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。

可靠性高，在轨寿命长，抗辐射性能好。

ASTRO 15 (图1)是Jena-Optronik目前最先进的自主式星敏感器，具有高度的可靠性、耐用性和广泛的适用性。

被波音公司选定为Boeing 702 platform卫星的标准配置。

同ASTRO 10相比，ASTRO 15 尺寸重量增大，视场基本不变，观星能力增强，单星精度提高，定姿时间缩短。

图1ASTRO 15 星敏感器
（2）法国SODERN的星敏感器
SED12 是SODERN 公司第一款CCD 星敏感器，自1989年在苏联GRANAT上使用以来10年无故障，三倍于设计寿命。

1997 年开始研制的SED 16于2001 年5 月随SPOT5 卫星首飞成功，SED16 可用于地球观察、科学探测、深空探测、地球同步轨道、ISS cargo 等多种任务，现在大量被客户采购。

SED26(图2)是SED16的ITAR (国际军品贸易条例)的自由版本。

同样是多用途、全自主，可提供三轴姿态和载体运动角速度的星敏感器。

图2SED26 星敏感器（无遮光罩）
最新的SED36 是专门为Pléiades 卫星提供高姿态精度的星敏感器，设计源自SED26，使用同样的子部件，优化了热-机械设计，对光学畸变进行了精确的校正，升级了星表，增加了导航星数目。

一体结构改为分体结构，以增强散热。

（3）美国Lockheed Martin 的AST-301[1]
AST-301（图3）作为主要的姿态传感器应用在JPL 2003 年1 月发射的空间红外望远镜装置(SIRTF)上。

为实现SIRTF 的要求，使用两个冗余AST-301自主式星敏感器。

可以 2 Hz 的频率输出姿态四元数，X/Y，Z 轴精度分别达到0.18/0.18 arcsec, 5.1arcsec，优于AST-201星敏感器5.5倍。

图3AST-301 星敏感器
AST-301使用ACT星表，71，830颗导航星，星图的质心算法提高到1/50像素的水平，并优化姿态估算。

使用自主式延时积分（TDI）完成X轴向的图像移动补偿，防止由于飞行器的运动造成的精度降低。

Y轴向使用图像移动调节(IMA)处理图像拖尾，使合成图像信噪比最大，这样可以在0.42 °/s的速度下做到精确跟踪。

没有任何先验信息的条件下，全天任何地方 3 s 内成功获得姿态的概率为99.98%。

（4）其他基于CCD 传感器的星敏感器
除上面介绍的以外，丹麦技术大学(DTU)，意大利伽利略，美国Ball，英国萨里(SSTL)，俄国空间研究院等机构在星敏感器研发领域都处于领先的地位，这里不作详细描述，仅将各个型号的CCD星敏感器的主要参数列表如下：
表1 基于CCD的星敏感器性能参数列表
Company Star sensor Mass
/kg
Power
/W
Accuracy
(arcsec) 1σ P/Y，R
Update rate
/Hz
FOV
/(°)
Sensitivity
/Mv
Slew Rate
/(°)s-1
Germany ASTRO5 1.5 5 5，40 2~10 14.9×14.9 6.0 0.7(10Hz) Jena-Optronik ASTRO10 3.1 <14.5 2，15 8 17.6×13.5 6.0 0.6~1.0 ASTRO15 6.0 <24 1，10 4 13.3×13.3 6.5 0.3~2.0 France SED16/26 3.3 8.5 3，15(3σ,LFE)1~10 17×17 <10 SODERN SED36 3.7 8.4 1，6(3σ,LFE)<8 <10 Denmark DTU ASC[2] 1.2 8 1，8 1 22×16 1.2 USA Ball CT-601 7.8 8~12 3 10 8×8 1.0~6.0 0.3~1.5 HAST[3]0.2(<1(°)/s) 2 8.8×8.8 5.5 0~4 USA HDOS HD1003[4] 3.9 10 2，40 10 8×8 6.5
Lockheed
Martin
AST-301 7.1 18 0.18,5.1(pair) 2 5×5 0.42 Italy Galileo A-STR 3.0 13.5 9，95(3σ, 0.5(°)/s)10 16.4×16.4 1.5~5.5 0.5~2.0 U.K. SSTL Altair-HB 1.8 2.8 15，50 1 15.7×10.5 6.0 0.5 Denmark
Terma
HE-5AS 3.0 7 1，5 <4 22×22 6.2 0.5~2.0 Russia SRI of
RAS
BOKZ-MF 1.8 8 5，12 1 2.0
1.1.2 基于CMOS APS 的星敏感器
有源型CMOS图像传感器，是上世纪90年代美国JPL 研发的一种
CMOS图像传感器。

