带有恒星自行校正的星敏感器定姿
卫星姿态动力学与控制2
功率计和功率传感器
USB 和局域网功率传感器
通过即插即用的 USB 连通性，您可以快速和轻松地对功率传感器进行设置。只需将传感 器连接到 PC 上，便可使用捆绑软件立即执行功率测量。Keysight USB 功率传感器可以让 您梦想成真 ― 简单的设置，发挥远超传感器的功能。
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2.4 自旋稳定卫星消旋系统：
消旋控制系统是一个锁相控制系统，以装在卫星自旋体上的红外 地平仪的地中脉冲为输入信号，通过调整消旋电机的转速，使天线脉 冲和地中脉冲重合，即此时天线波束指向地心，且在相位锁定时，天 线相对于自旋卫星反方向旋转，且转速与卫星相同。
电子消旋 消旋方式 机械消旋
敏感器
消旋控制 系统组成
2.1 自旋、双旋卫星姿态信息测量
自旋卫星的姿态指的是卫星自旋轴 在惯性空间的方位。
自旋卫星通常使用以下姿态敏感器： 红外地球敏感器、太阳敏感器、 星敏感器、陆标敏感器。
2.1 自旋、双旋卫星姿态姿态确定的精度
自旋卫星的姿态确定可看成在天球 上由观测量求出两条以上姿态轨迹 的交点。 实际测量中，由于误差，单个测量将 给出一个轨迹带而不是一条线，贷款 依赖于观测误差，两条测量带交出一 个姿态区。
V3500A 手持式射频功率计是一款紧凑型手持式仪器，在现场和制造应用中均可精确地测 量射频功率。V3500A 拥有 ±0.21 dB 的绝对精度、10 MHz 至 6 GHz的广泛频率范围及-63 dBm 至 +20 dBm 的测量范围，适用于各种射频测量应用。
功率计和功率传感器
53140 系列微波计数器/功率计/DVM
卫星姿态动力学与控制2
汇报人：薛梦轩
目
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。
基于陀螺和星敏感器的卫星姿态确定算法_边志强
( 3)
2
陀螺的测量模型
陀螺模型中考虑陀螺的随机漂移 d 、 常值漂移 b
T gi 2
上式中, 按照四元数相乘的定义, 很容易得到下式 ^ 1 bo 1 ^ bo $ q ª Xbo X ª $ qbo = 2 2
和测量噪声 ng , 有 E{ ngi ( t) n ( S ) } = Rg D ( t- S) ( i= x , y , z ) , Rg 为 测量噪声 均方差阵 , D ( t) 是方差 强 度。模型如下
[1 - 2]
Xg = X+ d + b + ng
( 1)
U [1 0
0 0] , 所以有
T
其中 , Xg 为陀螺角速度在本体系上坐标 , X 为 卫星相对惯性空间的角速度在本体系上的坐标。 陀螺随机漂移通常被描述为一阶马尔 柯夫过 程
[ 8]
1 $ qbo ª $ Xbo = 1 $ Xbo + $( | $ qbo | | $ Xbo | ) 2 2 1 Abo ( $ qbo ) = - 2 $q 3 2 $q 2 2 $q 3 1 2 $q 1 - 2 $q 2 2 $q 1 1 ( 5)
- 0 1 5I 3@ 3 - DS 03@ 3
- 0 1 5I 3@ 3 03@ 3 03@ 3
9@ 9
相同, 测量精度为 v( 3R ) , 则可以得到 Rk = v2 I3@ 3 。ຫໍສະໝຸດ 6姿态确定算法过程
1) 在没有测量值时, 进行预报计算[ 2- 3, 6, 9] 在 k - 1 时刻 , 即使在没有星敏感器的测量输出
= I 3@ 3 - 2[ $q @ ]
将式( 4) 、 ( 5) 代入式( 3) 中, 忽略 ( 5) 中的二阶小 量, 有 $Û q0 = 0 $Û q = $q @ ^ Xbo + 1 $Xbo 2 =- [^ Xbo @ ] $q + 1 $Xbo 2 根 据 Xbo = X - Abo ( qbo ) Xoi , ^ Xbo = X ^ ^ Abo ( qbo ) Xoi , 真实姿态角速度 X 和陀螺测量角速度 X 之差为: $X= X- ^ ^ X= - $b- $d - ng , 则有 $Xbo = Xbo - ^ Xbo = $X+ 2[ $q @ ] Abo ( qbo ) Xoi 。 结合以上各式 , 可得关于 $q 的线性状态方程 $Û q=- [^ X @ ] $q - 1 $b - 1 $d - 1 ng 2 2 2 $Û q0 = 0 ( 7) ( 6)
