CN101236092A - 紫外导航敏感器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种紫外导航敏感器，所述的紫外导航敏感器采用具有两个谱段的光学***对不同目标成像到同一光电探测器靶面各自独立区域，同时分为两个独立视场通道分别对地球、恒星进行成像；光电探测器将地球、恒星图像转换成模拟信号输出；电路***对所述的模拟信号进行采样、提取及转换后得到数字图像；最后图像与姿态计算单元分别对紫外地球信息与可见光恒星信息进行处理，并计算得到卫星导航需要的地心矢量、轨道高度与惯性姿态。本发明利用分谱段、分视场、分成像区域技术解决了光学敏感器对地球、恒星在同一靶面上的同时成像问题。此外，本发明具有正常成像模式和binning成像模式，增强了***探测灵敏度，提高了数据更新率。

Description

紫外导航敏感器
技术领域
本发明涉及一种紫外导航敏感器，属于航天器上姿态轨道控制***中的光学敏感器领域。
背景技术
随着成像探测器件以及处理器技术的快速进步，航天器姿态敏感器逐渐由单元扫描式向成像式发展，而且随着成像式恒星敏感器、成像式地球敏感器、成像式月球敏感器的成功在轨飞行，光学敏感器开始向更广泛功能——光学自主导航敏感器方向发展。它既可以给出三轴卫星姿态又可以给出轨道位置，可以大大减小地面测控站的负担，增强航天器自主能力与生存能力是航天器智能控制***的重要组成部分。
美国在90年代研制的MANS***利用日、地、月信息实现航天器自主导航，后来还有HoneyWell公司开发的ERADS***，利用统一的紫外谱段地球、恒星进行姿态、轨道确定；德国在2001年左右研制了地球/恒星组合导航敏感器。
美国专利号：US5837894，名称：Wide Field of View Sensor with diffractiveOptical Corrector，该专利公开了一种利用紫外谱段的三轴姿态敏感器，未进行恒星、地球视场通道与成像区域的划分，使得信息处理中地球与恒星的处理与识别非常困难；此外它使用统一的紫外谱段使得恒星及地球能量较弱，必须增加象增强器进行信号放大才能正常成像。
美国专利号：US5319969，名称：Method for determining 3-axis spacecraftattitude，该专利介绍了一种利用紫外谱段姿态敏感器的三轴姿态确定方法，包括图像预处理、亮边缘提取与姿态计算，不足在于它需要星历信息在轨计算地球成像模型、并通过测量信息比较才能得到姿态角，比较繁琐。
美国专利号：US5189295，名称：Three axis earth/star sensor，该专利介绍了一种利用可见光谱段的三轴姿态敏感器，其不足在于对地球使用可见光谱段敏感容易受到大气影响而带来误差，另外未进行成像区域的分割使得后续星点提取与地球边缘提取非常困难。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于地球卫星的紫外导航敏感器，该导航敏感器利用分谱段、分视场、分成像区域技术解决了光学敏感器对地球、恒星在同一靶面上的同时成像问题。此外，本方明具有正常成像模式和binning成像模式，增强了***探测灵敏度，提高了数据更新率。
本发明的技术解决方案是：所述的紫外导航敏感器采用具有两个谱段的光学***对不同目标成像到同一光电探测器靶面各自独立区域，所述的光学***分为两个独立视场通道分别对地球、恒星进行成像；光电探测器将地球、恒星图像转换成模拟信号输出；电路***对所述的模拟信号进行采样、提取及转换后得到数字图像；最后图像与姿态计算单元分别对紫外地球图像信息与可见光恒星图像信息进行处理，通过计算得到卫星导航需要的地心矢量、轨道高度与惯性姿态。
所述的光学***包括斜装反射镜、平面反射镜、N面锥反射镜、N个滤光镜、组合球透镜、二元光学器件、光纤组合面板；所述的光纤组合面板为曲面，由环形视场光纤面板和中心视场光纤面板组成，中心视场光纤面板置于环形视场光纤面板中并保持同心，中心视场光纤面板的曲面低于环形视场光纤面板的曲面；环形视场的光线经滤光镜滤光后射入N面锥反射镜，入射光线由N面锥反射镜反射至平面反射镜，再由平面反射镜反射进入组合球透镜成像，该成像经环形视场光纤面板展平后进入光电探测器进行光电转换；中心视场的光线经斜装反射镜反射后直接进入组合球透镜成像，该成像经中心视场光纤面板展平后进入光电探测器进行光电转换；所述的N为4～10的自然数。
