一种聚合式星敏感器及其卫星姿态确定方法
【专利摘要】本发明公开了一种聚合式微型星敏感器及一种基于四元数估计和聚合式微型星敏感器的卫星姿态确定方法；一种聚合式微型星敏感器，包括至少一个微型星敏感器单元，微型星敏感器单元至少为四面体结构，包括一个孔径面(3)，其余面均为接口面(4)，接口面(4)相互呈非90°夹角；光学系统(1)和遮光罩位于孔径面(3)中部；微型星敏感器单元之间、微型星敏感器单元与卫星之间通过机械接口(6)连接；微型光学系统(1)、陀螺(2)均与电信接口(5)连接，与外界进行数据通信并获得供电。本发明使用多个低成本分布式微型敏感单元，通过网络互联与信息交互融合，实现聚弱成强，获得增强的姿态确定精度，并且增加了系统鲁棒性。
【专利说明】
一种聚合式星敏感器及其卫星姿态确定方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种聚合式星敏感器以及一种卫星姿态确定方法。
【背景技术】
[0002] 随着智能微系统技术的发展，作为导航系统基本配置的星敏感器和陀螺仪日益实 现微小型化。目前，基于星敏感器-陀螺的姿态敏感系统质量已经从常规系统的数公斤降低 到百克级，能够装配在<5kg级别的微纳卫星上，并且有望支持小批量量产，实现低成本的姿 态测定，其精度大大优于目前微纳卫星常用的磁强计-太阳敏姿态敏感系统。
[0003] 2005年开始提出了一种集成了星敏感器和陀螺于一体的设备，极大的有利于卫星 的小型化。瑞尔森大学课题"Custom Optics vs Modified COTS for Small Spacecraft"， 提出了一种高集成度的微型星敏感器。然而，这种微型星敏感器的精度(典型值〈0.3°)与常 规星敏感器的精度(典型值〈10〃）相比尚较低。而且不支持拼接组网，无法实现高精度数据 获取。
[0004] 为实现增强的任务能力，需要发展一种新型的星敏感器，一方面能够继承微型星 敏感器的低成本小型化优势，另一方面能够实现更高的姿态确定精度。
【发明内容】
[0005] 本发明所要解决的技术问题是:克服现有技术的不足，本发明公开了一种聚合式 微型星敏感器及一种基于四元数估计和聚合式微型星敏感器的卫星姿态确定方法，使用多 个低成本分布式微型敏感单元，通过网络互联与信息交互融合，实现聚弱成强，获得增强的 姿态确定精度，并且增加了系统鲁棒性。
[0006] 本发明所采用的技术方案是：一种聚合式微型星敏感器，包括至少两个微型星敏 感器单元，微型星敏感器单元包括光学系统、陀螺、孔径面、接口面;微型星敏感器单元为N 面体结构，N大于等于4，包括一个孔径面，其余面均为接口面，接口面相互呈非90°夹角;光 学系统位于孔径面中部，安装在微型星敏感器单元内部;接口面上布置有至少一个电信接 口和至少一个机械接口，陀螺安装在微型星敏感器单元内；微型星敏感器单元之间、微型星 敏感器单元与卫星之间通过机械接口连接;各微型星敏感器单元中的光学系统、陀螺均通 过电信接口与外界进行数据通信并获得供电。
[0007] 所述的N=10,孔径面为正方形，四个长方形的接口面分别与孔径面四个边连接形 成长方体结构，另五个梯形的接口面形成梯形锥台，梯形锥台倒置后底面与长方体结构相 连，形成十面体结构。
[0008] -种基于四元数估计和聚合式微型星敏感器的卫星姿态确定方法，包括步骤如 下：
[0009] I.获得节点i的姿态四元数测量值士 (/,<)，经过滤波处理，得到节点i的姿态估计 值?(/，<);获得节点j的姿态四元数测量值办(_/,$)，经过滤波处理，得到节点j的姿态估 计值永(./,€);
[0010]其中，节点j、节点i分别为独立的微型星敏感器单元，i为正整数，j为正整数，i辛 j ; k为离散时间，k为非负整数，|为姿态四元数一致性迭代次数，|为正整数；
[0011] II.对节点i的姿态估计值办(/,#)与节点j的姿态估计值奋(_/,幻进行一致性处 理，获得节点i的姿态估计值釦(/，幻与节点j的姿态估计值釦(_/,幻的姿态信息差值 qk(i,^qkXj,〇.
