一種自適應控陣星敏感器的製作方法

2023-12-09 17:01:46 2

專利名稱：一種自適應控陣星敏感器的製作方法
技術領域：
本發明涉及太空飛行器姿態測量技術，尤其涉及一種用於測量太空飛行器姿態的自 適應控陣星敏感器。
背景技術：
天文導航是基於天體的坐標位置和運動規律，通過觀測天體的方位來確定 太空飛行器的空間姿態和位置的導航方法，而應用於天文導航中的星敏感器則是一
種利用恆星觀測，獲取太空飛行器高精度姿態信息的航天測量儀器，其工作原理為 星敏感器前端攝像單元利用電荷耦合器件(CCD)圖像傳感器或互補金屬氧化 物半導體(CMOS)圖像傳感器拍攝星像，通過圖像處理程序對所拍攝的 星像進行處理，得到星像中恆星像點的質心坐標、亮度等信息，然後 由星圖識別程序利用獲取的信息在導航星庫中進行查找，獲取所述恆星像點所 對應的恆星的相關信息，最後根據從導航星庫中獲取的相關信息，計算出星敏 感器的三軸姿態，從而確定太空飛行器的姿態。
星敏感器技術在過去數十年取得長足的進步，其技術水平日益成熟，但是， 受其自身工作機理和結構的限制，還存在一定的不足，主要表現在
1、 數據更新率較低。受成像器件幀頻特性、星像處理能力及曝光時間 等諸多因素的限制，現有星敏感器的數據更新率較低， 一般不超過10Hz。
2、 姿態測量精度有待進一步提高。由於現有星敏感器的光學系統焦距一般 遠大於其成像面的尺寸，所以，現有星敏感器的滾轉角測量精度較低，比俯仰 角和偏航角低約一個數量級， 一般大於10角秒(1 ct )，從而影響太空飛行器姿態測 量精度，而航天任務對太空飛行器三軸姿態測量精度提出了更高要求，以高解析度 對地觀測為例，衛星平臺的姿態測量與控制精度直接影響到對地觀測解析度。有星敏感器容易受恆星在天區分布不均勾、近天體及環 境雜光幹擾等影響，出現姿態丟失等情況，無法穩定、可靠地進行姿態輸出。
4、 在載體運動角速度較大的情況下，現有星敏感器由於星點成像拖影造成 星點能量衰減，使得所能觀測的恆星數量急劇減少，動態性能不佳。
為解決以上問題，目前比較常用手段是在太空飛行器上安裝多個星敏感器，各 個星敏感器各自獨立工作，互為備份，這種方式可以從一定程度上提高滾轉角 的姿態測量精度和姿態測量的可靠性，但採用這種方法，仍然無法提高數據更 新率，並且，安裝多個星敏感器導致太空飛行器重量及功耗增大、且成本較高。

發明內容
有鑑於此，本發明的主要目的在於提供一種自適應控陣星敏感器，能夠提 高數據更新率、提高姿態測量精度、提高測量可靠性，且減少重量、節約功耗 及成本、動態性能較好。
為達到上述目的，本發明的技術方案是這樣實現的
一種自適應控陣星敏感器，包括多個觀測視場和中央信號處理單元，其 中，中央信號處理單元包括中央時序控制器、成像驅動單元、質心提取單元、 星圖識別單元、姿態計算單元，
所述中央時序控制器，用於對各觀測視場進行時序控制；
所述觀測視場，用於根據中央時序控制器的時序控制以及成像驅動單元提 供的成像驅動，拍攝星像；
所述成像驅動單元，用於提供成像驅動；
所述質心提取單元，用於根據各觀測視場拍攝的星像，提取星點質心； 所述星圖識別單元，用於根據質心提取單元提取的星點質心，進行星圖識
別；
所述姿態計算單元，用於根據星圖識別單元的識別結果，解算太空飛行器姿態。 所述中央時序控制器、成像驅動單元、質心提取單元屬於現場可編程門陣
