天文导航的天体敏感器课件.ppt
天文与深空导航学,主讲：魏二虎 教授,1/104,ppt课件,第一章天文与深空导航的理论基础第二章天文导航的天体敏感器 第三章高轨地球卫星自主天文导航 第四章深空探测器的自主天文导航原理与方法 第五章VLBI技术用于深空探测器导航的原理与方法 第六章USB技术用于深空探测器导航的原理与方法 第七章脉冲星测量技术用于深空探测器自主导航的原 理与方法第八章其他导航技术在深空探测中应用与国内外深空探测计划,目录,2/104,ppt课件,2.1引 言2.2天体敏感器分类2.3恒星敏感器,3/104,ppt课件,2.1引 言(3-20),航天器天文导航是利用天体敏感器测得的天体(月球、地球、太阳、其他行星和恒星)方位信息进行航天器位置计算的一种定位导航方法。天文导航系统由天体测量部分和导航解算部分组成。天体测量部分一般由天体敏感器和相应的接口电路组成。根据不同的任务和飞行区域，可以采用的天体敏感器有太阳敏感器、地球敏感器、恒星敏感器、天文望远镜及行星照相仪等。,4/104,ppt课件,2.1引言,根据不同的任务和飞行区域，可以采用的天体敏感器有太阳敏感器、地球敏感器、恒星敏感器、天文望远镜行星照相仪等。,5/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,按不同的分类规则，天体敏感器可分为以下几种类型。按敏感天体的不同分为：地球敏感器、太阳敏感器、恒星敏感器、月球敏感器和行星敏感器等,6/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,Date:01 February 2007Satellite:LISA PathfinderDepicts:Digital Sun Sensor,including removable alignment cubeLocation:Galileo Avionica,ItalyCopyright:Galileo Avionica,7/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,STD15S-mk2 Infrared Earth Sensor:Objectives,8/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,The Star Sensor KM 1301 provides inertial and relative attitude determination for small satellites.FeaturesStar Sensor body:112 x 115 x 115 mm Height:105 mm(w/o baffle),170 mm(w/baffle)Mass:0.78 kg Power:typical 4.2 W 12 V DC Field of view:21 x 31 Update frequency:4 Hz Accuracy:+/-0.02(2 sigma)Time to first acquisition:0.5 s Data interface:RS422/485 Operating modes:inertial,relative,camera,9/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,按所敏感光谱的不同分为：可见光敏感器、红外敏感器和紫外敏感器。其中紫外敏感器是近年发展起来的一种新型敏感器，它不仅可以敏感恒星，还可以敏感地球、月球和太阳，且抗干扰能力强。