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星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势.

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卫星导航系统的原理与发展趋势

卫星导航系统的原理与发展趋势

卫星导航系统的原理与发展趋势随着人们对于高精度、高可靠、全球性导航需求的愈发增长，卫星导航系统越来越成为人们日常生活中不可或缺的一部分。

本文将从原理、发展过程和未来趋势三个方面展开论述，帮助读者更好地认识卫星导航系统。

一、原理卫星导航系统的原理是利用一定数量的人造卫星，通过与接收设备的相互配合与测量，来确定地面接收设备的位置、速度、方向等信息。

这里需要解释的两个概念是卫星定位和测距原理。

1. 卫星定位。

GPS是最常见的卫星导航系统，其基本的定位原理是通过卫星向用户发射信号，当这些信号到达大地上的接收机时，接收机便可计算出自身的位置和时间。

GPS接收机所接收到的信号一般来自于4-5颗卫星，通过测量信号传输的时间，即可确定用户与各个卫星的距离，从而计算出接收机的三维坐标。

2. 测距原理。

GPS的精度依赖于计算信号传输时间的精度，而计算时间就需要匹配发射端和接收端的信号。

信号的“匹配”过程涉及到了传输中可能产生的频率改变、振荡器不稳定性等问题。

然而，由于GPS信号在空气中传播速度为光速，因此简单地通过传统测量距离的方式难以达到足够高的精度。

二、发展过程卫星导航系统的历史可追溯至上世纪50年代初的美国“CORONA”项目，当时主要用于监测苏联的军事基础设施。

20世纪70年代开始，美国启动了全球定位系统（GPS）的研发，该系统的开发获得了军方的支持，并于1983年首次确立使用。

美国的GPS于1994年正式向民用市场开放，此后逐渐普及，并深度集成到车联网、无人机、智能家居等各领域中。

但是，除了GPS，还有其他一些卫星导航系统值得关注。

中国是较早发布自己卫星导航系统的国家。

我国“北斗卫星导航系统”由国防科技工业部等国务院部门主导，于2000年正式开工建设。

在深入的技术攻关后，北斗项目已于2012年完成全球组网部署。

此外，俄罗斯的“格洛纳斯”、“欧洲卫星导航系统” （Galileo）也同样值得瞩目。

三、未来趋势卫星导航系统的发展方向主要分为以下两个方面：1.高精度和高度集成。

星敏感器光学系统设计

星敏感器光学系统设计

分类号V445 学号******** U D C 密级公开工程硕士学位论文星敏感器光学系统设计硕士生姓名赵超工程领域光学工程研究方向光电仪器与测控技术指导教师伏思华副教授协助指导教师周金鹏副教授国防科学技术大学研究生院二〇一六年十一月Optical System Design of Star SensorCandidate：Zhao ChaoAdvisor：Fu SihuaAssistant advisor：Zhou JinpengA thesisSubmitted in partial fulfillment of the requirementsfor the professional degree of Master of Engineeringin Optical EngineeringGraduate School of National University of Defense Technology Changsha，Hunan，P.R.China（November，2016）目录摘要 (i)ABSTRACT .................................................................................................................. i i 第一章绪论 (1)1.1选题背景和研究意义 (1)1.2 星敏感器简介 (2)1.3 星敏感器光学系统技术发展现状 (2)1.3.1 光学系统参数的确定方法 (3)1.3.2 光学镜头设计 (4)1.3.3 遮光罩设计 (7)1.4 本论文的研究内容 (9)第二章星敏感器光学系统设计需求分析 (11)2.1 星敏感器探测能力分析 (12)2.1.1 星光信号能量 (12)2.1.2 探测器星光能量 (13)2.1.3 星等探测信噪比计算 (13)2.1.4 星探测概率计算 (14)2.2 星敏感器光学系统参数确定 (15)2.2.1 视场、焦距和阈值星等的初步选择 (15)2.2.2 入瞳直径的确定 (19)2.2.3光谱范围和中心波长的确定 (22)2.2.4 其他参数确定 (22)2.3 定位精度对几何像差的要求的定性分析 (24)2.3.1 色差 (24)2.3.2 畸变和彗差 (25)2.3.3 球差、像散和场曲 (26)2.4 本章小结 (26)第三章星敏感器光学镜头设计 (28)3.1 光学系统选型 (28)3.2 光学镜头初始结构确定 (28)3.3 光学镜头优化 (29)3.4 光学镜头像质评价 (33)3.3.1 点列图 (33)3.3.2 光线像差 (35)3.3.3 垂轴色差曲线 (36)3.3.4 调制传递函数 (37)3.3.5 点扩散函数 (38)3.3.6 能量集中度 (39)3.3.7 光学镜头图像分析 (40)3.3.8 光学镜头透过率计算 (41)3.5 温度对光学镜头成像质量的影响 (41)3.4.1 温度变化对光斑大小的影响 (42)3.4.2 温度变化对焦距和后截距的影响 (43)3.4.3 温度变化对能量包围圆半径与能量中心偏移量的影响 (44)3.4.4 温度变化对畸变、垂轴色差和点扩散函数的影响 (46)3.6 公差分析 (46)3.7 光学镜头设计结果 (50)3.8 本章小结 (51)第四章星敏感器光学系统杂散光抑制 (52)4.1 杂散光分析与抑制理论 (52)4.2 