所述的图像与姿态计算单元对紫外地球图像信息的处理流程为：对地球图像进行亮度分析，对满足要求的图像进行外地球边缘点提取，根据边缘点性质进行真边缘点的确定，最后利用最小二乘法进行地心矢量、轨道高度的拟合运算和姿态计算。
所述的图像与姿态计算单元对可见光恒星图像信息的处理流程为：对恒星星图进行图像预处理，然后进行星点坐标提取，根据星点提取的坐标值按照星点亮度进行质心序列排序，再进行星图识别，从最亮星开始计算视场内对应角距，按照多星间角距大小对星图进行识别，最后利用多星进行三轴惯性姿态角的最优估计。
所述的图像与姿态计算单元具有对正常成像模式与binning模式两种成像模式兼容的处理能力，其中binning模式输出像元合并后图像，信息处理通过星点角距放大、误差容限放大方式实现了binning模式下使用正常模式同一星表与算法的星图识别；通过位置反算实现了标定数据的使用。
所述紫外导航敏感器的电路***包括头部电路、数字处理电路；所述的头部电路具有积分时间调节、增益调节以及像元合并binning模式设置能力；头部电路包括时序控制电路、驱动电路、光电探测器电路、视频处理电路，时序控制电路产生需要的时序和控制光电探测器的积分时间，并为视频处理电路提供控制时序；驱动电路接收时序电路产生的时序，功率驱动光电探测器工作；光电探测器电路接受驱动时序的驱动，对地球、恒星图像转换输出模拟视频信号；视频处理电路对模拟图像信号进行差分去直流、两次放大、双相关采样CDS、增益变换、阈值控制，经过AD转换变换成数字图像信号，再转换成便于传输的差分信号，存入数字处理电路的图像存储器中，供数据处理电路进行处理、计算；所述的数字处理电路包括DSP、FPGA、EEPROM、SROM、PROM、通讯接口，其中EEPROM放置星表与标定数据，DSP处理器按照PROM中固化的图像处理与姿态计算算法程序对头部电路输入的数字图像进行处理，最后将处理结果经通讯接口输出给导航计算机。
所述紫外导航敏感器的光学***还包括中心视场遮光罩、环形视场遮光罩，中心视场遮光罩与斜装反射镜固联防止杂光入射，环形视场遮光罩与N面锥反射镜固联防止杂光入射。
所述紫外导航敏感器的光学***还包括N个子视场隔离板，每个子视场隔离板分别对应N面锥反射镜的每个棱面，所述的N为4～10的自然数。
所述的光学***的斜装反射镜采用45°反射镜。
所述的两个谱段的光学***对不同目标成像到同一光电探测器靶面各自独立区域，即：采用紫外谱段对地球进行成像，成像区域位于光电探测器靶面外环部分；采用可见光谱段对恒星进行成像，成像区域位于光电探测器靶面中心区域。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本方明使用双谱段技术解决了光学敏感器对地球、恒星在同一靶面上的同时成像问题，对地球成像通道使用稳定的紫外谱段，对恒星成像通道使用可见光谱段，既达到了两个通道能量平衡又实现了对两种不同目标的优选谱段；与已有全可见光谱段成像技术相比提高了地球成像质量，与全紫外谱段成像技术相比提高了恒星成像质量。
(2)本发明光学***光纤组合面板采用环形视场组合面板和中心视场组合面板的结构形式，中心视场组合面板可以接收恒星的可见光，环形视场组合面板可以接收地球的紫外光，能够实现双像面、双光谱接收，相比现有技术提高了紫外导航敏感器的光谱接收范围。
(3)本方明使用分视场、分成像区域技术将视场空间分为地球通道、恒星通道，成像空间分为相互独立的地球成像区域、恒星成像区域，与已有的技术相比使得地球与恒星的信息处理工作难度大大简化。
(4)本发明同时具有正常成像模式和binning成像模式以及对应的处理算法，增强了***探测灵敏度，提高了数据更新率。
(5)本发明直接由所拍摄图像进行图象处理、边缘提取与最小二乘得到地心矢量与轨道高度，相比已有技术本发明不需要先验地球星历信息，从而使计算量得到了简化。
(6)本发明在头部电路上实现了积分时间、增益的在轨自主调节，与现有技术相比更能适应目标亮度变化较大的情况。
附图说明
图1为本发明的紫外导航敏感器整体结构图；
图2为本发明的紫外导航敏感器工作原理图；
图3为本发明的光学***结构及原理图；
图4为本发明的光纤组合面板结构图；
图5为本发明二元光学器件计算结果图；