,10/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,The GB5-A series is a low cost visible light sensor Features:1.RoHS compliant;CMOS technology 2.High IR rejection-integrated optical filter 3.Current output highly linear VS light level 4.Near human eye photopic response 5.Integrated high gain photo-current amplifier 6.Dark-current cancellation 7.Temperature stable,11/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,InfraRed Earth Sensor IRES N2,The sensor main characteristics are:Mass:2.3kg Power consumption:3.5W Optical Wavelength:14m-16m Continuous sensor operation altitude:15350km 140000km Field of View:5.5 Narrow Scan,11 Wide Scan Accuracy,at GEO:Bias:0.03(3)NEA:0.08(3 with three channels)Power interface:24V to 50V unregulated,optional 100V Data Interface:DS32,optional DS48 and MIL1553B,12/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,按光电敏感器件的不同可分为：CCD(Charge Coupled Device)天体敏感器和CMOS APS(Complementary Metal-Oxide-Semiconductor Active Pixel Sensor)天体敏感器。光电敏感器件是天体敏感器的核心。,13/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,其中CMOS敏感器与CCD敏感器相比具有抗辐射能力强、动态范围大、便于和外围电路以及信号处理电路大规模集成、低功耗和低成本等优点，是光电敏感器的发展方向之一。,14/104,ppt课件,2.2天体敏感器分类,15/104,ppt课件,2.3恒星敏感器,2.3恒星敏感器2.3.1恒星敏感器简介2.3.2恒星敏感器分类2.3.3恒星敏感器结构2.3.4恒星敏感器的工作原理,16/104,ppt课件,2.3.1恒星敏感器简介,恒星敏感器(简称星敏感器)是当前广泛应用的天体敏感器，它是天文导航系统中一个很重要的组成部分。它以恒星作为姿态测量的参考源，可输出恒星在星敏感器坐标下的矢量方向，为航天器的姿态控制和天文导航系统提供高精度测量数据。,17/104,ppt课件,2.3.1恒星敏感器简介,恒星敏感器最早在20世纪50年代初研制成功，主要应用于飞机、导弹的制导。20世纪70年代初CCD的出现，促进了像质好、精度高的CCD星敏感器的研制。随着科技的发展；90年代初，出现了采用CMOS工艺的动态像元星敏感器APS，又称为CMOS APS星敏感器。,18/104,ppt课件,2.3.1恒星敏感器简介,CMOS APS星敏感器的优点有：APS具有CMOS器件的优点，抗辐射能力强，集成度高；APS电源电压单一化，可极大降低体积、质量和功耗等；APS读出信号噪声低，不需要电荷转换，动态范围大。,19/104,ppt课件,CMOS APS star senor in mars-odyssey spacecraft,20/104,ppt课件,2.3.1恒星敏感器简介恒星敏感器性能要求,随着科学技术的发展，为适应航天器定姿及导航精度的要求，对恒星敏感器的性能要求也越来越高，通常对新型星敏感器的要求如下：能够敏感微弱星光。恒星敏感器测量对象是恒星，天空中大部分的恒星星光都比较微弱，为了满足星体识别和导航精度的要求，恒星敏感器应能够敏感弱光信息。,21/104,ppt课件,2.3.1恒星敏感器简介恒星敏感器性能要求,高精度。恒星敏感器通常作为一种高精度的姿态确定设备，应用于飞机、导弹等高精度制导武器的天文导航系统中。