星敏感器遮光罩设计 (56)4.2.1 遮光罩参数计算与设计 (56)4.2.2 挡光环设计 (59)4.3 星敏感器光学系统建模 (60)4.4 光学系统杂散光抑制结果 (62)4.5 杂散光抑制结果验证 (64)4.6 遮光罩优化设计 (65)4.7 本章小结 (69)第五章星敏感器光学系统模拟成像分析 (70)5.1 光学镜头模拟成像 (70)5.2 光学镜头视场内杂散光抑制分析 (74)5.3 光学系统视场外杂散光模拟成像分析 (75)5.4 本章小结 (77)第六章总结与展望 (78)6.1 本文完成的工作 (78)6.2 下一步研究计划 (79)致谢 (81)参考文献 (82)作者在学期间取得的学术成果 (87)表目录表2.1 SonyICX285AL探测器参数表 (11)表2.2 不同视场下不同阈值星等的探测概率 (15)表2.3 SKY2000星表中不弱于M V的全天星数的数目 (18)表2.4 不同视场下的焦距 (18)表2.5 不同视场不同入瞳直径下的设计难度系数C (20)表2.6 不同阈值星等不同入瞳直径下的信噪比SNR (20)表2.7 方案1不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.8 方案2不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.9 方案3不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.10 方案4不同孔径光学系统信噪比和设计难度 (21)表2.11 四种方案探测到恒星的概率和星表大小 (22)表2.12 弥散斑圆大小对内插星象中心的影响 (23)表2.13 光学系统设计参数表 (24)表3.1 光学系统各视场弥散斑直径 (34)表3.2 垂轴色差数据 (37)表3.3 包围85%和90%能量时半径大小 (40)表3.4 不同温度4个半视场下的光斑均方根半径值/μm (42)表3.5 不同温度下光学镜头焦距值 (44)表3.6 不同温度下镜头焦距值相对于20°C时焦距值的变化值 (44)表3.7 不同温度时光学系统后截距参数及其移动量 (44)表3.8 4.949°视场不同温度下包围85%和90%能量的包围圆半径 (45)表3.9 不同温度引起的不同半视场能量中心偏移 (46)表3.10 不同温度下垂轴色差最大值 (46)表3.11 光学镜头主要参数 (51)表4.1 挡光环高度和位置表 (61)表4.2 杂散光追迹值表 (63)表4.3 优化结构挡光环高度和位置表 (67)表4.4 优化结构杂散光追迹值表 (68)表5.1 竖直轴不同视场星象能量中心位置 (73)表5.2 竖直轴方向不同视场星象能量提取位置 (75)图目录图2.1 探测器量子效率曲线图 (11)图2.2 不同视场下不同阈值星等的平均星数目 (17)图2.3 阈值星等5.5时不同视场下探测到不同数目的星的概率 (17)图2.4 10°视场下不同阈值星等探测到不同星的数目的概率 (17)图2.5 不同视场下难度系数C与口径直径的关系曲线 (20)图2.6 不同阈值星等不同口径下的信噪比SNR曲线图 (21)图3.1 初步优化光学系统2D结构图 (30)图3.2 初步优化光学系统点列图 (30)图3.3 初步优化光学系统传递函数曲线 (31)图3.4 初步优化光学系统点扩散函数 (31)图3.5 初始光学系统能量分布图 (31)图3.6 优化后光学镜头数据 (32)图3.7 优化后光学系统2D结构图 (32)图3.8 优化后光学镜头数据 (33)图3.9 优化后光学系统点列图 (34)图3.10 光线像差曲线 (35)图3.11 光程差曲线 (35)图3.12 优化后光学系统场曲与畸变曲线 (36)图3.13 垂轴色差曲线 (36)图3.14 光学系统传递函数曲线 (38)图3.15 点扩散函数图 (39)图3.16 优化后光学系统包围能量曲线 (39)图3.17 原始星点图像 (40)图3.18 4.949 星象示意图 (41)图3.19 -30°C、-10°C、10°C、20°C、30°C和50°C的点列图 (43)图3.20 4.949°半视场不同温度下包围85%和90%能量的包围圆半径 (45)图3.21 光学镜头公差分析时公差设置 (47)图3.22 公差分析方法设置 (48)图3.23 灵敏度分析 (48)图3.24 蒙特卡罗分析结构 (49)图3.25 蒙特卡罗统计 (49)图3.26 光学镜头3D图 (50)图3. 27镜头各单个镜片参数 (51)图4.1 表面BRDF定义图 (53)图4.2 AB g模型示意图 (53)图4.3 基本能量方程传输图 (54)图4.4 星敏感器遮光罩设计流程图 (56)图4.5 星敏感器与杂光源夹角示意图 (57)图4.6 遮光罩结构示意图 (57)图4.7 延拓后的遮光罩结构 (59)图4.8 挡光环位置结构确定示意图 (59)图4.9 结构示意图 (61)图4.10 遮光罩与光学系统剖面图 (61)图4.11 辐照度图 (62)图4.12 PST曲线 (63)图4.13 30°杂散光光线追迹图 (64)图4.14 优化结构示意图 (65)图4.15 优化结构示意图 (67)图4.16 光线追迹示意图 (68)图4.17 PST曲线 (69)图5.1不同视场星场成像模拟 (70)图5.2 光学系统整体结构图 (70)图5.3 模拟成像光线追迹 (71)图5.4 探测器模拟星象图 (71)图5.5 探测器星象能量分布 (72)图5.6 探测器能量分布 (72)图5.7 光学镜头设置光阑后光线追迹 (74)图5.8 视场内杂散光抑制后探测器能量分布 (75)图5.9 光学系统光线追迹 (75)图5.10 探测器模拟星象图 (76)图5.11 探测器杂散光模拟成像 (76)图5.12 探测器平滑后模拟星象图 (77)摘要星敏感器是以恒星为探测对象的高精度空间姿态测量装置，已被广泛应用于航天、航空、航海、制导等领域。

