专利名称：中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种应用于航天器自主导航姿态和轨道测量系统的技术，具体 地说是涉及一种中高轨道航天器的光电成像式自主导航敏感器系统。
背景技术：
在航天器自主导航领域，存在多种自主导航姿态和位置信息测量系统和方法，如美国Honeywell Inc公司于1993年9月20日申请的欧洲专利公开号EP 0589 387 Al 乂>开了名称为"Method and System for Determining 3 Axis Spacecraft Attitude"，即"三轴航天器姿态确定方法与系统，，。采用 280nm 300nm谱段的紫外光探测地球边缘紫外辐射轮廓，确定地心的俯仰和 滚动姿态信息，利用同一个探测器探测垂直于光轴方向的恒星矢量方向来确定 偏航姿态信息。系统采用折转反射镜压缩视场，采用双半球加光纤转像器对大 视场曲面像面进行成像。采用数据处理器对采集到的地球和恒星图像信息进行 处理，获取3轴姿态信息。该方案虽然解决了三轴姿态和轨道高度的测量问题。 但是存在的不足是，釆用紫外谱段的光学系统材料较少，采用半球结构透镜和 光纤传像过于复杂，成本高；光纤传像和像增强器结合会带来附加噪声，降低 精度。美国NASA在其新盛世计划中公布了一项研究计划，称之为"惯性星陀螺" (Inertial Stellar Compass ),采用星敏感器和MEMS陀螺组合设计，利用星 敏感器的高精度姿态信息近实时校正陀螺的飘移。该方案的不足是，星敏感器 是单个的，在光轴方向上能够提供较高的精度，但是在垂直于光轴的方向上精 度下降近1个量级，因此对于该方向的MEMS陀螺飘移校正精度就受到影响。"系统仿真学报"2005年3月Vol.l7，No3， P529发表的文章"组合大视场星敏感器星光折射卫星自主导航方法及其仿真，，所述敏感器采用3个普通星敏 感器空间相交120。角构成组合式系统，同时观测地球边缘的3颗恒星，根据大 气折射模型推出精确的地心矢量。该方案的不足之处在于采用了 3个星敏感器， 成本较高，使得3个星敏感器的光轴相交调整高精度实现困难。美国Microcosm 7>司研制了 一种自主导航系统MANS (Microcosm Autonomous Navigation System ),其中包括地球敏感器、太阳和月亮敏感器、 星敏感器、陀螺和加速度计，由于是多敏感器联合确定三轴姿态和位置，所以 精度很高。但是系统过于复杂，而且釆用了带有活动部件的双圆锥地球敏感器， 成本高。本发明内容本发明的目的是克服了上述现有技术方案的缺点，提出一种中高轨道航天 器的可见光成像式自主导航敏感器系统，其通过采用可见光谱段探测可以使用 普通光学玻璃进行设计，降低了光学系统的研制难度，去掉了光纤转换器和像 增强器减小了仪器的复杂性，采用一次成像探测保证了探测精度。因恒星和地 球探测均为可见光谱段，所以可以借助于滤光片进行光谱能量分配，共用一个 光学系统和探测器，降低了成本。由于探测确定了地心矢量和恒星矢量，双矢 量确定三轴姿态精度均可达到高精度，因此MEMS陀螺三轴的飘移同精度校 正。本发明所提出的中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统，主 要解决中高轨道航天器不依赖于卫星导航系统的三轴姿态和轨道高度一体化 高精度实时测量问题。该敏感器采用可见光探测谘段克服了美国紫外敏感器存 在的紫外光学系统复杂和成本高的缺点，克服了以往自主导航敏感器各自方案 的不足，诸如由分散式多敏感器和复杂光学系统带来的成本高、由单一光学敏 感器与三个正交方向的凝:才几电系统陀螺(Micro-electromechanical Systems Gyro,以下称MEMS陀螺)结合设计带来的三轴精度不一致、由像转换器带 来的精度退化、由多敏感器分布安装带来的重量体积大等。本发明的目的是通过下述技术方案来实现的，本发明所提供的中高轨道航 天器的可见光成像式自主导航敏感器系统包括光学测量成像组件、探测器焦平面组件、MEMS惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件，所述的光 学测量成像组件包括成像镜头和分光板结构。所述的探测器焦平面组件的探测 器的光敏面安装在光学测量成像组件的成像面上，探测器焦平面组件将固定在 敏感器系统的支撑结构上。所述的MEMS惯性测量组件则包括3个正交安装 的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分 别平行于3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计。所述的信 息处理与误差校正处理单元组件是采用信息处理器对各个敏感器信息进行处 理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移;&正。最后由标准数 据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息。