,22/104,ppt课件,2.3.1恒星敏感器简介恒星敏感器性能要求,实时性强。为实现航天器的姿态确定，需对敏感到的恒星进行实时的星体识别。自主星图匹配识别算法作为恒星敏感器的核心，不但要能实现姿态的快速获取，当由于某种原因造成姿态丢失时，还能实现快速重建。因此，识别的实时性问题就成为衡量恒星敏感器的关键指标。,23/104,ppt课件,2.3.1恒星敏感器简介恒星敏感器性能要求,抗干扰、抗空间辐射能力强。恒星敏感器敏感微弱星光信息，杂散光的干扰不但对成像质量影响很大，甚至会使星敏感器不能正常工作，因此必须采用遮光罩来抑制杂散光，增强抗干扰能力。通常面向空间应用的仪器必须具有抗辐射能力，恒星敏感器也不例外。,24/104,ppt课件,2.3.1恒星敏感器简介恒星敏感器性能要求,体积小、质量轻、功耗低。为了实时、准确的获取航天器的姿态信息，常在航天器上安装两个或两个以上的恒星敏感器，因而低成本、小体积和低功耗就显得尤为重要。,25/104,ppt课件,2.3恒星敏感器,2.3恒星敏感器2.3.1恒星敏感器简介2.3.2恒星敏感器分类2.3.3恒星敏感器结构2.3.4恒星敏感器的工作原理,26/104,ppt课件,2.3.2恒星敏感器分类,星敏感器按其发展阶段可分为星扫描器框架式星跟踪器固定敏感头星敏感器,27/104,ppt课件,2.3.2恒星敏感器分类,星扫描器又称星图仪。它带有一狭缝视场，适用于自转卫星。其原理是卫星自转时，敏感器扫描天区，狭缝视场敏感恒星，处理电路检测恒星扫过的时间和敏感的星光能量，并根据先验知识、匹配识别等，可测出卫星的姿态。它没有旋动部件，可靠性较高；但由于系统信噪比低，在工程实用中受到严重的限制，现已基本淘汰。,28/104,ppt课件,2.3.2恒星敏感器分类,框架式星跟踪器。其原理是导航星通过光学成像系统在敏感面上成像；处理电路检测出星像在视场中的位置及大小，根据检测结果驱动伺服机构使机械框架转动，将导航星的图像尽可能保持在视场中心；最后根据识别星的信息和框架转角情况，来确定航天器的姿态。此种类型的星敏感器结构复杂，可靠性较差。,29/104,ppt课件,2.3.2恒星敏感器分类,固定敏感头星敏感器。其类似星扫描器，不过它没有成像装置。其原理是通过光学系统由光电转换器件敏感恒星，处理电路扫描搜索视场，来获取、识别导航星，进而确定航天器的姿态。这种类型的星敏感器视场呈锥形，易于确定星像的方位，且没有机械可动部件，因而可靠性高，具有广泛的应用前景。,30/104,ppt课件,2.3.2恒星敏感器分类,目前固定敏感头的CCD星敏感器因其像质好、分辨率高、技术发展比较成熟等已在工程上得到了广泛的应用。新型固定敏感头的CMOS APS星敏感器，由于具有集成度高、不需电荷转换、动态范围大等特点，是星敏感器发展的方向。,31/104,ppt课件,2.3恒星敏感器2.3.1恒星敏感器简介2.3.2恒星敏感器分类2.3.3恒星敏感器结构2.3.4恒星敏感器的工作原理,32/104,ppt课件,2.3.3恒星敏感器结构,20世纪50年代初研制的早期星敏感器主要由电子箱、光电跟踪管和光学镜头组成。,33/104,ppt课件,2.3.3恒星敏感器结构,20世纪70年代初CCD的出现以及集成电路的发展，促进了像质好、精度高的CCD星敏感器的研制。该星敏感器主要由图所示的CCD器件、外围采样电路、信号处理电路和光学镜头四部分组成。,34/104,ppt课件,2.3.3恒星敏感器结构,20世纪90年代初，随着大规模集成电路技术和CMOS加工工艺技术的日趋成熟，出现了采用CMOS工艺的动态像元星敏感器APS。这类基于CMOS APS光电敏感器的新一代星敏感器主要由CMOS APS器件、外围电路、信号处理电路、导航计算机和光学镜头组成。,35/104,ppt课件,2.3.3恒星敏感器结构CCD星敏感器的实物图,左图所示为德国Jena ASTR0-5型CCD星敏感器，右图所示为法国SODERN SED16型CCD星敏感器。,36/104,ppt课件,2.3.3恒星敏感器结构CCD星敏感器结构,恒星敏感器的基本结构包括遮光罩、光学系统、光电转换电路(CCD组件、时序电路、驱动电路、采集和放大电路)、控制电路(制冷器控制、工作参数采集)、二次电源、数据处理模块(星图预处理、星体质心提取、星图识别和定姿)以及对外接口。