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專利名稱：中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種應(yīng)用于航天器自主導(dǎo)航姿態(tài)和軌道測量系統(tǒng)的技術(shù)，具體 地說是涉及一種中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
在航天器自主導(dǎo)航領(lǐng)域，存在多種自主導(dǎo)航姿態(tài)和位置信息測量系統(tǒng)和方法，如美國Honeywell Inc公司于1993年9月20日申請的歐洲專利公開號EP 0589 387 Al 7>開了名稱、為"Method and System for Determining 3 Axis Spacecraft Attitude"，即"三軸航天器姿態(tài)確定方法與系統(tǒng)，，。該系統(tǒng)僅適用 于低軌道航天器，采用波長大于280mn 300imi鐠段的紫外光探測地球大氣邊 緣紫外輻射輪廓，確定地心的俯仰和滾動姿態(tài)信息，利用同一個探測器探測垂 直于光軸方向的恒星矢量方向來確定偏航姿態(tài)信息。系統(tǒng)采用折轉(zhuǎn)反射鏡壓縮 視場，采用雙半球加光纖轉(zhuǎn)像器對大視場曲面像面進(jìn)行成像。采用數(shù)據(jù)處理器 對釆集到的地球和恒星圖像信息進(jìn)行處理，獲取3軸姿態(tài)信息。該方案雖然解 決了三軸姿態(tài)和軌道高度的測量問題。但是存在的不足是，采用紫外譜段的光 學(xué)系統(tǒng)材料較少，采用半球結(jié)構(gòu)透鏡和光纖傳像過于復(fù)雜，成本高；光纖傳像 和像增強(qiáng)器結(jié)合會帶來附加噪聲，降低精度。該系統(tǒng)也不適用于高軌道航天器 的姿態(tài)確定。美國NASA在其新盛世計劃中公布了一項研究計劃，稱之為"慣性星陀螺，， (Inertial Stdlar Compass )，采用星敏感器和MEMS陀螺組合設(shè)計，利用星 敏感器的高精度姿態(tài)信息近實時校正陀螺的飄移。該方案的不足是，星敏感器 是單個的，在光軸方向上能夠提供較高的精度，但是在垂直于光軸的方向上精 度下降近1個量級，因此對于該方向的MEMS陀螺飄移校正精度就受到影響。"系統(tǒng)仿真學(xué)報"2005年3月Vol.l7，No3, P529發(fā)表的文章"組合大視場 星敏感器星光折射衛(wèi)星自主導(dǎo)航方法及其仿真"所述敏感器采用3個普通星敏 感器空間相交120。角構(gòu)成組合式系統(tǒng)，同時觀測地球邊緣的3顆恒星，根據(jù)大 氣折射模型推出精確的地心矢量。該方案的不足之處在于采用了 3個星敏感器， 成本較高，使得3個星敏感器的光軸相交調(diào)整高精度實現(xiàn)困難。美國Microcosm 7>司研制了 一種自主導(dǎo)航系統(tǒng)MANS (Microcosm Autonomous Navigation System )，其中包括地球敏感器、太陽和月亮敏感器、 星敏感器、陀螺和加速度計，由于是多敏感器聯(lián)合確定三軸姿態(tài)和位置，所以 精度很高。但是系統(tǒng)過于復(fù)雜，而且采用了帶有活動部件的雙圓錐地球敏感器， 成本高。本發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是克服了上述現(xiàn)有技術(shù)方案的缺點(diǎn)，提出一種中高軌道航天 器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)，其通過采用近紅外光鐠段探測可以 使用近紅外透鏡、反射系統(tǒng)或者二者結(jié)合進(jìn)行設(shè)計，降低了紫外光學(xué)系統(tǒng)的研 制難度，釆用近紅外探測器件探測地球近紅外輻射成像和至近紅外恒星成像， 去掉了光纖轉(zhuǎn)換器和像增強(qiáng)器減小了儀器的復(fù)雜性，采用一次成像探測保證了 探測精度。因恒星和地球探測均為近紅外諳段，恒星也可以采用從可見光到近 紅外寬光譜成像，由于光學(xué)材料和探測器均可覆蓋從可見光到近紅外谞段，所 以可以共用一個光學(xué)系統(tǒng)和探測器，降低了成本。