[0012] III.将节点i与除节点i外的其他全部节点的姿态信息差值sk(j，u叠加获得姿态 信息差值修正值pk(i，U :
其中，dk为调谐参数，aij,k(i，j) 为临近矩阵，Sk(j，U为A(K) ? 的矢量部分;dk = n，n为节点个数，为正整数;如果 节点i和节点j能连通，aij,k(i，j) = l;如果节点i和节点j不能连通，aij,k(i，j)=0;
[0013] IV.使用节点i姿态信息差值修正值Pk(i，|)修正节点i的姿态估计值.(U)，获得 节点i修正后的四元数估计值奋(丨，€ +丨）：$(〖_，# +丨）= 々(，?,€) 1 ;
[0014] V.重复步骤I到步骤IV得到各节点第|+1次迭代后的姿态四元数估计值扣(4€ + 1); [0015] VI.重复步骤I到步骤V，| = l时，得到各节点在经过1次一致性处理后的姿态四元 数估计值#(/)=么(/>/);其中，1为正整数；
[0016] VII.将步骤VI得到的节点i的经过1次一致性处理后的姿态四元数估计值芯(/)进 行滤波处理，并根据滤波结果得到陀螺漂移估计值4(0,&(0 = 4/w(0+a~(0 ?通过公式 <%(/) = %(/)-卷份得到节点i的角速度估计值4 (/);
[0017] 其中，鬲(/)为陀螺的角速度测量值，^^(0 = ^(0为陀螺漂移一步状态 更新矩阵，A bk(i)为陀螺漂移误差矩阵，1^0为k-1时刻的陀螺漂移估计值；
为增益矩阵， U) = (lVi(/)U〇，U')为姿态四元数一步状态更新矩阵，如―i(i)为姿态四元数 状态转移矩阵，gj/)为在k_l时刻节点i的经过1次一致性处理后的姿态四元数估计值；
[0018] VIII.重复步骤VII，获得各节点的角速度估计值@;
[0019] IX.对各节点的角速度估计值4(0进行一致性处理，得到各节点经过一致性处理 后的角速度估计倡
.，n为节点个数，为正整数，选取某节点的经过一 致性处理后的角速度估计值贫'(〇作为最终的卫星角速度估计值；
[0020] X.选取某节点的经过1次一致性处理后的姿态四元数估计值乾(〇作为最终的卫星 姿态四元数估计值，利用最终的姿态四元数估计值和最终的角速度估计值确定卫星姿态。
[0021] 所述的滤波处理为乘性扩展卡尔曼滤波处理，包括步骤如下：
[0022] i、通过状态转移矩阵^^将k_l时刻的状态量估计值;^q，包括姿态四元数估计值 和陀螺漂移估计值传播到k时刻得到一步状态更新矩阵:
[0025] 其中，〇k-i为姿态四元数状态转移矩阵为姿态四元数一步状态更新矩阵、 为陀螺漂移一步状态更新矩阵；
[0026] ii、通过乘性测量新息矩阵Zk对步骤i中得到的进行状态更新，得到k 时刻的姿态四元数估计值氣、陀螺漂移估计值4 ;
[0028] 其中，5qk为Ka,z ? Zk的矢量部分，A bk = Kb,z ? Zk，Zk是1 的矢量部分，ft为k 时刻的姿态四元数测量值
为卡尔曼增益矩阵。
[0029] 所述微型星敏感器单元包括光学系统、陀螺、孔径面、接口面;微型星敏感器单元 为N面体结构，N大于等于4，包括一个孔径面，其余面均为接口面，接口面相互呈非90°夹角； 光学系统和遮光罩位于孔径面中部，安装在微型星敏感器单元壳体内，光学系统的镜头上 安装遮光罩;接口面上布置有至少一个电信接口和至少一个机械接口，陀螺安装在微型星 敏感器单元内；微型星敏感器单元之间、微型星敏感器单元与卫星之间通过机械接口连接； 各微型星敏感器单元中的光学系统、陀螺均通过电信接口与外界进行数据通信并获得供 电。
[0030] 所述的N=10,孔径面为正方形，四个长方形的接口面分别与孔径面四个边连接形 成长方体结构，另五个梯形的接口面形成梯形锥台，梯形锥台倒置后底面与长方体结构相 连，形成十面体结构。
[0031] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0032] (1)本发明的每个微型星敏感器单元具有独立获取数据能力，使用网络化的方式 提高数据精度，部分微型星敏感器单元失效，仍有其他微型星敏感器单元可正常工作，整个 网络的有效性能得到保证，提高了系统的鲁棒性。
