[发明专利]低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种应用于航天器自主导航姿态和轨道测量系统的技术，具体地说是涉及一种低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统。

背景技术

在航天器自主导航领域，存在多种自主导航姿态和位置信息测量系统和方法，如美国Honeywell Inc公司于1993年9月20日申请的欧洲专利公开号EP0589387A1公开了名称为“Method and System for Determining 3 AxisSpacecraft Attitude”，即“三轴航天器姿态确定方法与系统”。采用280nm～300nm谱段的紫外光探测地球边缘紫外辐射轮廓，确定地心的俯仰和滚动姿态信息，利用同一个探测器探测垂直于光轴方向的恒星矢量方向来确定偏航姿态信息。系统采用折转反射镜压缩视场，采用双半球加光纤转像器对大视场曲面像面进行成像。采用数据处理器对采集到的地球和恒星图像信息进行处理，获取3轴姿态信息。该方案虽然解决了三轴姿态和轨道高度的测量问题。但是存在的不足是，采用紫外谱段的光学系统材料较少，采用半球结构透镜和光纤传像过于复杂，成本高；光纤传像和像增强器结合会带来附加噪声，降低精度。

美国NASA在其新盛世计划中公布了一项研究计划，称之为“惯性星陀螺”(Inertial Stellar Compass)，采用星敏感器和MEMS陀螺组合设计，利用星敏感器的高精度姿态信息近实时校正陀螺的飘移。该方案的不足是，星敏感器是单个的，在光轴方向上能够提供较高的精度，但是在垂直于光轴的方向上精度下降近1个量级，因此对于该方向的MEMS陀螺飘移校正精度就受到影响。

“系统仿真学报”2005年3月Vol.17，No3，P529发表的文章“组合大视场星敏感器星光折射卫星自主导航方法及其仿真”所述敏感器采用3个普通星敏感器空间相交120°角构成组合式系统，同时观测地球边缘的3颗恒星，根据大气折射模型推出精确的地心矢量。该方案的不足之处在于采用了3个星敏感器，成本较高，使得3个星敏感器的光轴相交调整高精度实现困难。

美国Microcosm公司研制了一种自主导航系统MANS(MicrocosmAutonomous Navigation System)，其中包括地球敏感器、太阳和月亮敏感器、星敏感器、陀螺和加速度计，由于是多敏感器联合确定三轴姿态和位置，所以精度很高。但是系统过于复杂，而且采用了带有活动部件的双圆锥地球敏感器，成本高。

本发明内容

本发明的目的是克服上述现有技术的缺点，提供一种低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统，其主要解决低轨道航天器不依赖于卫星导航系统的三轴姿态和轨道高度一体化高精度实时测量问题。该敏感器不采用半球透镜和像转换器，而采用大视场平场近红外透镜或者反射式大视场镜头设计与折转反射镜组合技术克服了美国紫外敏感器存在的紫外光学系统复杂和成本高的缺点，消除了以往自主导航敏感器各自方案的不足，诸如由分散式多敏感器和复杂光学系统带来的成本高、由单一光学敏感器与三轴MEMS陀螺结合设计带来的三轴精度不一致、由像转换器带来的精度退化、由多敏感器分布安装带来的重量体积大等缺陷。

本发明的目的是通过下述技术方案来实现的，本发明所提供的低轨道航天器的近红外光成像式自主导航敏感器系统包括包括光学测量成像组件、红外光探测器焦平面组件、惯性测量组件、信息处理与误差校正处理单元组件；其中所述的光学测量成像组件包括成像镜头，恒星成像的折转反射镜和地球成像折转反射镜。所述的探测器焦平面组件的探测器的光敏面安装在光学测量成像组件的成像面上，探测器焦平面组件将固定在敏感器系统的支撑结构上。所述的MEMS惯性测量组件则包括3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计，光学测量坐标系的每个轴方向分别平行于3个正交安装的MEMS陀螺和3个正交安装的加速度计(具体安装方式参见下面结合图3所描述的内容)。所述的信息处理与误差校正处理单元组件是采用信息处理器对各个敏感器信息进行处理，然后将星敏感器测量信息用于MEMS陀螺的零漂移校正。最后由标准数据通讯接口输出近实时高精度三轴姿态信息和轨道高度信息。本发明星敏感器谱段选择尽可能宽，例如可以采用从可见光到近红外谱段，在这一谱段的恒星数量足够供识别之用。

地球近红外谱段选为中心波长大于1000nm，谱段宽度小于20nm的光谱。这样可以保证全天时的测量功能。