恒星成像通道和地球成像通 道光軸可以一致，也可以通過鍍有近紅外分光膜的分光板十二者分成一定的夾 角，由于探測恒星和地球的近紅外鐠段成像，確定了地心矢量和恒星矢量，同 時通過地球視角半徑的測量確定軌道高度，雙矢量確定三軸姿態(tài)精度均可達(dá)到 高精度，因此可以使MEMS陀螺三軸的飄移同精度校正，從而輸出MEMS陀 螺的三軸角速度和三軸姿態(tài)，作為備份和快速機(jī)動情況下姿態(tài)控制和位置導(dǎo)航 輸入信息。本發(fā)明所提出的中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)， 主要解決中高軌道航天器不依賴于衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的三軸姿態(tài)和軌道高度一體 化高精度實時測量問題。該敏感器采用近紅外光探測譜段克服了美國紫外敏感器存在的紫外光學(xué)系統(tǒng)復(fù)雜和成本高的缺點(diǎn)，克服了以往自主導(dǎo)航敏感器各自 方案的不足，諸如由分散式多敏感器和復(fù)雜光學(xué)系統(tǒng)帶來的成本高、由單一光學(xué)敏感器與三個正交方向的微機(jī)電系統(tǒng)陀螺(Micro-electromechanical Systems Gyro,以下稱MEMS陀螺)結(jié)合設(shè)計帶來的三軸精度不一致、由像轉(zhuǎn)換器帶 來的精度退化、由多敏感器分布安裝帶來的重量體積大等。本發(fā)明的目的是通過下述技術(shù)方案來實現(xiàn)的，本發(fā)明所提供的中高軌道航 天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)包括光學(xué)測量成像組件、紅外光探 測器焦平面組件、MEMS慣性測量組件、信息處理與誤差校正處理單元組件， 所述的光學(xué)測量成像組件包括成像鏡頭和分光板結(jié)構(gòu)。所述的探測器焦平面組 件的探測器的光敏面安裝在光學(xué)測量成像組件的成像面上，探測器焦平面組件 將固定在敏感器系統(tǒng)的支撐結(jié)構(gòu)上。所述的MEMS慣性測量組件則包括3個 正交安裝的MEMS陀螺和3個正交安裝的加速度計，光學(xué)測量坐標(biāo)系的每個 軸方向分別平行于3個正交安裝的MEMS陀螺和3個正交安裝的加速度計。 所述的信息處理與誤差校正處理單元組件是采用信息處理器對各個敏感器信 息進(jìn)行處理，然后將星敏感器測量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。最后 由標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)通訊接口輸出近實時高精度三軸姿態(tài)信息和軌道高度信息。一體化設(shè)計的中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)中 的星敏感器和近紅外光靜態(tài)成像式敏感器通過采用分光濾光片共用所述的光 學(xué)成像組件和探測器焦平面組件，探測器視場分割使用，中心區(qū)域為近紅外光 靜態(tài)成像式敏感器使用，用來對地球成像，邊緣區(qū)域為星敏感器使用，用來對 近紅外譜段恒星成像。所述的星敏感器是一種通過對恒星成像提取與標(biāo)準(zhǔn)星圖 庫匹配得到其光軸相對于慣性空間的指向矢量的；所述的近紅外光靜態(tài)成像式 敏感器是一種通過對地球成像提取地球中心矢量和地球視角半徑的，同時利用 地球視角半徑與軌道高度的幾何關(guān)系確定軌道高度。上述星敏感器和近紅外光 靜態(tài)成像式敏感器都擁有共同的像面坐標(biāo)系，其Z軸沿光軸指向地球方向，其 X軸和Y軸分別與探測器陣列的行和列方向一致。3個MEMS陀螺都是采用 MEMS技術(shù)制造的微型機(jī)電陀螺，它們分別安裝在與像面坐標(biāo)系三個軸平行的 三個正交軸方向上。3個MEMS加速度計都采用MEMS技術(shù)制造的測量運(yùn)動 加速度的微型機(jī)電器件，重量非常輕，體積非常小，三個安裝軸與星敏感器像面坐標(biāo)系三個軸方向一致。以上MEMS陀螺和MEMS加速度計均屬于MEMS 慣性測量組件，它們的安裝軸與星敏感器和近紅外光靜態(tài)成像式地球敏感器像 面坐標(biāo)系三個坐標(biāo)軸方向一致，以利于同基準(zhǔn)測量。一體化設(shè)計后的系統(tǒng)具有重量輕、體積小、功耗低、精度高、數(shù)據(jù)更新率 高、成本低等特點(diǎn)。下面就有關(guān)本實用新型的技術(shù)內(nèi)容及詳細(xì)說明，現(xiàn)配合附圖和所給出 的實施例進(jìn)行說明如下。