[0033] (2)本发明的微型星敏感器单元可以任意拼接组合组成聚合式星敏感器，聚合式 星敏感器网络具有更高布局灵活性，同时便于实现微型星敏感器单元数量的增减，标准化 敏感单元可批量量产，具有一定成本优势。
[0034] (3)本发明具有多角度视场的聚合式星敏感器网络，具有更好对日、地、月视场遮 挡的鲁棒性，采用阵列式的星敏感单元聚合体，与同等精度的单体星敏感器相比，所需要的 遮光罩和光学系统尺寸大大降低，可实现紧凑的扁平化结构。
[0035] (4)本发明的方法提出的基于乘性四元数的一致性处理方法，有效克服数值计算 问题，并且解决了陀螺漂移这个无法直接观测的局部参数对角速度以及姿态四元数的估计 带来的影响。
[0036] (5)本发明提出的卫星姿态确定方法与不具有网络信息交互的孤立节点姿态滤波 方法相比，如经典MEKF滤波姿态确定方法，具有更快的估计收敛速度和更好的稳态估计精 度。
【附图说明】
[0037] 图1为本发明聚合式星敏感器微型敏感单元示意图；
[0038] 图2为本发明聚合式星敏感器网络示意图；
[0039] 图3为本发明多个微型星敏感器单元的阵列式聚合体布局示意图；
[0040] 图4为本发明多个微型星敏感器单元的多视场聚合体布局示意图；
[0041] 图5为本发明基于乘性扩展卡尔曼滤波和聚合式微型星敏感器的卫星姿态确定方 法流程图。
【具体实施方式】
[0042]下面对本发明的【具体实施方式】进行进一步的详细描述。
[0043] 本发明公开了一种聚合式微型星敏感器，包括至少两个微型星敏感器单元，微型 星敏感器单元包括光学系统1、陀螺2、孔径面3、接口面4;微型星敏感器单元为N面体结构，N 大于等于4，包括一个孔径面3，其余面均为接口面4，接口面4相互呈非90°夹角，使微型星敏 感器单元可以按不同角度安装。
[0044] 光学系统1和遮光罩位于孔径面3中部，安装在微型星敏感器单元壳体内，孔径面3 作为星敏感器的视窗，光学系统1的镜头上可以集成遮光罩。接口面4上布置有数个电信接 口 5及机械接口 6,机械接口 6用于与另外一个微型星敏感器单元拼接，电信接口 5用于给微 型星敏感器单元供电并负责通信;陀螺2安装在微型星敏感器单元内。微型星敏感器单元之 间、微型星敏感器单元与卫星之间通过接口面4实现连接。光学系统1镜头通过孔径面3取得 视场，各微型星敏感器单元中的光学系统1、陀螺2均通过电信接口 5与外界进行数据通信并 获得供电。
[0045] 在本实施例中，如图1所示，微型星敏感器单元有10个面，孔径面3为正方形，四个 长方形的接口面4分别与孔径面3四个边连接形成长方体结构，另五个梯形的接口面4形成 梯形锥台，梯形锥台倒置后底面与长方体结构相连，形成十面体结构。
[0046] 两个微型星敏感单元的任意两个接口面4，都可以通过机械接口 6快速对装实现互 连，组成聚合式微型星敏感器。也可以通过接口面4机械接口 6将微型星敏感单元安装集成 到卫星结构上。电信接口 5可以用来支持聚合式微型星敏感器网络的数据通信。多个微型星 敏感单元构成的聚合式微型星敏感器网络，每个节点为一个微型星敏感器单元，相邻的节 点的连接是两个微型星敏感单元通过电信接口 5连接通信。每个节点都具有独立获取数据 及处理数据的能力，多个节点的获取的姿态数据，通过网络进行数据融合处理，分析姿态的 一致性即可得到增强精度的数据。
[0047] 微型星敏感器单元具备一个独立的星敏感器-陀螺的姿态敏感系统功能。可以单 独工作获取姿态数据，但主要优势在于多个微型星敏感器单元组成聚合式微型星敏感器网 络，获取高精度的姿态数据。如图2所示，敏感器网络上的每个节点为一个微型星敏感器单 元，通过电信接口 5相互连接通信。这种工作方式可以获取高精度的姿态数据，同时提高系 统的鲁棒性，且结构灵活多变。例如，可以拼接成具有多角度视场的聚合式微型星敏感器， 如图4所示，提高对日、地、月视场遮挡的鲁棒性。也可以将多个微型星敏感器单元拼接成阵 列，如图3,与同等精度的单体星敏感器相比，所需要的遮光罩和光学系统尺寸大大降低，可 实现扁平化的结构。
