星敏感器国内外研究现状
动态情况下星敏感器探测灵敏度研究
移动， 与静态情 况相 比 ， 光产生 的有效信 号 电荷分 星 散 到更 多像元 ， 从而 降低 了星敏感器 的探测灵 敏度 ． 本 文 以从 噪声 中检 测 信号 的理 论 为 基础 ， 过 通
２ － ，ｓ ｒｖ ｒ 唧（ ／ ｒ ｐ
（ ． 京 控 制 工 程 研 究 所 ， 京 １ ０ ９ ；． 国 空 间 技 术 研 究 院 ， 京 １０ ９ ） １北 北 ０ １０ ２ 中 北 ０ ０ ４
摘 要 ：针 对 同样曝 光 时 间下 星敏 感 器动 态探 测灵敏 度 较静 态低 的 事 实 ， 据 根 像元输 出模 型和从噪 声 中检 测信 号 的理 论 ， 出含 有有 效 信 号的像 元 能 否被 探 提 测到 的信 噪差 比判据 ． 论证 了把 Ｗ一１ ｍ像 元 可探 测性 作为 星像轨 迹被 提取 的奈 件 的合 理性 ， 于此研 究 了动态探 测灵敏度 的计算 方 法 ， 对一 实际星敏 感 器动 基 并 态探测 灵敏度进 行各 种参数 条件 下的计算 、 比较和 分析．
ｂ ｓ ｄ ｏ ｈ ｉｅ ｕ ｐ ｔｍｏ ｅ ｎ ｈ ｈ ｏｙ ｏ ｎ ｐ ｃｉ ｇ ｓｇ ａ ｓｆｏ ｎ ｉｅ ａ ｅ ｎ ｔ ｅ ｐ ｘ ｌｏ ｔ ｕ ｄ ｌａ ｄ ｔ ｅ ｔｅ ｒ ｆｉ ｓ ｅ ｔ ｉｎ ｌ ｍ ｏｓ ｓ，ｔ ｅ ｓｇ ａ — ｏ ｓ — ｆｅ — ｎ ｒ ｈ ｉｎ ｌｎ ｉｅ ｄｉ ｒ ｆ
关 键 词 ：星敏 感 器 ；探 测 灵敏 度 ；动 态 情 况 ；信 噪 差 比
中 图 分 类 号 ：Ｖ ４ ． ２ ４８２ 文 献 标 识 码 ： Ａ
文 章 编 号 ：ｌ ７ ．５ ９ ２ １ ０ ．０ ７０ ６ ４ １ ｎ Ｓｅ ｓｔｖ ｔ ｆ Ｓ ａ ｅ ｓ ｒ ｉ ｎ ｍ ｉ ｔ ｔ ｔ ｄ ｎ Ｄｅ ｅ ｔｏ ｎ ｉｉ ｉｙ ｏ ｔ ｒ Ｓ ｎ ｏ ｎ Ｄｙ ａ ｃ Ｓ ａ ｅ
星敏感器光学系统设计
分类号V445 学号******** U D C 密级公开工程硕士学位论文星敏感器光学系统设计硕士生姓名赵超工程领域光学工程研究方向光电仪器与测控技术指导教师伏思华副教授协助指导教师周金鹏副教授国防科学技术大学研究生院二〇一六年十一月Optical System Design of Star SensorCandidate：Zhao ChaoAdvisor：Fu SihuaAssistant advisor：Zhou JinpengA thesisSubmitted in partial fulfillment of the requirementsfor the professional degree of Master of Engineeringin Optical EngineeringGraduate School of National University of Defense Technology Changsha，Hunan，P.R.China（November，2016）目录摘要 (i)ABSTRACT .................................................................................................................. i i 第一章绪论 (1)1.1选题背景和研究意义 (1)1.2 星敏感器简介 (2)1.3 星敏感器光学系统技术发展现状 (2)1.3.1 光学系统参数的确定方法 (3)1.3.2 光学镜头设计 (4)1.3.3 遮光罩设计 (7)1.4 本论文的研究内容 (9)第二章星敏感器光学系统设计需求分析 (11)2.1 星敏感器探测能力分析 (12)2.1.1 