[發(fā)明專利]低軌道航天器的可見光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)

無效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 200710091002.6
• 申請(qǐng)日: 2007-03-29
• 公開（公告）號(hào): CN101275844A
• 公開（公告）日: 2008-10-01
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 郝云彩
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號(hào): G01C21/24
• 分類號(hào): G01C21/24;G01C21/18;G01S3/786;B64G1/36
• 代理公司: 北京東方匯眾知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所（普通合伙）
• 代理人: 陳代遠(yuǎn)

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種應(yīng)用于航天器自主導(dǎo)航姿態(tài)和軌道測(cè)量系統(tǒng)的技術(shù)，具體地說是涉及一種低軌道航天器的可見光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)。

背景技術(shù)

在航天器自主導(dǎo)航領(lǐng)域，存在多種自主導(dǎo)航姿態(tài)和位置信息測(cè)量系統(tǒng)和方法，如美國Honeywell?Inc公司于1993年9月20日申請(qǐng)的歐洲專利公開號(hào)EP0589387A1公開了名稱為“Method?and?System?for?Determining?3?AxisSpacecraft?Attitude”，即“三軸航天器姿態(tài)確定方法與系統(tǒng)”。采用280nm～300nm譜段的紫外光探測(cè)地球邊緣紫外輻射輪廓，確定地心的俯仰和滾動(dòng)姿態(tài)信息，利用同一個(gè)探測(cè)器探測(cè)垂直于光軸方向的恒星矢量方向來確定偏航姿態(tài)信息。系統(tǒng)采用折轉(zhuǎn)反射鏡壓縮視場(chǎng)，采用雙半球加光纖轉(zhuǎn)像器對(duì)大視場(chǎng)曲面像面進(jìn)行成像。采用數(shù)據(jù)處理器對(duì)采集到的地球和恒星圖像信息進(jìn)行處理，獲取3軸姿態(tài)信息。該方案雖然解決了三軸姿態(tài)和軌道高度的測(cè)量問題。但是存在的不足是，采用紫外譜段的光學(xué)系統(tǒng)材料較少，采用半球結(jié)構(gòu)透鏡和光纖傳像過于復(fù)雜，成本高；光纖傳像和像增強(qiáng)器結(jié)合會(huì)帶來附加噪聲，降低精度。

美國NASA在其新盛世計(jì)劃中公布了一項(xiàng)研究計(jì)劃，稱之為“慣性星陀螺”(Inertial?Stellar?Compass)，采用星敏感器和MEMS陀螺組合設(shè)計(jì)，利用星敏感器的高精度姿態(tài)信息近實(shí)時(shí)校正陀螺的飄移。該方案的不足是，星敏感器是單個(gè)的，在光軸方向上能夠提供較高的精度，但是在垂直于光軸的方向上精度下降近1個(gè)量級(jí)，因此對(duì)于該方向的MEMS陀螺飄移校正精度就受到影響。

“系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)”2005年3月Vol.17，No3，P529發(fā)表的文章“組合大視場(chǎng)星敏感器星光折射衛(wèi)星自主導(dǎo)航方法及其仿真”所述敏感器采用3個(gè)普通星敏感器空間相交120°角構(gòu)成組合式系統(tǒng)，同時(shí)觀測(cè)地球邊緣的3顆恒星，根據(jù)大氣折射模型推出精確的地心矢量。該方案的不足之處在于采用了3個(gè)星敏感器，成本較高，使得3個(gè)星敏感器的光軸相交調(diào)整高精度實(shí)現(xiàn)困難。

美國Microcosm公司研制了一種自主導(dǎo)航系統(tǒng)MANS(MicrocosmAutonomous?Navigation?System)，其中包括地球敏感器、太陽和月亮敏感器、星敏感器、陀螺和加速度計(jì)，由于是多敏感器聯(lián)合確定三軸姿態(tài)和位置，所以精度很高。但是系統(tǒng)過于復(fù)雜，而且采用了帶有活動(dòng)部件的雙圓錐地球敏感器，成本高。

本發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是克服上述現(xiàn)有技術(shù)的缺點(diǎn)，提供一種低軌道航天器的可見光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)，其主要解決低軌道航天器不依賴于衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的三軸姿態(tài)和軌道高度一體化高精度實(shí)時(shí)測(cè)量問題。該敏感器采用可見光探測(cè)譜段克服了美國紫外敏感器存在的紫外光學(xué)系統(tǒng)復(fù)雜和成本高的缺點(diǎn)，消除了以往自主導(dǎo)航敏感器各自方案的不足，諸如由分散式多敏感器和復(fù)雜光學(xué)系統(tǒng)帶來的成本高、由單一光學(xué)敏感器與三軸MEMS陀螺結(jié)合設(shè)計(jì)帶來的三軸精度不一致、由像轉(zhuǎn)換器帶來的精度退化、由多敏感器分布安裝帶來的重量體積大等缺陷。

本發(fā)明的目的是通過下述技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)的，本發(fā)明所提供的低軌道航天器的可見光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)包括光學(xué)測(cè)量成像組件、探測(cè)器焦平面組件、慣性測(cè)量組件、信息處理與誤差校正處理單元組件；其中所述的光學(xué)測(cè)量成像組件包括成像鏡頭，恒星成像的折轉(zhuǎn)反射鏡和地球成像折轉(zhuǎn)反射鏡1。所述的探測(cè)器焦平面組件的探測(cè)器的光敏面安裝在光學(xué)測(cè)量成像組件的成像面上，探測(cè)器焦平面組件將固定在敏感器系統(tǒng)的支撐結(jié)構(gòu)上。所述的MEMS慣性測(cè)量組件3則包括3個(gè)正交安裝的MEMS陀螺和3個(gè)正交安裝的加速度計(jì)，光學(xué)測(cè)量坐標(biāo)系的每個(gè)軸方向分別平行于3個(gè)正交安裝的MEMS陀螺和3個(gè)正交安裝的加速度計(jì)(具體安裝方式參見下面結(jié)合圖3所描述的內(nèi)容)。所述的信息處理與誤差校正處理單元組件4是采用信息處理器對(duì)各個(gè)敏感器信息進(jìn)行處理，然后將星敏感器測(cè)量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。最后由標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)通訊接口輸出近實(shí)時(shí)高精度三軸姿態(tài)信息和軌道高度信息。