与CCD 星敏感器相比，APS 星敏感器具有明显的不同，
主要表现为：较宽的视场(20°×20°)。

大的视场有更多的较亮的导航星，星敏感器
星等阈值可以降低、光学部分的重量减轻、导航星表的容量减少。

采用CMOS图
像传感器。

CMOS 图像传感器把光敏阵列、驱动和控制电路、模拟信号处理电
路、存储器、A/D 转换器、全数字接口电路等完全集成在一起，实现单芯片数
字成像系统，并且是单电压电源供电，它具有极低的功耗、数据可重复性读出方
式，减少了系统噪声[5]。

APS图像传感器具随机窗口读取能力，这种能力简化了
接口，使系统小型化。

单片ASIC(特殊用途集成电路)集成了星敏感器所有功能，
芯片集成了I2C 总线接口、快速的像心提取逻辑、微处理器(8051)、存储器等
等，使星敏感器的体积减小、功耗降低。

APS 星敏感器硬件系统得以简化，避
免了电荷转移效率的限制，具有更好的抗辐射能力。

由于像元结构集成了多个功
能晶体管的原因，CMOS图像传感器暗电流，固定模式噪声和响应不均匀性较
高，并且较低的填充率直接影响亚像元插分精度。

以图4所示AeroAstro
Miniature Star Tracker(MST)为例，使用Fillfactory 的STAR1000 CMOS 图像
传感器，尺寸很小，重300 g，功耗2 W，成本很低，但精度稍差，为70 arcsec(3σ)。

为研制更小型、更低功耗的星敏感器，国际上的主要星敏感器供应商都在积极研
究基于CMOS 图像传感器的星敏感器及其相关技术，并已取得实用化成果。

表
2 为各种APS 星敏感器的性能比较。

表2 几种APS星敏感器的性能
Company Star sensor Mass
/kg
Power
/W
Accuracy
(arcsec) 1σ P/Y，R
Update rate
/Hz
FOV
/(°)
Sensitivity
/Mv
Slew Rate
/(°)s-1
Jena-Optronik ASTRO APS 1.8 6 2，15 10 20(cone) 5.8 0.3~5 SODERN HYDRO 2.2 12 1.4，9.8(1.0(°)/s) 1~30 <10 JPL MAST[6]0.042 0.069 7.5，50 20×20 5.4
Galileo Avionica AA-STR 1.425 4~7 12，100(2σ)10 20(cone) 5.4 <4 ESA ASC0SS 0.31 2.4 30，10 20×20 5.0 AeroAstro MST 0.3 2 70（3σ） 1 30(cone) 4 <10
1.2 应用于科学实验气球的星敏感器
作为星敏感器的一种，星相机常用于科学试验气球的精确定位。

通常，实验气球工作的40 km 海拔处仍有较为明亮的天空背景。

因此，气球用星相机要成
为自主式姿态敏感器，就要解决白天观星的问题[7]。

Balloon-borne Large-Aperture
Submillimeter Telescope(BLAST)的空中精确定位就使用了一对冗余的星相机
ISC 和OSC。