[0048] 针对聚合式微型星敏感器网络的工作方式，本发明提供一种基于乘性扩展卡尔曼 滤波和聚合式微型星敏感器的卫星姿态确定方法，如图5所示。这种方法将陀螺的角速度估 计和星敏感器的姿态四元数估计分步进行，以解决在一致性处理中对陀螺漂移处理和角速 度的一致性更新处理与姿态四元数的一致性更新处理是不同步，导致对姿态估计的偏差的 问题。聚合式星敏感器网络中每个节点都有独立跟踪恒星遥感和嵌入式处理能力，每个节 点首先独立进行乘性扩展卡尔曼滤波(MEKF)估计自身姿态数据，然后进行一致性处理。即 每个节点信息可以通过网络通信来共享融合，与可以交换数据的所有节点做比较，修正自 身姿态信息。叠加多次一致性处理结果之后获取高精度的四元数姿态数据。然后把获得的 高精度四元数姿态数据再进行测量更新处理获得角速度数据，并进行一致性处理，从而获 取高精度角速度数据。
[0049] 乘性扩展卡尔曼滤波(MEKF)简介如下：
[0050] 经典的扩展卡尔曼滤波(EKF)对于误差状态和误差协方差矩阵的计算是加性的， 而姿态四元数受到模为1的限制，EKF对于姿态四元数的估计问题不适用，因此在本文提出 的方法中，使用乘性扩展卡尔曼滤波(MEKF)，以解决状态估计问题，获得姿态四元数#、陀螺 漂移量i和角速度估计值6。步骤如下：
[0051] (1)状态传播:通过状态转移矩阵将k-1时刻的状态量估计值,包括姿态四 元数估计值和陀螺漂移估计值U专播至卟时刻得到一步状态更新矩阵之
[0054] 其中，为姿态四元数状态转移矩阵；毛为姿态四元数一步状态更新矩阵、 4^为陀螺漂移一步状态更新矩阵；
[0055] ⑵测量更新，在步骤⑵中得到的基础上，通过乘性测量新息矩阵 Zk进行测量更新，得到k时刻的姿态四元数估计值毛、陀螺漂移估计值|;
[0057]其中，5qk为Ka,z ? Zk的矢量部分，A bk = Kb,z ? Zk，Zk是4i 的矢量部分，色为星 敏感器的k时刻的姿态四元数测量值
为卡尔曼增益矩阵。
[0058] 一种基于乘性扩展卡尔曼滤波和聚合式微型星敏感器的卫星姿态确定方法，具体 步骤如下：
[0059] (1)获得节点i的姿态四元数测量值办仏￡),经过乘性扩展卡尔曼滤波(MEKF)处 理，得到节点i的姿态估计值參仏幻;获得节点j的姿态四元数测量值经过乘性 扩展卡尔曼滤波(MEKF)处理，得到节点j的姿态估计值奋(_/，〇;其中，节点j、节点i分别为 独立的微型星敏感器单元，i为正整数，j为正整数，i辛j;k为非负整数，|为姿态四元数一致 性迭代次数，I为正整数；
[0060] (2)对节点i的姿态估计值办(/, 0与节点j的姿态估计值办(/, 0进行一致性处 理，获得节点i的姿态估计值与节点j的姿态估计值办(X)的姿态信息差值 la 撰 mr,
[0061] (3)将节点i与其他全部节点的姿态信息差值Sk(j，U叠加获得姿态信息差值修正 值 pk(i，u
[0062] 其中，dk为调谐参数，aak(i，j)为临近矩阵，Sk(j，|)为么的矢量部 分;dk = n，n为节点个数，为正整数;如果节点i和节点j能连通，aij,k(i，j) = l;如果节点i和 节点j不能连通，aij,k(i，j)=0;
[0063] (4)使用节点i姿态信息差值修正值pk(i，|)修正节点i的姿态估计值士(/，<),获得 节点i修正后的四元数估计值各(/_,<+ 1):
[0064] 心(/, $ 十 1)=办(/，#) ? (,，4:))] 1 ;
[0065] (5)重复步骤（1)到步骤（4)得到各节点第次迭代后的姿态四元数估计值 抓古'卜1);
[0066] (6)重复步骤（1)到步骤(5)，进行多次一致性处理，叠加1次之后，即| = 1时，1为正 整数，得到各节点在经过1次一致性处理后的姿态四元数估计值冗(〇 =么(/,/);