列FPGA處理電路，星圖識別單元、姿態計算單元屬於數位訊號處理DSP電路。所述自適應控陣星敏感器還包括外部接口，所述外部接口具體包括電源 接口和數據通訊接口，其中，
所述電源接口負責提供外部電源輸入；
所述數據通訊接口負責接收外部指令，以及輸出姿態數據。
所述觀測視場包括遮光罩、光學鏡頭、圖像傳感器。
所述中央時序控制器對各觀測視場進行時序控制為按照同步模式進行控 制或按照異步模式進行控制。
所述中央時序控制器按照同步模式對各觀測視場進行時序控制時，
所述觀測視場根據中央時序控制器的時序控制以及成像驅動單元提供的成 像驅動，同步拍攝星像；
所述質心提取單元根據各觀測視場拍攝的星像，同時提取多幅星
像的星點質心；
所述星圖識別單元根據質心提取單元提取的多幅星像的星點質心，進 行星圖識別；
所述姿態計算單元根據星圖識別單元的識別結果，解算太空飛行器姿態。
所述姿態計算單元解算太空飛行器姿態具體為
建立損失函數，根據星圖識別單元的識別結果，利用最小二乘法獲取姿態
轉換矩陣；
利用所述姿態轉換矩陣，解算太空飛行器姿態。
所述中央時序控制器按照異步模式對各觀測視場進行時序控制時，
所述觀測視場根據中央時序控制器的時序控制以及成像驅動單元提供的成 像驅動，按照一定的間隔依次拍攝星像；
所述質心提取單元、星圖識別單元和姿態計算單元按照觀測視場拍攝星圖 圖像的次序，根據星像解算太空飛行器姿態。
本發明自適應控陣星敏感器，設置多個觀測視場，各個觀測視場按照一定 的形式安裝排列，由中央時序控制器對其時序進行控制，從而組成可控陣列， 簡稱"控陣"，自適應控陣星敏感器具有同步模式和異步模式。同步模式下，各陣列的工作時序嚴格同步一致，由於多個視場帶來視場範 圍的擴大，所能觀測的恆星數目增加，所以，能夠進行高精度的姿態測量和輸
出；異步模式下，各陣列的工作時序按照一定的規律交錯設計，多個觀測視場 按照一定的間隔依次拍攝星像，所以，能夠實現高數據更新率的姿態測量 和輸出；並且，釆用本發明自適應控陣星敏感器進行太空飛行器姿態測量時，可自 適應地根據任務需求在兩種模式之間進行切換。
此外，由於具有多個觀測視場，所以，本發明自適應控陣星敏感器不會因 為恆星在天區分布不均勻、近天體及環境雜光幹擾等影響出現姿態丟失的情況， 從而提高了測量可靠性；
由於釆用一體化集成設計，所以，本發明自適應控陣星敏感器能夠減少重 量、且節約功耗及成本；
由於視場的擴大，本發明自適應控陣星敏感器在載體運動角速度較大的情 況下，仍能觀測足夠多的恆星，因此，動態性能較好。


圖l為本發明自適應控陣星敏感器的結構示意圖； 圖2為具有三個觀測視場、且各觀測視場的視軸正交的自適應控陣星敏感 器結構示意圖3為本發明自適應控陣星敏感器的工作原理流程示意圖； 圖4為圖2所示自適應控陣星敏感器前視投影的成像示意圖； 圖5為圖2所示自適應控陣星敏感器在同步模式下的時序示意圖； 圖6為圖2所示自適應控陣星敏感器在異步模式下的時序示意圖； 圖7為本發明自適應控陣星敏感器的一個具體實例的實物圖。
具體實施例方式
本發明的基本思想是設置多個觀測視場，各個觀測視場按照一定的形式 安裝排列，由中央時序控制器對其時序進行控制，從而組成可控陣列，簡稱"控陣"，自適應控陣星敏感器具有同步模式和異步模式。
