CN103398711A - 多视场分离的地球敏感器 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种多视场分离的地球敏感器，包括：线阵红外探测器，用于敏感地球CO₂红外吸收带的厚度；多视场***，用于探测地球红外辐射与真空的边缘，来测量地球大气辐射圈所形成的地平圆，进而获得地心矢量；测量单元，用于根据已知的地球的半径和CO₂红外吸收带的厚度来测算飞行器姿态和高度。本发明的多视场分离的地球敏感器不仅可以应用在飞行器上，不受季节变化、地球表面以及地表辐射差异等因素对地平圆的影响，提供精确的飞行器的高度和姿态信息，而且可以与其他敏感器进行数据融合，实现飞行器的自主导航。

Description

多视场分离的地球敏感器

技术领域

本发明涉及天文导航技术领域，尤其涉及一种多视场分离的地球敏感器。

背景技术

红外地球敏感器作为一种重要的天文导航敏感器，广泛运用于卫星的姿态确定等方面。红外地球敏感器是一种热敏装置，通过探测地球边14-16μm波段的CO₂吸收带，来测量地球大气辐射圈所形成的地平圆，从而克服季节变化、地球表面以及地表辐射差异对地平圆的影响。目前，红外地球敏感器虽然有精度较低的缺点，却因为其对空间射线具有更强的容忍度，已经成为地球轨道卫星定姿的一种主要方式。

红外地球敏感器按照工作原理可以分为静态红外地平仪和动态扫描式红外地平仪两种。动态地球敏感器技术已经相对比较成熟，但由于存在机械运动部件，重量和能耗都比较大，寿命也有限，发展受到各方面的限制；而静态地球敏感器由于其无机械扫描运动，在质量、功耗、精度与使用寿命等方面都比动态地球敏感器存在优势，因此静态红外敏感器已经逐渐成为各国研究的重点。目前，地球敏感器主要运用于卫星的姿态测量，轨道高度为500km及以上，并且大多数地球敏感器是单视场，不适用于低轨道尤其是70km～100km的飞行器。

因此，设计一种能够适用于航空器的、高精度地球敏感***很有必要。它不仅能够为飞行器提供高精度的姿态和高度信息，还可以配合其他敏感器实现飞行器的自主天文导航。

发明内容

本发明旨在至少解决上述技术问题之一。

为此，本发明的第一个目的在于提出一种既能提供精确的飞行器的高度和姿态信息，又可以与其他敏感器进行数据融合，实现飞行器的自主导航的多视场分离的地球敏感器。

本发明的多视场分离的地球敏感器，包括：线阵红外探测器，所述线阵红外探测器用于敏感地球CO₂红外吸收带的厚度；多视场***，所述多视场***用于探测地球红外辐射与真空的边缘，来测量地球大气辐射圈所形成的地平圆，进而获得地心矢量；以及测量单元，所述测量单元用于根据已知的地球的半径和CO₂红外吸收带的厚度来测算飞行器姿态和高度。

在本发明的一个示例中，所述多视场***包括由n个投影在水平面上互成

的视场组成。

在本发明的一个示例中，所述的线阵红外探测器敏感的是波长为14～16μm的CO₂红外吸收带。

在本发明的一个示例中，所述的测量单元通过所述线阵红外探测器，即线阵红外CCD，直接将光学信号转换为模拟电流信号，电流信号经过放大和模数转换，实现图像的获取、存储、传输、处理和复现。

在本发明的一个示例中，所述的测量单元是针对飞行高度在70km～100km的飞行器。

在本发明的一个示例中，所述测量单元中，建立地球敏感器观测地球模型，通过敏感地平圆来获得地心方向，根据以下算法计算所述飞行器的姿态和高度信息：

（1）根据所述观测地球模型，有几何关系

其中，θ表示地心矢量与入射光线所夹的锐角，为所述多视场分离的地球敏感器的安装角，R为地球半径，r为CO₂红外吸收带厚度；

（2）假设飞行器初始坐标系为X₁Y₁Z₁，飞行器依次绕Z轴、X轴、Y轴转动α、β、γ的角度，转动后的本体坐标系为X₂Y₂Z₂，由于所述多视场地球敏感器关于Z轴旋转对称，且所述观测地球模型也关于Z周旋转对称，因此绕Z轴的转动对于观测结果没有影响，故取α=0，根据欧拉角旋转矩阵获得飞行器初始坐标系到新坐标系的姿态旋转矩阵：