其白天观星是通过选用大口径长焦距的镜头以及适当波长的红光
滤光片，配合4 英尺长的遮光罩解决的，冗余星相机保证了太阳在任何方向都
可观星。

2005 年，BLAST 在瑞典基律纳成功飞行 4 天，证实了在典型的白天
条件下，ISC 可提供绝对精度<5″, 输出频率 1 Hz 的实时定位。

High Energy Replicated Optics (HERO)[8]实验也使用了星相机进行定位。

“HERO”的星相机如图 5 所示。

2001 23 May 16:30 UT 进行升空实验，观测
巨蟹座区域，理论计算的星等灵敏度为9.7 Mv，实际识别11 星，巨蟹座所
有亮于8 等的和一半8~8.5 等的星在白天被识别。

1.3 应用于射电望远镜的星敏感器
ST 星跟踪器安装在INAF-IRA（意大利国家天体物理学院的射电天文学院）位于意大利Bologna 的32 m 射电望远镜上。

用于射电望远镜高频率观测的高
精度定位。

其光学系统使用Maksutov-Cassegrain 折反望远镜，18 cm 的孔径，
f/10，因为在地面使用，所以ST 的焦距与孔径设计的很大。

有利于白日观星和
暗星探测，并提高了分辨率。

因为可观星数足够多，射电望远镜转向速度很低，
所以视场仅为19.5 ′×19.5 ′。

图5“HERO”的星相机
对于暗星的观测，ST 可以靠增加积分时间实现，如Mv<12，10s 的曝光时间，则S/N>20。

ST 在白天观星，通过附加两片截止在红外的高通滤光片实现。

图6 给出使用IR PRO 809 滤光片在白天对金星的观测结果(July, 25, 15:00 UT Venus Mv=-3.6)。

图6使用I R PRO 809 对金星的观测
1.4 应用于导弹等军事领域的星敏感器
SED20 星跟踪器是SODERN 公司专门为法国M51 弹道导弹(计划于2010 年取代M4)设计的，SED20 的研发在2005 年底已经完成。

图7SED20 星跟踪器
2006 年3 月，美国Microcosm 公司宣布可在海平面白天观测7.1 等恒星的DayStar 系统研制成功。

实验表明午后太阳位于天顶时，DayStar 系统仍能探测到7.1 等星。

Microcosm 公司称即使在天空有薄云的情况下DayStar 系统仍能可靠工作，比DayStar 系统体积更小、性能类似的星敏感器系统将在飞机导航系统上得到应用，与惯导系统进行组合提供高精度的导航参数。

图 8 DayStar 星敏感器系统结构
2 星敏感器工作原理 2.1 星敏感器基本模型 （1）测量模型
星敏感器属于天体敏感器的一种，它可通过光电和射电方式被动的去探测自
然天体的方位信息。

星敏感器的测量模型分为四种基本类型，即星光焦平面坐标测量模型、方向矢量测量模型、星光角度坐标测量模型和惯性姿态测量模型。

下面介绍一种最常用的星光方向矢量测量模型，它是由 Shueter 提出来的 QUEST 测量模型[9,10]：
_
m P P S C V S =+=+
其中，m P ，表示单位矢量测量值；
P ，表示恒星的射线方向在载体坐标系的投影矢量。

12222
0301
1x x y y x y z P P P P P P P q P P f P P f ⎡⎤⎡⎤⎡⎤
⎢⎥⎢⎥⎢⎥
==
=⎢⎥⎢⎥
⎢⎥++⎢⎥⎢⎥
⎢⎥⎣⎦
⎣⎦⎣⎦
式中，q 2220x y P P f ++ x P ，y P 为恒定星体的位置在 CCD 平面上的投影，也就是星像坐标中心； 0f 为星敏感器相机的焦距[11]，在光学系统领域中，焦距应该为恒值，即0z P f =。