為使本發明的目的、技術方案和優點更加清楚明白，以下舉實施例並參照 附圖，對本發明進一步詳細說明。
圖l為本發明自適應控陣星敏感器的結構示意圖，如圖1所示，本發明自
適應控陣星敏感器一般包括多個觀測視場11、中央信號處理單元12和外部 接口 13，其中，每個觀測視場一般由遮光罩、光學鏡頭、圖像傳感器構成。中 央信號處理單元12由現場可編程門陣列(FPGA)處理電路和數位訊號處理 (DSP)電路共同構成，其中，FPGA處理電路的功能為各觀測視場的圖像 傳感器的成像驅動、各觀測視場工作時序的邏輯控制、各觀測視場所拍攝星圖 圖像的快速星點質心提取；DSP電路的功能為對各個觀測視場的星點質心坐 標數據進行星圖識別，並計算太空飛行器姿態。外部接口 13包含電源接口和數據通 訊接口兩部分，電源接口負責提供外部電源輸入，數據通訊接口負責接收外部 指令，如來自星載計算機的參數配置指令和數據請求指令等，並向外輸出姿態
相應地，中央信號處理單元12具體包括中央時序控制器121、成像驅動 單元122、質心提取單元123、星圖識別單元124、姿態計算單元125，
中央時序控制器121，用於對各觀測視場11進行時序控制；
觀測視場11,用於根據中央時序控制器121的時序控制以及成像驅動單元 122提供的成像驅動，拍攝星像；
成像驅動單元122，用於提供成像驅動；
質心提取單元123，用於根據各觀測視場拍攝的星像，提取星點質心； 星圖識別單元124，用於根據質心提取單元提取的星點質心，進行星圖識
別；
姿態計算單元125,用於根據星圖識別單元的識別結果，解算太空飛行器姿態。 上述中央時序控制器121、成像驅動單元122、質心提取單元123屬於FPGA 處理電路，星圖識別單元124、姿態計算單元124屬於DSP電路。
對各觀測視場的時序控制一般為同步模式或異步模式，同步模式下中央時序控制器121按照同步模式對各觀測視場11進行時序控制； 觀測視場ll根據中央時序控制器121的時序控制以及成像驅動單元122提
供的成像驅動，同步拍攝星像；
質心提取單元123根據各觀測視場ll拍攝的星像，同時提取多幅星圖
圖像的星點質心；
星圖識別單元124根據質心提取單元123提取的多幅星像的星點質心， 進行星圖識別；
姿態計算單元125根據星圖識別單元124的識別結果，解算太空飛行器姿態， 具體為
建立損失函數，根據星圖識別單元的識別結果，利用最小二乘法獲取姿態 轉換矩陣；
利用所述姿態轉換矩陣，解算太空飛行器姿態。
異步模式下，本發明自適應控陣星敏感器各組成單元的功能如下 中央時序控制器121按照異步模式對各觀測視場11進行時序控制； 觀測視場11根據中央時序控制器121的時序控制以及成像驅動單元122提
供的成像驅動，按照一定的間隔依次拍攝星像；
質心提取單元123、星圖識別單元124和姿態計算單元125按照觀測視場 ll拍攝星像的次序，根據星像解算太空飛行器姿態。
實際應用中，各觀測視場一般以相互正交的方式安裝，即觀測視場的視軸 兩兩相互垂直，圖2為具有三個觀測視場、且各觀測視場的視軸正交的自適應 控陣星敏感器結構示意圖，如圖2所示，該自適應控陣星敏感器還通過殼體對 其中央信號處理單元進行封裝，殼體上還設置有外部接口。
圖3為本發明自適應控陣星敏感器的工作原理流程示意圖，如圖3所示， 本發明自適應控陣星敏感器計算太空飛行器姿態一般包括以下步驟-.