一体化设计的中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统中的 星敏感器和可见光静态成像式敏感器通过采用分光滤光片共用所述的光学成 像组件和探测器焦平面组件，探测器视场分割使用，中心区域为可见光静态成 像式敏感器使用，用来对地球成像，边缘区域为星敏感器使用，用来对恒星成 像。所述的星敏感器是一种通过对恒星成像提取与标准星图库匹配得到其光轴 相对于惯性空间的指向矢量的；所述的可见光静态成像式敏感器是一种通过对 地球成^f象提取地球中心矢量和地球视角半径的，同时利用地球视角半径与轨道 高度的几何关系确定轨道高度。上述星敏感器和可见光静态成像式敏感器都拥 有共同的像面坐标系，其Z轴沿光轴指向地球方向，其X轴和Y轴分别与探 测器阵列的行和列方向一致。3个MEMS陀螺都是采用MEMS技术制造的微 型机电陀螺，它们分别安装在与像面坐标系三个轴平行的三个正交轴方向上。 3个MEMS加速度计都采用MEMS技术制造的测量运动加速度的微型机电器 件，重量非常轻，体积非常小，三个安装轴与星敏感器像面坐标系三个轴方向 一致。以上MEMS陀螺和MEMS加速度计均属于MEMS惯性测量组件，它 们的安装轴与星敏感器和可见光静态成像式地球敏感器像面坐标系三个坐标 轴方向一致，以利于同基准测量。一体化设计后的系统具有重量轻、体积小、功耗低、精度高、数据更新率 高、成本低等特点。下面就有关本实用新型的技术内容及详细说明，现配合附图和所给出 的实施例进行说明如下。
图1确定三轴姿态和轨道高度的自主导航敏感器结构示意图；图2为确定中高轨道三轴姿态和轨道高度的自主导航敏感器光学测量部分 方案原理图；图3为光学测量部分像面坐标系与MEMS陀螺和MEMS加速度计测量轴 的关系。
具体实施方式
如图1-3,所示，所述的中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器 系统包括光学测量成像组件1、探测器焦平面组件2、惯性测量组件3、信息处 理与误差校正处理单元组件4。所述的光学测量成像组件1，其包括成像镜头和分光板结构(未标示出)。 所述的探测器焦平面组件2的探测器的光敏面安装在光学测量成像组件1的成 像面上，探测器焦平面组件2将固定在敏感器系统的支撑结构上。所述的 MEMS惯性测量组件3则包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的 加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS 陀螺和3个正交安装的加速度计(具体安装方式参见下面结合图3所描述的内 容)。所述的信息处理与误差校正处理单元组件4是采用信息处理器对各个敏 感器信息进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。 最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度等信息。参见图1，所述的光学测量成像组件l包括成像镜头和分光板结构(未标 出)。所述的分光板将光路分为两个通道， 一个是恒星敏感器成像通道，另一 个是地球敏感器成像通道，分光板的透过和反射光谱段的选择取决于地球和恒 星二者在轨道分光板前的亮度大小，设探测器的相应谱段为从入！到分光 板透射镨段为从入3到入4，透射光来自地球的辐射，由于地球亮度远远大于恒 星亮度，因此从入3到入4是在Al到入2之内比较窄的范围，设光学测量部分的光谱透过率为P(A)，探测器光谱响应率为K(A)，地球在分光板前的亮度范围 从弱到强为Lei~Le2,探测的最弱恒星在分光板前的亮度范围从弱到强为LS1 Ls2，探测器的动态范围为D，分光板对于恒星能量的反射率为Ql分光板对于 地球能量的透过率为Q2,则有0単(^kW +〖:尸(/1)a:(/1)^1 = g,.................................(i)0 込..............................................................(2)込(42+^)a2,(丄、2+、)..................................................(4)选择确定入3和？W，使得上面不等式(3)和近似式(4)成立。如图l所示的敏感器系统，也可以将恒星成像通道和地球成像通道互相交 换位置，在这种情况下，需要把目前分光板的透射谱段改为反射和反射谱段改 为透射。3个互为正交的MEMS陀螺各自的测量轴安装要求分别与探测器成像坐 标系三个轴x、 y、 z平行，它们各自产生的零漂移误差分别由星敏感器测量信 息校正，校正方法采用扩展的卡尔曼滤波方法。敏感器将输出3个MEMS陀 螺的近实时角速率和姿态角信息，误差校正和信息处理将在信息处理与误差校 正处理单元组件中完成。3个互为正交的MEMS加速度计的安装方式与3个MEMS陀螺相同，也 是将3个测量轴分别平行于成像坐标系三个轴x、 y、 z。 3个加速度计分别测 量x、 y、 z三个轴的瞬时加速度，由此两次积分得到卫星相对初始位置的位移 参量。以上计算在信息处理与误差校正处理单元组件中完成。