专利名称：用于星敏感器的精度测量系统的制作方法
技术领域：
本发明属于姿态传感器技术领域，尤其涉及一种用于星敏感器的精度测试系统。
背景技术：
星敏感器以精度高、功耗低、体积小等优点成为目前航天器最具竞争力的姿态敏感器件。目前，星敏感器的定姿精度已经可以达到10"，某些型号的星敏感器精度甚至可以达到1 “水平，高精度是星敏感器得以迅速发展和广泛应用的关键因素。随着星敏感器精度越来越高，对精度测量方法也提出了更高的要求。传统的测试方法主要基于星模拟器及精密转台，需要转台的位置精度比星敏感器的测量精度再高一个数量级，即达到亚角秒的量级水平，这种设备价格昂贵，操作过程复杂。同时，实验室通过转台标定时，以星模拟器作为测量基准，但实现光谱范围、星等和位置精度皆满足要求的全天球星模拟器难度很大，星模拟器与真实星空的导航星还有较大差距，还不能完全模拟真实星空情况，使实验室测试的真实性和准确性难以得到人们的信服。因此，找到一个易实现的、能满足精度要求的星敏感器精度测量系统就显得十分重要和迫切。
发明内容
本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明需要提供一种用于星敏感器的精度测量系统，所述精度测量系统实现起来很简单、且能够满足星敏感器的精度测量要求。根据本发明实施例的用于星敏感器的精度测量系统，所述星敏感器包括导航星表，所述导航星表由导航星所构成且所述导航星表具有导航星视运动参数；和用于输入测试开始时刻的时间输入接口 ；其中所述精度测量系统包括固定器，所述固定器用于固定所述星敏感器，且所述星敏感器的主轴指向天顶；星敏感器精度测量单元，所述星敏感器精度测量单元用于测量所述导航星的精度，其中，通过所述时间输入接口向所述星敏感器输入相对于J2000. 0的当前时刻T，根据星敏感器中的导航星在J2000.0坐标系下的赤纬和赤经(α，δ)以及在两个方向上的视运动参数(ατ <59来确定导航星在当前时刻在J2000. 0直角坐标系下的方向矢量，所述星敏感器精度测量单元将导航星在当前时刻T在J2000. 0直角坐标系下的方向矢量转换为历元黄道坐标系下的方向矢量，将历元黄道坐标系下的方向矢量转变成当前时刻T下的天球坐标系下的方向矢量(Vott)，根据实际拍摄时刻(T+At)将导航星在当前时刻T从天球坐标系下的方向矢量(Vott)变到实际拍摄时刻(T+At)在地固坐标系下的方向矢量(vTKF)，并基于所述地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)获得所述星敏感器的精度。根据本发明的精度测量系统，通过利用地球本身自转的精密性，将星敏感器固连于地球，使星敏感器的主轴正对天顶进行观测，星敏感器随着地球的一起运动(Ω = 7. 292115X 10-5rad/s)，星敏感器测量值的角度变化与之相对应，而存储在星敏感器星表内的导航星是在J2000. 0坐标系(CRFJ2000)下的坐标，由于星敏感器的三轴精度不一致性， 其指向精度比其滚转精度高一个量级，为保证测量指向精度的准确性和高精度，将星敏感 器中导航星的坐标转换到当前测量时刻地固坐标系(TRF)下的坐标，这样就消除了地球滚 转轴对该星敏感器的指向精度的影响，此时测量星敏感器的输出结果理论上为恒定值，即 为星敏感器坐标系相对于地固坐标系的安装矩阵，以此矩阵为基础可以測量出星敏感器主 轴在地固坐标系中的变化，进而可以测量获得该星敏感器的指向轴精度。另外，根据本发明的精度測量系统还具有如下附加技术特征根据本发明的一个实施例，所述星敏感器精度测量单元进ー步包括直角坐标方 向矢量获取模块，所述直角坐标方向矢量获取模块在所述时间T下通过下述公式获得所述 导航星在J2000.0直角坐标系下的方向矢量(veKFT2_)
