专利名称：低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种应用于航天器自主导航姿态和轨道测量系统的技术，具体 地说是涉及一种低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统。
背景技术：
在航天器自主导航领域，存在多种自主导航姿态和位置信息测量系统和方法，如美国Honeywell Inc公司于1993年9月20日申请的欧洲专利公开号EP 0589 387 Al 乂〉开了名称为"Method and System for Determining 3 Axis Spacecraft Attitude"，即"三轴航天器姿态确定方法与系统，，。采用 280nm 300nm语段的紫外光探测地球边缘紫外辐射轮廓，确定地心的俯仰和 滚动姿态信息，利用同一个探测器探测垂直于光轴方向的恒星矢量方向来确定 偏航姿态信息。系统采用折转反射镜压缩视场，采用双半球加光纤转像器对大 视场曲面像面进行成像。采用数据处理器对采集到的地球和恒星图像信息进行 处理，获取3轴姿态信息。该方案虽然解决了三轴姿态和轨道高度的测量问题。 但是存在的不足是，采用紫外谱段的光学系统材料较少，采用半球结构透镜和 光纤传像过于复杂，成本高；光纤传像和像增强器结合会带来附加噪声，降低 精度。美国NASA在其新盛世计划中公布了一项研究计划，称之为"惯性星陀螺，， (Inertial Stellar Compass ),采用星敏感器和MEMS陀螺组合设计，利用星 敏感器的高精度姿态信息近实时校正陀螺的飘移。该方案的不足是，星敏感器 是单个的，在光轴方向上能够提供较高的精度，但是在垂直于光轴的方向上精 度下降近1个量级，因此对于该方向的MEMS P^螺飘移校正精度就受到影响。"系统仿真学报"2005年3月Vol.l7,No3, P529发表的文章"组合大视场星敏感器星光折射卫星自主导航方法及其仿真"所述敏感器采用3个普通星敏 感器空间相交120。角构成组合式系统，同时观测地球边缘的3颗恒星，根据大 气折射模型推出精确的地心矢量。该方案的不足之处在于采用了 3个星敏感器， 成本较高，使得3个星敏感器的光轴相交调整高精度实现困难。美国Microcosm 7>司研制了 一种自主导航系统MANS (Microcosm Autonomous Navigation System ),其中包括地球敏感器、太P曰和月亮敏感器、 星敏感器、陀螺和加速度计，由于是多敏感器联合确定三轴姿态和位置，所以 精度很高。但是系统过于复杂，而且采用了带有活动部件的双圆锥地球敏感器， 成本高。本发明内容本发明的目的是克服上述现有技术的缺点，提供一种低轨道航天器的近红 外光成像式自主导航敏感器系统，其主要解决低轨道航天器不依赖于卫星导航 系统的三轴姿态和轨道高度一体化高精度实时测量问题。该敏感器不采用半球 透镜和像转换器，而采用大视场平场近红外透镜或者反射式大视场镜头设计与 折转反射镜组合技术克服了美国紫外敏感器存在的紫外光学系统复杂和成本 高的缺点，消除了以往自主导航敏感器各自方案的不足，诸如由分散式多敏感 器和复杂光学系统带来的成本高、由单一光学敏感器与三轴MEMS陀螺结合 设计带来的三轴精度不一致、由像转换器带来的精度退化、由多敏感器分布安 装带来的重量体积大等缺陷。本发明的目的是通过下述技术方案来实现的，本发明所提供的低轨道航天 器的近红外光成像式自主导航敏感器系统包括包括光学测量成像组件、红外光 探测器焦平面组件、惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件；其中 所述的光学测量成像组件包括成像镜头，恒星成像的折转反射镜和地球成像折 转反射镜。所述的探测器焦平面组件的探测器的光敏面安装在光学测量成像组 件的成像面上，探测器焦平面组件将固定在敏感器系统的支撑结构上。所述的 MEMS惯性测量组件则包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加 速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS陀 螺和3个正交安装的加速度计(具体安装方式参见下面结合图3所描述的内容)。所述的信息处理与误差校正处理单元组件是采用信息处理器对各个敏感器信息进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。 最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息。本 发明星敏感器i普段选择尽可能宽，例如可以采用从可见光到近红外谱段，在这 一谱段的恒星数量足够供识别之用。地球近红外谱段选为中心波长大于1000nm，谱段宽度小于20nm的光谱。 这样可以保证全天时的测量功能。