天文導(dǎo)航2教材

天文導(dǎo)航1，概述2，天文導(dǎo)航位置面的概念3，基于純天文幾何解析法的天文導(dǎo)航原理4，基于星敏感器的姿態(tài)確定算法5，基于軌道動力學(xué)方程的天文導(dǎo)航原理

1航天器自主天文導(dǎo)航主要有兩類方法：1，純天文幾何解析方法（定位）；2，基于軌道動力學(xué)的方法（導(dǎo)航）。22.4基于軌道動力學(xué)的自主天文導(dǎo)航原理根據(jù)航天器運行規(guī)律建立狀態(tài)模型、以天文觀測信息建立量測模型，利用先進的估計方法獲得航天器的運動參數(shù)。航天器自主天文導(dǎo)航系統(tǒng)模型存在確定性誤差和隨機誤差，無法準確建立導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)模型，所以要獲得高精度狀態(tài)估值，必須要用量測信息和先進的濾波方法對系統(tǒng)的狀態(tài)量即位置、速度等導(dǎo)航信息進行實時估計。3按照敏感天體的不同地球敏感器、太陽敏感器、恒星敏感器、月球敏感器、行星敏感器、脈沖星敏感器等。按照所敏感光譜的不同可見光敏感器、紅外敏感器、紫外敏感器、X射線脈沖星敏感器、磁場敏感器等紫外敏感器：是一種新型敏感器，可以敏感恒星、月球、太陽、地球，抗干擾性強按照光電敏感器件不同CCD（ChargeCoupledDevice）天體敏感器和CMOSAPS（ComplementaryMetal-Oxide-SemiconductorActivePixelSensor）天體敏感器CCD和CMOS各自優(yōu)缺點

2.4

天體敏感器分類地球敏感器（Earthsensor）利用光學(xué)手段獲取飛行器相對地球姿態(tài)信息的姿態(tài)敏感器確定飛行器與地球球心連線的矢量方向紅外地平儀：工作波段14-16um測量飛行器的俯仰姿態(tài)角和滾動姿態(tài)角紫外地球敏感器：工作波段:330nm-360nm,280nm-300nm更佳，

2.4.1

天體敏感器介紹CO2像平面地球像地球敏感器面陣地球的像地球敏感器（Earthsensor）2.4.1

天體敏感器介紹地球敏感器面陣地球的像地球地球敏感器（Earthsensor）2.4.1

天體敏感器介紹地球a地球敏感器面陣地球的像xy地球敏感器（Earthsensor）熱輻射平衡式地平穿越式2.4.1

天體敏感器介紹恒星敏感器（starsensor,startracker）太陽敏感器、地球敏感器只能提供2軸姿態(tài)信息星敏感器是敏感恒星的輻射并測量飛行器相對于該恒星方位的一種光學(xué)姿態(tài)敏感器恒星的張角非常小，測量精度很高，是當(dāng)前測量精度最高的姿態(tài)敏感器星光非常微弱，信號檢測比較困難，需要使用高靈敏度的圖像傳感器（CCD或者APS）能夠直接輸出三軸姿態(tài)信息

2.4.1

天體敏感器介紹恒星敏感器（starsensor,startracker）恒星敏感器工作原理

2.4.1

天體敏感器介紹光軸指向像平面星敏感器透鏡星像坐標(biāo)天球XsYsZs(x0,y0)(x,y)fOs恒星敏感器（starsensor,startracker）恒星敏感器工作過程拍攝一幅星圖（圖像）從拍攝的星圖（圖像）中提取星點目標(biāo)利用星圖識別算法對這些星點目標(biāo)進行識別利用姿態(tài)計算算法計算三軸姿態(tài)信息（四元數(shù)、歐拉角、姿態(tài)矩陣）

2.4.1

天體敏感器介紹？？？？通過星圖識別觀測星*星圖識別像空間坐標(biāo)系(OS-xSySzS):zS軸沿著光軸往外；xS和yS軸分別平行于像平面坐標(biāo)的相應(yīng)軸

(x,y)——像平面的坐標(biāo)f——相機鏡頭焦距

(sx,

sy)——像元大小光軸指向像平面星敏感器透鏡星像坐標(biāo)天球坐標(biāo)XsYsZs(x0,y0)(x,y)fOs

恒星識別*星圖識別根據(jù)幾何特征進行匹配以確定觀測星與導(dǎo)航星的對應(yīng)關(guān)系幾何特征：星對角距∠SiOiSjxiziyiSi(αi,δi)Sj(αj,δj)oi恒星識別*星圖識別識別原則：星對角距不變性∠SiOiSj光軸指向像平面星敏感器透鏡XsYsZs(x0,y0)fOsSi(αi,δi)Sj(αj,δj)Wi(xi,yi)Wj(xj,yj)

恒星識別恒星敏感器（starsensor,startracker）恒星敏感器工作過程

2.4.1

天體敏感器介紹信號處理星像提取星圖識別姿態(tài)計算導(dǎo)航星庫姿態(tài)輸出地球衛(wèi)星的軌道動力學(xué)模型為二體問題，其天文導(dǎo)航系統(tǒng)的模型相對簡單，我們以地球衛(wèi)星為例學(xué)習(xí)基于軌道動力學(xué)的自主天文導(dǎo)航原理。根據(jù)原理，自主天文導(dǎo)航包括三個部分：1，建立系統(tǒng)的狀態(tài)模型2，建立量測模型3，估計161，建立系統(tǒng)的狀態(tài)模型（狀態(tài)方程）系統(tǒng)狀態(tài)模型即衛(wèi)星軌道動力學(xué)模型17式中為衛(wèi)星位置矢量參數(shù)(x,y,z)衛(wèi)星在慣性坐標(biāo)系下X、Y、Z方向的位置(vx,vy,vz)衛(wèi)星在慣性坐標(biāo)系下X、Y、Z方向的速度

μ是地心引力常數(shù)

J2為地球引力系數(shù)

ДFx、ДFy

、ДFz為地球非球形的高階攝動、日月攝動以及太陽光壓力攝動和大氣攝動等18系統(tǒng)狀態(tài)方程簡寫為：式中，狀態(tài)矢量誤差矢量192，建立量測方程（觀測方程）1，星光角距：指從飛行器上觀測到的導(dǎo)航恒星星光的矢量方向與地心矢量方向之間的夾角飛行器地球α星光角距sr飛行器軌道20星光角距α的表達式為：其中r是衛(wèi)星在地心慣性球坐標(biāo)系中的位置矢量，由地平敏感器獲得

s是導(dǎo)航星光方向的單位矢量，由星敏感器獲得量測方程為：212，星光仰角：指從飛行器上觀測到的導(dǎo)航恒星與地球邊緣的切線方向之間的夾角星光仰角Υ的表達式為：飛行器地球Υ

星光仰角sr飛行器軌道Re22星光仰角Υ的表達式為：其中r是衛(wèi)星在地心慣性球坐標(biāo)系中的位置矢量s是導(dǎo)航星光方向的單位矢量Re是地球半徑量測方程為：23量測方程離散化，并在處線性化狀態(tài)方程量測方程選擇濾波器方法擴展卡爾曼濾波擴展卡爾曼濾波遞推方程組合導(dǎo)航作業(yè)要求:1、把四個像平面坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成像空間坐標(biāo)，相機參數(shù)：面陣=1024像素*1024像素像元大小=5.3微米*5.3微米焦距=29.2609338951毫米中心點=512*512

。2、計算出兩兩的星對角距的余弦值（A-B，A-C，A-D，B-C，B-D，C-D