图6为本发明的头部电路组成框图；
图7为本发明的数字处理电路组成框图；
图8为本发明的图像与姿态计算单元信息处理整体流程图；
图9为紫外地球的信息处理流程图；
图10为可见光恒星的信息处理流程图。
图1中：101为恒星视场通道，102为恒星视场遮光罩，103为紫外地球视场通道，104为地球视场遮光罩，105为机箱；
图3中：1为斜装反射镜，2为平面反射镜，3为N面锥反射镜，4为N个滤光镜，5为组合球透镜，6为二元光学器件，7为光纤组合面板，8为CCD光电探测器，9为中心视场遮光罩，10为环形视场遮光罩，11为子视场隔离板；
图4中：31为环形视场光纤面板，32为中心视场光纤面板。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细地描述：
图1为本发明的紫外导航敏感器整体结构图。该紫外导航敏感器包括光学***、电路***、图像与姿态计算单元。图像处理与姿态计算算法固化在电路***的PROM芯片中，光学***、电路***固连形成一体化整机***，整机对外接口有RS422串口、Jtag仿真口、一次电源口，分别连接导航计算机、仿真器及一次电源。电路***包括头部电路、数字处理电路；头部电路将光信号转换为电信号，并经过视频处理与AD转换变为数字图像信号；数字处理电路完成数字图像信号的信息处理并输出给导航计算机处理结果。
图2为本发明的紫外导航敏感器工作原理图。紫外波段的地球图像经八面镜反射和可见光波段的恒星图像经45°反射镜后，通过球透镜，照射到CCD敏感元件，经过光电转换变为视频模拟信号，之后进行视频处理与放大、再通过AD电路转换成数字信号，经差分传输存入DPU机箱中的图像存储器中，供数据处理单元进行处理，数字处理单元中的DSP处理器按照PROM中的算法对数字图象进行处理与计算，此外还将数字图像存入暂存区通过1553B总线进行图像下传。
图3为本发明的光学***结构及原理图。光学***主要完成空间光信号的采集、聚焦并最后成像在CCD靶面上，由45°反射镜1、平面反射镜2、N面锥反射镜3、N个滤光镜4、组合球透镜5、二元光学器件6、光纤组合面板7、中心视场遮光罩9、环形视场遮光罩10、N个子视场隔离板11组成，中心视场遮光罩9与45°反射镜1通过特殊的航天用胶和螺钉固连，45°反射镜1与平面反射镜2采用螺钉固连，平面反射镜2与N面锥反射镜3形成二面镜反射阵列***，环形视场遮光罩10安装在N面锥反射镜3外部，N个滤光镜4中每个滤光镜4对应N面锥反射镜3的一个锥面，N个子视场隔离板11中每个子视场隔离板11分别对应N面锥反射镜3的每个棱面，二元光学器件6安装在组合球透镜5的两个半球之间，组合球透镜5与二面镜反射阵列***组成光学成像***，光纤组合面板7与光电探测器(CCD)8粘贴组成光电转换***；所述的N为4～10的自然数。
图4为本发明的光纤组合面板结构图。光纤组合面板7为曲面，由环形视场光纤面板31和中心视场光纤面板32组成，中心视场光纤面板32置于环形视场光纤面板31中并保持同心，为了保证紫外光和可见光在光纤组合面板7上的成像不出现像差，需要对紫外波段像面往前移动，这样使得中心视场光纤面板32的曲面要低于环形视场光纤面板31的曲面。
本发明工作时，环形视场的光线经滤光镜4将工作波段外的光谱滤掉后射入N面锥反射镜3，入射光线由N面锥反射镜3反射至平面反射镜2，再由平面反射镜2反射进入组合球透镜5、二元光学器件6成像，该成像经环形视场光纤面板31展平后进入光电探测器(CCD)8进行光电转换；中心视场的光线经45°反射镜1反射后直接进入组合球透镜5、二元光学器件6成像，该成像经中心视场光纤面板32展平后进入光电探测器(CCD)8进行光电转换。
本实施例采用八面锥反射镜，八个滤光镜、八个子视场隔离板，其中八面锥反射镜的锥角设计成20°，使得环形视场的入射角度为110°～150°，中心视场和环形视场都有遮光罩，可有效防止中心视场和环形视场外杂光引起的相互干扰；由滤光镜提取有效工作波段，可选择性强；8个子视场组成的反射阵列较6个子视场增加了2个计算参量，有利于提高测量精度。