捷联惯导_星敏感器组合导航技术研究

捷联惯导_星敏感器组合导航技术研究

惯性坐标系之间的转换关系是能够实时计算得到 的 ,所以本文即认为在经过一系列坐标变换以后 ,星 敏感器最后输出的是本体坐标系相对于地理坐标系 的相关姿态信息 。
3 组合导航系统工作原理
捷联惯导系统 SI N S /星敏感器 CCD 组合导航 的工作原理见图 1。捷联惯导系统和星敏感器分别 输出飞行器的姿态转换矩阵信息 。经坐标变换后 , 卡尔曼滤波器接收两个导航子系统输出的相对导航 坐标系的姿态转换矩阵元素的差值 , 同时将捷联惯 导系统输出的姿态转换矩阵中的元素作为组合导航 系统测量矩阵的相应数据 。通过采用 Kalm an 滤波 反馈校正的方式对捷联惯导系统和星敏感器输出的 姿态转换矩阵信息进行数据融合 , 估计出系统的各 个误差状态量 ,然后用系统误差估计值去校正捷联 惯导系统力学编排中的相应导航参数 , 即将系统误 差估计值反馈到捷联惯导系统的内部 , 最后输出有 关飞行器导航参数的最优估计 。
Oct12005 Vol123, No. 5
航 天 控 制 Aerospace Control
・31・
捷联惯导 /星敏感器组合导航技术研究
王 鹏 张迎春 强文义 张荣林
哈尔滨工业大学卫星技术研究所 , 哈尔滨 150001
3
摘 要 针对在捷联惯导系统中陀螺的误差存在随着时间积累而逐渐增大的缺 点 ,提出了捷联惯导系统 +星敏感器的组合导航方案 , 并进行了仿真及结果分 析 。以 Kalm an滤波为基础 ,通过将捷联惯导系统和 CCD 光学传感器所测得的 飞行器相关姿态信息进行数据融合 ,估计出组合导航系统的误差状态量 ,进而修 正捷联惯导系统的位置 、 速度和姿态角 。详细推导了捷联惯导 +星敏感器组合 导航的算法 ,并通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性 。 主题词 捷联惯导系统 星敏感器 组合导航 卡尔曼滤波 中图分类号 : V249. 3 文献标识码 : A 文章编号 : 1006 2 3242 ( 2005 ) 05 2 0031 2 06