[0067] (7)将步骤(6)得到的节点i的姿态四元数估计值於(〇进行乘性扩展卡尔曼滤波 (ffiKF)处理得到陀螺漂移估计值/;, (/),民(/>/;A u (/\H-A/),、⑴；通过& =化(/V & (/)得到 节点i的角速度估计值4⑴；
[0068] 其中，氡奶为陀螺的角速度测量值，,4m?为陀螺漂移一步状态 更新矩阵，A bk(i)为陀螺漂移误差矩阵，& ,(/>为k_l时刻的陀螺漂移估计值； 鱗切=J) ? <: (/). % (/)，Spk ( i )为知V, (〇 ?扣(/)的矢量部分
为增益矩阵， ^^⑴^^/成^⑴也^的为姿态四元数一步状态更新矩阵…^⑴为姿态四元数 状态转移矩阵，於:士')为在k_l时刻节点i的经过1次一致性处理后的姿态四元数估计值；
[0069] (8)重复步骤(7)，获得各节点的陀螺漂移估计值民(〇和角速度估计值也
[0070] (9)对节点i的角速度估计值私(0进行一致性处理，得到节点i的高精度角速度估 计值4 (〇 ;n为节点个数，为正整数；
[0072] (10)重复步骤(9 )，获得所有节点的高精度角速度估计值戌（/>;各节点的角速度 估计值碎'(/)会趋于一致，选取某节点的高精度角速度估计值今f(0作为最终的卫星角速度 估计值；
[0073] (11)选取某节点的经过1次一致性处理后的姿态四元数估计值乾(〇作为最终的卫 星姿态四元数估计值，利用最终的姿态四元数估计值和最终的角速度估计值确定卫星姿 〇
[0074] 经过仿真验证表明，本发明能够使用多个低精度星敏感器组网实现高精度的姿态 估计，有效地保障了卫星姿态控制操作的准确性。
[0075] 本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
【主权项】
1. 一种聚合式微型星敏感器，其特征在于，包括至少两个微型星敏感器单元，微型星敏 感器单元包括光学系统（1)、陀螺(2)、孔径面(3)、接口面(4);微型星敏感器单元为N面体结 构，N大于等于4,包括一个孔径面(3)，其余面均为接口面(4)，接口面(4)相互呈非90°夹角； 光学系统（1)位于孔径面(3)中部，安装在微型星敏感器单元内部;接口面(4)上布置有至少 一个电信接口（5)和至少一个机械接口（6)，陀螺(2)安装在微型星敏感器单元内；微型星敏 感器单元之间、微型星敏感器单元与卫星之间通过机械接口（6)连接;各微型星敏感器单元 中的光学系统（1)、陀螺(2)均通过电信接口（5)与外界进行数据通信并获得供电。2. 根据权利要求1所述的一种聚合式微型星敏感器，其特征在于:所述的N=10,孔径面 (3)为正方形，四个长方形的接口面(4)分别与孔径面(3)四个边连接形成长方体结构，另五 个梯形的接口面(4)形成梯形锥台，梯形锥台倒置后底面与长方体结构相连，形成十面体结 构。3. -种基于四元数估计和聚合式微型星敏感器的卫星姿态确定方法，其特征在于，包 括步骤如下： I. 获得节点i的姿态四元数测量值办(纟,^)，经过滤波处理，得到节点i的姿态估计值 办(/,〇 ;获得节点j的姿态四元数测量值办(./, 〇，经过滤波处理，得到节点j的姿态估计 值灸(X); 其中，节点j、节点i分别为独立的微型星敏感器单元，i为正整数，j为正整数，i辛j ; k为 离散时间，k为非负整数，|为姿态四元数一致性迭代次数，|为正整数； II. 对节点i的姿态估计值奋仏#)与节点j的姿态估计值私进行一致性处理，获 得节点i的姿态估计值釦(i?，幻与节点j的姿态估计值办(./,〇的姿态信息差值 qk{i,g)<S)qK\j4) III. 将节点i与除节点i外的其他全部节点的姿态信息差值Sk(j，U叠加获得姿态信息 差值修正值Pk(i，U;其中，dk为调谐参数，aij,k(i，j)为临 近矩阵，#)为<^(/_，幻?么〖./,#)的矢量部分;dk=n，n为节点个数，为正整数;如果节点i 和节点j能连通，aij,k(i，j) = l;如果节点i和节点j不能连通，aij,k(i，j)=0; IV. 