圖l確定三軸姿態(tài)和軌道高度的自主導(dǎo)航敏感器結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為確定中高軌道三軸姿態(tài)和軌道高度的自主導(dǎo)航敏感器光學(xué)測量部分 方案原理圖；圖3為光學(xué)測量部分像面坐標(biāo)系與MEMS陀螺和MEMS加速度計測量軸 的關(guān)系。
具體實施方式
如圖1-3,所示，所述的中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感 器系統(tǒng)包括光學(xué)測量成像組件l、探測器焦平面組件2、慣性測量組件3、信息 處理與誤差校正處理單元組件4。所述的光學(xué)測量成像組件1,其包括成像鏡頭和分光板結(jié)構(gòu)(未標(biāo)示出)。 所述的探測器焦平面組件2的探測器的光敏面安裝在光學(xué)測量成像組件1的成 像面上，探測器焦平面組件2將固定在敏感器系統(tǒng)的支撐結(jié)構(gòu)上。所述的 MEMS慣性測量組件3則包括3個正交安裝的MEMS陀螺和3個正交安裝的 加速度計，光學(xué)測量坐標(biāo)系的每個軸方向分別平行于3個正交安裝的MEMS 陀螺和3個正交安裝的加速度計(具體安裝方式參見下面結(jié)合圖3所描述的內(nèi) 容)。所述的信息處理與誤差校正處理單元組件4是采用信息處理器對各個敏 感器信息進(jìn)行處理，然后將星敏感器測量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。 最后由標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)通訊接口輸出近實時高精度三軸姿態(tài)信息和軌道高度等信息。參見圖1,所述的光學(xué)測量成像組件l包括成像鏡頭和分光板結(jié)構(gòu)(未標(biāo) 出)。所述的分光板將光路分為兩個通道， 一個是恒星敏感器成像通道，另一個是地球敏感器成像通道，分光板的透過和反射光i普段的選擇取決于地球和恒 星二者在軌道分光板前的亮度大小，設(shè)探測器的響應(yīng)譜段為從7w到入2，入2為近紅外光，分光板透射譜段為從入3到入4,透射光來自地球的輻射，由于地 球亮度遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于恒星亮度，因此從入3到？U是在入1到入2之內(nèi)比較窄的范圍，如1000nm 1020nm，設(shè)光學(xué)測量部分的光i普透過率為P(入)，探測器光i普響應(yīng) 率為K(A)，地球在分光板前的亮度范圍從弱到強(qiáng)為Lei Le2,探測的最弱恒 星在分光板前的亮度范圍從弱到強(qiáng)為Lsi Ls2,探測器的動態(tài)范圍為D，分光 板對于恒星能量的反射率為Qi,分光板對于地砵能量的透過率為Q2,則有廣p(単(;i)^1 +廣戶(攀(義)^a = a.................................(i)ill廣戶(単(義>^ =込..............................................................(2)S D...............................................................................(3)隊，肌2+丄》肌2+^)..................................................(4)選擇確定入3和入4，使得上面不等式(3)和近似式(4)成立。如圖l所示的敏感器系統(tǒng)，也可以將恒星成像通道和地球成像通道互相交 換位置，在這種情況下，需要把目前分光板的透射鐠段改為反射和反射鐠段改 為透射。3個互為正交的MEMS陀螺各自的測量軸安裝要求分別與探測器成像坐 標(biāo)系三個軸x、 y、 z平行，它們各自產(chǎn)生的零漂移誤差分別由星敏感器測量信 息校正，校正方法采用擴(kuò)展的卡爾曼濾波方法。