紫外恒星与地球的紫外辐射能量上相差较大，这就要求CCD的感光动态范围很大，不然要在一个CCD上同时处理两个目标像难度较大，地球边缘紫外辐射能量较恒星可见光的辐射能量强，为了敏感到恒星，因而要求光学***要有大的相对孔径，才能保证光学***能够接收更多的目标辐射。为了克服这些困难，本实施例选择可见光波段500nm～800nm作为恒星工作波段；选择355～365nm作为观测地球工作波段，这两个波段的辐射从能量上计算都在CCD探测器的工作动态范围之内，但是要一个光学***完成两个波段同时成像，这是一个双光谱成像的重要的技术问题，一般常规镜头不容易实现。本发明采用球透镜与二元光学器件组成透镜***，其中球透镜镜头材料选用蓝宝石，该材料抗冲击、耐腐蚀、耐高温，在短波范围折射率大，有利于消除光学***球差，与二面镜反射阵列***构成超大视场角光学***，二元光学器件在孔径光栏处的平面上，孔径光栏大小为φ6mm，球透镜口径为φ19mm，光学***的相对孔径接近1/1。二元光学器件台阶形状如图5所示，采用八台阶，台阶周期数为22，最小线宽为10μm，可见光波段中心波长为O.550μm，这样利用二元光学器件和球透镜组成的透镜***将两个不同波段的光谱衍射在光纤组合面板上，球透镜***中加入二元光学器件可消除光学***中的像差，提高***中的成像质量。由于两个像面离开一定的距离，将光纤组合面板的中心视场组合面板和环形视场组合面板的曲率半径设计为12.980±0.01mm，并使中心视场光纤面板的曲面要低于环形视场光纤面板的曲面0.18±0.01mm，保证了两个视场的衍射像均为一级衍射像。
图6为本发明的头部电路组成框图，头部电路包括时序控制电路、驱动电路、CCD电路、视频处理电路，时序控制电路产生CCD需要的时序和控制CCD的积分时间，并为视频处理电路提供控制时序；驱动电路接收时序电路产生的时序，功率驱动CCD工作；CCD电路接受驱动时序的驱动，对地球、恒星图像转换输出模拟视频信号；视频处理电路对模拟图像信号进行差分去直流、两次放大、双相关采样CDS、增益变换、阈值控制，经过AD转换变换成数字图像信号，再转换成便于传输的差分信号，存入数字处理电路的图像存储器中，供数据处理电路进行处理、计算。其中，CCD要求宇航级，可以适应空间环境，对紫外光谱灵敏度高，要求具有较高的量子效率，本实施例采用E2V公司的47-20芯片；FPGA采用Xilinx公司的XC2S50TQ144生成时序、产生各种控制信号，视频处理电路采用对管前放、CDS、折线放大的方案。CDS电路选用采样嵌位和采样方法的成熟器件TH7982AVWB90NB。可变增益放大器电路具有增益折线放大和增益普调两种功能。AD选用AD9220，其为双路12位模数转换器，CCD信号经AD转换为数值信号后，再进行了差分转换实现差分传输，之后输出给数字处理电路。其中像元合并功能(binning)的实现方法是先将需要合并的像元在读出寄存器中进行临近行合并，然后再进行临近像元合并，合并行的数量和合并像元的数量可以调整，像元合并功能可以提高***探测灵敏度，同时提高数据更新率。
图7为本发明的数字处理电路组成框图，包括DSP、FPGA、EEPROM、SROM、PROM、通讯接口，DSP处理器执行PROM中固化的图像处理与姿态计算算法程序，对头部电路输入的数字图像进行处理，最后将处理结果经通讯接口输出给导航计算机。DSP使用TEMIC公司的TSC21020F；中间变量SRAM用于存放软件运算的中间数据和堆栈等。采用1片UTMC公司的512k×32bits的SRAM芯片UT9Q512K32。EEPROM用于存放应用软件使用的数据表和标定数据等静态数据，数据以32位格式存储。采用1片White公司的128k×32bits的EEPROM芯片WE_E128K32N；时钟电路使用16M晶振为DSP处理器提供基准时钟，复位及看门狗电路使用MAXIM公司军品器件MAX706。FPGA选用ALTERA公司的EPF10K50，完成功能对原始图像SRAM和中间图像SRAM进行控制，完成应有操作。头部控制指令分为三种：积分时间、增益、binning模式设置指令和光积分开始指令。中间图像SRAM用于存储探头图像并准备通过1553B总线下传的图像数据。采用2片3Dplus公司的1M×16bits的SRAM芯片MMSR16001604SSC。原始图像SRAM用于存储头部积分的图像数据。采用1片3Dplus公司的1M×16bits的SRAM芯片MMSR16001604SSC，图像数据为1M×12bits。1553B芯片选用BU-61580，BU-61580的READYD管脚经FPGA反向后与DSP的DMACK管脚相连。RS422串口利用82C52芯片，通讯的波特率为115.2kbps。