太空探索中的新型传感器技术发展及应用

太空探索中的新型传感器技术发展及应用

太空探索中的新型传感器技术发展及应用太空探索一直是人类研究宇宙奥秘的重要领域，与此同时，随着科技的不断发展，太空探索所需的传感器技术也在不断更新换代。

无论是机器人探测器还是载人航天，传感器都扮演着至关重要的角色。

本文将着重探讨在太空探索中的新型传感器技术发展及应用。

一、太空探索中的传感器技术太空探索中的传感器技术十分丰富多样，涉及到的领域也非常广泛，比如天文、地球、环境等。

太空探索中的传感器技术主要有以下几种：1. 光学传感器光学传感器能够感测光的性质，从而探测并识别物质的位置、形状和速度等物理量。

目前，光学传感器已成为太空探索的重要工具，它们可以被用于探测外太空中较远的天体，比如彗星、行星和星际介质等。

此外，光学传感器也可以用于地球观测，比如探测地表覆盖物和自然环境等。

2. 微波传感器微波传感器可以测量微波辐射，用于观测大气、海洋、土地和冰帽等物质特性。

这种传感器可以穿透云层，可以在昼夜和降雨天气下进行观测，并能够测量多种物理量，比如表面反射率、海洋风、降雨等等。

3. 等离子体传感器等离子体传感器主要用于探测等离子体的性质和参数，包括等离子体密度、温度、电位和磁场等等。

等离子体在太阳风中起着重要的作用，它们可以引起磁暴和辐射带，对太空探索造成影响，而等离子体传感器则可以帮助科学家更好地理解这些现象。

4. X射线传感器X射线传感器可以探测和测量X射线辐射，这种传感器在太空探索中的应用十分广泛。

比如可以用于探测行星和恒星的X射线辐射，并且通过监测X射线辐射的变化，可以研究行星和恒星的活动状况等。

二、太空新型传感器技术的发展随着科技不断进步，太空新型传感器技术也迅速发展。

下面分别从机器人探测器和载人航天两个方面进行探讨。

1. 机器人探测器机器人探测器是太空探索的基石，它们不仅可以代替人类探测未知的领域，还可以深入研究地球和行星等多个领域。

目前，机器人探测器已经使用了多种新型传感器技术，比如激光传感器、声波传感器和微传感器等。

星载遥感器的设计与制造

星载遥感器的设计与制造

星载遥感器的设计与制造随着科技的不断进步和发展，人类对于地球的认知和了解也在不断深入。

而在现代地球观测技术中，星载遥感器则成为了一种重要的手段，它可以从卫星上对地球物理、化学、生物等多种信息进行高精度的观测和感知，为人类更深入地研究地球提供了有力支持。

本文将从星载遥感器的原理、设计以及制造等多方面对其进行探讨。

一、星载遥感器的原理星载遥感器是指运载在卫星上的一种感知地球的仪器设备。

其主要通过通过对地球的各种物理现象、化学现象、生物现象等进行探测和观测，获取大量的地球信息，并通过遥感技术将这些信息传输回地面，为各种研究和应用提供数据基础。

星载遥感器通过各种光学、雷达、摄像等多种观测手段，从不同的角度、不同的波段、不同的颜色等多个方面进行观测和感知。

具体而言，星载遥感器的原理包括：1. 光学原理光学原理是星载遥感器中最基本的原理之一，其充分发挥了光学物理学的各种知识，通过处理各种光线的角度、强度、颜色等信息，实现对目标物体的识别、模拟以及分类等操作。