敏感器將輸出3個MEMS陀 螺的近實時角速率和姿態(tài)角信息，誤差校正和信息處理將在信息處理與誤差校 正處理單元組件中完成。3個互為正交的MEMS加速度計的安裝方式與3個MEMS陀螺相同，也 是將3個測量軸分別平行于成像坐標(biāo)系三個軸x、 y、 z。 3個加速度計分別測 量x、 y、 z三個軸的瞬時加速度，由此兩次積分得到衛(wèi)星相對初始位置的位移 參量。以上計算在信息處理與誤差校正處理單元組件中完成。信息處理與誤差校正處理單元組件4是敏感器的信息處理器，負(fù)責(zé)恒星通道的星圖匹配和地球通道的地心矢量和地球視角半徑提取，以及負(fù)責(zé)恒星敏感器測量的恒星矢量對MEMS陀螺的零漂移校正和加速度計的積分運(yùn)算，還負(fù) 責(zé)與衛(wèi)星控制計算機(jī)通訊和多敏感器信息的綜合處理。該技術(shù)方案將光學(xué)姿態(tài)和地球視角半徑測量與慣性姿態(tài)和加速度測量結(jié) 合在一起，統(tǒng)一了測量基準(zhǔn)，減小了測量系統(tǒng)地系統(tǒng)誤差；同時對MEMS陀 螺的零漂移近實時校正提高了測量精度。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軸姿態(tài)測量結(jié)果，同時 利用地J求敏感器通道可以測量出地球的視角半徑，再通過地球圖像提取和光學(xué) 性能參數(shù)測試結(jié)果可以推算出來飛行軌道高度，但是它們是離散值。采用三軸 MEMS陀螺可以得到非常高的姿態(tài)變化分辨率，但是它存在較大的零值漂移， 因此只要校正了零漂移就可以得到高精度的MEMS陀螺姿態(tài)測量結(jié)果。由于 MEMS陀螺與星敏感器和地球敏感器測量像面坐標(biāo)軸平行安裝，因此具有與星 敏感器同測量基準(zhǔn)，由星敏感器測量的高精度慣性空間姿態(tài)可以很好地校正 MEMS陀螺的漂移，這是本方案的一個特點(diǎn)。在全陰影區(qū)的導(dǎo)航測量不受近紅外光譜段的限制，地球陽照區(qū)和陰影區(qū)的 近紅外輻射能量都很強(qiáng)，足夠使地球敏感器繼續(xù)工作，只不過地球邊緣近紅外 輻射帶寬度隨著陽陰有所變化。在陽照區(qū)和陰影區(qū)之間存在近紅外輻射帶寬度 過渡變化，將對姿態(tài)提取精度有影響，為減小其影響，這段較小的時間間隔可 以采用軌道外推算法和加速度計測量衛(wèi)星相對位移變化，進(jìn)行基于星敏感器、 MEMS陀螺、MEMS加速度計的自主導(dǎo)航。所涉及的發(fā)明方案解決了靜態(tài)自主導(dǎo)航測量的高精度、近實時、低成本、 全自主、全天時等問題，具有以下優(yōu)點(diǎn)(1)恒星敏感器和地球敏感器采用近紅外光譜段可兼顧陽照區(qū)和陰影區(qū)姿態(tài)測量，增強(qiáng)了敏感器功能；亮度的測量目標(biāo)采用同 一個光學(xué)系統(tǒng)和同 一個探測器成像。 (3)采用星敏感器、地球敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度計同基準(zhǔn)安裝可以減小測量的系統(tǒng)誤差，提高測量精度。(4) 采用MEMS陀螺、MEMS加速度計可以4吏得在地J求大氣陽照和陰 影交界附近的姿態(tài)和位置測量精度得到提高；(5) 釆用星敏感器高精度測量信息隨時校正陀螺的零漂移，可以得到近 實時的高精度三軸姿態(tài)信息。(6) 采用光學(xué)和慣性測量組合一體化設(shè)計可以減小尺寸重量和功耗，多 敏感器信息處理與誤差校正處理可以節(jié)約資源，發(fā)揮信息融合的優(yōu) 勢。可以全天時完成全自主導(dǎo)航測量，在陽照區(qū)和陰影區(qū)均可以采用星敏感 器、地球敏感器、MEMS陀螺和加速度計實現(xiàn)全自主測量。再參看圖1,中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器結(jié)構(gòu)的光 學(xué)測量成像組件1其主要作用是通過分光板將測量系統(tǒng)分為兩個通道，這兩個 通道可以正交，也可以不正交，也可以去掉，根據(jù)使用需求而定。