基於雙圓錐紅外和星敏感器的自主導航半物理仿真試驗系統的製作方法
2023-08-06 06:46:51
專利名稱：基於雙圓錐紅外和星敏感器的自主導航半物理仿真試驗系統的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種自主導航仿真試驗系統，特別是一種基於雙圓錐紅外和星敏感器的自主導航半物理仿真試驗系統，屬於自主導航技術領域。
背景技術：
自主導航技術是指衛星在不依賴地面系統支持的情況下，僅依靠星載測量設備在軌實時地確定衛星的位置和速度，也稱自主軌道確定。對於衛星系統來講，自主導航有利於降低衛星對地面的依賴程度，提高系統生存能力，例如戰時，當地面測控站遭到敵方的破壞和幹擾時，仍能完成軌道的確定和保持，這對軍事衛星來講具有非常重要的意義。此外，自主導航還可以有效減輕地面測控站的負擔，降低地面支持成本，從而降低整個航天計劃的研製費用。自主導航是衛星實現自主控制的基本前提和基礎，也是構造星座、天基組網的關鍵技術之一。
基於雙圓錐紅外和星敏感器進行自主導航是一種典型的天文導航方法，通過觀測地球、恆星的方位信息來確定衛星的位置。雙圓錐紅外與單圓錐紅外相比的優點在於，利用對紅外檢測信號處理，能消除與地球敏感器相關的地心方向的測量誤差。利用雙圓錐得到的兩個地球弦寬可以計算出衛星到地心的距離，提高濾波收斂速度。雙圓錐紅外另一個優點是有更寬的軌道高度使用範圍。
由於直接飛行試驗成本高、風險大，採用地面設備構建試驗系統進行半物理仿真試驗研究是必要的過程。國內對基於紅外地球信息的衛星的自主導航技術進行了很多研究，如李明群、魏春嶺在2008年10月第五期第34卷空間控制技術與應用上發表的「紅外地球敏感器測量值修正算法及其應用研究」 一文，公開了基於雙圓錐紅外地球敏感器進行自主導航的相關算法，其中並未涉及相應的地面試驗驗證系統。發明內容
本發明的技術解決問題是克服現有技術的不足，提供一種基於雙圓錐紅外和星敏感器的自主導航半物理仿真試驗系統，實現了硬體在迴路內的基於真實測量過程的仿真驗證實驗，可以有效地在地面驗證衛星全自主導航系統的性能。
本發明的技術解決方案是基於雙圓錐紅外和星敏感器的自主導航仿真試驗系統，包括雙圓錐紅外地球敏感器、雙弦寬地球模擬器、星敏感器、動態恆星模擬器、單軸轉臺、姿態軌道仿真器、導航計算機和控制計算機，其中
雙圓錐紅外地球敏感器安裝在單軸轉臺上，雙圓錐紅外地球敏感器具有單一的光學掃描頭部，利用反射鏡結構得到兩個紅外通道，通過觀測雙弦寬地球模擬器獲取掃入掃出兩個地球弦寬的脈衝測量信號，並將所述測量信號送至導航計算機；
單軸轉臺帶動雙圓錐紅外地球敏感器轉動，模擬星體的滾動姿態；
雙弦寬地球模擬器用於模擬兩個地球弦寬，為雙圓錐紅外地球敏感器提供兩路測量目標；
星敏感器用於測量衛星慣性姿態，通過觀測動態恆星模擬器的恆星星圖得到慣性姿態四元數測量信號，並將所述測量信號送至導航計算機；
動態恆星模擬器用於模擬隨衛星運行而變化的恆星星姿態軌道仿真器利用衛星軌道動力學模型進行衛星姿態軌道計算，姿態軌道數據發送至控制計算機，並將計算結果作為基準數據發送至導航計算機；