一体化设计的低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统中的 星敏感器和近红外光静态成像式地球敏感器通过采用透过率区域变化滤光片 共用所述的光学成像组件和红外光探测器焦平面组件，所述的透过率区域变化 滤光片紧靠探测器窗口安装，探测器视场分割使用，边缘区域为近红外光静态 成像式地球敏感器使用，用来对地球近红外辐射带成像，中心区域为星敏感器 使用，用来对恒星成像。所述的星敏感器是一种通过对恒星成像提取与标准星 图库匹配得到其光轴相对于惯性空间的指向矢量的；所述的近红外光静态成像 式地球敏感器是一种通过对地球成像提取地球中心矢量的。上述星敏感器和近 红外光静态成4象式地球敏感器都拥有共同的4象面坐标系，其Z轴沿光轴指向地 球方向，其X轴和Y轴分别与探测器阵列的行和列方向一致。3个MEMS陀 螺都是采用MEMS技术制造的微型机电陀螺，它们分别安装在与像面坐标系 三个轴平行的三个正交轴方向上。3个MEMS加速度计都采用MEMS技术制 造的测量运动加速度的微型机电器件，重量非常轻，三个安装轴与星敏感器像 面坐标系三个轴方向一致。以上MEMS陀螺和MEMS加速度计均属于MEMS 惯性测量组件，它们的安装轴与星敏感器和近红外光静态成像式地球敏感器像 面坐标系三个坐标轴方向一致，以利于同基准测量。一体化设计后的系统具有重量轻、体积小、功耗低、精度高、数据更新率 高、成本低等特点。下面就有关本发明的技术内容及详细说明，现配合附图和所给出的实 施例进4亍:说明如下。
图1低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器结构示意图；图2为低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器光学测量部分方案 原理图；图3为光学测量部分像面坐标系与MEMS陀螺和MEMS加速度计测量 轴的关系示意图。
具体实施方式
参看图1-图3,其图1所示为低轨道航天器的近红外光成像式自主导航 敏感器系统结构示意图，所述的低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感 器系统包括光学测量成像组件l、探测器焦平面组件2、惯性测量组件3、信息 处理与误差校正处理单元组件4。图1中5是地球近红外视见平面，6为恒星， 7地球边缘成4象子系统。所述的光学测量成像组件l，其包括成像镜头，恒星成像的折转反射镜23 和地球成像折转反射镜24、 25,可以将环绕光轴分布的多个子成像系统的24 和25或二者之一制成一体化多棱锥零件型式，剩下的没有制成棱锥的零件制 成平面反射镜，以便于安装和对准，在零件外侧表面镀上光学系统所要求的反 射膜，24、 25的安装应严格按照成像系统的设计要求进行，保证视场指向。所 述的探测器焦平面组件2的探测器的光敏面安装在光学测量成像组件1的成像 面上，探测器焦平面组件2将固定在敏感器系统的支撑结构上。所述的MEMS 惯性测量组件3则包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度 计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS陀螺和3 个正交安装的加速度计(具体安装方式参见下面结合图3所描述的内容)。所 述的信息处理与误差校正处理单元组件4是采用信息处理器对各个敏感器信息 进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。最后由 标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息。其中所述的恒星成像的折转反射镜23和地球成像折转反射镜24、 25，其主要作用是通过折转反射镜将测量系统分为两个通道，这两个通道可以正交， 也可以不正交，根据使用需求而定。按照下述的发明公式(3)和发明公式(4)确定两个通道的透射特性，使得地球和恒星能够同时成像在同一个探测器上， 而且具有较大的动态范围。探测器选择响应近红外光谱段的光电探测器件，如可以采用近红外CCD(Charge Coupled Devices,电荷耦合器件)，也可以采用 近红外APS ( Active Pixel Sensor,有源像素传感器)。参看图l所示，所述的低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器方 案包括光学测量部分、惯性测量部分、信息处理与校正三个功能模块。对于光学测量模块，由于地球张角较大， 一般大于120。，所以采用单一镜 头成像将造成分辨率降低，精度下降，而且过大的视场角会使边缘视场像面照 度下降幅度过大，造成不匹配。因此对于低轨道卫星的自主导航敏感器测量光 学系统要设计成复合^L场，如可以在视场圆周方向上通过折转反射镜构建若干 个如6个到8个子系统，每个子系统分别对地球的一部分边缘成像，地球整个 边缘提取要通过多个子系统成像提取再变换合成得到。中心视场区域为恒星成 像区域，边缘视场区域为地球成像区域。低轨道敏感器单个地球边缘成像子系统和恒星成像通道复合的原理图参 见附图2。 