步驟31:中央信號處理單元的FPGA處理電路控制各觀測視場分別對其視
軸所指向範圍的星空進行成像，即拍攝星像。
這裡，具體由FPGA處理電路的中央時序控制器控制各觀測視場分別對其
9視軸所指向範圍的星空進行成像，觀測視場根據中央時序控制器的時序控制以 及成像驅動單元提供的成像驅動，拍攝星像。
圖4為圖2所示自適應控陣星敏感器前視投影的成像示意圖，其中，星敏 感器坐標係為OXYZ， X、 Y、 Z軸分別為三個正交安裝的觀測視場的視軸。觀 測視場1以Z軸作為視軸，其成像面用0^乂平面表示，Q到O的距離為觀測 視場1的光學系統焦距，觀測視場2和觀測視場3視軸及成像面的定義以此類 推。
為了滿足不同應用場合對測量精度和數據更新率的不同需求，通過對各觀 測視場工作時序的控制，可以將自適應控陣星敏感器配置成同步模式或異步模 式，在這兩種模式下分別具有高精度和高數據更新率的特點。
在同步模式下，各個觀測視場的曝光及後續處理時序是完全同步一致的， 圖5為圖2所示自適應控陣星敏感器在同步模式下的時序示意圖，如圖5所示， 在同步模式下，FPGA處理電路同時以周期T對三個觀測視場進行成像驅動並 分別計算其視場內的星點質心坐標，DSP電路同時得到三個觀測視場的星點質 心數據，並利用這些質心數據進行星圖識別和姿態解算，其中，T為單個觀測 視場CMOS圖像傳感器的曝光周期。由於同時得到三個視場的恆星觀測矢量， 且恆星矢量的分布範圍覆蓋三個坐標軸，因而有效提高了姿態測量的精度。
在異步模式，通過將各個觀測視場工作時序進行交疊設計，可以有效提高 姿態數據更新率，圖6為圖2所示自適應控陣星敏感器在異步模式下的時序示 意圖，如圖6所示，其具體實現方式為設單個觀測視場CMOS圖像傳感器的曝 光周期為T，在一個周期T內，三個觀測視場依次間隔T/3進行曝光，因此每 間隔T/3即可得到一幀星圖數據，依次對星圖進行識別和姿態計算，從而實現 3/THz的數據更新率，即姿態輸出更新率為單視場情況的三倍，圖中高電平寬 脈衝表示曝光時間，低電平窄脈衝表示曝光完畢。對於每個觀測視場，其曝光 和星像數據處理是並行進行的。
步驟32:中央信號處理單元的FPGA處理電路對步驟31中各觀測視場所
拍攝的星像進行實時快速處理，得到每個觀測視場星點的質心坐標，並將其傳給DSP電路。
這裡，具體由FPGA處理電路的質心提取單元對步驟31中各觀測視場所拍 攝的星像進行實時快速處理，得到每個觀測視場星點的質心坐標，並將其 傳給DSP電路的星圖識別單元。
由於自適應控陣星敏感器具有多個觀測視場，需要在很短時間內同時處理 多幀星圖數據。為實現快速的星點質心提取，不給後續處理帶來負擔，自適應 控陣星敏感器充分利用FPGA並行處理能力，使用單片FPGA實現多個觀測視 場的成像驅動及實時星點質心提取，其實現方式為將FGPA劃分成多個具有 相同功能且按其工作時序獨立運行的處理模塊，每模塊完成其對應觀測視場圖 像傳感器的驅動、圖像採集、星點質心提取。
星點質心提取的基本流程為採用改進的四連通域分割算法實現星點與背 景圖像的分割及星點目標之間的分割，用質心法實現高精度的星點質心定位， 具體實現過程可參見授權專利號為ZL200610161802.6的發明專利"快速高精度 光斑圖像質心定位方法及裝置"。
步驟33: DSP電路接收到每個觀測視場星點的質心坐標數據後，利用星圖 識別程序進行星圖識別，並根據識別的結果解算太空飛行器姿態。
這裡，具體由DSP電路的星圖識別單元利用星圖識別程序進行星圖識別， 然後由姿態計算單元根據星圖識別單元的識別結果，解算太空飛行器姿態。
由於在異步模式下，根據星像解算太空飛行器姿態的方法與現有技術相同， 所以，在此不作詳細描述，這裡僅對同步模式進行描述。