嫦娥一号探月中的控制技术
嫦娥一号探月中的控制技术嫦娥一号卫星是我国第一个月球探测卫星,其研制和发射是我国深空探测活动的开端。
嫦娥一号卫星共有11个分系统组成:即总体,测试两个综合分系统;平台部分的结构,热控,制导、导航与控制、能源、推进、数据管理(OBDH)、测控数传、定向天线八个分系统及有效载荷分系统。
本文主要对嫦娥一号GNC（制导、导航与控制）系统进行粗略分析。
嫦娥一号卫星GNC系统完成了许多复杂任务。
在调相轨道,GNC系统执行一系列姿态机动和轨道控制,使卫星在适当时间转入地月转移轨道。
在地月转移轨道,GNC系统保证卫星对太阳定向,并执行几次轨道中途修正,使卫星捕获预定环月轨道起始点。
在月球轨道捕获阶段, GNC系统执行几次轨控发动机点火,使卫星捕获月球轨道并进入标称环月轨道。
在环月轨道, GNC系统使卫星本体对月球定向、太阳帆板对太阳定向、定向天线对地球定向。
嫦娥一号卫星GNC系统的敏感器包括太阳敏感器、星敏感器、紫外月球敏感器、速率积分陀螺和加速度计;执行机构包括飞轮装置、推力器、帆板驱动装置、天线驱动装置和轨控发动机;控制器包括控制计算机、应急计算机、配电器和二次电源。
GNC系统的软件包括控制计算机系统软件、应用软件,应急软件和部件LTU软件。
LTU通过内部总线与控制计算机相连,构成计算机控制网络。
控制系统的这种分布式体系结构保证GNC分系统高效、可靠、实时地实现嫦娥一号卫星的控制功能和性能。
1、巡航期间的姿态控制在卫星环月运行之前,除了轨控阶段,卫星运行于巡航姿态。
姿态确定是利用太阳敏感器的输出给出太阳矢量方向在卫星本体系的表示,然后根据太阳敏感器的安装矩阵计算卫星偏航角和俯仰角。
巡航姿态角速度的确定是利用速率积分陀螺的输出,然后根据陀螺的安装矩阵计算卫星三轴姿态角速度。
巡航姿态的控制分为太阳捕获和太阳定向两个阶段:在太阳捕获阶段,太阳敏感器输出,利用相平面控制算法,通过推力器点火驱使卫星旋转使太阳矢量进入数字太阳敏感器视场;在太阳定向阶段,通过数字太阳输出和陀螺输出外推,根据系统动力学,利用相平面控制算法和PID控制算法,通过推力器点火和飞轮转动保证卫星Xs轴指向太阳。
2019年研究生数学建模B题 天文导航中的星图识别
2019年第十六届中国研究生数学建模竞赛B题天文导航中的星图识别天文导航（Celestial Navigation）是基于天体已知的坐标位置和运动规律，应用观测天体的天文坐标值来确定航行体的空间位置等导航参数。
与其他导航技术相比，天文导航是一种自主式导航，不需要地面设备，不受人工或自然形成的电磁场的干扰，不向外界辐射能量，隐蔽性好，而且定姿、定向、定位精度高，定位误差与时间无关，已被广泛用于卫星、航天飞机、远程弹道导弹等航天器。
天文导航的若干背景知识可参阅附件1。
星敏感器是实现航行体自主姿态测量的核心部件，是通过观测太空中的恒星来实现高精度姿态测量。
恒星是用于天文导航最重要的一类天体。
对天文导航而言，恒星可以看成是位于无穷远处的，近似静止不动的，具有一定光谱特性的理想点光源。
借助天球坐标系，可用赤经与赤纬来描述恒星在某一时刻位置信息（相关定义和概念可参考附件1）。
恒星在天球球面上的投影点称为恒星的位置。
将星空中恒星的相关数据，按不同的需求编制而成的表册，称为星表。
星表是星图识别的主要依据，也是姿态确定的基准。
常用的星表中通常列有恒星的位置、自行、星等（亮度）、颜色和距离等丰富的信息。
对于天文导航而言，感兴趣的信息主要是恒星的位置和星等。
附件2提供了一个简易的星表，提供了部分恒星在天球坐标系下的位置（以赤经、赤纬来标记，单位：角度）和星等信息。
全天自主的星图识别是星敏感器技术中的一项关键技术。
星图识别是将星敏感器当前视场中的恒星（星图）与导航星库中的参考星进行对应匹配，以完成视场中恒星的识别。
星图识别一般包括图像采集及预处理、特征提取、匹配识别等过程。
图像预处理包括去除噪声和星点质心提取。
为简化，本赛题暂不考虑具体的去除噪声和质心提取等问题，认为所讨论的星图图像已经完成了图像预处理。
导航数据库一般包括两部分：导航星表和导航星特征数据库。