,37/104,ppt课件,2.3恒星敏感器,2.3恒星敏感器2.3.1恒星敏感器简介2.3.2恒星敏感器分类2.3.3恒星敏感器结构2.3.4恒星敏感器的工作原理,38/104,ppt课件,2.3.4恒星敏感器的工作原理,恒星敏感器的工作原理是以恒星为参照物，利用敏感器拍到的星图，经过恒星质心提取、星图识别、姿态确定等一系列计算，确定出恒星敏感器视轴在天球上的瞬间指向，为深空探测器导航提供有效信息，具体工作原理如下：已知恒星在天球坐标系O-XYZ下的赤经和赤纬，如图所示，则恒星在惯性坐标系下的单位矢量SI可以表示为：,39/104,ppt课件,2.3.4恒星敏感器的工作原理,恒星的星光经过光学系统，在恒星敏感器的敏感面阵上成像，星点在敏感器像平面坐标系O-xy中的坐标为(xc,yc)可以直接读出，根据摄影测量中的几何关系可得：式中 SS恒星在敏感器本体坐标系中的单位位置矢量；f光学系统焦距。,40/104,ppt课件,2.3.4恒星敏感器的工作原理,SI和SS的关系为SS=AsAbAoSI 式中 As恒星敏感器在探测器本体坐标系中的安装矩阵；Ab探测器本体坐标系在轨道坐标系中的姿态矩阵；Ao探测器轨道坐标系到惯性坐标系的转移矩阵，可根据轨道参数获得。,41/104,ppt课件,2.4太阳敏感器,2.4太阳敏感器2.4.1 太阳敏感器简介2.4.2太阳敏感器分类2.4.3太阳敏感器结构2.4.4太阳敏感器工作原理,42/104,ppt课件,2.4.1太阳敏感器简介,太阳敏感器通过对太阳辐射的敏感来测量太阳光线同航天器某一预定体轴或坐标面之间的夹角，以获得航天器相对于太阳的方位，是最早用于姿态测量的光学敏感器。,43/104,ppt课件,2.4.1太阳敏感器简介,由于太阳敏感和识别，这给敏感器的设计和姿态确定算法带来了极大的方便，因此太阳敏感器成为航天器首选的姿态敏感器，几乎任一航天器都将其作为有效载荷。太阳敏感器的视场可达128128。目前大视场阵列式数字太阳敏感器的分辨率可达角秒级。太阳敏感器具有结构简单、工作可靠、功耗低、重量小、视场范围大等特点。太阳敏感器通常包括光学系统、探测器和信号处理电路三个部分。一般把光学系统和光电转换器件的组合称为光学敏感头。,44/104,ppt课件,2.4.1太阳敏感器简介发展趋势,太阳敏感器的发展趋势主要有以下几个方面：功能模块化小型一体化；高度集成化性能高，即高精度、高分辨率和高处理速度，可实时准确地确定航天器的姿态。,45/104,ppt课件,2.4太阳敏感器,2.4太阳敏感器2.4.1 太阳敏感器简介2.4.2 太阳敏感器分类2.4.3太阳敏感器结构2.4.4太阳敏感器工作原理,46/104,ppt课件,2.4.2太阳敏感器分类,目前太阳敏感器的种类比较繁多，主要分为模拟式、数字式和太阳出现式敏感器三种类型。前两种的主要区别是输出信号的方式不同，一个是模拟信号，一个是离散数字信号，可以互相转化。第三种太阳出现式敏感器，又称为太阳指示器，它提供一个恒定的输出信号，这个信号反映太阳是否在敏感器的视场内。,47/104,ppt课件,2.4.2太阳敏感器分类模拟式太阳敏感器,模拟式太阳敏感器有几种不同的结构形式，大体上可分为三种类型：余弦式、差动式和狭缝式太阳敏感器。自旋稳定卫星广泛使用V形狭缝式太阳敏感器。这种敏感器结构简单，工作可靠，测量范围大，精度可达0.05。,48/104,ppt课件,数字式太阳敏感器主要分为两大类：编码式太阳敏感器和阵列式太阳敏感器。编码式太阳敏感器码盘的角度分辨率受太阳张角(约053)的限制，因此它的精度低于0.5。提高精度的措施是在信号处理电路中采用数字编码细分技术，也就是将码盘最低位输出的模拟信号用模数转换电路进行细分，提高敏感器分辨率。,2.4.2太阳敏感器分类数字式太阳敏感器,49/104,ppt课件,2.4.2太阳敏感器分类数字式太阳敏感器,阵列式太阳敏感器的探测器采用阵列器件。它常用线列阵(多个敏感元排成一条直线)，太阳像落在线阵上的位置代表太阳方位角。