星光信号能量 (12)2.1.2 探测器星光能量 (13)2.1.3 星等探测信噪比计算 (13)2.1.4 星探测概率计算 (14)2.2 星敏感器光学系统参数确定 (15)2.2.1 视场、焦距和阈值星等的初步选择 (15)2.2.2 入瞳直径的确定 (19)2.2.3光谱范围和中心波长的确定 (22)2.2.4 其他参数确定 (22)2.3 定位精度对几何像差的要求的定性分析 (24)2.3.1 色差 (24)2.3.2 畸变和彗差 (25)2.3.3 球差、像散和场曲 (26)2.4 本章小结 (26)第三章星敏感器光学镜头设计 (28)3.1 光学系统选型 (28)3.2 光学镜头初始结构确定 (28)3.3 光学镜头优化 (29)3.4 光学镜头像质评价 (33)3.3.1 点列图 (33)3.3.2 光线像差 (35)3.3.3 垂轴色差曲线 (36)3.3.4 调制传递函数 (37)3.3.5 点扩散函数 (38)3.3.6 能量集中度 (39)3.3.7 光学镜头图像分析 (40)3.3.8 光学镜头透过率计算 (41)3.5 温度对光学镜头成像质量的影响 (41)3.4.1 温度变化对光斑大小的影响 (42)3.4.2 温度变化对焦距和后截距的影响 (43)3.4.3 温度变化对能量包围圆半径与能量中心偏移量的影响 (44)3.4.4 温度变化对畸变、垂轴色差和点扩散函数的影响 (46)3.6 公差分析 (46)3.7 光学镜头设计结果 (50)3.8 本章小结 (51)第四章星敏感器光学系统杂散光抑制 (52)4.1 杂散光分析与抑制理论 (52)4.2 星敏感器遮光罩设计 (56)4.2.1 遮光罩参数计算与设计 (56)4.2.2 挡光环设计 (59)4.3 星敏感器光学系统建模 (60)4.4 光学系统杂散光抑制结果 (62)4.5 杂散光抑制结果验证 (64)4.6 遮光罩优化设计 (65)4.7 本章小结 (69)第五章星敏感器光学系统模拟成像分析 (70)5.1 光学镜头模拟成像 (70)5.2 光学镜头视场内杂散光抑制分析 (74)5.3 光学系统视场外杂散光模拟成像分析 (75)5.4 本章小结 (77)第六章总结与展望 (78)6.1 本文完成的工作 (78)6.2 下一步研究计划 (79)致谢 (81)参考文献 (82)作者在学期间取得的学术成果 (87)表目录表2.1 SonyICX285AL探测器参数表 (11)表2.2 不同视场下不同阈值星等的探测概率 (15)表2.3 SKY2000星表中不弱于M V的全天星数的数目 (18)表2.4 不同视场下的焦距 (18)表2.5 不同视场不同入瞳直径下的设计难度系数C (20)表2.6 不同阈值星等不同入瞳直径下的信噪比SNR (20)表2.7 方案1不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.8 方案2不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.9 方案3不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.10 方案4不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.11 四种方案探测到恒星的概率和星表大小 (22)表2.12 弥散斑圆大小对内插星象中心的影响 (23)表2.13 光学系统设计参数表 (24)表3.1 光学系统各视场弥散斑直径 (34)表3.2 垂轴色差数据 (37)表3.3 包围85%和90%能量时半径大小 (40)表3.4 不同温度4个半视场下的光斑均方根半径值/μm (42)表3.5 不同温度下光学镜头焦距值 (44)表3.6 不同温度下镜头焦距值相对于20°C时焦距值的变化值 (44)表3.7 不同温度时光学系统后截距参数及其移动量 (44)表3.8 4.949°视场不同温度下包围85%和90%能量的包围圆半径 (45)表3.9 不同温度引起的不同半视场能量中心偏移 (46)表3.10 不同温度下垂轴色差最大值 (46)表3.11 光学镜头主要参数 (51)表4.1 挡光环高度和位置表 (61)表4.2 杂散光追迹值表 (63)表4.3 优化结构挡光环高度和位置表 (67)表4.4 优化结构杂散光追迹值表 (68)表5.1 竖直轴不同视场星象能量中心位置 (73)表5.2 竖直轴方向不同视场星象能量提取位置 (75)图目录图2.1 探测器量子效率曲线图 (11)图2.2 不同视场下不同阈值星等的平均星数目 (17)图2.3 阈值星等5.5时不同视场下探测到不同数目的星的概率 (17)图2.4 10°视场下不同阈值星等探测到不同星的数目的概率 (17)图2.5 不同视场下难度系数C与口径直径的关系曲线 (20)图2.6 不同阈值星等不同口径下的信噪比SNR曲线图 (21)图3.1 初步优化光学系统2D结构图 (30)图3.2 初步优化光学系统点列图 (30)图3.3 初步优化光学系统传递函数曲线 (31)图3.4 初步优化光学系统点扩散函数 (31)图3.5 初始光学系统能量分布图 (31)图3.6 优化后光学镜头数据 (32)图3.7 优化后光学系统2D结构图 (32)图3.8 优化后光学镜头数据 (33)图3.9 优化后光学系统点列图 (34)图3.10 光线像差曲线 (35)图3.11 光程差曲线 (35)图3.12 优化后光学系统场曲与畸变曲线 (36)图3.13 垂轴色差曲线 (36)图3.14 光学系统传递函数曲线 (38)图3.15 点扩散函数图 (39)图3.16 优化后光学系统包围能量曲线 (39)图3.17 原始星点图像 (40)图3.18 4.949 星象示意图 (41)图3.19 -30°C、-10°C、10°C、20°C、30°C和50°C的点列图 (43)图3.20 4.949°半视场不同温度下包围85%和90%能量的包围圆半径 (45)图3.21 光学镜头公差分析时公差设置 (47)图3.22 公差分析方法设置 (48)图3.23 灵敏度分析 (48)图3.24 蒙特卡罗分析结构 (49)图3.25 蒙特卡罗统计 (49)图3.26 光学镜头3D图 (50)图3. 27镜头各单个镜片参数 (51)图4.1 表面BRDF定义图 (53)图4.2 AB g模型示意图 (53)图4.3 基本能量方程传输图 (54)图4.4 星敏感器遮光罩设计流程图 (56)图4.5 星敏感器与杂光源夹角示意图 (57)图4.6 遮光罩结构示意图 (57)图4.7 延拓后的遮光罩结构 (59)图4.8 挡光环位置结构确定示意图 (59)图4.9 结构示意图 (61)图4.10 遮光罩与光学系统剖面图 (61)图4.11 辐照度图 (62)图4.12 PST曲线 (63)图4.13 30°杂散光光线追迹图 (64)图4.14 优化结构示意图 (65)图4.15 优化结构示意图 (67)图4.16 光线追迹示意图 (68)图4.17 PST曲线 (69)图5.1不同视场星场成像模拟 (70)图5.2 光学系统整体结构图 (70)图5.3 模拟成像光线追迹 (71)图5.4 探测器模拟星象图 (71)图5.5 探测器星象能量分布 (72)图5.6 探测器能量分布 (72)图5.7 光学镜头设置光阑后光线追迹 (74)图5.8 视场内杂散光抑制后探测器能量分布 (75)图5.9 光学系统光线追迹 (75)图5.10 探测器模拟星象图 (76)图5.11 探测器杂散光模拟成像 (76)图5.12 探测器平滑后模拟星象图 (77)摘要星敏感器是以恒星为探测对象的高精度空间姿态测量装置，已被广泛应用于航天、航空、航海、制导等领域。
