CN107389098A - 一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法 - Google Patents

Abstract

一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法，涉及航天器姿态确定与控制领域，解决了航天器星敏感器安装矩阵在轨高精度标定的问题。本发明包括：通过航天器对恒星进行成像，获取星敏感器相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_s1和绝对时间t_s、航天器相对于地心惯性坐标系的角速度w；确定光学相机坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_j，图像时间戳为t_j；计算星敏感器曝光时间与光学相机曝光时间的时间差：dt＝t_j‑t_s，计算星敏感器输出的姿态四元数时间补偿：计算星敏感器到光学相机的姿态矩阵四元数：本发明操作性强，省时、高效、易实现。

Description

一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法

技术领域

本发明涉及航天器姿态确定与控制技术领域，具体涉及一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法。

背景技术

现有航天器星敏感器安装矩阵标定方式主要分为地面标定和在轨标定两种方式。地面标定主要用于航天器发射前进行安装矩阵标定，在地面通过载荷立方镜与星敏感器立方镜之间的坐标关系标定确定星敏感器的安装矩阵。

在轨标定方法主要有三种。1、天基载荷在轨标定星敏感器：利用天文望远镜针对某一目标恒星连续观察，将测量数据与基准数据进行比较，对星敏感器***常值误差进行在轨标定。首先通过对基准恒星进行成像通过CCD成像点位置、像元尺寸可以计算得到滚动轴及俯仰轴的误差角，并通过多次成像减小测量误差，标定偏航轴误差需要平台或天文望远镜机动90°对第二个目标恒星(与第一个目标恒星角距为90°)进行成像，实现偏航轴的误差标定和俯仰轴误差的二次标定。缺点是：目标恒星选择要求较高，需两个目标恒星角距为90°；需平台或天文望远镜机动90°来标定偏航通道误差。2、基于陆标敏感器对星敏感器在轨标定算法：陆标敏感器是利用可见光波段的CCD成像敏感器对星下点固定目标成像，采用图像预处理、图像匹配等方法，得到实时图像与基准图像之间的偏移量，根据卫星实时图像与基准图像之间的偏移量，提取卫星姿态信息，再通过空间矢量转换以确定卫星的姿态，再根据星敏感器输出的姿态，从而计算得到。缺点是：需要对星下点成像，对姿态控制精度要求高；需具备基准图像，且要求对基准图像区域进行成像，后方可用该方法进行标定。3、星敏陀螺在轨标定算法：建立星敏感器和陀螺的安装误差和标定因子误差模型，然后通过基于卡尔曼滤波器的算法对各种误差进行实时补偿以尽可能降低其对姿态测量的影响，达到提高姿态确定精度的目的，可实时估计补偿星敏感器和陀螺的安装误差。缺点是：通过敏感器数据进行标定，并未完成相机载荷与星敏感器安装误差的确定，相机载荷与平台的姿态矩阵误差仍需要单独进行标定。

发明内容

为了解决现有航天器星敏感器安装矩阵在轨高精度标定的问题，本发明提供一种高效、高精度的航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法。

本发明为解决技术问题所采用的技术方案如下：

本发明的一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法，包括以下步骤：

步骤一、通过航天器对恒星进行成像，获取星敏感器相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_s1和绝对时间t_s、航天器相对于地心惯性坐标系的角速度w；

步骤二、确定光学相机坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_j，图像时间戳为t_j；

步骤三、计算星敏感器曝光时间与光学相机曝光时间的时间差：dt＝t_j-t_s，计算星敏感器输出的姿态四元数时间补偿：

步骤四、计算星敏感器到光学相机的姿态矩阵四元数：

进一步的，在进行在轨标定之前，在航天器上安装有一台或多台星敏感器，同时安装一台或多台光学相机。

进一步的，采用三轴陀螺测量航天器相对于地心惯性坐标系的角速度w。

进一步的，步骤二的具体过程为：根据光学相机所成的图像，获取恒星星点，并与星图进行比对，通过星图识别获得光学相机坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_j，图像时间戳为t_j。

本发明的有益效果是：

本发明是一种具备面阵光学相机载荷的航天器星敏感器坐标系到光学相机坐标系的安装矩阵标定方法，主要为航天器星敏感器安装矩阵高精度在轨标定提供有效方法。

本发明通过面阵光学相机即光学相机对地心惯性坐标系恒星稳定成像，对恒星目标无特殊要求，不需要姿态机动，该方法易于操作、实现。

本发明通过对地心惯性坐标系恒星成像标定星敏感器到光学相机的安装矩阵，与星敏感器工作原理一致，标定精度高；一次性可标定星敏感器相对于光学载荷的安装矩阵不再需要单独标定星敏感器与平台及载荷与平台间的安装矩阵；且可通过一次成像即可标定航天器上的多台星敏感器的安装矩阵。本专利通过面阵光学相机对恒星稳定成像，对恒星目标无特殊要求、不需要姿态机动。