如果引入分 光板則按照發(fā)明公式(3)和發(fā)明公式(4)確定分光板的透射和反射光譜段， 使得地球和恒星能夠同時成像在同 一個探測器上，探測器選擇響應(yīng)近紅外光語 段的光電探測器件，如可以采用近紅外響應(yīng)CCD(ChargeCo叩Ied Devices,電 荷耦合器件)，也可以采用近紅外響應(yīng)APS (Active Pixel Sensor,有源像素傳 感器)。光學(xué)測量成像組件1主要是對于地球和恒星成像的，要求具有足夠的視場 角，能夠在地球成像視場以外再擴(kuò)展一個環(huán)形視場，使得恒星在環(huán)形視場內(nèi)成 像，地球視場和環(huán)形視場的大小確定主要以全天球任何一次捕獲恒星在探測器 上成像數(shù)量不少于3顆的概率大于99%為標(biāo)準(zhǔn)。對于地球圖像主要提取邊緣信 息并擬合出來地心矢量和計算地球視角半徑。對于恒星圖像主要提取星點(diǎn)能量 中心坐標(biāo)進(jìn)行星圖匹配提取恒星矢量。對于中高地球軌道的衛(wèi)星，由于地球張角較小，所以成像光學(xué)系統(tǒng)釆用大 視場單一鏡頭即可實現(xiàn)，鏡頭類型可以釆用近紅外透鏡，也可以采用全反射系統(tǒng)，還可以采用近紅外折反射式系統(tǒng)實現(xiàn)。參見圖3, MEMS慣性測量組件3包括3個正交安裝的MEMS陀螺和3 個正交安裝的加速度計，光學(xué)測量坐標(biāo)系的每個軸方向分別平行于3個正交安 裝的MEMS陀螺和3個正交安裝的加速度計，如圖3所示，圖中31為探測器 成像面，x、 y、 z分別為探測器像面坐標(biāo)軸；32為恒星敏感器和地球敏感器共 用光學(xué)系統(tǒng)；33為3個互為正交的MEMS陀螺；34為3個互為正交的MEMS 加速度計。3個MEMS陀螺分別安裝在與xy、 xz、 yz平行的平面內(nèi)，各自的 測量軸xi、 yi、 zi分別與相應(yīng)的x、 y、 z軸平行；3個MEMS加速度計分別安 裝在與xy、 xz、 yz平4亍的平面內(nèi)，各自的測量軸X2、 y2、 Z2分別與相應(yīng)的x、 y、 z軸平行。在這個條件下各個慣性測量組件的安裝位置可以進(jìn)行調(diào)整。下面參看圖2,其為中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器實 施方式的原理圖。21為成像探測器，為數(shù)字光電成像器件，如CCD (Charge Coupled Devices,電荷耦合器件)和APS (Active Pixel Sensor,有源像素傳 感器)等。22為恒星敏感器和地球敏感器共用的光學(xué)系統(tǒng)，采用近紅外光設(shè)計 譜段，對于中高軌道采用單一鏡頭形式，地球圖像在探測器視場中心區(qū)域，恒 星圖像在探測器視場邊緣區(qū)域；23為分光板，將光學(xué)系統(tǒng)分為恒星敏感器通 道和地球敏感器通道，而且對于地球和恒星的亮度起到均衡的作用。24為恒星 成像環(huán)形視場，如圖2的陰影區(qū)域所示。5為地球，6為恒星，7為恒星在探測 器上的像，8為地球在探測器上的像。構(gòu)成上述發(fā)明的各個功能組件，如靜態(tài)成像地球敏感器、星敏感器、MEMS 陀螺、MEMS加速度計可以基于信息處理單元單獨(dú)地或者任意組合應(yīng)用，以滿足 不同的使用目的。如星敏感器組件可以單獨(dú)使用，也可以與靜態(tài)成像式地球敏 感器聯(lián)合使用，還可以和靜態(tài)成像式地球敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速 度計三者之一或之二組和使用，輸出相應(yīng)信息。當(dāng)上述發(fā)明減少組件種類的情 況下，相應(yīng)種類組件非共用部分可以取掉。如若僅需要地心矢量測量時，分光 板及其相關(guān)結(jié)構(gòu)可以去掉，圖像處理軟件中的星敏感器相關(guān)部分可以去掉， MEMS組件均可以去掉。上述發(fā)明所述的系統(tǒng)除了在繞地球和月球飛行姿態(tài)確定和位置確定外，還 可以應(yīng)用于其它天體的繞飛的姿態(tài)和自主導(dǎo)航測量。上述的說明，僅為本發(fā)明的實施例而已，非為限定本發(fā)明的實施例；凡熟 悉該項技藝的人士，其所依本發(fā)明的特征范疇，所作出的其它等效變化或修飾， 如尺寸大小、材料選擇、或形狀變化、增減功能組件類型和數(shù)量等，皆應(yīng)涵蓋 在以下本發(fā)明所申請專利范圍內(nèi)。