导航星表是从基本星表中挑选一定亮度范围的导航星，利用其位置（赤经、赤纬）和亮度信息编制而成的简易星表。
卫星姿态敏感器的现状及发展趋势
卫星系统与控制课程论文卫星姿态敏感器的现状及发展趋势姓名：包宇洋学院：信息学院测量航天器的姿态，有各种测量部件组成。
通常用的有太阳敏感器、红外地球敏感器、速率陀螺、星敏感器等。
不同的测量部件可组成不同的测量系统，达到不同的测量精度。
卫星姿态敏感器的任务是对姿态测量部件所测得的信息进行处理，得出卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态。
本文将分析卫星姿态传感器的现状，讨论不同类型、不同制造工艺下的卫星姿态传感器的特点与技术参数，给出不同姿态传感器的优缺点以及适用环境，并对卫星姿态传感器的发展趋势做出预测，探讨新方法新工艺对于卫星姿态传感器的影响与推动作用。
关键词：卫星；姿态传感器；发展趋势第一章绪论 (4)1.1.概述 (4)1.2.本文的章节安排 (5)第二章卫星姿态敏感器 (6)2.1.卫星姿态敏感器简介 (6)2.2.磁强计 (6)2.3.地球敏感器 (6)2.4.太阳敏感器 (7)2.5.星敏感器 (8)2.6.陀螺 (9)第三章卫星姿态敏感器的发展趋势 (11)3.1.宇宙环境 (11)3.2.空间环境效应 (13)3.3.宇宙环境对于传感器的影响 (14)3.4.传感器的发展趋势 (14)第四章我国卫星姿态敏感器的发展 (20)4.1.我国卫星姿态敏感器的发展 (20)4.2.各种陀螺仪未来的发展趋势状况分析 (21)4.3.未来发展重点 (22)第五章总结 (24)第一章绪论1.1.概述1957年10月4日。
苏联宣布成功地把世界上第一颗绕地球运行的人造卫星送入轨道。
随后人造卫星工业不断发展，取得了长足的进步。
人造卫星，环绕地球在空间轨道上运行的无人航天器。
人造卫星基本按照天体力学规律绕地球运动，但因在不同的轨道上受非球形地球引力场、大气阻力、太阳引力、月球引力和光压的影响，实际运动情况非常复杂。
人造卫星是发射数量最多、用途最广、发展最快的航天器。
人造卫星发射数量约占航天器发射总数的90%以上。
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带有恒星自行校正的星敏感器定姿李欣璐;杨进华;张刘;金光【摘要】To provide higher measure precision of the star sensor attitude, the principles of error that appears because the three Euler angles are influenced by proper motion are studied in this paper. The proper motion level is divided intoⅠtoⅨ and stored in the guide star catalogue and the yearly variation of different star proper promotion in the last 20 years according to the output of three Euler angles is analyzed in depth. The simulation experiment results show that the precision can increase over 75″after adjusting the three Euler angles in the last 20 years by QUEST method. The new condition number can be minimized by choosing the star with relatively lower proper motion level to perform the calculation of the attitude when the magnitude of the stars is similar. This can improve the precision and stabilization of the star sensor attitude measurement greatly in the engineering.%为了提供高精度星敏感器姿态测量精度，对三轴定姿受恒星自行影响产生误差的机理进行研究，将恒星自行量分成Ⅰ-Ⅸ级存储在导航星库中，并深入分析不同恒星自行量级在20年间对三轴姿态角输出的逐年变化情况。