7cos fx J a-T cos o J 8-T 3 Wj2OOO 6sin Joj ず Icos > J <5ず!^ § sin )aj a-T \ 参根据本发明的一个实施例，所述星敏感器精度测量单元进ー步包括历元黄道坐 标系方向矢量(Vekf)获取模块，所述历元黄道坐标系方向矢量(Vekf)获取模块基于所述导 航星在J2000. 0直角坐标系下的方向矢量(Vew2。。。)和将所述J2000. 0坐标系绕其X轴逆 时针方向转动23° 26' 21"的方向变换之后获得
vERF =Rx( 237126-21~) Ycrpj2000。根据本发明的一个实施例，所述星敏感器精度测量单元进ー步包括天球坐标系方向矢量获取模块，所述天球坐标系方向矢量获取模块通过下述将导 航星在历元黄道坐标系下的方向矢量(Vekf)转变成当前时刻T下的天球坐标系下的方向矢
里将历元黄道坐标下的方向矢量(Verf)绕其Z轴顺时针方向转动50.294T ；接着绕
第一次转动后的坐标系的X轴顺时针方向转动23ぬ6~21~;接着绕第二次旋转后的坐标系的X轴逆时针方向旋转￡ A ；接着绕第三次旋转后的坐标系的Z轴顺时针方向旋转'I;以及接着绕第四次旋转后的坐标系的X轴顺时针方向旋转￡a Jぱ，以获得含有章动项 的当前时刻(T)的天球坐标系下的方向矢量(veKFT)，其中^P,ぱ分別表示黄经章动和斜 章动。根据本发明的一个实施例，所述天球坐标系方向矢量获取模块通过下述公式获得 所述导航星在天球坐标系下的方向矢量(veKFT)
Vcrft =RX(- (￡A+ぱ))RZ(-碑)Rx(eA)
Rx(-23ti2641~) Rz(-50.29みT) Rx(23ti2641~) Vcrfj2000 ,其中 Rx、Rz 为绕 X 轴和Z轴旋转的坐标变换基。根据本发明的一个实施例，根据IAU2000B章动模型，ε A与黄经章动(^p )和斜章
动(妹)分别为
权利要求
1.一种用于星敏感器的精度测量系统，所述星敏感器包括导航星表，所述导航星表由导航星所构成且所述导航星表具有导航星视运动参数；和用于输入测试开始时刻的时间输入接口； 所述精度测量系统包括固定器，所述固定器用于固定所述星敏感器，且所述星敏感器的主轴指向天顶；以及星敏感器精度测量单元，所述星敏感器精度测量单元用于测量所述导航星的精度，其中通过所述时间输入接口向所述星敏感器输入所述测试开始时刻相对于J2000. 0坐标系的当前时刻T，根据星敏感器中的导航星在J2000.0坐标系下的赤纬和赤经(α，δ)以及在两个方向上的视运动参数(α ‘，δ ‘)来确定导航星在当前时刻在J2000.0直角坐标系下的方向矢量，所述星敏感器精度测量单元将导航星在当前时刻T在J2000. 0直角坐标系下的方向矢量转换为历元黄道坐标系下的方向矢量，将历元黄道坐标系下的方向矢量转变成当前时刻T下的天球坐标系下的方向矢量(ν·)，根据实际拍摄时刻(T+At)将导航星在当前时刻T从天球坐标系下的方向矢量(Vckft)变到实际拍摄时刻(T+At)在地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)，并基于所述地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)获得所述星敏感器的精度。
2.根据权利要求1所述的精度测量系统，其特征在于，所述星敏感器精度测量单元进一步包括直角坐标方向矢量获取模块，所述直角坐标方向矢量获取模块在所述时间T下通过下述公式获得所述导航星在J2000.0直角坐标系下的方向矢量(VaiFT2_) —cos(a +
3.根据权利要求2所述的精度测量系统，其特征在于，所述星敏感器精度测量单元进一步包括历元黄道坐标系方向矢量(Vekf)获取模块，所述历元黄道坐标系方向矢量(Vekf)获取模块基于所述导航星在J2000. 0直角坐标系下的方向矢量(ν。ΚΡ 2_)和将所述J2000. 0坐标系绕其X轴逆时针方向转动23° 26' 21"的方向变换之后获得vEEF — Rx (23 26 21 )VCRFJ2000o
