用于星敏感器的精度测量方法技术

本发明专利技术公开了一种用于星敏感器的精度测量方法，包括：1)将星敏感器固定在地球上；2)向所述星敏感器输入测试开始时间相对于J2000.0的时间T；3)根据导航星在J2000.0坐标系下的赤纬和赤经以及视运动参数(α′，δ′)确定在J2000.0直角坐标系下的方向矢量；4)将导航星在J2000.0直角坐标系下的方向矢量转换为历元黄道坐标系下的方向矢量；5)将历元黄道坐标系下的方向矢量转变成天球坐标系下的方向矢量(vCRFT)；6)将导航星从天球坐标系下的方向矢量变到地固坐标系下的方向矢量(vTRF)，并基于所述地固坐标系下的方向矢量(vTRF)，获得所述星敏感器的精度。根据本发明专利技术的方法，很容易实现该星敏感器的精度测量方法。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于姿态传感器
，尤其涉及一种。
技术介绍
星敏感器以精度高、功耗低、体积小等优点成为目前航天器最具竞争力的姿态敏感器件。目前，星敏感器的定姿精度已经可以达到10"，某些型号的星敏感器精度甚至可以达到1 “水平，高精度是星敏感器得以迅速发展和广泛应用的关键因素。随着星敏感器精度越来越高，对精度测量方法也提出了更高的要求。传统的测试方法主要基于星模拟器及精密转台，需要转台的位置精度比星敏感器的测量精度再高一个数量级，即达到亚角秒的量级水平，这种设备价格昂贵，操作过程复杂。同时，实验室通过转台标定时，以星模拟器作为测量基准，但实现光谱范围、星等和位置精度皆满足要求的全天球星模拟器难度很大，星模拟器与真实星空的导航星还有较大差距，还不能完全模拟真实星空情况，使实验室测试的真实性和准确性难以得到人们的信服。因此，找到一个易实现的、能满足精度要求的星敏感器精度测量方法就显得十分重要和迫切。
技术实现思路
本专利技术旨在至少解决上述技术问题之一。为此，本专利技术需要提供一种，所述精度测量方法能够很容易实现、解决传统的测试方法操作复杂，需要价格昂贵的精密转台和星模拟器的困扰，同时测量结果较转台式测量方法更具有准确性和真实性，且测试精度能满足星敏感器的要求。根据本专利技术的一方面，提供了一种，包括如下步骤 1)将星敏感器固定在地球上，且使得星敏感器的主轴指向天顶，所述星敏感器可输入时间参数且存储有导航星表和导航星的视运动参数；2)向所述星敏感器输入测试开始时间相对于J2000. 0时刻的当前时刻T ；3)根据星敏感器中的导航星在J2000. 0坐标系下的赤纬和赤经(α，δ)以及在两个方向上的视运动参数来确定导航星在当前时刻T在 J2000. 0直角坐标系下的方向矢量；4)将导航星在当前时刻T在J2000. 0直角坐标系下的方向矢量转换为历元黄道坐标系下的方向矢量；5)将历元黄道坐标系下的方向矢量转变成当前时刻T下的天球坐标系下的方向矢量(ν·)；以及6)根据实际拍摄时刻(T+At)将导航星在当前时刻T从天球坐标系下的方向矢量(V。KFT)变到实际拍摄时刻(T+At)在地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)，并基于所述地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)，获得所述星敏感器的精度。由此，在本专利技术的上述精度测量方法中，通过利用地球本身自转的精密性，将星敏感器固连于地球，使星敏感器的主轴正对天顶进行观测，星敏感器随着地球的一起运动(Ω =7. ^2115X 10_5rad/S)，星敏感器测量值的角度变化与之相对应，而存储在星敏感器星表内的导航星是在J2000.0坐标系(CRFJ2000)下的坐标，由于星敏感器的三轴精度不一致性，其指向精度比滚转精度高一个量级，为保证测量指向精度的准确性和高精度，将星敏感器中导航星的坐标转换到当前测量时刻地固坐标系(TRF)下的坐标，这样就消除了地球滚转轴对指向精度的影响，此时测量星敏感器的输出结果理论上为恒定值，即为星敏感器坐标系相对于地固坐标系的安装矩阵，以此矩阵为基础可以测量出星敏感器主轴在地固坐标系中的变化，进而测量出星敏感器的指向轴精度。根据本专利技术的一个实施例，在所述步骤幻中，在所述当前时刻T下，导航星在 J2000.0直角坐标系下的方向矢量(vCW2_)为权利要求1.一种，包括如下步骤1)将星敏感器固定在地球上，且使得星敏感器的主轴指向天顶，所述星敏感器可输入 时间参数且存储有导航星表和导航星的视运动参数；2)向所述星敏感器输入测试开始时间相对于J2000.O时刻的当前时刻(T)；3)根据星敏感器中的导航星在J2000.O坐标系下的赤纬和赤经(a，6)以及在两个 方向上的视运动参数<59来确定导航星在当前时刻(T)在J2000.0直角坐标系下的方 向矢量；4)将导航星在当前时刻(T)在J2000.O直角坐标系下的方向矢量转换为历元黄道坐标 系下的方向矢量；5)将历元黄道坐标系下的方向矢量转变成当前时刻(T)下的天球坐标系下的方向矢 量(Vcrft)；以及6)根据实际拍摄时刻(T+At)将导航星在当前时刻⑴从天球坐标系下的方向矢量 (Vceft)变到实际拍摄时刻(T+At)在地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)，并基于所述地固坐标 系下的方向矢量(Vtkf)，获得所述星敏感器的精度。