXsYsZs — 星敏感器坐标系 Ouv — CCD 成像面坐标系OsO 之间距离 f 为光学透镜的焦距 由图中的几何关系可得:tan tan /cos nn n n n u f v f αδα==arctan arctan /cos nnn n n u f v f αδα==第 n 颗星的单位矢量在星敏感器坐标系中的分量列阵:或,根据星像点质心坐标直接计算得单位矢量:式中为星敏感器测量误差矢量。

星敏视场内 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:上式各矩阵赋予命名,对应关系式:S = CTis当观测星数 n 等于3颗时,星历矩阵C3×3为非奇异矩阵,那么转移矩阵Tis = C-1S 。

n > 3时,可以采用最小二乘法得到计算式:Tis = (CTC)-1CTS姿态矩阵Tsi = TsbTblTli ,则载体相对于发射点惯性系l 系的姿态矩阵 Tbl = (Tsb)-1 (Tis)-1(Tli)-1 =(Tli Tis Tsb)-1,这里 Tsb 为星敏感器固联常量安装矩阵, 发射点惯性坐标系 l 系相对于赤道惯性系i 系的转移矩阵:sin cos cos cos sin n n n n n n n s n n X s Y V Z αδαδδ⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥==+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦n n n n s n n X u s Y f V Z v ⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥==+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦111111111213222222212223313233n n n n n n X Y Z U V W t t t X Y Z U V W t t t t t t X Y Z U V W ⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦cos sin cos()sin sin()cos cos()sin sin cos()cos sin()cos sin()sin cos()cos cos cos sin()sin sin sin sin()cos cos()sin cos li le ei A S A S T T T S A S A S A S A S A S A S A S A φλλφλφλλλλφφλφφλλφ-+-+⎡⎢==+⎢⎢+-+⎣-+++⎤⎥+⎥⎥+++-⎦其中:A 为轴xl 的方位角;S 为发射时刻的格林尼治恒星时,或发射时刻的春分点的格林时角GHA Υ; (λ, φ) 为发射点经纬度。

如果安装矩阵与火箭本体坐标系方向重合,则安装矩阵Tbs = 单位阵 I 那么:Tbl = (Tli Tis)-1欧拉角法表示火箭姿态发惯系l ,原点在发射点L ,轴yl 在当地铅垂线向上,轴 xl 在当地水平,且在名义射击平面内。

发射点惯性坐标系 Lxlylzl 转动 3 次转到本体坐标系 oxbybzb 。

转动顺序: 那么,从Sl 到Sb 的坐标变换矩阵:矩阵元素对照得主值:姿态角θ和ψ的取值范围都在[-90°,90°]; φ的取值范围都在[-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)设定观星地点为北京市延庆县马匹营村,北纬40°30′14.571″,东经116°04′20.815″(2)设定北京时间为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;=26.3156111213212223313233blt tt T tt t tt t⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦()()()y xz R R R l b S S ψφθ−−−→−−−→−−−→cos cos cos sin sin sin sin cos cos sin sin sin sin cos cos sin cos cos sin cos sin sin cos sin sin sin cos cos cos bl T ψθψθψφψθφθφψθφθφψφψθφθφψθφθφψ-⎡⎤⎢⎥=-+⎢⎥⎢⎥+-⎣⎦2312131133arctan();arcsin();arctan()t t t t t θψφ==-=cos sin 0sin cos 0001ie GHA GHA C GHA GHA ϒϒϒϒ-⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦sin sin cos cos cos cos sin sin cos sin 0cos sin et C λφλφλλφλφλφφ--⎡⎤⎢⎥=-⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡=⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡=⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡00000sin cos sin cos cos 100δδαδαet ie i i i C C z y x由此得RA=300.2372 Dec=40.5041 指定 γ=02开启ESS ,进行参数设置,选择“星图模拟” “单帧重复”菜单命令,将(,, )计算值填入ESS 的人机界面,观察“发送的星图”,此时ESS 持续不断地将模拟星图数字视频传输给星敏感器PC 仿真平台。