仿真实验结果表明：利用QUEST方法在20年内对三轴姿态角进行校正后精度可提高75″以上，在星等相近时优先选取自行量级较小的恒星进行姿态解算，使新条件数达到最小，大大提高工程上星敏感器姿态测量的精度和稳定性的要求。
【期刊名称】《光电工程》【年(卷),期】2015(000)002【总页数】6页(P35-40)【关键词】星敏感器;星图识别;导航星库;三轴姿态角【作者】李欣璐;杨进华;张刘;金光【作者单位】长春理工大学光电工程学院，长春 130022;长春理工大学光电工程学院，长春 130022;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心，长春 130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心，长春 130033【正文语种】中文【中图分类】V249星敏感器是一种高精度的空间姿态测量仪器，它通过观测恒星来确定航天器姿态，具有自主性强、可靠性高、精度高等优点，在航天领域应用广泛[1-2]。
其原理是利用匹配星对信息解算出星敏感器视轴在天体空间的瞬时指向，从而确定空间飞行器的姿态。
提高星敏感器定姿精度的主要方式有改进空间相机内部光学系统的性能[3-4]、从误差理论上分析最优姿态法[5]等。
导航星位置的精度也是星敏感器的重要精度指标，将直接影响姿态角的测量精度，以上定姿方法中均未考虑恒星自行、岁差、章动对导航星位置的影响。
文献[6]直接指出恒星受自行影响所引起的误差较小，可以忽略不计。
文献[7-9]虽提出应对恒星受自行影响进行校正，但未对星敏感器姿态输出受恒星自行影响产生误差的机理进行深入分析，也未给出具体校正的方法。
本文分析了三轴定姿输出受恒星自行影响产生误差的机理，并结合仿真实验数据说明了恒星自行对三轴定姿将产生累积误差，最后将恒星自行量存储到导航星库中。
岁差是指地球自转轴的空间指向和黄道平面的长期变化而引起春分点移动，章动是指同一瞬间真极相对平天极的运动[10]，对岁差、章动的校正是指J2000.0协议天球坐标系与瞬时真天球坐标系转换的过程，本文定姿输出是在J2000.0协议天球坐标系下完成，所以对岁差、章动的影响不予以考虑。
恒星在空间的相对运动对天球的投影叫做恒星自行[11]。
自行是恒星相对于太阳系的质量中心，随着时间变化的推移所显示出在位置和角度上的改变[12]。
SAO(史密森星表)基本星表中自行量是在J2000.0协议天球坐标系下，表现为恒星在一年内沿着垂直于视线方向走过的距离对观测者所张的角度。
其单位为角秒／年。
如图1所示。
SAO(史密森星表)基本星表中，亮度在6.25 Mv以下的恒星中有10.65%的恒星自行量大于0.1″/年，虽然绝大部分恒星自行量小于0.1″/年，但恒星自行是线性累积的，星敏感器定姿输出是以J2000.0协议天球坐标系为基础，若在某工程型号中需要对2015年某时刻星敏感器姿态进行输出，则此时绝大部分恒星自行变化量在1.5″左右，即使按单星自行变化，利用QUEST[13]方法解算出三轴姿态角变化量也可达12.01″以上，远大于星敏感器的指标精度(一般为3″～5″)。
因此恒星自行对导航星位置的影响必须校正。
理论上在求姿态矩阵的过程中需要对参考矢量阵和观测矢量阵进行逆矩阵解算，由恒星自行量导致的姿态偏差量远大于原始坐标下的恒星自行量，在姿态解算过程中误差会被放大，所以本文为说明问题，按恒星自行实际情况进行分析。
2.1 三轴定姿输出产生误差的机理从导航星库中选取一组星对，如图2中Star1和Star2所示，W1和W2分别为Star1和Star2在星敏感器像空间坐标系中方向矢量，W1和W2分别交像面于A、B两点。
利用QUEST方法可解算出像空间坐标系相对天球坐标系的姿态转换矩阵，并计算出三轴姿态角ψ、ф、θ。