同时，光学原理还可以通过对各种反射率、散射率、透过率等参数的进行跟踪和监控，来精确地获得各种物理信息。

2. 雷达原理雷达原理是星载遥感器中比较复杂的一个原理，其通过探究电磁波在传播和反射过程中的各种规律，来实现对地球表面状态、岩石结构问题等重要数据的搜集。

具体而言，雷达原理可以通过选择合适的波段、频率、极化等参数，来提高数据的灵敏度和准确性，从而满足各种监测和科研需求。

3. 摄像原理摄像原理是星载遥感器中最为普及和常见的原理之一，其通过使用适应性强、分辨率高、图像颜色真实、构图自然的摄像技术，来对地球表面进行高精度的影像感知和采集。

与光学和雷达原理相比，摄像原理最大的优势在于其能够迅速获取可视化的图像信息，而且具有易于处理、易于分析的优点。

二、星载遥感器的设计星载遥感器的设计是非常复杂和细致的工作，其需要考虑到多种因素，包括仪器稳定性、信号干扰、遥测传输、成像质量等多个方面。

天文导航第10章 星光折射间接敏感地平天文导航方法

天文导航第10章 星光折射间接敏感地平天文导航方法

位置估计误差
1200
速度估计误差
6
估计误差
滤波方差
1000
5
估计误差 滤波方差
800
4
600
3
400
2
200
1
0 0
50
100
150
200
250
300
350
400
0 0
50
100
150
200
250
300
350
400
t /min
t /min
位置估计误差约150m（1σ），速度估计误差约0.18m/s（1σ）。
150
100
50
0
0
1
2
3
4
5
6
折射角获取精度 /″
30
天文导航原理及应用
10.3.2 影响因素分析
3、一个轨道周期内折射星观测次数
位置估计精度/m
500
450
400
350
300
250
200
150
100
50
200
400
600
800
1000
1200
1400
1600
一个轨道内观测折射星出现的次数
31
天文导航原理及应用
时间/min
速度估计误差
4.5
4
3.5
3
2.5
2
1.5
1
0.5
0
0
50 100 150 200 250 300 350 400 450
时间/min
图 1 在大气高度 20km-25km 范围内基于折射角的仿真结果

星敏感器精度测试论文

星敏感器精度测试论文

星敏感器精度测试论文【摘要】为了在实际星空条件下，精确测定星敏感器的精度，提出利用陀螺加速度计数据与卡尔曼滤波算法，使星敏感器与地理坐标系精确对准，根据星敏感器定姿原理，将测试时刻实际数据与理论输出比对，实测值表明，此方法测得数值，具有更加令人信服的工程实际价值。

【关键词】星敏感器精度评估初始对准经纬仪卡尔曼滤波1 引言星敏感器的测角精度在几个角秒到几十个角秒不等，传统的方法主要依赖于高精度的模拟器，但是模拟器毕竟只是模拟输入，与真实星空不尽相同，测试数据也定与真实数据较有更大的差距。

本文在利用经纬仪准直法保证陀螺、加表与星敏感器三轴平行安装的情况下，利用卡尔曼滤波算法实现北东地地理坐标系与星敏感器测量坐标系对准，通过坐标变换把星敏感器实测数据与理论数据转换到同一坐标系下，从而实现在实际星空下对星敏感器精度的评估。

2 星敏感器测量坐标系与地理坐标系固连将星敏感器固定在地球上，那么星敏感器则随着地球转动，只要将星敏感器的测量坐标系与地理坐标系精确固连，根据坐标系转换则可以实现对星敏感器测角精度的评估。

所谓的精确固连，就是精确确定星敏感器测量坐标系与地理坐标系的转换矩阵，或者利用某种手段使星敏感器测量坐标系与地理坐标系精确对准，而现有的对准技术主要依赖于陀螺和加表，那么只要陀螺和加表与星敏感器平台安装，且实现陀螺加表的测量坐标系与星敏感器测量坐标系的精确标定，星敏感器测量坐标系与地理坐标系的对准问题就转化为陀螺和加表测量系与地理坐标系的对准问题，而陀螺和加表与地理坐标系的对准问题可以利用成熟的卡尔曼滤波算法实现，通过经纬仪布站方法可以实现陀螺加表坐标系与星敏测量坐标系转换矩阵的标定。