$C_{21}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}& -\cos \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}\\ 0& \cos \mathrm{\β}& \sin \mathrm{\β}\\ \sin \mathrm{\γ}& -\sin \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]$

从而获得新坐标系下的地心矢量：

${\stackrel{\→}{E}}_{21}=C_{21}{\stackrel{\→}{E}}_{11}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}& -\cos \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}\\ 0& \cos \mathrm{\β}& \sin \mathrm{\β}\\ \sin \mathrm{\γ}& -\sin \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ -1\end{array}\right]$

$={\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}& -\sin \mathrm{\β}& -\cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]}^T$

（3）由线阵红外CCD测量结果计算转动后的地心方向矢量：

${\stackrel{\→}{E}}_{22}=\frac{({\stackrel{\→}{X}}_{23}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})\×({\stackrel{\→}{X}}_{22}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})}{\left|\right|({\stackrel{\→}{X}}_{23}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})\×({\stackrel{\→}{X}}_{22}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})\left|\right|}$

其中：

u₁、u₂、u₃分别为3个所述线阵红外CCD上的坐标点，f为视场中镜头的焦距，

初始光线与Z轴的夹角，

为三条入射光线与所述对应的线阵红外CCD光轴的夹角。

（4）由上述公式可以计算所述飞行器的姿态角β、γ为：

$\mathrm{\β}=-\arcsin {\stackrel{\→}{E}}_{22}\left(2\right)$

$\mathrm{\γ}=-\arctan \frac{{\stackrel{\→}{E}}_{22}\left(1\right)}{{\stackrel{\→}{E}}_{22}\left(3\right)}$

其中，

分别是所述转动后地心方向矢量

的三个元素；

飞行器的飞行高度为：

本发明的多视场分离的地球敏感器不仅可以应用在飞行器上，不受季节变化、地球表面以及地表辐射差异等因素对地平圆的影响，提供精确的飞行器的高度和姿态信息，而且可以与其他敏感器进行数据融合，实现飞行器的自主导航。

本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中，

图1是本发明一个示例的三视场分离的地球敏感器观测地球的结构示意图；

图2（a）是本发明一个示例的三视场分离的地球敏感器的三视场示意图，图2（b）是图2（a）的三视场在XOY平面的投影分布示意图；

图3是本发明一个示例的三视场分离的地球敏感器坐标系定义示意图；

图4是本发明一个示例的三视场分离的地球敏感器的坐标系转换示意图；

图5是本发明一个示例的三视场分离的地球敏感器的一个视场的入射光线的简要示意图；和

图6是本发明一个示例的三视场分离的地球敏感器的三个视场的整体示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。相反，本发明的实施例包括落入所附加权利要求书的精神和内涵范围内的所有变化、修改和等同物。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。此外，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。

下面参考附图描述根据本发明实施例的多视场分离的地球敏感器，并以三视场分离的地球敏感器为例详细说明。

本发明的一个实施例的三视场分离的地球敏感器，包括：线阵红外探测器，用于敏感地球CO₂红外吸收带的厚度；多视场***，用于探测地球红外辐射与真空的边缘，来测量地球大气辐射圈所形成的地平圆，进而获得地心矢量；测量单元用于根据已知的地球的半径和CO₂红外吸收带的厚度等参数来测算飞行器姿态和高度。

具体地，本发明的一个实施例的三视场分离的地球敏感器的多视场***包括由3个投影在水平面上互成

的视场组成。

本发明的一个实施例的三视场分离的地球敏感器的线阵红外探测器敏感的是波长为14～16μm的CO₂红外吸收带。

本发明的一个实施例的三视场分离的地球敏感器的测量单元通过线阵红外探测器，即线阵红外CCD，直接将光学信号转换为模拟电流信号，电流信号经过放大和模数转换，实现图像的获取、存储、传输、处理和复现。