以圖2所示自適應控陣星敏感器為例，在同步模式下，設觀測視場l共觀 測nl顆星，利用觀測得到的星點質心坐標，可計算出這nl顆觀測星在OXYZ 坐標系的方向矢量W， W,...， <，經過星圖識別得到其對應導航星在天球慣 性坐標系下的方向矢量為v;，《，…，《。同理，可得到觀測視場2觀測的n2 顆觀測星的方向矢量W, w22，…，^2及對應導航星在天球慣性坐標系下的方 向矢量《，v22 ，…，v 22 ，得到觀測視場3觀測的n3顆觀測星的方向矢量W , W ，...，^2及對應導航星在天球慣性坐標系下的方向矢量W， v23,…，4。其中，根據 恆星像點質心坐標計算各恆星像點對應的觀測星在星敏感器坐標系下的方向矢
量為現有技術，具體參見"Samaan M. A" Griffith D. T., Singla P., Junkins J. L" Autonomous On國Orbit Calibration of Star Trackers, Core Technologies for Space System Conference, Colorado, November 28-30， 2001";確定各恆星像點對應的導 航星，即星圖識別算法為現有技術，具體參見授權專利號為ZL200410102585.4 的發明專利"一種基於三角形特徵的星圖識別方法"；計算所述導航星在天球慣 性坐標系下的方向矢量也為現有技術，具體參見"Samaan M. A.， Griffith D. T.， Singla P" Junkins丄L.， Autonomous On-Orbit Calibration of Star Trackers, Core Technologies for Space System Conference, Colorado, November 28-30, 2001"。
設星敏感器坐標系OXYZ相對於天球慣性坐標系的方向餘弦矩陣(姿態轉 換矩陣)為A,利用最小二乘法可獲得最優的轉換矩陣，使得以下損失函數J
formula see original document page 12
其中，姿態轉換矩陣A為3x3的正交矩陣， 一般表達式如下:
formula see original document page 12
利用姿態轉換矩陣A,即可解算出太空飛行器姿態，根據姿態轉換矩陣A解算 太空飛行器姿態為現有技術， 一般可用QUEST算法求解，具體參見"ShusterM.D. and Oh S. D., Three-axis Attitude Determination from Vector Observations, Journal of Guidance and Control, Vol. 4, No. 1, 1981"。
需要說明的是，對於一般情況，損失函數可表示為
formula see original document page 12
其中，k為觀測視場數，nl、 n2、…，nk為各觀測視場觀測的觀測星數，wt
為觀測視場k觀測的第i顆星在星敏感器坐標系OXYZ下的方向矢量，^為觀球慣性坐標系下的方向矢量。
本發明星敏感器還可以根據任務需求，自適應地在在兩種模式之間進行切換。
步驟34:通過外部接口輸出所解算的太空飛行器姿態。
這裡，輸出所解算的太空飛行器姿態可以是星敏感器主動輸出計算的太空飛行器姿 態，也可以是星敏感器根據來自外部接口的姿態輸出請求，輸出計算的太空飛行器 姿態。
圖7為本發明自適應控陣星敏感器的一個具體實例的實物圖，該自適應控 陣星敏感器的觀測視場(陣列)個數為3，各視場的視軸均互相正交，每個視 場的光學系統釆用商用鏡頭、圖像傳感器為Cypress公司的Star1000 CMOS圖 像傳感器。該自適應控陣星敏感器在同步模式下的數據更新率為lOHz，在異步 模式下的數據更新率為30Hz。