控制計算機根據基準的姿態軌道數據生成弦寬指令控制地球模擬器弦寬變化模擬衛星高度變化，生成姿態角指令控制單軸轉臺轉動模擬衛星滾動角變化，生成慣性姿態四元數指令控制動態恆星模擬器星圖變化模擬衛星在軌運動過程；
導航計算機根據雙圓錐紅外地球敏感器傳來的地球脈衝測量信號、星敏感器傳來的慣性姿態四元數測量信號，進行導航濾波計算，得到衛星的位置估計值和速度估計值；將所述的衛星位置估計值和速度估計值與姿態軌道仿真器給出的衛星姿態軌道計算結果進行比較，得到導航精度。
本發明與現有技術相比的優點在於
(1)本發明利用雙圓錐紅外地球敏感器和星敏感器測量數據進行實時導航解算， 導航結果與基準數據進行比對，從而對自主導航系統的性能、導航精度進行有效的驗證。
(2)本發明與單純的數學仿真相比，雙圓錐紅外地球敏感器和星敏感器採用真實部件，能更有效地對自主導航算法進行驗證；
(3)本發明仿真試驗系統採用動態恆星模擬器的星圖變化來模擬衛星在軌運動， 利用雙弦寬地球模擬器的弦寬大小變化來模擬衛星高度變化，簡單方便；
(4)本發明控制計算機控制方法簡單方便，易於實現。
圖1為本發明仿真試驗系統的組成原理框圖2為本發明仿真試驗系統中雙圓錐紅外地球敏感器測量坐標系示意圖3為本發明仿真試驗系統中雙圓錐紅外地球敏感器掃描示意圖4為本發明仿真試驗系統的試驗結果圖。
具體實施方式
如圖1所示，為本發明主要包括雙圓錐紅外地球敏感器、雙弦寬地球模擬器、星敏感器、動態恆星模擬器、單軸轉臺、姿態軌道仿真器、導航計算機、控制計算機。雙圓錐紅外安裝在單軸轉臺上，單軸轉臺可以帶動雙圓錐紅外轉動模擬衛星滾動姿態。雙圓錐紅外地球敏感器觀測雙弦寬地球模擬器，星敏感器觀測動態恆星模擬器。姿態軌道仿真器利用衛星軌道動力學模型進行衛星姿態軌道計算，計算結果作為基準數據發送到控制計算機和導航計算機。控制計算機根據基準的姿態軌道數據生成弦寬指令控制地球模擬器弦寬變化模擬衛星高度變化，生成滾動角指令驅動單軸轉臺轉動模擬衛星姿態變化，生成慣性姿態四元數指令驅動動態恆星模擬器星圖變化模擬衛星在軌運動過程。導航計算機採集雙圓錐紅外和星敏感器的測量數據，進行自主導航解算，解算結果與姿態軌道仿真器基準數據進行比對，對自主導航精度進行評估。
一、關鍵部件具體設計與實施
(1)雙圓錐紅外地球敏感器
雙圓錐掃描式紅外地球敏感器具有單一的光學掃描頭部，利用反射鏡結構得到兩個紅外通道，掃描紅外通道的軌跡是兩個共軸的圓錐，半錐角分別為38度和73度。光學頭部掃描一圈，熱電檢測器最多可以檢測到四個地平脈衝穿越信號。由脈衝信號出現的時刻可以確定地心方向矢量在雙圓錐紅外地球敏感器測量坐標系中的坐標，並可求得衛星到地心的距離。
如圖2所示，定義雙圓錐紅外地球敏感器測量坐標系乂原點Os為雙圓錐紅外地球敏感器的掃描轉軸與雙圓錐紅外地球敏感器水平面的交點，Xs軸正方向沿掃描轉軸方向，&軸正方向在雙圓錐紅外地球敏感器水平面內，並且使得固連於雙圓錐紅外地球敏感器的基準點位於平面內，Ys使得OsIsYJs構成右手正交系。定義向量在雙圓錐紅外地球敏感器測量系的高度角δ是向量相對於Os-YJs平面的角距離，方位角Φ是向量在 Os-YsZs平面的投影與rLs的夾角。