高精度星敏感器的导航星识别定位算法研究
然 后分析坐标 之间 的关系 ， 确定其连 通性 。高速 地分辨 出每
一
为 恒虚警概率 条件 。在假 定系统噪 声为高斯分 布的 白噪声 ， 恒概率条件下有 ：
达到很理 想的细分定位精度 。
Ｈ 定位精度 ： 一个像元 Ｈ 定位精度 ： 优于一个像元
４ 连通性 分析
通过 阈值分 割 ， 目标和背景分开 以后 ， 将 需对 目标进行 连 通性分析 ， 以剔除孤立噪声点和太空 大 目标 ， 确定有用 的星 点
目标 。
通常情况下 ， 通性分析都 是对经过 阈值 比较 后所产 生 连 的二值化 图像进行 的 ， 这种方法对 图像扫描两 次 ， 第一次扫描 灰 度原始 图像建 立二值化 图像 ， 第二次对 所存储 的二值化 图 像 进行扫描 、 分析 以确定 目标 外接矩形 的大小 。在一般情 况 下 ，。８的视场内 ， ８× 。 当星等 的敏感度为 ６ 等星时 ， ． ５ 视场 的平 均 观测星 的数 目为 １ ， 用上述算法 ， ０运 星敏感器有 限的运算能 力 无法在一帧 的时 间内将数 据处 理完毕。 同时上面这种方法会
㈩
颗星 （ 目标） 的位置和外接矩形 。
目标按形状 大体 可以分为两种 ： 凸形 目标和凹形 目标 ， 用 来进行连通性分 析的判据有两种 ： 四连 通和八连通 ， 凸形 目标 适合用 四连 通 ， 凹形 目标适合 用八连通 ， 四连通和八连通如 图
３ 示。 所
去 卜 。 窆
出 目标 信号 ， 其可能性 大小称为探 测率 （ ）二是将 无 目标 ； 样值 判为有 目标的概率 ， 为虚警率 （ ｅ 。保持 虚警概率为 称 ＰＡ ） 某 个许可值 ， 而使 相应的探测概 率尽可 能大 。这种 情况可称
星敏感器杂散光分析与抑制
摘要摘要在航空航天领域，用于确定飞行器姿态的星敏感器得到广泛的应用。
由于复杂的太空光环境导致进入星敏感器的杂散光较为复杂，杂散光的抑制水平决定了星敏感器的定姿精度。
杂散光对于暗弱目标的探测影响很大，到达探测器表面的杂散光会降低像面对比度，增加背景噪声，严重时使探测目标信号被湮没。
基于以上背景，在查阅大量文献的基础上，本文分析了复杂太空光环境的来源和路径，确定了杂散光分析的步骤，介绍了影响杂散光路径的散射模型并提出了杂散光抑制水平的评价函数。
在阅读大量文献后，开展了以下几个方面的研究工作：1）运用不同类型的遮光罩和挡光环设计原理，确定不同位置挡光环的分布。
利用MATLAB软件将遮光罩和挡光环设计程序化，根据设计要求快速得到相关参数并导入ASAP软件中建模。
利用消光比和点源透射率两种评价方式，对系统中三种不同类型的遮光罩进行分析，绘出消光比和点源透射率关于光线离轴角的变化曲线，为遮光罩的设计提供理论分析依据。
利用遮光罩程序设计一种新型遮光罩，设计参数与系统内的遮光罩参数相同，对比两种遮光罩的消光比和点源透射率，得出新型遮光罩优于原遮光罩的结论。
2）采用蒙特卡罗法和重点区域采样法仿真分析。
利用散射特性测量仪器对结构的散射特性进行实测并建立多项式散射模型，散射模型建立的准确与否严重影响杂散光仿真分析的准确性。
讨论了透镜散射模型的建立和结构件散射模型方程的选择。
利用ASAP软件对工作波段为可见光的简单星敏感器系统和复杂星敏感器系统进行杂散光分析，在验证建模准确、散射模型准确、重点区域选择准确等前提下仿真得到不同光线离轴角下点源透射率的数值，与设计要求进行对比。
3）利用基于双柱罐的点源透射率测试方法，这是一种国外测量点源透射率较为普遍的测试方法。
介绍了点源透射率测试的设备、方法和测试步骤。