由于阵列器件中敏感元集成度很高，加上线路对信号的内插细分，阵列式敏感器的精度可达到角秒级。,50/104,ppt课件,2.4.2太阳敏感器分类太阳出现式敏感器,太阳出现式敏感器工作原理简单，当太阳出现在敏感器视场内，并且信号超过门限值时，表示敏感到太阳，输出为1；当信号低于门限值时表示没有敏感到太阳，输出为0。它一般用作保护器，如用来保护红外地平仪免受太阳光的影响。,51/104,ppt课件,2.4太阳敏感器,2.4太阳敏感器2.4.1 太阳敏感器简介2.4.2 太阳敏感器分类2.4.3 太阳敏感器结构2.4.4太阳敏感器工作原理,52/104,ppt课件,2.4.3太阳敏感器结构,太阳敏感器由下列器件组成光谱滤波器；滤掉太阳光之外的杂散光。几何滤波器；确定敏感器内外的几何关系，在一定视场范围表现被测太阳光的矢量方向。敏感器件；具有矢量属性的辐射能转变为电能。,53/104,ppt课件,2.4.3太阳敏感器结构,噪声滤波器；噪声滤波。畸变校正处理器；畸变校正处理，使之成为更高质量的信号。核心处理器。核心处理电路进行处理，形成航天器所需的物理量。,54/104,ppt课件,太阳敏感器实物图(3-25),左图是中国空间技术研究院研制的DSS2数字太阳敏感器实物图。右图是Jena-Optronik GmbH研制的Fine太阳敏感器实物图。,55/104,ppt课件,2.4 太阳敏感器(2014-05-20),2.4太阳敏感器2.4.1太阳敏感器简介2.4.2太阳敏感器分类2.4.3太阳敏感器结构2.4.4太阳敏感器工作原理,56/104,ppt课件,2.4.4太阳敏感器工作原理,由于太阳敏感器所用的敏感元件不同，其工作原理略有区别，这里主要介绍两种工作原理：狭缝式太阳敏感器；小孔成像式太阳敏感器。,57/104,ppt课件,2.4.4太阳敏感器工作原理狭缝式太阳敏感器,a狭缝式太阳敏感器 狭缝式太阳敏感器的工作原理如图所示。两个敏感单元分别由两个窄缝组件构成，每个敏感单元都有一个入射狭缝和一个与狭缝平行的硅光电池.,58/104,ppt课件,2.4.4太阳敏感器工作原理狭缝式太阳敏感器,狭缝1位于探测器的某一子午面内，狭缝2位于与子午面成i角的一个倾斜平面内，为了信号处理方便，将此倾斜平面绕自转轴反转过角0。（称为预置角）。当探测器自旋时，太阳光先后射入狭缝1和狭缝2由狭缝1输出的太阳脉冲基准信号，可以测出探测器的自旋周期Ts1，以及狭缝1和狭缝2输出信号的时间间隔t,59/104,ppt课件,2.4.4太阳敏感器工作原理狭缝式太阳敏感器,可以由球面三角公式计算出太阳光线与自旋轴夹角。,60/104,ppt课件,2.4.4太阳敏感器工作原理小孔成像式太阳敏感器,b小孔成像式太阳敏感器：运用光学小孔成像原理；太阳光通过敏感面上方的小孔投射，成像光斑投射到敏感面上；然后通过信息处理电路提取像光斑中心位置；由于光斑中心与太阳光矢量的角度有关，因此可以由光斑中心算出太阳入射角，由太阳入射角，可以确定太阳矢量方向。,61/104,ppt课件,2.4.4太阳敏感器工作原理小孔成像式太阳敏感器,图中，Os-XsYsZs为太阳敏感器坐标系，其中Os是小孔所在位置，Oc-XcYcZc为像平面坐标系，(x,y)为像点坐标（光斑中心），(s,s)为太阳的方位角和仰角，d为小孔距离敏感面的垂直高度。从而,62/104,ppt课件,2.4.4太阳敏感器工作原理小孔成像式太阳敏感器,由上式可以推出太阳在敏感器坐标系中的矢量Ss。为已知太阳在天球坐标系O-XYZ下的赤经和赤纬，则太阳在惯性坐标系下的单位矢量SI可以表示为：,63/104,ppt课件,2.4.4太阳敏感器工作原理小孔成像式太阳敏感器,SI和SS的关系为SS=AsAbAoSI 式中:As太阳敏感器在探测器本体坐标系中的安装矩阵；Ab探测器本体坐标系在轨道坐标系中的姿态矩阵；Ao探测器轨道坐标系到惯性坐标系的转移矩阵，可根据轨道参数获得。,64/104,ppt课件,2.5地球敏感器,2.5.1地球敏感器简介2.5.2 地球敏感器分类2.5.3 地球敏感器结构,65/104,ppt课件,2.5.1地球敏感器简介,地球敏感器是一种借助于光学手段获取航天器相对于地球姿态信息的光学姿态敏感器。