使用节点i姿态信息差值修正值Pk(i，U修正节点i的姿态估计值多〇_<)，获得节点 i修正后的四元数估计值今(z'J + 1):V. 重复步骤I到步骤IV得到各节点第|+1次迭代后的姿态四元数估计值命(W + 1); VI. 重复步骤I到步骤V，| = l时，得到各节点在经过1次一致性处理后的姿态四元数估 计值<(/)(/./);其中，1为正整数； VII. 将步骤VI得到的节点i的经过1次一致性处理后的姿态四元数估计值#(/)进行滤 波处理，并根据滤波结果得到陀螺漂移估计值4 (0反(0 = (0 + (0 .通过公式 也(/)=命得到节点i的角速度估计值A⑴； 其中，私(0为陀螺的角速度测量值，$1#) = ，&1#)为陀螺漂移一步状态更 新矩阵，A bk(i)为陀螺漂移误差矩阵，的为k_l时刻的陀螺漂移估计值； Abk(j) = KbJj)，K:l:(i)~3pk(ih取(/)为么U)?芯(/)的矢量部分为增益矩阵， 么为姿态四元数一步状态更新矩阵，①k-i(i)为姿态四元 数状态转移矩阵，€_,(/)为在k-1时刻节点i的经过1次一致性处理后的姿态四元数估计值； VIII. 重复步骤VII，获得各节点的角速度估计值戎; IX. 对各节点的角速度估计值40')进行一致性处理，得到各节点经过一致性处理后的 角速度估计值，n为节点个数，为正整数，选取某节点的经过一致 性处理后的角速度估计值af(〇作为最终的卫星角速度估计值； X. 选取某节点的经过1次一致性处理后的姿态四元数估计值纪(〇作为最终的卫星姿态 四元数估计值，利用最终的姿态四元数估计值和最终的角速度估计值确定卫星姿态。4. 根据权利要求3所述的一种基于四元数估计和聚合式微型星敏感器的卫星姿态确定 方法，其特征在于:所述的滤波处理为乘性扩展卡尔曼滤波处理，包括步骤如下： i、通过状态转移矩阵将k-1时刻的状态量估计值，包括姿态四元数估计值也^ 和陀螺漂移估计值传播到k时刻得到一步状态更新矩阵其中，〇 1^为姿态四元数状态转移矩阵;么,A ,为姿态四元数一步状态更新矩阵、为 陀螺漂移一步状态更新矩阵； i i、通过乘性测量新息矩阵Zk对步骤i中得到的Am和进行状态更新，得到k时刻的 姿态四元数估计值％、陀螺漂移估计值4 ;其中，Sqk为Ka,z ? Zk的矢量部分，Abk = Kb,z ? Zk，Zk是芯;^.0%的矢量部分，毛为k时刻 的姿态四元数测量值：为卡尔曼增益矩阵。5. 根据权利要求3或4所述的一种基于四元数估计和聚合式微型星敏感器的卫星姿态 确定方法，其特征在于:所述微型星敏感器单元包括光学系统（1)、陀螺(2)、孔径面(3)、接 口面(4);微型星敏感器单元为N面体结构，N大于等于4,包括一个孔径面(3)，其余面均为接 口面(4)，接口面(4)相互呈非90°夹角;光学系统（1)和遮光罩位于孔径面(3)中部，安装在 微型星敏感器单元壳体内，光学系统（1)的镜头上安装遮光罩;接口面(4)上布置有至少一 个电信接口（5)和至少一个机械接口（6)，陀螺(2)安装在微型星敏感器单元内；微型星敏感 器单元之间、微型星敏感器单元与卫星之间通过机械接口（6)连接;各微型星敏感器单元中 的光学系统（1)、陀螺(2)均通过电信接口（5)与外界进行数据通信并获得供电。6.根据权利要求5所述的一种基于四元数估计和聚合式微型星敏感器的卫星姿态确定 方法，其特征在于:所述的N=10,孔径面(3)为正方形，四个长方形的接口面(4)分别与孔径 面(3)四个边连接形成长方体结构，另五个梯形的接口面(4)形成梯形锥台，梯形锥台倒置 后底面与长方体结构相连，形成十面体结构。
【文档编号】G01C21/20GK106052678SQ201610346316
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年5月23日
【发明人】张南, 范春石, 孟子阳, 刘晓韵, 王晓初
【申请人】中国空间技术研究院