7为单个子成像系统视场范围，可见在地球近红外视见平面径向方 向上覆盖了地球边缘及其周围地域，在绕光轴360°范围内均匀分布若干个如6 个同样的子成像系统。这样通过地球成像折转反射镜24和25折转在探测器像 面可以得到相应数量的地球边缘局部图像，如图2中9所示。光学成4象系统是 同一个，两个通道靠着转反射镜通过视场分割来实现，两个通道的交角可以随 使用要求确定。成像镜头的透过是对于近红外光光谱的。两个通道的光亮度平 衡通过两种方式实现 一是调整两个通道的入口和折转反射镜之间的光学透过 率来实现；二是通过在探测器像平面附近加透过率区域变化滤光片实现，这种 滤光片对于同样的近红外光i普段在中心区域和边缘区域具有不同的透过率，在 中心恒星成像圆形区域的透过率尽可能大，在地球成像边缘环形视场内的透过 率要减小到适当的范围。设探测器的响应包括近红外的镨段为从h到；u，设光学成像镜头部分的 光谱透过率为/Y;i),探测器光谦响应率为irw，地球成像子系统除了镜头以 外部分透过率为re(^人恒星成像通道除了镜头外的部分透过率为r<;U，在 入射敏感器前地球的亮度范围从弱到强为丄^~a,探测的最弱恒星在入射敏感器前的亮度范围从弱到强为^/ 丄《,探测器的动态范围为"，地球通道的综合能量转换系数为^，恒星通道的综合能量转换系数为^，则有〖2尸(季(义)7;(义;ne'......................................................(i)V (， = e2......................................................(2)...............................................................................(3)込(^+^)ag,(^2+^)..................................................(4)选择确定re和"，使得上面不等式(3)和近似式(4)成立。3个互为正交的MEMS陀螺各自的测量轴安装要求分别与探测器成像坐 标系三个轴x、 y、 z平行，它们各自产生的零漂移误差分别由星敏感器测量信 息校正，校正方法采用滤波方法，如扩展的卡尔曼滤波方法。敏感器将输出3 个MEMS陀螺的近实时角速率和姿态角信息，误差校正和信息处理将在信息 处理与误差校正处理单元中完成。3个互为正交的MEMS加速度计的安装方式与3个MEMS陀螺相同，也 是将3个测量轴分别平行于成像坐标系三个轴x、 y、 z。 3个加速度计分别测 量x、 y、 z三个轴的瞬时加速度，由此两次积分得到卫星相对初始位置的位移 参量。以上计算在信息处理与误差校正处理单元中完成。信息处理与误差校正处理单元组件是敏感器的信息处理器，负责恒星通道 的星图匹配和地球通道的地心矢量和地球视角半径提取，还负责恒星敏感器测 量的恒星矢量对MEMS陀螺的零漂移校正和加速度计的积分运算。该方案将光学姿态和地球视角半径测量与惯性姿态和加速度测量结合在 一起，统一了测量基准，减小了测量系统地系统误差；同时对MEMS陀螺的 零漂移近实时校正提高了测量精度。由星敏感器和地球敏感器可以得到高精度 的恒星矢量和地心矢量，因此可以得到高精度的三轴姿态测量结果，同时利用 地球敏感器通道可以测量出地球的视角半径，再通过地球图4象提取和光学性能 参数测试结果可以推算出来飞行轨道高度，但是它们是离散值。采用三轴 MEMS陀螺可以得到非常高的姿态变化分辨率，但是它存在较大的零值漂移， 因此只要校正了零漂移就可以得到高精度的MEMS陀螺姿态测量结果。由于 MEMS陀螺与星敏感器和地球敏感器测量像面坐标轴平行安装，因此具有与星敏感器同测量基准，由星敏感器测量的高精度惯性空间姿态可以很好地校正MEMS陀螺的漂移，这是本方案的一个特点。在全阴影区的导航测量不受近红外光谱段的限制，地球近红外辐射能量很 强，足够使地球敏感器继续工作，只不过地球边缘辐射强度变化在阳照区和阴 影区不同。在阳照区和阴影区之间存在地球边缘近红外辐射层宽度变化，将对 姿态提取精度有影响，为减小其影响，这段较小的时间间隔可以采用轨道外推 算法和加速度计测量卫星相对位移变化，进行基于星敏感器、MEMS陀螺、 MEMS加速度计的自主导航。所涉及的发明方案解决了静态自主导航测量的高 精度、近实时、低成本、全自主、全天时等问题，具有以下优点(1) 恒星敏感器和地球敏感器采用近红外光i普段可兼顾阳照区和阴影区姿态测量，增强了敏感器功能；(2) 采用发明所涉及的分光板光镨透过段的优化分配方法可以兼顾不同 亮度的测量目标采用同 一个光学系统和同 一个探测器成像。(3) 采用星敏感器、地球敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计同基准 安装可以减小测量的系统误差，提高测量精度。(4) 采用MEMS陀螺、MEMS加速度计可以使得在地球阳照和阴影交 界附近的姿态和位置测量精度得到提高；(5) 采用星敏感器高精度测量信息随时校正陀螺的零漂移，可以得到近 实时的高精度三轴姿态信息。