S 是测量误差，可近似为高斯分布，所以测量误差的均值和方差分别为：
31
233[]0[]()
T T S E S R E SS I PP σ⨯⨯⎧=⎪⎨==-⎪⎩ 其中，2
σ 表示星敏感器噪声方差；C 表示星敏感器的方向余弦矩阵；V -
表示星光方向矢量在惯性系中投影的单位矢量。

（2）姿态动力学模型
星体姿态动力学微分方程[12-16]如下所示：
.11()1
J J J T T T V
ωωωτ--⎧=-⨯+⎪⎨⎪=-+⎩
其中，J 代表星体的惯量矩阵；τ 表示时间常数；V 表示零均值的高斯白噪声。

2.2 星敏感器测姿原理
CCD 星敏感器主要由外围电路部分，信号检测部分，模拟信号处理部分，数
据采集存储部分、数据处理部分以及对外接口部分组成[17]。

信号检测模块包括遮光罩、光学 系统、CCD 探头线路、CCD 光电转换器和光学镜头等几个部分，被捕获到的星体经过光学镜头进行成像，然后由 CCD 组件把星体的光能量转换为模拟电信号，把此电信号再进行处理后，送入数据采集存储部分再进行模数转换与数据采集处理。

当 CCD 摄像头捕获到的星图按数字的方式存储于内存中时，数据处理模块便会对已经数字化后的星图进行星点提取和星点坐标计算以及星图识别处理，并将星体所形成的像点与导航星库进行匹配，经分析可得到与像点相互对应的星体在天球坐标系中的位置坐标[18]，最后由此指向完成载体姿态最终的确定。

其具体工作原理[17]如下，首先星敏感器将捕获到的星图与导航星基准库进行比对，而后利用识别技术得出星图中的恒星体在天球坐标系下的坐标：
123cos cos sin cos sin l V l l αδαδδ-⎡⎤⎡⎤
⎢⎥⎢⎥
==⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦
天球系下恒星体的坐标投影到像空间系为：
111213
3132332122233132331]T
a l
b l
c l x f
a l
b l
c l a l b l c l y f a l b l c l W x y f -
⎧++=-⎪++⎪
⎪++⎪=-⎨
++⎪
⎪⎪=⎪⎩
星敏感器的敏感光轴在天球坐标系下的坐标(,)αδ为：
13
31
3tan ()
sin ()
b a a
c δ--⎧=⎪⎨
⎪=-⎩ 其中，f 表示星敏感器的相机主距；,αδ 表示天球的赤经，纬经；l 表示加
速度计到原点的距离；,,a b c 表示载体坐标系。

2.3 星敏感器测量精度
由于单星测量精度能够彻底影响光轴的指向精度、姿态角的测量精度以及系统噪声等，所以单星测量精度是星敏感器整体精度的基石也是其关键所在。

这里用星等来表征星体的亮度，星等数值越小表示该星体越亮，同时也越容易被观测到。

实际能够用到的星体的星等在 0~7 范围内，且前一星等的平均亮度是后一星等的2.51 倍。

星等的精度主要受宇宙背景辐射、杂散光、星敏感器自身精度等误差源的影响，这些误差会造成丢星现象，使星图失真。

为了得到尽可能真实的星图，就需要把这些误差对星等的影响都考虑成零均值的高斯白噪声来继续分析。

星图中星体的灰度强弱受星体的星等大小和星敏感器的曝光时间长短的影响较大，且星等数值越高，灰度值越大。

由于计算机灰度级有限，只有 256 个灰度级，所以星体灰度的考虑范围在 0~255 之间，星等与灰度的关系可如下表示：
max
255
2.51m m g -=
其中：m 为星体的星等；max m 为星敏感器能够敏感到星等的最大值，它是星敏感器的主要指标之一；g 为星图中星体的灰度。

当观测的星体星等超过此最大值时，按最大值计算。

由于成像灰度大小随曝光时间的长短成正比，所以在上式的基础上，引入曝光时间来继续考虑，又因为不同星敏感器的曝光时间不同，所以可以用能表征不同星敏感器的曝光系数H 来表示灰度与曝光时间的关系即：
0g Hg =
其中，0g 为考虑曝光时间的灰度值。