它主要确定航天器与地球球心连线的矢量方向。目前主要有两种：地平扫描敏感方式；地平热辐射平衡敏感方式。,66/104,ppt课件,2.5.1地球敏感器简介,目前，地球敏感器的发展方向主要有以下几个方面：多敏感元(阵列式)红外探测器；信号处理的数字化；紫外地球敏感器，它是一种基于硅成像阵列的三轴姿态敏感器，代表新一代地球敏感器的发展方向；偏航地球敏感器，它利用地球球体辐射的能量分布获取偏航姿态信息。,67/104,ppt课件,2.5.2地球敏感器分类,地球辐射主要由大气层和地球表面所引起，分为反射辐射和自身辐射。其中反射辐射大都是可见光部分的辐射，自身辐射大部分是红外辐射。因而，地球敏感器按其敏感光谱波段的不同，主要分为两类：地球反照敏感器；红外地球敏感器。,68/104,ppt课件,2.5.2地球敏感器分类1）地球反照敏感器,地球反照敏感器是一种敏感地球反射的太阳光来获得航天器相对于地球姿态信息的光学敏感器。它敏感的光谱波段主要为可见光。这种类型的敏感器结构简单，但由于反照信息会随时间变化，因而其性能的提高受到了很大的限制。另外，地球边缘的不确定性是制约地球敏感器测量精度的主要原因。在可见光波段，受日照条件影响，测量精度常随时间变化，这给地平的确定带来了困难。,69/104,ppt课件,2.5.2地球敏感器分类2）红外地球敏感器,红外地球敏感器以敏感地球的红外辐射来获取航天器相对于地球的姿态信息，常称为红外地平仪。常用工作波段为1416um，可较为稳定地确定地球轮廓和辐射强度，且红外地球敏感器对航天器本身反射的太阳光不敏感，可全天候正常工作，在实际工程中应用非常广泛。一般来说，红外地球敏感器(以下简称地平仪)由光学系统、探测器和处理电路组成。目前它主要分为：动态地平仪；静态地平仪。,70/104,ppt课件,（1）动态地平仪,动态地平仪的主要原理是利用运动机械部件带动一个或少量几个探测器的瞬时视场扫过地平圈，从而将空间分布的辐射图像变换为时间分布的波形。然后通过信号处理的手段检测地球的宽度或相位，计算出地平圈的位置，从而确定两轴姿态。,图 圆锥扫描地平仪的工作原理示意图 图 辐射热平衡式红外地平仪,71/104,ppt课件,（1）动态地平仪（续）,动态地平仪根据其扫描方式分圆锥扫描和摆动扫描。较早出现的是圆锥扫描红外地平仪，主要优点是扫描的视场范围大、易于敏感到地球且响应速度快，适用于三轴稳定的卫星。其原理是：以安装在本体上扫描装置的扫描轴为中心轴，视轴与此中心轴有一定的夹角，在敏感过程中，电机驱动视轴绕中心轴形成一锥面对地平圈进行扫描，将扫过地平圈的信息，进行采集、处理以确定地平的矢量信息。,72/104,ppt课件,圆锥扫描红外地平仪,73/104,ppt课件,摆动扫描红外地平仪,摆动扫描红外地平仪的工作原理类同圆锥扫描地平仪，不同的是它将扫描装置改为摆动装置，通过视轴在一定角度范围内摆动来实现对地平的扫描。它对地平圈上的同一点进行方向相反的两次扫描，根据这两次扫描所获取的信息完成对地平的量测。,74/104,ppt课件,（2）静态地平仪,静态地平仪的工作方式类似于人的眼睛，它利用典型的焦平面技术，将多个探测器放在光学系统的焦平面上，通过探测器对投影在焦平面上地球红外图像的响应，来计算地球的方位。静态地平仪具有体积小、质量轻、功耗低、寿命长和抗震动等优点，适合用作新一代小型卫星姿态敏感器。,75/104,ppt课件,（2）静态地平仪（续）,主要介绍一种辐射热平衡式红外地平仪。辐射热平衡式红外地平仪，一般有多个视场，且都等间隔对称分布，图所示为8个视场的辐射热平衡式红外地平仪。在这些视场中，每个视场只接收来自地球特定区域的红外辐射，在工作时，对每个视场所接收的辐射能量进行分析处理，进而完成对航天器姿态的量测。它不需要扫描和摆动装置，体积小、功耗低。,76/104,ppt课件,静态地平仪,77/104,ppt课件,2.5.3地球敏感器结构,一般地球敏感器的组成框图如图所示。其中扫描或摆动机构只存在于动态地平仪中。处理模块接收来自探测器的信息，进行分析处理，完成所需信息的输出。