本发明的一个实施例的三视场分离的地球敏感器的测量单元是针对飞行高度在70km～100km的飞行器。

进一步地，由测量单元根据已知地球的半径和CO₂红外吸收带的厚度等参数进行飞行器的姿态和高度解算。具体步骤如下：

（1）如图1所示，取地球表面CO₂红外吸收带大气层的厚度r=20km，地球半径R=6370km，当飞行器高度为h=70km时，若光线平行光轴垂直照射在线阵CCD感光区域上，则有几何关系：

其中，θ为光线与地心矢量的夹角。当飞行器不动时，带入数据可以得到视场光轴与Z轴（初始为地心矢量轴）所夹的锐角：θ=82.86°；

（2）如图2和图3所示，建立三视场地球敏感器的坐标系，其中三视场的光轴在水平面XOY平面的投影均匀分布，互成120°夹角，光轴1在XOZ平面，并位于X轴的正下方；

（3）如图4所示，假设飞行器初始坐标系为X₁Y₁Z₁，飞行器依次绕Z轴、X轴、Y轴转动α、β、γ的角度，转动后的本体坐标系为X₂Y₂Z₂，由于三视场地球敏感器关于Z轴旋转对称，且观测地球模型也关于Z周旋转对称，因此绕Z轴的转动对于观测结果没有影响，故取α=0，根据欧拉角旋转矩阵获得初始坐标系到新坐标系的姿态旋转矩阵：

$C_{21}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}& -\cos \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}\\ 0& \cos \mathrm{\β}& \sin \mathrm{\β}\\ \sin \mathrm{\γ}& -\sin \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]$

从而可以获得新坐标系下的地心矢量

${\stackrel{\→}{E}}_{21}=C_{21}{\stackrel{\→}{E}}_{11}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}& -\cos \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}\\ 0& \cos \mathrm{\β}& \sin \mathrm{\β}\\ \sin \mathrm{\γ}& -\sin \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ -1\end{array}\right]$

$={\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}& -\sin \mathrm{\β}& -\cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]}^T$

由线阵红外CCD测量获得的信号点来计算转动后的地心单位矢量

即

${\stackrel{\→}{E}}_{22}=\frac{({\stackrel{\→}{X}}_{23}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})\×({\stackrel{\→}{X}}_{22}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})}{\left|\right|({\stackrel{\→}{X}}_{23}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})\×({\stackrel{\→}{X}}_{22}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})\left|\right|}$

其中：

初始光线与Z轴的夹角，如图3和图5所示，初始光线为沿着光轴射入到红外CCD的坐标原点上，与视场安装角θ在数值上相等。u₁、u₂、u₃分别为3个线阵红外CCD上的坐标点，f为视场中镜头的焦距，

为三条入射光线与对应的线阵红外CCD光轴的夹角，如图6所示。

由于与

完全相同，从而得到飞行器的姿态角β、γ和飞行高度h：

$\mathrm{\β}=-\arcsin {\stackrel{\→}{E}}_{22}\left(2\right)$

$\mathrm{\γ}=-\arctan \frac{{\stackrel{\→}{E}}_{22}\left(1\right)}{{\stackrel{\→}{E}}_{22}\left(3\right)}$

其中，

分别是所述转动后地心方向矢量

的三个元素。

进一步地，在本发明的一个示例中，通过对三视场分离的地球敏感器的仿真，得到当姿态角β、γ分别在±10°的范围内变化时，飞行器的飞行高度h变化100m时，线阵红外CCD上信号点坐标变化量为0.68pixel，在CCD测量精度0.1pixel范围内，故而飞行高度的测量精度可以达到100m。

另外，针对CCD1，当飞行器飞行高度为70km、姿态角β=0°时，测量精度有限导致的角度γ测量误差约为3.3″；针对CCD2，当飞行器飞行高度为70km、γ=0°时，测量精度有限导致的角度β测量误差约为3.8″。综合考虑上述仿真分析，得到本发明的一个实例的三视场分离的地球敏感器测量姿态角度的误差约为3.8″（即取其姿态角误差的最大数值）。因此，本发明的多视场分离的地球敏感器可获得高精度的飞行器的飞行高度h和姿态角β、γ。