2.1 陀螺加表测量坐标系与星敏感器测量坐标系转换矩阵的确定通过精加工安装支架可以实现星敏感器与陀螺加表测量坐标系指向相同，实际安装时无法做到转换矩阵是绝对的单位阵，这就需要用经纬仪布站的方法测量转换矩阵，需要4台经纬仪，记为T1、T2、T3、T4，实际测量时，T1、T2与星敏感器立方晶自准直建立星敏感器测量坐标系，用同样方法通过T3，T4建立惯测组合测量坐标系，再通过T1、T3互瞄可以得到陀螺加表测量坐标系与星敏感器测量坐标系的的转换关系，近似于单位阵。

星载遥感技术在测绘中的应用与发展趋势

星载遥感技术在测绘中的应用与发展趋势

星载遥感技术在测绘中的应用与发展趋势引言测绘作为一门重要的空间信息科学，为我们认识和掌握地理信息提供了重要手段。

而星载遥感技术作为测绘领域中的一项重要技术手段，近年来在测绘领域中得到了广泛的应用。

本文将从星载遥感技术的定义、应用领域、发展趋势等方面进行论述。

一、星载遥感技术的定义与原理星载遥感技术是利用卫星等载体采集地球表面和大气的电磁波辐射信息，进行测绘和环境监测等各种应用的一种技术手段。

其原理是通过卫星载体上的传感器捕捉和记录地球表面和大气产生的不同波段的电磁辐射，并将其转化为数字信号进行记录和分析。

二、星载遥感技术在测绘中的应用1. 地形地貌测绘星载遥感技术能够获取高分辨率的地表影像，通过对这些影像进行处理和解译，可以获得地形地貌的详细信息，包括地面高程、地形起伏以及地表覆盖等。

这对于城市规划、土地利用、生态环境保护等方面具有重要意义。

2. 海洋测绘海洋作为地球表面的重要组成部分，对于人类的生存和发展有着重要的影响。

星载遥感技术可以获取海洋表面的海洋波浪、海洋潮汐、海洋气候等信息，可以用于海洋资源开发、海洋生态环境保护、海洋气象预测和海洋灾害监测等方面。

3. 灾害监测与预警星载遥感技术可以实时监测地球表面的自然灾害，如火山爆发、地震等，通过获取高分辨率的影像和数据，可以对灾害范围进行准确划定和评估，为救援工作提供重要的参考。

三、星载遥感技术的发展趋势1. 多源数据融合随着卫星技术的发展，星载遥感技术获取的数据量越来越大，多源数据的融合将成为未来的发展趋势。

不同卫星的数据融合能够提供更全面、更准确的信息，对于测绘领域的研究和应用具有重要的意义。

2. 高分辨率影像获取随着卫星技术的进步，星载遥感技术获得的影像分辨率正在不断提高。

高分辨率影像可以提供更加详细、精确的地理信息，对于城市规划、土地利用、资源调查等方面具有重要的价值。

3. 数据处理和解译技术的发展星载遥感技术获取的数据量庞大，因此数据处理和解译技术的发展是必不可少的。

基于CCD星敏感器的天文导航关键技术的发展

基于CCD星敏感器的天文导航关键技术的发展

基于CCD星敏感器的天文导航关键技术的发展作者：李峻年王伟来源：《科教导刊·电子版》2013年第09期摘要天文导航是一种自主式的精确导航方法，在航海、航空、航天等领域，都发挥着重要作用。

本文对天文导航系统和关键技术的发展历程进行了详细分析，其中包括天文导航系统的原理，以及星图模拟、星图提取等技术。

本文对天文导航系统关键技术的发展进行了总结，指出结合实际传感器参数和实际应用中载体的运动情况，进一步对关键技术进行研究，是天文导航技术发展的必经之路。

关键词天文导航星图模拟星图提取星敏感器中图分类号：U666.131 文献标识码：A1 概述随着光学技术、电子技术、人工智能技术等领域的不断发展，以大视场CCD星敏感器为传感器，基于星图识别和星图匹配技术的天文导航系统由于精度高、不需人工干预、不需要向外辐射信号等特点，成为目前无源自主导航的热点发展方向之一。