4.根据权利要求3所述的精度测量系统，其特征在于，所述星敏感器精度测量单元进一步包括天球坐标系方向矢量获取模块，所述天球坐标系方向矢量获取模块通过下述将导航星在历元黄道坐标系下的方向矢量(Vekf)转变成当前时刻T下的天球坐标系下的方向矢量 将历元黄道坐标下的方向矢量(Vekf)绕其Z轴顺时针方向转动50. 29" XT； 接着绕第一次转动后的坐标系的X轴顺时针方向转动23° 26' 21"； 接着绕第二次旋转后的坐标系的X轴逆时针方向旋转εΑ; 接着绕第三次旋转后的坐标系的Z轴顺时针方向旋转Δφ ；以及接着绕第四次旋转后的坐标系的X轴顺时针方向旋转εΑ+Δ ε，以获得含有章动项的当前时刻(T)的天球坐标系下的方向矢量(v。KFT)，其中Δφ, Δ ε分别表示黄经章动和斜章动。
5.根据权利要求4所述的精度测量系统，其特征在于，所述天球坐标系方向矢量获取模块通过下述公式获得所述导航星在天球坐标系下的方向矢量(Vckft)
6.根据权利要求5所述的精度测量系统，其特征在于，根据IAU2000B章动模型，^与黄经章动(Αφ )和斜章动(Δε)分别为
7.根据权利要求6所述的精度测量系统，其特征在于，所述星敏感器精度测量单元根据实际拍摄时刻(T+At)将导航星矢量从当前时刻T天球坐标系转到实际拍摄时刻 (T+At)的地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)；根据所述地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)通过 QUEST方法求解星敏感器的最优姿态矩阵(\(T+At))；计算实际拍摄时刻(T+At)的星敏感器的主轴指向矢量P (T+At)；以及计算实际拍摄时刻(T+At)的星敏感器的主轴指向矢量的夹角(aj，以获得所述星敏感器的指向精度。
8.根据权利要求7所述的精度测量系统，其特征在于，所述星敏感器精度测量单元进一步包括地固坐标系方向矢量获取模块，所述地固坐标系方向矢量获取模块通过将所述导航星在天球坐标系下的方向矢量(vCKFT)绕天球坐标系的Z轴以Ω = 7. ^2115X10_5rad/s逆时针旋转获得导航星在地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)
9.根据权利要求8所述的精度测量系统，其特征在于，所述最优姿态矩阵(\(T+At)) 通过使得下面的目标函数J(Aq(T+At))达到最小值而获得
10.根据权利要求9所述的精度测量系统，其特征在于，所述星敏感器主轴指向矢量 p(T+At)为
11.根据权利要求10所述的精度测量系统，其特征在于，所述星敏感器的主轴指向矢量的夹角(Qij)为α = acos (ρ (Τ+ Ati)1 ‘ ρ (Τ+ Δ tj))， 其中，i≠j。
12.根据权利要求1所述的精度测量系统，其特征在于，进一步包括 遮光罩，所述遮光罩套设在所述星敏感器上。
全文摘要
本发明公开了一种用于星敏感器的精度测量系统，包括固定器，用于固定星敏感器以使星敏感器的主轴指向天顶；用于测量导航星的精度的星敏感器精度测量单元，其中向星敏感器输入测试开始时刻T，根据导航星在J2000.0坐标系下的赤纬和赤经以及视运动参数确定在J2000.0直角坐标系下的方向矢量并将该方向矢量转换为历元黄道坐标系下的方向矢量然后转变成天球坐标系下的方向矢量(vCRFT)，将导航星从天球坐标系下的方向矢量变到地固坐标系下的方向矢量(vTRF)，并基于地固坐标系下的方向矢量(vTRF)，获得星敏感器的精度。根据本发明的精度测量系统，通过利用地球本身自转的精密性，将星敏感器固连于地球，使星敏感器的主轴正对天顶进行观测。
文档编号G01C25/00GK102288200SQ20111018826
公开日2011年12月21日 申请日期2011年7月6日 优先权日2011年7月6日
发明者孙婷, 尤政, 邢飞 申请人:清华大学