对可见光简单星敏感器光学系统的点源透射率实测，得出点源透射率的实测数据并绘制曲线与仿真分析数值对比，分析误差。
通过对比后，利用验证分析的评价指标，仿真值与分析值相互验证，实测表明仿真分析的正确性。
星光导航技术现状与发展综述
Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ ：ｓ ｔ ａ ｒ ｌ ｉ ｇ ｈ ｔ ｎ ａ ｖ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ；ｓ ｔ ａ ｒ ｓ ｅ ｎ ｓ ｏ ｒ ；ｃ ｕ ｒ ｒ ｅ ｎ ｔ ｓ ｉ ｔ ｕ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ
Ｃｕ ｒ ｒ ｅ ｎ ｔ Ｓ ｉ ｔ ｕａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎｄ Ｄｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍｅ ｎ ｔ Ｔｒ ｅ ｎ ｄ ｓ ｏ ｆ Ｓ ｔ ａ ｒ ｌ ｉ ｇ ｈ ｔ Ｎａ ｖ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｔｅ ｃ ｈｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ
Ｌ Ｕ Ｘｉ ｎ， Ｌ Ｉ Ｃｈ ｕ ｎ ｙ ａ ｎ，ＬＩ Ｘｉ ａ ｏ， Ｓ ＵＮ Ｄａ ｋａ ｉ ，ＸＩ Ａ Ｍｅ ｎｇ ｑ ｉ
卢 欣， 李春艳 ， 李 晓 ， 孙大开 ， 夏 梦 绮
（ 北京 控制 工程 研究 所 ， 北京 １ ０ ０ ０ ９ ０ ） 摘 要 ：对 国 内外星 光导航 技 术 的研 究现 状 和发 展 过 程进 行 综 述 和 总结 ， 汇 总介 绍 国外 几 种典 型 应 用平 台星敏 感 器的发 展现 状 ． 最后 阐述 星 光导航技 术 面临的 问题和 未 来的发展 趋 势．
关 键 词 ：星 光 导 航 ； 星敏 感器 ； 技 术 现 状
中 图分 类号 ： Ｖ ４ ４ ８ ． ２
文献标 志码 ： Ａ
文章 编 号 ：１ ６ ７ ４ ． １ ５ ７ ９ （ ２ ０ １ ７ ） ０ ４ － ０ ０ ０ １ — ０ ８
ＤｏＩ ：１ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ６ ７ ４— １ ５ ７ ９ ． ２ ０ １ ７ ． ０ ４． ０ ０ １
航天器姿态控制技术中的星敏感器辅助设计研究
航天器姿态控制技术中的星敏感器辅助设计研究随着航天器的不断发展和进步，航天器的姿态控制技术也日益重要。
姿态控制是指控制航天器在空间中的方向、位置和速度，以实现特定的任务。
在航天器姿态控制系统中，星敏感器是一种重要的传感器，通过获取天空中的星星信息，实现对航天器姿态的精确测量和控制。
本文将讨论航天器姿态控制技术中的星敏感器辅助设计研究。
星敏感器是一种通过感知星星的空间方向，进而确定航天器姿态的传感器。
它利用光学方法对星光进行探测，并通过处理数据来确定航天器的姿态。
首先，星敏感器辅助设计需要考虑星敏感器的工作原理和性能。
星敏感器主要利用感光元件（如光电二极管）感知星光，并将光信号转换为电信号。
接下来，电信号经过放大和滤波等处理后，传递给姿态控制系统，进一步进行数据处理和姿态调整。
为了提高星敏感器的精确度和可靠性，在设计中需要重点考虑以下几个方面：1. 星敏感器的灵敏度和动态范围：在星敏感器的辅助设计中，需要确保星敏感器具有足够的灵敏度和适当的动态范围。
灵敏度是指星敏感器对星光的感知能力，灵敏度越高，传感器对星光的探测精度越高。
动态范围是指传感器能够处理的最大和最小星光强度之间的范围。