,78/104,ppt课件,2.6其他天体敏感器,2.6.1 引言2.6.2空间六分仪自主天文定位系统(SS-ANARS),79/104,ppt课件,（1）天文望远镜,天文望远镜是人类对浩瀚宇宙、广袤星空进行探索的主要天体敏感器。它分为光学望远镜和射电望远镜。光学望远镜采用光学原理，通过透镜的反射、折射，利用光电转换器件敏感被测天体，经处理电路对敏感图像进行处理来实现对天体的观测；它一般由物镜、目镜和光电转换器件组成，物镜用来收集来自天体的光线，目镜将光线中杂散光去除后引入光电转换器件完成对天体的敏感、成像和处理。,80/104,ppt课件,（2）射电望远镜,射电望远镜采用电磁学技术，利用天体本身发出的不同电磁波来敏感天体；它和光学望远镜相比最大的优点是它具有全天候敏感天体的特点。天文望远镜一般在航天器天文导航系统中，为航天器的位置确定提供部分观测信息，同时还可辅助导航系统完成精确定姿的任务。,81/104,ppt课件,哈勃天文望远镜,82/104,ppt课件,射电天文望远镜,83/104,ppt课件,大型光学天文望远镜,84/104,ppt课件,（3）行星照相仪,行星照相仪实际上是一种在太空中能够直接观测遥远行星的巨型针孔照相机。在天文导航系统中，一般用来观测行星的边缘或对行星整体成像，用其观测的信息可计算出航天器本体到被观测行星中心的方位。,85/104,ppt课件,2.6.2空间六分仪自主天文定位系统(SS-ANARS),空间六分仪的定位导航原理不仅简单，而且完全自主。它通过精确测量亮星(星等3m)与地球边缘或月球明亮边缘之间的夹角，进而确定航天器与地球或月球质心间的连线，并结合航天器的精确轨道动力学模型，实现自主导航。,86/104,ppt课件,2.6.2空间六分仪自主天文定位系统(SS-ANARS),空间六分仪定位导航的原理其基本原理是通过测量一颗无限远处的恒星和地球之间的夹角，来建立一个顶点位于地球的航天器的位置锥，通过测量另一颗恒星与地球的夹角可建立第二个位置锥，两锥的交线即为航天器到地球的位置线。,87/104,ppt课件,2.6.2空间六分仪自主天文定位系统(SS-ANARS),通过观测恒星与月球之间的夹角同样可获得航天器的位置信息。由于月球、地球和航天器之间相对位置的变化，继续观测还可得到新的位置线，在此基础上，结合航天器轨道动力学方程，利用导航计算机便可确定出航天器的三维位置坐标。,88/104,ppt课件,2.6.2空间六分仪自主天文定位系统空间六分仪的精确测角原理,空间六分仪的精确测角原理空间六分仪具有两个跟踪望远镜和一个角度测量装置，该测角装置能够精确地测量两个望远镜光轴之间的夹角。假定每个跟踪望远镜分别锁定跟踪目标，转轮以恒定的角速度旋转，当计时标志器经过跟踪器A的光轴时，计时器A将接收到一个脉冲(T1时刻)，当计时标志器继续转动并经过跟踪器B的光轴时，计时器B也接收到一个计时脉冲(T2时刻)，这时可求得两个望远镜光轴之间的夹角是1=（T2-T1）。,89/104,ppt课件,2.6.2空间六分仪自主天文定位系统空间六分仪的精确测角原理,当转轮继续旋转，计时标志器再次通过计时器A时，计时器再次接收到计时脉冲(T3时刻)，因此，2=（T3-T2），2是1的补角，即1的第二次测量值。,90/104,ppt课件,2.7 MANS自主天文导航系统,91/104,ppt课件,2.7.1MANS自主导航系统原理2.7.2MANS自主导航系统结构2.7.3MANS自主导航系统特点,92/104,ppt课件,1）MANS自主天文导航系统,美国Microcosm公司研制了麦氏自主导航系统MANS(Microcosm Autonomous Navigation System)。MANS利用专用的麦氏自主导航敏感器对地球、太阳和月球在轨测量数据实时确定航天器的轨道，同时确定航天器的三轴姿态，是完全意义上的自主导航系统。,93/104,ppt课件,1）MANS自主天文导航系统（续）,MANS的导航敏感器在EDO公司巴恩斯工程部研制的双锥扫描地平仪的基础上，增加了一对扇形扫描式日、月敏感器，由对地球的红外辐射圆盘的角半径以及地心、日、月方向矢量的量测值确定航天器的轨道和三轴姿态。