设置:指定仿真星等阈值:6峰值饱和灰度对应星等:8得到模拟星图:其中,星模软件使用方法见附录;3.在PC 仿真平台,存储接收的模拟星图,并选定六颗颗亮星。

结果如图所示。

得到亮星的坐标,星等,赤经和赤纬:4.运行虚拟天文馆软件stellarium.exe ,选定(1)中地址和观星时间,目视对比模拟星图和stellarium 界面,找出这六颗选定亮星的匹配星,记录其星号、赤经、赤纬和星等属性信息,计算在春分点赤道惯性系i 系下的恒星方位矢量。

运行虚拟天文馆结果如图所示:注意事项:(1)在运用虚拟天文馆软件时,要注意调节观察视角,一般为20度左右事宜。

本次实验,调节观察视角读数为22.8°。

(2)根据纬度关系显示,将虚拟天文馆的视场调节到指定的范围内,以便容易找到星星。

本次实验,大约根据纬度关系调节到45°的范围内。

(3)在记录赤经、赤纬的信息时,有两种表示的方法:一种是J2000,另一种是J2011.2。

两者之间有非常细微的差距。

因为地轴的进动,使得春分点不断西退,而赤经赤纬又是依靠春分点的位置来确定,所以随着春分点位置的不断变化,赤经赤纬也会不断变化。

J2000版指的是以2000年春分点作为基准天体的坐标,日期版就是以现在的春分点作为基准的坐标。

差距是非常细微的,对一般的爱好者来说,忽略这个微小的差距也无妨,但是对于专业的观测来说,这点误差是要命的。

在本实验中,记录的是J2000下的赤经赤纬信息。

记录星等信息时,有目视星等和绝对星等两种星等信息。

绝对星等是假定把恒星放在距地球10秒差距(32.6光年)的地方测得的恒星的亮度,用以区别于视星等。

它反映天体的真实发光本领。

由于本实验中记录的是目视星等。

天津四天津一天津九 δCyg-18ηCyg-21O1 Cyg-315.给定该相机焦距f 的标定值,查找星敏感器PC 平台下的日志文件获取6颗选定亮星的星象质心,是在星图预处理环节由灰度重心法计算获得的,计算星敏感器本体系s 系下的星光矢量。

(1).焦距f = 2889.2643,单位:pixel ,主点O 的值(508.3, 513.3) pixel 。

(2).阵列平面坐标系和星敏感器本体坐标系的关系如图所示:f u n n 0u -tan =αn 0/cos v -tan αδf v n n = 其中星敏感器本体系s 系下的星光矢量由下式计算得到sin cos cos cos sin n n n n n n n s n n X s Y V Z θγθγγ⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥==+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦6.基于i 系下的恒星方位矢量和s 系下的星光矢量,计算出观星时刻星敏感器相对于i 系的姿态矩阵,并换算出星敏感器的光轴赤经赤纬和旋角,对比星敏感器PC 仿真平台的计算结果。

Matlab 程序见附录; 得到赤经赤纬及旋角为:RA=300.2372 Dec=40.5041四 实验结论及误差分析: 1.以观测者所在位置,运用查表法得到的赤经赤纬为Ra=300.2372,Dec=40.5041,Gamma=0;再运用模拟星图ESS 和虚拟天文馆得到的赤经赤纬为RaDeter=300.2385,DecDeter=40.5180 ,GammaDeter=-0.3402;所以,经运算得到绝对误差和相对误差如下: 绝对误差为:|Ra-RaDeter|=0.0013|Dec-DecDeter|=0.0139|Gamma-GammaDeter|=0.3402相对误差为:η(R a)=0.004%η(Dec)=0.031%η(Gamma)=0.340%2.在星图模拟和虚拟天文馆的对比找星过程中,也存在一定的误差,主要是,星等误差,赤经和赤纬对比误差等等。

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