此外，由于系统结构简单、体积小、重量轻，因此易于和其他系统进行集成，可用于空中飞行器、舰船、陆地车辆等，是导航系统重要的发展方向。

我国从上世纪末开始，也对天文导航技术投入了大量研究，本文重点研究天文导航系统的基本原理，以及其中相关的关键技术发展进程。

2 国内外天文导航技术的发展早在二千多年前，我国就已有天文方法应用于航海的记载。

随着天文学的发展，特别是到了十八世纪.欧洲出现了船上使用的测角仪器——六分仪和船上使用的准确计时仪器——航海天文钟，使天测船位的精度有明显的提高。

后来，又有美国船长沙姆纳于1837年发现了利用等高度线求经、纬度的方法，这方法又于1875年被法国海军中校圣·希勒尔改进为近代广泛应用的“圣·希勒尔法”，又称为“高度差法”的画天文船位线的方法，使天文导航方法日趋完善。

近几十年来，以恒星位置为基准的进行精确定位的星敏感器（Star Sensor），也称星跟踪器（Star Tracker），已经得到了广泛地应用。

星敏感器属于光电变换电子检测系统

星敏感器属于光电变换电子检测系统

星敏感器属于光电变换电子检测系统星敏感器属于光电变换电子检测系统v>星敏感器属于光电变换电子检测系统，它的检测目标是恒星，其关键元件是光敏感元件[9]。

从而构成星敏感器的光学以及检测与处理单元这三个主要的性能组分。

典型的星敏感器构造在下图 2.4 之中所示：星敏感器主要包含三个性能，分别为光学敏感、光学检测以及光信号处理。

这些都离不开光敏感元件。

图 4-2 为典型星敏感器的相关构造示意图：图 2. 4 星敏感器典型构造图光学镜头系统以及遮光罩是构成光学单元的两个主要部分。

光学镜头系统成像是经过把星光汇集到检测组分的核心器件 CCD 成像平面中开展，最终取得图像的电信号。

遮光罩性能是用来降低来自地球以及太阳等天体的杂散光对于光学镜头成像方面的影响，通常安装在光学镜头的前面。

想要取得星图，必须先利用检测单元把观测瞬时星敏感器视场对应的天区电信号变换成灰度信号，再把灰度信号变换成星图。

再通过星敏感器的处理模块对于星图展开处理，实现星提取以及星图识和姿态明确等过程，通过这个过程我们能够得到星敏感器中惯性坐标系的姿态信息[3]。

星敏感器的光学单元主要有光学镜头和遮光罩两个部分组成。

其中通过光学镜头系统将星光进行汇集，然后在 CCD 光学检测的成像系统上进行光电转换，这样就可以获得星光对应的电信号。

但是，在采集星光的时候，还会存在一些大气散光或者是太阳等天体的杂光影响，这时候，安装在光学镜头前方的遮光罩就发挥了作用。

想要取得星图，必须先利用检测单元把观测瞬时星敏感器视场对应的天区电信号变换成灰度信号，再把灰度信号变换成星图。

然后星敏感器就会开始处理星图，通过其中的处理模块提取相关的星图识以及确认星姿态，通过对这些信息的提取，星敏感器在处理这些信息的过程中我们就可以获得惯性坐标系标示的星姿态相关信息[3]。