(6) 采用光学和惯性测量组合一体化设计可以减小尺寸重量和功耗，多 敏感器信息处理与误差校正处理可以节约资源，发挥信息融合的优 势。可以全天时完成全自主导航测量，在阳照区和阴影区均可以采用星敏感 器、地球敏感器、MEMS陀螺和加速度计实现全自主测量。光学测量成像组件l主要是对于地球和恒星成像的，由于低轨道应用，要求对地球成像具有足够大的视场角，采用折转反射镜压缩成像视场，例如可以使超过110。-150。的环形视场压缩在30。到70。范围内。如图2所示，恒星敏感 通道通过恒星成像的折转反射镜23转折到成像镜头的中心成像区域，地球边 缘视场范围7通过地球成像折转反射镜24、 25压缩到成像镜头视场以内，并 成像到探测器像面21的外部边缘环形视场内。能够在地球成像视场以外再扩 展一个环形视场，使得恒星在环形视场内成像，地球通道视场和恒星通道视场 的大小确定主要以全天球任何一次捕获恒星在探测器上成像数量不少于3颗的 概率大于99%为标准，同时要求地球边缘像外留有不小于5。的余地。对于地 球图像主要提取边缘信息并拟合出来地心矢量和计算地球视角半径。对于恒星 图像主要提取星点能量中心坐标进行星图匹配提取恒星矢量。由于地球张角较大，随着轨道高度而不同，如一般大于120。，所以采用单 一镜头成像将造成分辨率降低，精度下降，而且过大的视场角会使边缘视场像 面照度下降幅度过大，造成不匹配。因此对于低轨道卫星的自主导航敏感器测 量光学系统要设计成复合视场，即在视场圆周方向上通过折转反射镜构建若干 个如6个到8个子系统，每个子系统分别对地球的一部分边缘成像，地球整个 边缘提取要通过多个子系统成像提取再变换合成得到。中心视场区域为恒星成 像区域，边缘视场区域为地球成像区域。低轨道敏感器单个地球边缘成像子系统和恒星成像通道复合的原理图参 见图2。图中21为成像光学系统；22为探测器成像面；23为恒星成像通道折转 反射镜；24为地球成像通道子成像系统折转反射镜之一；25为地球成像通道 子成像系统折转反射镜之二； 6为被成像恒星；7为地球成像通道子成像系统 视场范围；8为地球视平面(在轨道上观测点所视见的地球平面)；9为成像 面内地球图像；IO为成像面内恒星图像；11为各个子成像系统的分界结构在 成像面上的投影。图3表示了光学测量部分4象面坐标系与MEMS陀螺和MEMS加速度计测 量轴的关系。31为探测器成像面，其坐标系xyz作为测量基准，探测器的光敏面安装在光学系统的成像面上，并固定在敏感器的支撑结构上。32为恒星敏感器和地球敏感器共用光学系统(即镜头)；3为MEMS惯性测量组件，包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交 安装的加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的 MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，如图3所示，图中31为探测器成像 面，x、 y、 z分别为探测器像面坐标轴；32为恒星敏感器和地球敏感器共用光 学系统；33为3个互为正交的MEMS陀螺；34为3个互为正交的MEMS加 速度计。3个MEMS陀螺分别安装在与 xy、 xz、 yz平4亍的平面内，各自的观、J 量轴xi、 yi、 zi分别与相应的x、 y、 z轴平行；3个MEMS加速度计分别安装 在与xy、 xz、 yz平行的平面内，各自的测量轴X2、 y2、 Z2分别与相应的x、 y、 z轴平行。在这个条件下各个惯性测量敏感器的安装位置可以进行调整。图1中，4为信息处理与误差校正处理单元，这里采用信息处理器对各个 敏感器信息进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校 正。最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信 台在图1和图2中5为地球敏感器的捕获对象一地球的近红外辐射视见平 面。6为恒星敏感器的捕获对象一恒星。7为地球边缘成像子系统的视场范围。 8为地球近红外视见平面。再参看图2为低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器方案原理 图。图中21为成像探测器成像面，为近红外响应谱段的数字光电成像器件， 如CCD( Charge Coupled Devices,电荷耦合器件)和近红外APS ( Active Pixel Sensor,有源像素传感器)等。22为恒星敏感器和地球敏感器共用的光学系统， 采用近红外光设计语段。构成上述发明的各个功能组件，如静态成像地球敏感器、星敏感器、MEMS 陀螺、MEMS加速度计可以基于信息处理单元单独地或者任意组合应用，以满足 不同的使用目的。如星敏感器组件可以单独使用，也可以与静态成像式地球敏 感器联合使用，还可以和静态成像式地球敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计三者之一或之二组和使用，输出相应信息。当上述发明减少组件种类的情 况下，相应种类组件非共用部分可以取掉。如若仅需要地心矢量测量时，透过 率区域变化滤光片及其相关结构可以去掉，图像处理软件中的星敏感器相关部分可以去掉，MEMS组件均可以去掉。上述发明所述的系统除了在绕地球和月球飞行姿态确定和位置确定外，还 可以应用于其它天体的绕飞的姿态和自主导航测量。然而，上述的说明，仅为本发明的实施例而已，非为限定本发明的实施例； 凡熟悉该项技艺的人士，其所依本发明的特征范畴，所作出的其它等效变化或 修饰，如尺寸大小、材料选择、或形状变化、功能组件的类型和数量的增减等， 皆应涵盖在以下本实发明所申请专利范围内。