一般把星目标当作理想的点光源，当它的辐射能量在满足一个聚焦平面时，在正常情况下星点的像则会充满一个像元空间，又因为单个 CCD 像元的角分辨率主要影响着它的指向精度，所以可以定义一个像元的角分辨率[19]为：
FOV
CCD
k N θ=
其中，FOV θ 表示 FOV 的角度；CCD N 表示一行或一列像元的数目。

普通情况下，星点目标总会聚集于一小块圆形的连续像元区域里，而焦平面上的星象能量分布取决于星敏感器中的光学系统，所以可以用光学系统的点扩散函数来表示此番能量分布，进而可以把它近似成二维高斯分布函数来表达，而且在仅仅 33⨯ 的像元区域内就聚集了 80% 的主能量：
2
22（-x-x ）()1
(,)exp 2i i y y x y μδ⎛⎫--=
⎪ ⎪⎝⎭
其中：2δ 为方差，根据 δ 的取值不同，星体能量的分布也就会有所不同。

星
敏感器的曝光时间长短与成像灰度值大小可成正比，所以时间也会与方差成正比，且满足：
(1)
0.72
H δ-=+
在 δ 取 0.7 时，星等值 5.3的星体所成的像的中心大概能达到 255 个灰度；当星等高于 5.3 时，灰度则会溢出，可以通过调整曝光系数 H 的大小来控制灰度的溢出。

其次，当 CCD 星敏感器工作时很容易受到天气情况的影响，如：大气折射、杂散光、星云和星团等，其中受杂散光的影响最为显著。

当它在夜晚工作时，杂散光较弱，对星体成像影响较小，但在白天运行时，杂散光就会比较强，这就直接影响到了星体质心的提取精度。

在星图中这种影响主要的体现就是高亮度，使一些星等数较高的星体不易被识别。

单星测量误差除此之外还有很多种，主要有 A/D 转换器引入的量化误差、光学镜头像差、CCD 自身噪的声、细分算法误差、光学镜头畸变以及电子线路噪声等引起的误差。

对于一个明确系统的星敏感器而言，想要提升它自身测量精度，可以通过以下几个办法来实现：多星的统计和多帧的统计以及超高精度的亚像元内插细分方法。

前两种是通过统计学方法排除自身随机误差从而来加强测量精度的稳定性能，最后一种是扩大星点位置测量精度的极限，可以说是从根本上解决的一种手段。

3 星敏感器的发展趋势
根据现在的发展情况，星敏感器未来的发展趋势主要体现在以下方向：目前的星敏感器已经成为一个完整的位置和姿态测量部件，普遍具备解决无先验信息的“太空迷失” 问题的能力。

可完成星图识别、星图匹配和姿态计算，直接输出姿态角数据。

未来无陀螺的制导系统取代惯性制导系统和星惯组合制导系统成为必然趋势。

低功耗，小尺寸，低成本，高精度，高可靠性的高度集成。

现在的 CMOS APS 星敏感器已经达到一定程度的微型化，功耗与成本也很低，但精度有待提高。

分体式模块化的设计，多敏感头组合的冗余设计也成为一种发展方向。

目前星敏感器信息处理系统存在着星图捕获时间长、内部星表存储量大等固有缺点，因此，快速捕获，星表压缩，算法的改进成为星敏感器信息处理系统的挖潜对象。

导航多传感器信息融合。

研制一种能够在大动态范围内正常工作的星敏感器及其信息处理系统，是弹道导弹 INS/CNS/GPS 组合导航系统的迫切需要。

随着新的传感器技术和微电子技术以及新型光学系统的出现和成熟，新型光学系统的设计与应用和 APS 的发展与应用是星敏感器技术中最活跃的两个热点。

性能和需求是相辅相成的，性能的提高，价格的降低，星敏感器的应用领域必然日益扩大。

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