图8为本发明的图像与姿态计算单元信息处理整体流程图。它由紫外地球信息处理以及恒星星图处理两部分组成，整体流程按照串行计算实施，首先对地球图象区域进行处理计算地心矢量与轨道高度，然后对恒星图象区域进行处理计算三轴惯性姿态。其中模式设置分为正常模式与binning模式，当为binning模式时星图中角距计算以及角距误差容限需要按照像素合并量进行放大，这样保证信息处理过程中可使用正常模式的星表与识别算法，同样在标定数据应用中通过位置反算方式把binning模式下坐标映射到正常图像坐标，由此可以使得两种计算模式使用同一组标定数据。
图9为紫外地球的信息处理流程图。首先进行图象分析，包括强杂光判断与直方图分析，当太阳等杂光进入时CCD图像会产生拖尾以及大面积杂光污染，此模块将根据强光下成像模型实现对上述状态的判断并给出标记，当强光标记处于使能状态则返回不进行后续信息处理。根据直方图结果获得图像背景阈值与目标平均亮度，根据阈值判断目标有效信息量大小，若信息低于计算要求则返回不进行后续处理。之后转入饱和判断，根据外环各个分视场的边界像素亮度判断紫外地球成像是否超出视场成像区域，是则转入极性判断，事先由地面预先设定每个分视场饱和下的极性逻辑，根据此逻辑进行姿态角的极性判断，否则对图像进行边缘提取，提取出地球图边缘点，依据边缘点与晨昏线的成像差异与模型特征进行真边缘确定，之后对真边缘点按照标定数据进行位置精度补偿，然后用最小二乘算法进行地心矢量、轨道高度的最优拟合，由地心矢量计算对地两轴姿态角，最后按照姿态有效性模型计算此次运算的姿态品质等级并输出姿态。姿态测量算法参考文章“环月卫星成像敏感器对月姿态确定算法”，空间科学技术，vol26，no.6，2006.
图10为可见光恒星的信息处理流程图。首先进行图像预处理，对恒星星图进行图像增强，可使用包括直方图拉伸等方法，另外统计像素亮度计算背景阈值。并按照此阈值进行星点坐标提取，过程中将根据恒星尺寸、长宽比等特征去掉噪声点。根据星点提出的个数若大于等于3则进行后续处理，否则星点数目不够程序返回。根据星点提取的坐标值按质心算法进行星点中心的亚像素级确定，并按照星点亮度进行质心序列排序。按照K矢量算法从最亮星开始计算视场内对应角距组，然后搜索每一个角距的可能星组，对视场内的计算角距与存储角距进行比较，若差值在阈值以内则认为匹配成功否则认为失败，结合金字塔识别算法确定星点在星表中位置。最后对姿态阵特性进行姿态正确性判断，错误则返回，否则输出三轴惯性姿态。星图识别算法参见文章“Search-lessalgorithm for star pattern recognition”Journal of Astronaut Sciences，45，2，1997，p179-194。
本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (11)

1、紫外导航敏感器，其特征在于：所述的紫外导航敏感器采用具有两个谱段的光学***对不同目标成像到同一光电探测器靶面各自独立区域，所述的光学***分为两个独立视场通道分别对地球、恒星进行成像；光电探测器将地球、恒星图像转换成模拟信号输出；电路***对所述的模拟信号进行采样、提取及转换后得到数字图像；最后图像与姿态计算单元分别对紫外地球图像信息与可见光恒星图像信息进行处理，通过计算得到卫星导航需要的地心矢量、轨道高度与惯性姿态。
2、根据权利要求1所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述的光学***包括斜装反射镜(1)、平面反射镜(2)、N面锥反射镜(3)、N个滤光镜(4)、组合球透镜(5)、二元光学器件(6)、光纤组合面板(7)；所述的光纤组合面板(7)为曲面，由环形视场光纤面板(31)和中心视场光纤面板(32)组成，中心视场光纤面板(32)置于环形视场光纤面板(31)中并保持同心，中心视场光纤面板(32)的曲面低于环形视场光纤面板(31)的曲面；环形视场的光线经滤光镜(4)滤光后射入N面锥反射镜(3)，入射光线由N面锥反射镜(3)反射至平面反射镜(2)，再由平面反射镜(2)反射进入组合球透镜(5)成像，该成像经环形视场光纤面板(31)展平后进入光电探测器进行光电转换；中心视场的光线经斜装反射镜(1)反射后直接进入组合球透镜(5)成像，该成像经中心视场光纤面板(32)展平后进入光电探测器进行光电转换；所述的N为4～10的自然数。