信息处理与误差校正处理单元组件4是敏感器的信息处理器，负责恒星通 道的星图匹配和地5求通道的地心矢量和地球视角半径提取，以及负责恒星敏感 器测量的恒星矢量对MEMS陀螺的零漂移校正和加速度计的积分运算，还负 责与卫星控制计算机通讯和多敏感器信息的综合处理。该技术方案将光学姿态和地球视角半径测量与惯性姿态和加速度测量结 合在一起，统一了测量基准，减小了测量系统地系统误差；同时对MEMS陀 螺的零漂移近实时校正提高了测量精度。由星敏感器和地球敏感器可以得到高 精度的恒星矢量和地心矢量，因此可以得到高精度的三轴姿态测量结果，同时利用地球敏感器通道可以测量出地球的视角半径，再通过地球图像提取和光学 性能参数测试结果可以推算出来飞行轨道高度，但是它们是离散值。采用三轴MEMS陀螺可以得到非常高的姿态变化分辨率，但是它存在较大的零值漂移， 因此只要校正了零漂移就可以得到高精度的MEMS陀螺姿态测量结果。由于 MEMS陀螺与星敏感器和地球敏感器测量像面坐标轴平行安装，因此具有与星 敏感器同测量基准，由星敏感器测量的高精度惯性空间姿态可以很好地校正 MEMS陀螺的漂移，这是本方案的一个特点。考虑全阴影区的导航测量受到可见光谱段的限制，地球敏感器不能工作， 这段较小的时间间隔可以采用轨道外推算法和加速度计测量卫星相对位移变 化，进行基于星敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计的自主导航。所涉及的发明方案解决了静态自主导航测量的高精度、近实时、低成本、 全自主、全天时等问题，具有以下优点(1)恒星敏感器和地球敏感器釆用可见光谱段降低了实现难度，增强了敏感器功能；(2 )采用发明所涉及的分光板光谱透过段的优化分配方法可以兼顾不同 亮度的测量目标采用同 一个光学系统和同 一个探测器成像。(3) 采用星敏感器、地球敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计同基准 安装可以减小测量的系统误差，提高测量精度。(4) 采用星敏感器高精度测量信息随时校正陀螺的零漂移，可以得到近 实时的高精度三轴姿态信息。(5) 采用光学和惯性测量组合一体化设计可以减小尺寸重量和功耗，多 敏感器信息处理与误差校正处理可以节约资源，发挥信息融合的优 势。可以全天时完成全自主导航测量，在阳照区采用星敏感器、地球敏感器、 MEMS陀螺和加速度计即可实现全自主测量，在阴影区采用星敏感器、MEMS 陀螺和加速度计即可实现全自主测量。再参看图1，中高轨道航天器的光电成像式自主导航敏感器结构的光学测 量成像组件1其主要作用是通过分光板将测量系统分为两个通道，这两个通道可以正交，也可以不正交，根据使用需求而定。按照发明公式(3)和发明公 式(4)确定分光板的透射和反射光谱段，使得地球和恒星能够同时成像在同 一个探测器上，探测器选择响应可见光谫段的光电探测器件，如可以釆用 CCD(Charge Coupled Devices,电荷耦合器件)，也可以采用APS ( Active Pixel Sensor,有源像素传感器)。光学测量成像组件1主要是对于地球和恒星成像的，要求具有足够的视场 角，能够在地球成像视场以外再扩展一个环形视场，使得恒星在环形视场内成 像，地球视场和环形视场的大小确定主要以全天球任何一次捕获恒星在探测器 上成像数量不少于3颗的概率大于99%为标准。对于地球图像主要提取边缘信 息并拟合出来地心矢量和计算地球视角半径。对于恒星图像主要提取星点能量 中心坐标进行星图匹配提取恒星矢量。对于中高地球轨道的卫星，由于地球张角较小，所以成像光学系统采用大 一见场单一镜头即可实现。参见图3, MEMS惯性测量组件3包括3个正交安装的MEMS陀螺和3 个正交安装的加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安 装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，如图3所示，图中31为探测器 成像面，x、 y、 z分别为探测器像面坐标轴；32为恒星敏感器和地球敏感器共 用光学系统；33为3个互为正交的MEMS陀螺；34为3个互为正交的MEMS 加速度计。3个MEMS陀螺分别安装在与xy、 xz、 yz平行的平面内，各自的 测量轴xi、 yi、 zi分别与相应的x、 y、 z轴平4亍；3个MEMS加速度计分别安 装在与 xy、 xz、 yz平4亍的平面内,各自的测量轴X2、 y2、 Z2分另'J与相应的x、 y、 z轴平行。在这个条件下各个惯性测量组件的安装位置可以进行调整。下面参看图2,其为中高轨道航天器的光电成像式自主导航敏感器实施方 式的原理图。21为成像探测器，为数字光电成像器件，如CCD( Charge Coupled Devices,电荷耦合器件)和APS ( Active Pixel Sensor,有源像素传感器)等。 22为恒星敏感器和地球敏感器共用的光学系统，采用可见光设计谱段，对于中 高轨道采用单一镜头形式，地球图像在探测器视场中心区域，恒星图像在探测器视场边缘区域；23为分光板，将光学系统分为恒星敏感器通道和地球敏感 器通道，而且对于地球和恒星的亮度起到均衡的作用。