以上所述，僅為本發明的較佳實施例而已，並非用於限定本發明的保護範圍。
權利要求
1、一種自適應控陣星敏感器，其特徵在於，所述自適應控陣星敏感器包括多個觀測視場和中央信號處理單元，其中，中央信號處理單元包括中央時序控制器、成像驅動單元、質心提取單元、星圖識別單元、姿態計算單元，所述中央時序控制器，用於對各觀測視場進行時序控制；所述觀測視場，用於根據中央時序控制器的時序控制以及成像驅動單元提供的成像驅動，拍攝星像；所述成像驅動單元，用於提供成像驅動；所述質心提取單元，用於根據各觀測視場拍攝的星像，提取星點質心；所述星圖識別單元，用於根據質心提取單元提取的星點質心，進行星圖識別；所述姿態計算單元，用於根據星圖識別單元的識別結果，解算太空飛行器姿態。
2、 根據權利要求l所述的自適應控陣星敏感器，其特徵在於，所述中央時 序控制器、成像驅動單元、質心提取單元屬於現場可編程門陣列FPGA處理電 路，星圖識別單元、姿態計算單元屬於數位訊號處理DSP電路。
3、 根據權利要求l所述的自適應控陣星敏感器，其特徵在於，所述自適應 控陣星敏感器還包括外部接口，所述外部接口具體包括電源接口和數據通訊 接口，其中，所述電源接口負責提供外部電源輸入； 所述數據通訊接口負責接收外部指令，以及輸出姿態數據。
4、 根據權利要求l所述的自適應控陣星敏感器，其特徵在於，所述觀測視 場包括遮光罩、光學鏡頭、圖像傳感器。
5、 根據權利要求l所述的自適應控陣星敏感器，其特徵在於，所述中央時 序控制器對各觀測視場進行時序控制為按照同步模式進行控制或按照異步模 式進行控制。
6、 根據權利要求5所述的自適應控陣星敏感器，其特徵在於，所述中央時序控制器按照同步模式對各觀測視場進行時序控制時，所述觀測視場根據中央時序控制器的時序控制以及成像驅動單元提供的成像驅動，同步拍攝星像；所述質心提取單元根據各觀測視場拍攝的星像，同時提取多幅星像的星點質心；所述星圖識別單元根據質心提取單元提取的多幅星像的星點質心，進行星圖識別；所述姿態計算單元根據星圖識別單元的識別結果，解算太空飛行器姿態。
7、 根據權利要求6所述的自適應控陣星敏感器，其特徵在於，所述姿態計算單元解算太空飛行器姿態具體為建立損失函數，根據星圖識別單元的識別結果，利用最小二乘法獲取姿態轉換矩陣；利用所述姿態轉換矩陣，解算太空飛行器姿態。
8、 根據權利要求5所述的自適應控陣星敏感器，其特徵在於，所述中央時序控制器按照異步模式對各觀測視場進行時序控制時，所述觀測視場根據中央時序控制器的時序控制以及成像驅動單元提供的成像驅動，按照一定的間隔依次拍攝星像；所述質心提取單元、星圖識別單元和姿態計算單元按照觀測視場拍攝星像的次序，根據星像解算太空飛行器姿態。
全文摘要
本發明公開一種自適應控陣星敏感器，包括多個觀測視場和包含中央時序控制器、成像驅動單元、質心提取單元、星圖識別單元、姿態計算單元的中央信號處理單元，其中，中央時序控制器對觀測視場進行時序控制；觀測視場根據時序控制以及成像驅動單元提供的成像驅動，拍攝星像；質心提取單元根據星像提取星點質心；星圖識別單元根據提取的星點質心進行星圖識別；姿態計算單元根據星圖識別結果，解算太空飛行器姿態。本發明在同步模式下和異步模式下，分別能夠提高姿態測量精度、提高數據更新率；另外，由於具有多個觀測視場，不會因為恆星在天區分布不均勻等影響出現姿態丟失的情況，且動態性能較好、能夠減少重量、節約功耗及成本。
文檔編號G01C21/24GK101592490SQ20091008870
公開日2009年12月2日 申請日期2009年7月6日 優先權日2009年7月6日
發明者葉生龍, 張廣軍, 樊巧雲, 潔 江, 魏新國 申請人:北京航空航天大學