權(quán)利要求
1. 一種中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)，其特征在于其包括光學(xué)測量成像組件、紅外光探測器焦平面組件、MEMS慣性測量組件、信息處理與誤差校正處理單元組件，所述的光學(xué)測量成像組件包括成像鏡頭和分光板結(jié)構(gòu)；所述的紅外光探測器焦平面組件的探測器的光敏面安裝在光學(xué)測量成像組件的成像面上，探測器焦平面組件將固定在敏感器系統(tǒng)的支撐結(jié)構(gòu)上；所述的MEMS慣性測量組件則包括3個正交安裝的MEMS陀螺和3個正交安裝的加速度計，光學(xué)測量坐標(biāo)系的每個軸方向分別平行于3個正交安裝的MEMS陀螺和3個正交安裝的加速度計；所述的信息處理與誤差校正處理單元組件是采用信息處理器對各個敏感器信息進(jìn)行處理，然后將星敏感器測量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正，最后由標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)通訊接口輸出近實時高精度三軸姿態(tài)信息和軌道高度信息。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏 感器系統(tǒng)，其特征在于中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng) 中的星敏感器和近紅外光靜態(tài)成像式敏感器通過采用分光濾光片共用所述的 光學(xué)成像組件和探測器焦平面組件，探測器視場分割使用，中心區(qū)域為近紅外 光靜態(tài)成像式敏感器使用，用來對地球成像，邊緣區(qū)域為星敏感器使用，用來 對恒星成像。所述的星敏感器是一種通過對恒星成像提取與標(biāo)準(zhǔn)星圖庫匹配得 到其光軸相對于慣性空間的指向矢量的；所述的近紅外光靜態(tài)成像式敏感器是 一種通過對地球成像提取地球中心矢量的；上述星敏感器和近紅外光靜態(tài)成像 式敏感器都擁有共同的像面坐標(biāo)系，其Z軸沿光軸指向地球方向，其X軸和Y 軸分別與探測器陣列的行和列方向 一致。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏 感器系統(tǒng)，其特征在于所述的3個MEMS陀螺分別安裝在與像面坐標(biāo)系三個 軸平行的三個正交軸方向上；3個MEMS加速度計的三個安裝軸與星敏感器像 面坐標(biāo)系三個軸方向一致；所述的MEMS陀螺和MEMS加速度計它們的安裝 軸與星敏感器和近紅外光靜態(tài)成像式地球敏感器像面坐標(biāo)系三個坐標(biāo)軸方向一致。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏 感器系統(tǒng)，其特征在于組成系統(tǒng)的各個功能組件分別是星敏感器、近紅外靜態(tài) 成像式敏感器、MEMS陀螺、MEMS加速度計，它們都能基于信息處理單元 單獨(dú)或者任意組合搭配應(yīng)用發(fā)揮功能。
全文摘要
本發(fā)明提供一種中高軌道航天器的近紅外光成像式自主導(dǎo)航敏感器系統(tǒng)，其包括光學(xué)測量成像組件、探測器焦平面組件、MEMS慣性測量組件、信息處理與誤差校正處理單元組件。本發(fā)明通過采用至近紅外光譜段探測可以使用近紅外光學(xué)透過材料進(jìn)行設(shè)計，也可采用純反射鏡進(jìn)行設(shè)計，降低了光學(xué)系統(tǒng)的研制難度，去掉了光纖轉(zhuǎn)換器和像增強(qiáng)器減小了儀器的復(fù)雜性，采用一次成像探測保證了探測精度。因恒星和地球探測均為近紅外光譜段，所以可以直接或者借助于濾光片進(jìn)行光譜能量分配，共用一個光學(xué)系統(tǒng)和探測器，一體化設(shè)計后的系統(tǒng)具有重量輕、體積小、功耗低、精度高、數(shù)據(jù)更新率高、成本低等特點(diǎn)。
文檔編號G01C21/24GK101275842SQ200710087000
公開日2008年10月1日 申請日期2007年3月29日 優(yōu)先權(quán)日2007年3月29日
發(fā)明者郝云彩 申請人:北京控制工程研究所