3、根据权利要求1所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述的图像与姿态计算单元对紫外地球图像信息的处理流程为：对地球图像进行亮度分析，对满足要求的图像进行外地球边缘点提取，根据边缘点性质进行真边缘点的确定，最后利用最小二乘法进行地心矢量、轨道高度的拟合运算和姿态计算。
4、根据权利要求1所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述的图像与姿态计算单元对可见光恒星图像信息的处理流程为：对恒星星图进行图像预处理，然后进行星点坐标提取，根据星点提取的坐标值按照星点亮度进行质心序列排序，再进行星图识别，从最亮星开始计算视场内对应角距，按照多星间角距大小对星图进行识别，最后利用多星进行三轴惯性姿态角的最优估计。
5、根据权利要求1或3或4所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述的图像与姿态计算单元具有对正常成像模式与binning模式两种成像模式兼容的处理能力，其中binning模式输出像元合并后图像，信息处理通过星点角距放大、误差容限放大方式实现了binning模式下使用正常模式同一星表与算法的星图识别；通过位置反算实现了标定数据的使用。
6、根据权利要求1所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述紫外导航敏感器的电路***包括头部电路、数字处理电路；所述的头部电路具有积分时间调节、增益调节以及像元合并binning模式设置能力；头部电路包括时序控制电路、驱动电路、光电探测器电路、视频处理电路，时序控制电路产生需要的时序和控制光电探测器的积分时间，并为视频处理电路提供控制时序；驱动电路接收时序电路产生的时序，功率驱动光电探测器工作；光电探测器电路接受驱动时序的驱动，对地球、恒星图像转换输出模拟视频信号；视频处理电路对模拟图像信号进行差分去直流、两次放大、双相关采样CDS、增益变换、阈值控制，经过AD转换变换成数字图像信号，再转换成便于传输的差分信号，存入数字处理电路的图像存储器中，供数据处理电路进行处理、计算；
所述的数字处理电路包括DSP、FPGA、EEPROM、SROM、PROM、通讯接口，其中EEPROM放置星表与标定数据，DSP处理器按照PROM中固化的图像处理与姿态计算算法程序对头部电路输入的数字图像进行处理，最后将处理结果经通讯接口输出给导航计算机。
7、根据权利要求1或2所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述紫外导航敏感器的光学***还包括中心视场遮光罩(9)、环形视场遮光罩(10)，中心视场遮光罩(9)与斜装反射镜(1)固联防止杂光入射，环形视场遮光罩(1O)与N面锥反射镜(3)固联防止杂光入射。
8、根据权利要求1或2所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述紫外导航敏感器的光学***还包括N个子视场隔离板(11)，每个子视场隔离板(11)分别对应N面锥反射镜(3)的每个棱面，所述的N为4～10的自然数。
9、根据权利要求2或7所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述的光学***的斜装反射镜(1)采用45°反射镜。
10、根据权利要求1所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述的两个谱段的光学***对不同目标成像到同一光电探测器靶面各自独立区域，即：采用紫外谱段对地球进行成像，成像区域位于光电探测器靶面外环部分；采用可见光谱段对恒星进行成像，成像区域位于光电探测器靶面中心区域。
11、根据权利要求1或2或6或10所述的紫外导航敏感器，其特征在于：所述的光电探测器为CCD或APS。
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