如圖3所示，雙圓錐紅外地球敏感器包含第一紅外通道1、第二紅外掃通道2。雙圓錐紅外地球敏感器在對地球掃描時，可以得到第一紅外通道1掃入地球、第一紅外通道1 掃出地球、第二紅外通道2掃入地球、第二紅外通道2掃出地球和紅外1、2通道通過與雙圓錐紅外地球敏感器固聯的基準點一系列脈衝時刻，如下表所示。
表1雙圓錐紅外得到的脈衝時刻的測量值
權利要求
1.基於雙圓錐紅外和星敏感器的自主導航仿真試驗系統，其特徵在於包括雙圓錐紅外地球敏感器、雙弦寬地球模擬器、星敏感器、動態恆星模擬器、單軸轉臺、姿態軌道仿真器、導航計算機和控制計算機，其中雙圓錐紅外地球敏感器安裝在單軸轉臺上，雙圓錐紅外地球敏感器具有單一的光學掃描頭部，利用反射鏡結構得到兩個紅外通道，通過觀測雙弦寬地球模擬器獲取掃入掃出兩個地球弦寬的脈衝測量信號，並將所述測量信號送至導航計算機； 單軸轉臺帶動雙圓錐紅外地球敏感器轉動，模擬星體的滾動姿態； 雙弦寬地球模擬器用於模擬兩個地球弦寬，為雙圓錐紅外地球敏感器提供兩路測量目標；星敏感器用於測量衛星慣性姿態，通過觀測動態恆星模擬器的恆星星圖得到慣性姿態四元數測量信號，並將所述測量信號送至導航計算機；動態恆星模擬器用於模擬隨衛星運行而變化的恆星星圖；姿態軌道仿真器利用衛星軌道動力學模型進行衛星姿態軌道計算，姿態軌道數據發送至控制計算機，並將計算結果作為基準數據發送至導航計算機；控制計算機根據基準的姿態軌道數據生成弦寬指令控制地球模擬器弦寬變化模擬衛星高度變化，生成姿態角指令控制單軸轉臺轉動模擬衛星滾動角變化，生成慣性姿態四元數指令控制動態恆星模擬器星圖變化模擬衛星在軌運動過程；導航計算機根據雙圓錐紅外地球敏感器傳來的地球脈衝測量信號、星敏感器傳來的慣性姿態四元數測量信號，進行導航濾波計算，得到衛星的位置估計值和速度估計值；將所述的衛星位置估計值和速度估計值與姿態軌道仿真器給出的衛星姿態軌道計算結果進行比較，得到導航精度。
2.根據權利要求1所述的基於雙圓錐紅外和星敏感器的自主導航仿真試驗系統，其特徵在於所述控制計算機中根據衛星基準軌道姿態信息，生成地球模擬器的弦寬指令和慣性姿態四元數指令過程如下a.弦寬指令μ計算過程如下由衛^ 表示(昨L基準軌道信息(X，y，ζ)可求得衛星指向地心方向矢量在地心慣性坐標系中的
全文摘要
基於雙圓錐紅外和星敏感器的自主導航半物理仿真試驗系統，雙圓錐紅外地球敏感器觀測雙弦寬地球模擬器，星敏感器觀測動態恆星模擬器，測量信號發送到導航計算機中。姿態軌道仿真器進行衛星姿態軌道計算，將衛星基準軌道姿態數據發送到控制計算機。控制計算機根據基準姿態軌道數據生成弦寬控制指令控制地球模擬器的弦寬大小，生成慣性四元數指令控制動態恆星模擬器星圖變化。導航計算機根據測量信號進行導航濾波計算，得到衛星位置估計值和速度估計值，與基準數據比對後得到導航精度。本發明實現了硬體在迴路內的基於雙圓錐紅外和星敏感器真實測量數據的半物理仿真驗證試驗，可以有效地在地面驗證衛星全自主導航系統的性能。
文檔編號G01C25/00GK102538819SQ201110409318
公開日2012年7月4日 申請日期2011年12月8日 優先權日2011年12月8日
發明者何英姿, 張斌, 李克行, 李果, 王大軼, 魏春嶺 申請人:北京控制工程研究所