由于恒星受自行的影响，N年后Star1的真实位置在Star1′处，其在像空间坐标系中的方向矢量为W1′，W1′交像面于A′点。
在实际解算姿态转换矩阵时，像面上A点与A′点距离非常接近，在星图识别过程中，像面上A′点匹配的恒星不是Star1′而是Star1。
解算出此时姿态转换矩阵并计算出三轴姿态角ψ′、ф′、θ′。
由恒星自行量导致的姿态偏差量远大于原始坐标下的恒星自行量，此时三轴姿态角的输出精度不能保证。
星敏感器受自行影响输出三轴姿态角存在误差的原因就源于此。
2.2 三轴定姿输出产生误差的数值分析基于自研的星图模拟软件系统(如图3所示)，严格按照物像投影关系[14-15]，生成星敏感器光轴分别指向赤经30°赤纬30°和赤经30°赤纬-30°两幅星图，其成像系统参数如表1所示。
在该视场下生成的星图经过降噪等预处理后，提取视场中较亮的观测星且满足彼此之间的角距大于5°以上的四颗观测星进行星图识别，如图4、图5中标号为1∼4的观测星所示。
在星敏感器光轴指向的两个视场中，提取已筛选出的四颗观测星中三颗较亮的观测星，对其逐一加入自行量后统计三轴姿态角在20年间的变化量，如图6、图7。
在此基础上分别在星敏感器的两个视场中，用一颗自行量较小的观测星替代三颗较亮的观测星中自行量较大的观测星，按相同的算法统计三轴姿态角受自行影响在20年间的变化量，如图8、图9。
分析图6、图7、图8、图9的图像走势可以看出，导航星自行对姿态输出的影响呈逐年递增的趋势，因此必须对导航星位置信息受自行的影响进行校正；通过对比分析图6、图8和图7、图9，优先选取自行量较小的恒星作为观测星比传统方式优先选取较亮的恒星作为观测星进行姿态输出时误差要小很多，姿态输出更稳定。
因此在某视场筛选观测星进行星图识别时，除利用星等信息和满足一定角距限制条件外，还应考虑自行量作为其中一条判据，在星等信息相近的时候优先选取自行量较小的恒星作为观测星，在校正三轴姿态角时可减小随机计算误差，提高星敏感器定姿精度。
提取SAO(史密森星表)基本星表中6.25 Mv以下的恒星，并保留双星和变星后得到导航星共有6 283颗，该6 283颗导航星按其赤经、赤纬自行量进行统计，如表2、表3。
传统导航星库存储的信息是恒星序号、星等、赤经、赤纬，为提高星敏感器输出三轴姿态角的精度，还应存储恒星自行信息。
通过对6 283颗导航星赤经、赤纬自行量分布情况分析，将其自行量分成Ⅰ∼Ⅸ级存储在导航星库中，如表4所示，这样处理的优势是减小了导航星库存储空间。
在定姿过程中，优先选取自行量级在Ⅰ∼Ⅲ之间的导航星进行姿态解算。
试验中基本星表选择SAO(史密森星表)基本星表，2014年11月28日晚上21：00左右在长春(N43°52′12.00″，E125°20′59.99″)对夜空中的恒星进行观测，采用工程上某型号星敏感器对准大熊星座附近空域进行观星试验，如图10所示。
在已识别的观测星中优先选取三颗较亮的观测星，对其逐一加入自行量后统计三轴姿态角在20年间的变化量，如图11所示。
在此基础上，将三颗较亮的观测星中自行量较大的观测星用一颗自行量较小的观测星进行替代，按相同的算法统计三轴姿态角受自行影响在20年间的变化量，如图12所示。
深入分析导航星位置受自行影响而导致三轴姿态角输出存在误差的机理，分别按星等信息和自行量级筛选观测星进行姿态输出，统计在20年内导航星受自行影响而输出三轴姿态角的年变化量。
通过分析这些数据，得出以下两个结论：1) 星敏感器拍摄到的星图进行降噪等预处理之后，在该视场下选取观测星进行星图识别，传统的筛选方式是按星等信息和观测星之间满足一定角距的限制条件进行筛选，使条件数Ncond达到最小(注：条件数Ncond=||VTV||⋅||(VTV)−1||，V为参考矢量阵)。
通常情况下星敏感器视场中匹配4~6颗星即认为星图识别成功。
由于恒星受自行影响，在已成功匹配的4~6颗观测星中，应优先选取自行量级较小的三颗观测星进行姿态解算，新条件数Ncond-new=Ncond自行量级，应使Ncond-new达到最小，从而提高星敏感器定姿精度。
2) 本文仿真运算对星敏感器某视场中观测星逐一加入自行量进行校正，理论分析与外场试验表明，校正前后三轴姿态角年变化量随着时间的推移均在不同程度上超过星敏感器精度要求，因此若要提高星敏感器定姿精度，恒星自行的影响因素不可忽略不计，并应及时对其进行校正。