2.根据权利要求1所述的精度测量方法，其特征在于，在所述步骤；3)中，在所述当前时 刻⑴下，导航星在J2000. O直角坐标系下的方向矢量(veKW2_)为3.根据权利要求2所述的精度测量方法，其特征在于，在所述步骤(4)中，历元黄道坐 标系下的方向矢量(Vekf)基于所述导航星在J2000. 0直角坐标系下的方向矢量(vCW2_)且 将所述J2000. 0坐标系绕绕着所述J2000. 0坐标系的X轴逆时针方向转动23° 26' 21 “ 的变换之后获得4.根据权利要求3所述的精度测量方法，其特征在于，将导航星在历元黄道坐标系下 的方向矢量(Vekf)转变成当前时刻(T)下的天球坐标系下的方向矢量(Vckft)通过下述获 得将历元黄道坐标下的方向矢量(Vekf)绕其Z轴顺时针方向转动50.294T;接着绕第一次 转动后的坐标系的X轴顺时针方向转动23ti26~21~;接着绕第二次旋转后的坐标系的X轴逆时针方向旋转接着绕第三次旋转后的坐标系的Z轴顺时针方向旋转以及接着绕第四次旋转后的坐标系的X轴顺时针方向旋转￡a J #，以获得含有章动项的当 前时刻(T)的天球坐标系下的方向矢量(veKFT)，其中^P，a分别表示黄经章动和斜章动。5.根据权利要求4所述的精度测量方法，其特征在于，所述导航星在天球坐标系下的 方向矢量(Vckft)通过下述公式获得6.根据权利要求5所述的精度测量方法，其特征在于，根据IAU2000B章动模型，^与黄经章动(<=φ )和斜章动(妹)分别为7.根据权利要求1所述的精度测量方法，其特征在于，所述步骤(6)进一步包括(61)根据实际拍摄时刻(T+At)将导航星矢量从当前时刻(T)天球坐标系转到实际拍摄时刻(T+At)的地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)；(62)根据所述地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)通过QUEST方法求解星敏感器的最优姿态矩阵(Aq (Tj U));以及(63)计算实际拍摄时刻(Tjα )的星敏感器主轴指向矢量/KT1J α);以及(64)计算实际拍摄时刻(Tjd)的星敏感器主轴指向矢量的夹角(Qij)，以获得所述星敏感器的指向精度。8.根据权利要求7所述的精度测量方法，其特征在于，导航星在地固坐标系下的方向矢量(Vtkf)通过将所述导航星在天球坐标系下的方向矢量(Vckft)绕天球坐标系的Z轴以Ω =7. 292115Χ 10_5rad/s逆时针旋转获得9.根据权利要求8所述的精度测量方法，其特征在于，所述最优姿态矩阵(Aq(TjU)) 通过使得下面的目标函数J)Aq }T)台达到最小值而获得10.根据权利要求9所述的精度测量方法，其特征在于，所述星敏感器的主轴指向矢量 p(Tj匀)为11.根据权利要求10所述的精度测量方法，其特征在于，所述星敏感器的主轴指向矢量的夹角(Qij)为全文摘要本专利技术公开了一种，包括1)将星敏感器固定在地球上；2)向本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．一种用于星敏感器的精度测量方法，包括如下步骤：１）将星敏感器固定在地球上，且使得星敏感器的主轴指向天顶，所述星敏感器可输入时间参数且存储有导航星表和导航星的视运动参数；２）向所述星敏感器输入测试开始时间相对于Ｊ２０００．０时刻的当前时刻时刻（Ｔ＋Δｔ）在地固坐标系下的方向矢量（ｖＴＲＦ），并基于所述地固坐标系下的方向矢量（ｖＴＲＦ），获得所述星敏感器的精度。量转换为历元黄道坐标系下的方向矢量；５）将历元黄道坐标系下的方向矢量转变成当前时刻（Ｔ）下的天球坐标系下的方向矢量（ｖＣＲＦＴ）；以及６）根据实际拍摄时刻（Ｔ＋Δｔ）将导航星在当前时刻（Ｔ）从天球坐标系下的方向矢量（ｖＣＲＦＴ）变到实际拍摄（Ｔ）；３）根据星敏感器中的导航星在Ｊ２０００．０坐标系下的赤纬和赤经（α，δ）以及在两个方向上的视运动参数来确定导航星在当前时刻（Ｔ）在Ｊ２０００．０直角坐标系下的方向矢量；４）将导航星在当前时刻（Ｔ）在Ｊ２０００．０直角坐标系下的方向矢

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：尤政，邢飞，孙婷，张高飞，李滨，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：11