权利要求
1. 一种低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统，其特征在于其包括包括光学测量成像组件、红外光探测器焦平面组件、惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件；其中所述的光学测量成像组件包括成像镜头，恒星成像的折转反射镜和地球成像折转反射镜；所述的红外光探测器焦平面组件的探测器的光敏面安装在光学测量成像组件的成像面上，探测器焦平面组件将固定在敏感器系统的支撑结构上，所述的MEMS惯性测量组件则包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计；所述的信息处理与误差校正处理单元组件是采用信息处理器对各个敏感器信息进行处理，其将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正；最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息。
2. 根据权利要求1所述的低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感 器系统，其特征在于低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统中的 星敏感器和近红外光静态成像式地球敏感器通过采用透过率区域变化滤光片 共用所述的光学成像组件和探测器焦平面组件，所述的透过率区域变化滤光片 紧靠探测器窗口安装，探测器视场分割使用，边缘区域为近红外光静态成像式 地球敏感器使用，用来对地球成像，中心区域为星敏感器使用，用来对近红外 谱段恒星成像；所述的星敏感器是一种通过对恒星成像提取与标准星图库匹配 得到其光轴相对于惯性空间的指向矢量的；所述的近红外光静态成像式地球敏 感器是一种通过对地球成像提取地球中心矢量的；上述星敏感器和近红外光静 态成像式地球敏感器都拥有共同的像面坐标系，其Z轴沿光轴指向地球方向， 其X轴和Y轴分别与探测器阵列的行和列方向一致。
3. 根据权利要求1所述的低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感 器系统，其特征在于低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统中所 述的3个MEMS陀螺分别安装在与像面坐标系三个轴平行的三个正交轴方向 上；3个MEMS加速度计的三个安装轴与星敏感器像面坐标系三个轴方向一致；所述的MEMS陀螺和MEMS加速度计它们的安装轴与星敏感器和近红外 光静态成像式地球敏感器像面坐标系三个坐标轴方向一致。
4.根据权利要求1所述的中高轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏 感器系统，其特征在于组成系统的各个功能组件分别是星敏感器、近红外光静 态成像式敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度计，它们都能基于信息处理单 元单独或者任意组合搭配应用。
全文摘要
本发明提供一种低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统，其包括光学测量成像组件、红外光探测器焦平面组件、惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件；其中所述的光学测量成像组件包括成像镜头，恒星成像的折转反射镜和地球成像折转反射镜。其主要解决低轨道航天器不依赖于卫星导航系统的三轴姿态和轨道高度一体化高精度实时测量问题。其采用近红外透镜或者反射镜系统大视场平场成像克服了现有技术紫外敏感器存在的近红外光学系统复杂和成本高的缺点，通过采用透过率区域变化滤光片解决了恒星和地球亮度巨大差异带来的大动态范围探测问题。采用光学和惯性测量组合一体化设计可以减小尺寸重量和功耗，多敏感器信息处理与误差校正处理可以节约资源，发挥信息融合的优势。
文档编号G01C21/24GK101275846SQ20071009100
公开日2008年10月1日 申请日期2007年3月29日 优先权日2007年3月29日
发明者郝云彩 申请人:北京控制工程研究所