本发明的多视场分离的地球敏感器不仅可以应用在飞行器上，不受季节变化、地球表面以及地表辐射差异等因素对地平圆的影响，提供精确的飞行器的高度和姿态信息，而且可以与其他敏感器进行数据融合，实现飞行器的自主导航。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (6)

1.一种多视场分离的地球敏感器，其特征在于，包括：

线阵红外探测器，所述线阵红外探测器用于敏感地球CO₂红外吸收带的厚度；

多视场***，所述多视场***用于探测地球红外辐射与真空的边缘，来测量地球大气辐射圈所形成的地平圆，进而获得地心矢量；以及

测量单元，所述测量单元用于根据已知的地球的半径和CO₂红外吸收带的厚度来测算飞行器姿态和高度。

2.如权利要求1所述的多视场分离的地球敏感器，其特征在于，所述多视场***包括由n个投影在水平面上互成

的视场组成。

3.如权利要求1所述的多视场分离的地球敏感器，其特征在于，所述的线阵红外探测器敏感的是波长为14～16μm的CO₂红外吸收带。

4.如权利要求1所述的多视场地球敏感，其特征在于，所述的测量单元通过所述线阵红外探测器，即线阵红外CCD，直接将光学信号转换为模拟电流信号，电流信号经过放大和模数转换，实现图像的获取、存储、传输、处理和复现。

5.如权利要求1所述的多视场地球敏感，其特征在于，所述的测量单元是针对飞行高度在70km～100km的飞行器。

6.如权利要求1所述的多视场地球敏感，其特征在于，所述测量单元中，建立地球敏感器观测地球模型，通过敏感地平圆来获得地心方向，根据以下算法计算所述飞行器的姿态和高度信息：

（1）根据所述观测地球模型，有几何关系其中，θ表示地心矢量与入射光线所夹的锐角，为所述多视场分离的地球敏感器的安装角，R为地球半径，r为CO₂红外吸收带厚度；

（2）假设飞行器初始坐标系为X₁Y₁Z₁，飞行器依次绕Z轴、X轴、Y轴转动α、β、γ的角度，转动后的本体坐标系为X₂Y₂Z₂，由于所述多视场地球敏感器关于Z轴旋转对称，且所述观测地球模型也关于Z周旋转对称，因此绕Z轴的转动对于观测结果没有影响，故取α=0，根据欧拉角旋转矩阵获得飞行器初始坐标系到新坐标系的姿态旋转矩阵：

$C_{21}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}& -\cos \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}\\ 0& \cos \mathrm{\β}& \sin \mathrm{\β}\\ \sin \mathrm{\γ}& -\sin \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]$

从而获得新坐标系下的地心矢量：

${\stackrel{\→}{E}}_{21}=C_{21}{\stackrel{\→}{E}}_{11}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}& -\cos \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}\\ 0& \cos \mathrm{\β}& \sin \mathrm{\β}\\ \sin \mathrm{\γ}& -\sin \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ -1\end{array}\right]$

$={\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\β}\sin \mathrm{\γ}& -\sin \mathrm{\β}& -\cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]}^T$

（3）由所述线阵红外CCD获得的测量结果计算转动后的地心方向矢量：

${\stackrel{\→}{E}}_{22}=\frac{({\stackrel{\→}{X}}_{23}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})\×({\stackrel{\→}{X}}_{22}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})}{\left|\right|({\stackrel{\→}{X}}_{23}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})\×({\stackrel{\→}{X}}_{22}-{\stackrel{\→}{X}}_{21})\left|\right|}$

其中：

u₁、u₂、u₃分别为3个所述线阵红外CCD上的坐标点，f为所述视场中镜头的焦距，

初始光线与Z轴的夹角，

为三条入射光线与所述对应的线阵红外CCD光轴的夹角；

（4）由上述公式可以计算所述飞行器的姿态角β、γ为：

$\mathrm{\β}=-\arcsin {\stackrel{\→}{E}}_{22}\left(2\right)$

$\mathrm{\γ}=-\arctan \frac{{\stackrel{\→}{E}}_{22}\left(1\right)}{{\stackrel{\→}{E}}_{22}\left(3\right)}$

其中，

分别是所述转动后地心方向矢量

的三个元素；

飞行器的飞行高度为：

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