合理设计的星敏感器应具有宽动态范围，以适应不同亮度的星星。
2. 星敏感器的抗噪声能力：在航天器姿态控制中，星敏感器通常需要在复杂的空间环境中工作，如强烈的太阳光干扰、恶劣的气象条件等。
因此，星敏感器的抗噪声能力非常重要。
通过合理的信号处理算法和滤波技术，可以有效地降低星敏感器受到的噪声干扰，从而提高姿态控制的精确度。
3. 星敏感器的快速响应能力：航天器在运行过程中可能会面临各种突发情况或异常状况，需要快速调整姿态以应对。
因此，星敏感器的快速响应能力也是辅助设计中需要考虑的因素之一。
快速响应能力包括星敏感器的数据处理速度、信号传输速度和姿态控制系统的响应速度。
通过合理的星敏感器辅助设计，可以实现对航天器姿态的精确控制。
航天器在不同任务中需要保持特定的姿态，比如对地观测、轨道保持以及目标对接等。
利用星敏感器的卫星及星座自主定轨方法研究与应用
种较好的资料采样率．仿 真计算 的结果论证了利用星敏感器 自主定轨普 遍适用于各种轨道高度 的地
球卫星．对 于低 轨卫 星、中高轨卫星都具有 良好的定轨精度和收敛情况 ．第 ４章则将星敏感器 自主定 轨算法推广到 了小卫星星座的导航应用 当中；通过融合星间链路的高精度测距资料和星敏感器资料 ， 得到的定轨精度和星座的构型精度也高于预期．相 比较单 星情况 ，位置确定精度能够提高将近一倍．
甘 庆波 ｔ
（ 中国科学院紫金山天文台 南京 ２ ０ ０ ） １０ ８
卫星 自主定轨是卫 星 自主导航 中的关键技术，其概念是 指卫星在不借助地面站系统测控情况 下直
接在星上实现轨道参数的 自主确定 ，实时确 定卫 星飞行 的位置和速度 ． 国际上 已提出了诸如利用星敏感器测量 、地球磁强计测量、利用掩星时刻测量以及近年来非 常热 门的利用 Ｘ—ａ ｒｙ脉冲星信号相位测量等多种算法来 实现卫星 自主导航 ．其中利用星敏感 器测 量的 自主
第 ５ ３卷 第 ４ 期
２ １ ０ ２年 ７月
天 文 学 报
ＡＣＴＡ ＴＲＯ ＮＯＭ Ｉ ＡＳ ＣＡ Ｉ ＣＡ Ｓ ＮＩ
Ｖ０ ． ３ １ ＮＯ ４ ５ ．
Ｊｕ１，２０１ ． ２
博 士学 位论 文摘要 选登
利 用星 敏感 器 的卫星 及星 座 自主定轨方法 研 究与应 用
定轨精度：低轨卫星定轨精度几 百米，亚同步轨道卫星接近 １ ｍ 左右，定轨精度主要 受红外地平仪 ０ｋ
的系统误差影响．同时分析 了利用双探头敏感器 自主定轨 的精度情况 ，并 由测量方程的特点合理地提
出了一种有利于提高 自主定轨精度的星敏感器和初装方 式；在对亚 同步轨道卫星 的仿真计算 中提 出了
星敏感器光学系统的研制与性能测试的探讨
应用技术星敏感器光学系统的研制与性能测试的探讨作者/唐国栋，装甲兵工程学院三旅五营五连摘要：我国的经济社会不断发展，科学技术水平不断提升。
近几年来我国的航天事业繁荣发展，星敏感器的应用范围越来越广泛。
星敏感 器具有突出的实用价值，一方面，星敏感器的观测水平较高，可以快速获取星体信息。
另一方面，星敏感器的精度较大，可以得到科学的 姿态分析结果。
本文将具体探讨星敏感器光学系统的研制与性能测试，希望能为相关人士提供一些参考。
关键词：星敏感器；光学系统；研制；性能测试引言进入新世纪以来，我国的社会主义市场经济持续繁荣，航天事业也进入了快速发展阶段。
在航天机械设备中，星敏 感器具有一定的特殊性。
由于星敏感器实用价值较高，其被 应用在社会生活的多个方面。
星敏感器受外界温度影响较大，-旦温度快速变化，光学系统会受到影响，成像度会迅速降低。
为了保证星敏感器的质量，在进行光学系统设计时，必须要 考量空间环境的影响，对星敏感器性能进行科学测试。
1.星敏感器光学系统的设计■ 1.1技术指标在星敏感器中，光学系统占据着重要位置。