24为恒星成像环形视场， 如图2的阴影区域所示。5为地球，6为恒星，7为恒星在探测器上的像，8为 地球在探测器上的像。构成上述发明的各个功能组件，如静态成像地球敏感器、星敏感器、MEMS 陀螺、MEMS加速度计可以基于信息处理单元单独地或者任意组合应用，以满足 不同的使用目的。如星敏感器組件可以单独使用，也可以与静态成像式地球敏 感器联合使用，还可以和静态成像式地球敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速 度计三者之一或之二组和使用，输出相应信息。当上述发明减少组件种类的情 况下，相应种类组件非共用部分可以取掉。如若仅需要地心矢量测量时，分光 板及其相关结构可以去掉，图像处理软件中的星敏感器相关部分可以去掉， MEMS组件均可以去#■。上述发明所述的系统除了在绕地球飞行姿态确定和位置确定外，还可以应 用于其它天体相应轨道高度的绕飞的姿态和自主导航测量。上述的说明，仅为本发明的实施例而已，非为限定本发明的实施例；凡熟 悉该项技艺的人士，其所依本发明的特征范畴，所作出的其它等效变化或修饰， 如尺寸大小、材料选择、或形状变化、增减功能组件类型和数量等，皆应涵盖 在以下本发明所申请专利范围内。
权利要求
1. 一种中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统，其特征在于其包括光学测量成像组件、探测器焦平面组件、MEMS惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件，所述的光学测量成像组件包括成像镜头和分光板结构；所述的探测器焦平面组件的探测器的光敏面安装在光学测量成像组件的成像面上，探测器焦平面组件将固定在敏感器系统的支撑结构上；所述的MEMS惯性测量组件则包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计；所述的信息处理与误差校正处理单元组件是采用信息处理器对各个敏感器信息进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正，最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息。
2. 根据权利要求1所述的中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感 器系统，其特征在于中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统中的 星敏感器和可见光静态成像式敏感器通过采用分光滤光片共用所述的光学成 像组件和探测器焦平面组件，探测器视场分割使用，中心区域为可见光静态成 像式敏感器使用，用来对地球成像，边缘区域为星敏感器使用，用来对恒星成 像。所述的星敏感器是一种通过对恒星成像提取与标准星图库匹配得到其光轴 相对于惯性空间的指向矢量的；所述的可见光静态成像式敏感器是一种通过对 地球成像提取地球中心矢量的；上述星敏感器和可见光静态成像式敏感器都拥 有共同的4象面坐标系，其Z轴沿光轴指向地球方向，其X轴和Y轴分别与探 测器阵列的行和列方向 一致。
3. 根据权利要求1所述的中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感 器系统，其特征在于所述的3个MEMS陀螺分别安装在与像面坐标系三个轴 平行的三个正交轴方向上；3个MEMS加速度计的三个安装轴与星敏感器像面 坐标系三个轴方向一致；所述的MEMS陀螺和MEMS加速度计它们的安装轴 与星敏感器和可见光静态成像式地球敏感器像面坐标系三个坐标轴方向一致。
4.根据权利要求1所述的中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感 器系统，其特征在于組成系统的各个功能组件分别是星敏感器、可见光静态成 像式敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计，它们都能基于信息处理单元单 独或者任意组合搭配应用。
全文摘要
本发明提供一种中高轨道航天器的可见光成像式自主导航敏感器系统，其包括光学测量成像组件、探测器焦平面组件、MEMS惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件。本发明通过采用可见光谱段探测可以使用普通光学玻璃进行设计，降低了光学系统的研制难度，去掉了光纤转换器和像增强器减小了仪器的复杂性，采用一次成像探测保证了探测精度，因恒星和地球探测均可以借助于滤光片进行光谱能量分配，所以可共用一个光学系统和探测器，一体化设计后的系统具有重量轻、体积小、功耗低、精度高、数据更新率高、成本低等特点。
文档编号G01C21/24GK101275843SQ20071009100
公开日2008年10月1日 申请日期2007年3月29日 优先权日2007年3月29日
发明者郝云彩 申请人:北京控制工程研究所