本发明操作性强，省时、高效、易实现。

附图说明

图1为坐标系定义及星敏感器与光学相机安装示意图。

图中：1、星敏感器一，2、星敏感器二，3、光学相机，4、三轴陀螺，5、航天器，Oi-XiYiZi为地心惯性坐标系，Ob-XbYbZb为航天器本体坐标系，Os-XsYsZs为星敏感器坐标系，Oj-XjYjZj为相机载荷坐标系，Og-XgYgZg为陀螺坐标系，陀螺坐标系与航天器本体坐标系平行。

具体实施方式

以下结合附图对本发明作进一步详细说明。

航天器5可配备多套星敏感器与光学相机3，可根据工作的星敏感器与光学相机3分别标定每套星敏感器到光学相机3的安装矩阵。

在对航天器星敏感器安装矩阵在轨标定之前，需要航天器5具备以下状态：

1)在轨运行的航天器5安装有一台或多台星敏感器，可输出星敏感器相对于地心惯性坐标系的姿态四元数及绝对时间。

2)一台或多台光学相机3。

3)三轴陀螺4，测量航天器5相对地心惯性坐标系角速度。

4)航天器5具备对地心惯性坐标系稳定成像功能，可对恒星稳定成像。

本发明的一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法，具体的条件和步骤如下：

步骤一、对坐标系进行定义

地心惯性坐标系Oi-XiYiZi、航天器本体坐标系Ob-XbYbZb、星敏感器坐标系Os-XsYsZs、相机载荷坐标系Oj-XjYjZj、陀螺坐标系Og-XgYgZg，如图1所示。

步骤二、航天器5对恒星稳定成像，获取图像及图像辅助数据，成像时光学相机3视场内恒星数量大于等于3颗，所获取的图像辅助数据包括成像时刻、星敏感器相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_s1(星敏感器一1输出的姿态四元数为Q_s1、星敏感器二2输出的姿态四元数为Q_s2)和绝对时间t_s(星敏感器一1输出的绝对时间为t_s1、星敏感器二2输出的绝对时间为t_s2)、三轴陀螺4输出的航天器5相对于地心惯性坐标系的角速度w。

步骤三、确定光学相机坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_j

根据光学相机3所成的图像，获取恒星星点，并与星图进行比对，通过星图识别可获得光学相机坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_j，图像时间戳为t_j。

步骤四、星敏感器输出姿态时间补偿

(1)计算星敏感器曝光时间与光学相机3曝光时间的时间差：dt＝t_j-t_s。

星敏感器一1曝光时间与光学相机3曝光时间的时间差：dt1＝t_j-t_s1；

星敏感器二2曝光时间与光学相机3曝光时间的时间差：dt2＝t_j-t_s1。

(2)计算星敏感器输出的姿态四元数时间补偿：

星敏感器一1输出的姿态四元数时间补偿：

星敏感器二2输出的姿态四元数时间补偿：

步骤五、计算星敏感器到光学相机3的姿态矩阵四元数：

星敏感器一1到光学相机3的姿态矩阵四元数：

星敏感器二2到光学相机3的姿态矩阵四元数：

本发明可通过一次成像任务即可完成航天器5配备的所有星敏感器到光学相机3的安装矩阵标定，不再需要分别对星敏感器到航天器5、航天器5到光学相机3安装矩阵的分别标定，方法简洁高效。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、通过航天器对恒星进行成像，获取星敏感器相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_s1和绝对时间t_s、航天器相对于地心惯性坐标系的角速度w；

步骤二、确定光学相机坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_j，图像时间戳为t_j；

步骤三、计算星敏感器曝光时间与光学相机曝光时间的时间差：dt＝t_j-t_s，计算星敏感器输出的姿态四元数时间补偿：

步骤四、计算星敏感器到光学相机的姿态矩阵四元数：

2.根据权利要求1所述的一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法，其特征在于，在进行在轨标定之前，在航天器上安装有一台或多台星敏感器，同时安装一台或多台光学相机。

3.根据权利要求1所述的一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法，其特征在于，采用三轴陀螺测量航天器相对于地心惯性坐标系的角速度w。

4.根据权利要求1所述的一种航天器星敏感器安装矩阵在轨标定方法，其特征在于，步骤二的具体过程为：根据光学相机所成的图像，获取恒星星点，并与星图进行比对，通过星图识别获得光学相机坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态四元数Q_j，图像时间戳为t_j。