,94/104,ppt课件,1）MANS自主天文导航系统（续）,1994年3月，美国空军在范登堡空军基地发射“空间试验平台一零号”航天器，其有效载荷为“TAOS(Technology for Autonomous Operational Survivability，自主运行生存技术)”飞行试验设备。通过飞行试验对MANS天文导航系统及其关键技术进行了检验，验证结果公布的导航精度为：位置精度100m，速度精度0.1m/s。,95/104,ppt课件,2）MANS导航原理,如图所示，利用MANS自主导航敏感器扫描一圈可以得到七个独立的观测量：太阳方向矢量(两个分量)，月球方向矢量(两个分量)，地球的地心方向矢量(两个分量)航天器到地心的距离。由此可以确定航天器的轨道和姿态。,96/104,ppt课件,2）MANS导航原理,基于太阳、月球的星历数据可以给出太阳方向矢量和月球方向矢量在地心赤道惯性坐标系中的坐标；由导航敏感器对于太阳、月球的测量值分别给出了太阳方向矢量和月球方向矢量在导航敏感器测量坐标系中的坐标；由双矢量姿态确定方法可以得到导航敏感器测量坐标系相对于地心赤道惯性坐标系的方向余弦矩阵Csi；由导航敏感器对于地球的测量值给出了从航天器指向地心的方向矢量在导航敏感器测量坐标系中的坐标re以及航天器到地心的距离r；,97/104,ppt课件,2）MANS导航原理,那么从地心指向航天器的矢量r在地心赤道惯性坐标系中的坐标ri表示为这样由导航敏感器扫描一圈给出的测量值可得到航天器的瞬时位置矢量在地心赤道惯性坐标系中的坐标，于是根据导航敏感器在一个时间序列上给出的测量值便可以确定航天器的轨道。,98/104,ppt课件,3）MANS导航精度(03-27),Microcosm公司利用地面仿真器对于MANS自主导航系统的性能进行了分析。预测的系统性能对应于系统滤波器收敛之后的最差情况，例如轨道阴影末期和新月末期。在正常运行条件下，轨道机动60s之后，MANS自主导航系统的精度可达：位置100m，速度0.1ms，姿态0.03，姿态角速率0.005()s。,99/104,ppt课件,2.7.2 MANS自主导航系统结构,MANS自主导航系统包括双圆锥扫描式红外地球敏感器，两个扇形扫描式日、月敏感器，可以同时获得地球、太阳和月球的测量信息。MANS自主导航敏感器及其电子线路总重量4.5kg，功耗14 W。,100/104,ppt课件,2.7.2 MANS自主导航系统结构,相对于单圆锥扫描式红外地球敏感器而言，双圆锥扫描式红外地球敏感器具有单一的光学扫描头部，扫描转速为240r/min。利用反射镜结构得到两个直径为2.5的红外视场，扫描后红外视场的轨迹是两个共轴的圆锥，半锥角分别为38和73。光学头部扫描一圈，热电检测器最多可以检测到四个地平穿越信号，由信号出现的时刻可以确定地心方向矢量相对于航天器的方位，并可求得航天器到地心的距离。在双圆锥扫描式红外地球敏感器的基础上增加了两个可见光敏感器，其视场为722.5的狭缝，相对于扫描转轴倾斜16。,101/104,ppt课件,2.7.2 MANS自主导航系统结构,在光学头部的扫描过程中，视场扫过的空间为与扫描转轴夹角在2387的球带区域，如图所示。利用硅光二极管检测器可以敏感太阳和月球信息，根据太阳、月球在视场中出现的时刻可以求得其方向矢量相对于航天器的方位。检测器具有多个光强阈值，可以辨识太阳和月球信号，并且可以剔除地球信号。,102/104,ppt课件,2.7.3MANS自主导航系统特点,基于一个导航敏感器的测量值即可以完成自主导航和三轴姿态确定的任务，可以应用于中低轨道卫星和同步轨道卫星；导航敏感器由通常的单圆锥扫描式红外地球敏感器经过改进而成，质量轻、功耗低、成本低廉；具有中等导航精度；采用了轨道动力学，敏感器设计加工标定技术、地球环境特性研究、信息处理等领域当时最新的技术成果。,103/104,ppt课件,作业,简述天体敏感器的分类。简述恒星敏感器工作原理简述狭缝式太阳敏感器和小孔式太阳敏感器的工作原理。行星照相仪的观测量是什么？论述空间六分仪定位导航的基本原理。简述MANS导航原理 上网了解国内外有关天体敏感器的最新进展,104/104,ppt课件,