从某个角度 来看，光学系统的质量直接影响着星敏感器的质量。
在对星 敏感器光学系统进行设计的过程中，应该确定以下几个技术 参数：第一个技术参数是星体范围。
第二个技术参数是覆盖 领域。
第三个技术参数是探测总数。
第四个技术参数是光度 值域。
第五个技术参数是图像分辨率。
上述几种技术参数存 在着相关关系，星敏感器的光孔越大，探测的范围越广泛，星敏感器的光孔越小，探测的范围越窄[1]。
从这个角度来看，在设计星敏感器光学系统时，必须要扩大孔径。
■ 1.2设计流程在进行星敏感器光学系统设计的过程中，应该时刻保证 接收器的敏感程度。
每个星体位置相对固定，接收器必须接 收星体位置的实时信号，对讹误信号进行校正。
为了提高设 计水平，可以形成光学系统基础模型，将各项数据计入到模 型之中，并扩大光孔的半径。
一般来说，光学系统在成像时 要把图像安置在区域中心，汇聚弥散斑，使能量达到百分之 八十。
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星敏感器国外研究现状
国外星敏感器研究及应用已有近50年的时间。
到目前为止，至少有三代产品在航天器上得到应用。
第一代为星跟踪器，多采用光电倍增管之类光电元件作为敏感元件；第二代为星图仪式星敏感器，采用电荷耦合器CCD作为敏感元件，以中低性能的CPU为处理器，采用局部天区恒星识别算法；第三代星敏感器相对于第二代的主要进步在于采用了高分辨率成像元件和高性能处理器，提高了姿态确定精度和数据处理速度，增加了自主全天恒星识别功能，同时敏感器的体积、质量和功耗也有大幅度降低。
表1为国外部分星敏感器指标。
表1 国外部分星敏感器指标
质量功耗测量精度数据更新率国别厂家及产品名
称
美国HDOS公司 2.7kg 11w 24"10Hz
3kg 8.5w 15"(3σ)10Hz 法国SODERN公司
SED26
1.5kg 7.6w 1",9"(1σ)1Hz
丹麦丹麦理工大学
ASC
意大利GA公司A-STR 3.05kg 10w 12",27"(3σ)10Hz
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。
目前欧美一些机构已率先开始采用APS作为探测元件，研制体积更小、功耗更低的星敏感器。
欧空局的小卫星姿态敏感器项目就是为了促进和试验小型化姿态敏感器的一些新项目，其中采用了512×512动态像元敏感器（APS）、高集成度多芯片模块（MCM）电路等。
其试验模型仅重270g，体积约为62mm×53mm×53mm（未计及盖子和处理器部件），功耗2.4w（带处理器时增加到5w）。
实验证实，该星
跟踪器当更新速率为10Hz时，在20°×20°视场中对5等星的测量精度和噪声等效角都优于1"(2 )。
这类新型星敏感器正代表了现代星敏感器不断小型化、轻型化、低功耗、高实时性的发展趋势，特别是在减少体积、重量、功耗方面，有了重大飞跃。
20世纪70年代，美国最早将星敏感器应用于航天器上。
1989年，苏联将其用在和平号空间站上。
联邦德国、法国和日本也先后使用星敏感器测量航天器姿态。
星敏感器国内研究现状
我国进行星敏感器技术研究已有20多年。
主要研究单位有中科院成都光电所、中科院长春光机所、北京航空航天大学等。
我国第一代星敏感器已于2000年9月和2002年10月两次随卫星发射入轨，作为姿态确定系统当备份使用。
这一代星敏感器相当于国外第二代星敏感器，具有局部天区恒星识别功能。
随后我国也陆续开展了第二代、第三代星敏感器的研究。
我国的第二代星敏感器相当于国外第三代星敏感器，具有自主全天恒星识别功能，而且在减小体积、功耗方面有了很大进步。
我国的第三代星敏感器为CMOS星敏感器，北京航空航天大学研制的CMOS星敏感器获得2007年国家技术发明一等奖。