卫星姿态确定及敏感器误差修正的滤波算法研究

卫星姿态确定及敏感器误差修正的滤波算法研究

卫星姿态确定及敏感器误差修正的滤波算法研究一、内容综述近年来，随着空间技术的迅速发展，卫星在通信、导航、气象、国防等方面都发挥着越来越重要的作用。

为了准确而稳定地获取卫星的各种信息，精确的卫星姿态确定与敏感器误差修正显得尤为重要。

针对这一问题，研究者们对卫星姿态确定与敏感器误差修正方法开展了广泛而深入的研究。

本文将对这些方法进行综述，从基本原理到算法实现，全面展现当前该领域的进展。

卫星姿态确定主要涉及到卫星位置和角度的确定，是卫星自主导航、控制与管理的基础。

卫星上通常设置有三轴陀螺仪和三轴加速度计等敏感器来测量卫星姿态变化，并通过滤波算法实现对姿态的精确估计。

在实际运行过程中，由于各种因素的影响，如敏感器的制造误差、环境条件变化等，会导致敏感器输出数据存在偏差，从而影响卫星姿态确定的精度和稳定性。

为了提高姿态确定的准确性，需要采用有效的误差修正方法对敏感器数据进行校正。

现有的误差修正方法可分为两类：基于统计的方法和基于模型的方法。

统计方法主要依赖于大量的历史数据，通过对数据进行拟合和预测来实现误差修正，但难以处理非线性关系和复杂动态环境。

而基于模型的方法则是利用系统内部的先验知识，建立误差模型进行误差修正，具有较强的实时性和适应性。

滤波算法作为一种高效的数值计算方法，已被广泛应用于卫星姿态确定与敏感器误差修正中。

通过对观测数据进行处理，滤波算法能够估计出卫星的实际姿态，并通过反馈控制进一步优化姿态估计精度，实现卫星的高精度、高稳定性的运行。

1. 卫星在现代通信、导航及遥感中的重要性近年来，随着空间技术的迅猛发展，卫星在现代通信、导航及遥感领域的应用越来越广泛，其重要性也日益凸显。

卫星通信技术的发展使得全球范围内的信息交流变得更加迅速和便捷，为全球信息化社会的建设提供了有力支持。

导航技术在军事、交通、消防、救援等领域发挥着越来越重要的作用，极大地提高了人们的出行效率和安全性。

卫星遥感技术在农业、林业、海洋、环境监测等领域的应用也为我们认识和改造世界提供了强大的手段。

一种新的星敏感器导航星表制备方法研究

一种新的星敏感器导航星表制备方法研究
第 １ ３卷
第３ ２期
２ ０ １ ３年 １ １ 月
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏｌ ＿１ ３ Ｎｏ ． ３ ２ ＮＯ Ｖ ．２ ０１ ３
ｌ ６ ７ １ —１ ８ １ ５ （ ２ ０ １ ３ ） ３ ２ — ９ ７ ７ ７ — ０ ５
Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ａ ｎ ｄ Ｅ ｎ ￣ ｎ ｅ ｅ ｉ ｆ ｎ ｇ
用基于 类赤经一 赤纬对天球分 区的方法， 将天球划分为 ３ ６ ０ ０个 ３ 。 × ３ 。 的子 区域 ， 对存储在 每个子 区域 内的恒 星进 行特定规 则 的筛选 。实验表 明， 利用该方法得到 的导航星表 ， 导航星数 量少 ， 分布均 匀性好 ， 并且 可 以通 过改 变子 区域 的大小 ， 满足不 同
数 目。设 视 场 为 圆 形 ， 则 能 捕 获 到 的 恒 星 平 均 数
目为 Ｎ ：６ ． ５ ７ ｅ ｓ ｍ
二
归选 取方 法 、 和二维 精 简索 引分 层构 造方 法 等 Ｊ 。 星等 阈值 法 易 于 实 现 ， 因 此 在 工 程 实 践 中最 为 常 用， 但 其选 取 的 导航 星 分 布 不 均 匀 ， 会 导 致 星 敏 感
器视 场 内观测 星 的数量 变化 剧 烈 ， 甚至出现“ 空拍”
２ ０ １ ３年 ６月 ２ ８日收 到， ７月 １ ５日修改 国家 自然科学 基金（ ６ １ ２ ０ １ １ ２ １ ） 资助 第一作者 简介 ： 周 浩（ １ ９ ８ ８ 一） ， 男， 江 苏无锡人 ， 硕士 ， 研 究方 向：
天 文 导 航 。Ｅ － ｍ ａ ｉ ｌ ： ｐ ｕ ｒ ｅ — ｈ ａ ｏ ｚ ｈ ｏ ｕ ＠１ ２ ６ ． ｔ ｏ ｍ。

太阳敏感器

太阳敏感器

分类
分类
通常，太阳敏感器可分为3类 （1）模拟式太阳敏感器。它产生的输出信号是星体相对太阳矢量方位（太阳角）的连续函数； （2）太阳出现敏感器（0-1式太阳敏感器）。它以数字信号1或0表示太阳是否位于敏感器的视场内； （3）数字式太阳敏感器。它能提供离散的编码输出信号，其输出值是被测太阳角的函数。该敏感器的特点 是：视场大、精度高、寿命和可靠性有很强的优势，己广泛应用于各种型号的航天器上。
发展趋势
发展趋势
从各种敏感器的性能参数分析以及其敏感器构成的情况可以看出，太阳敏感器正在向着小型化、高精度、高 稳定性、低功耗、长寿命的方向发展，其探测器元件由光电池逐渐向CCD、APS等面阵探测器发展，这将促进太阳 敏感器的高度集成化和模块化。此外，单一种类的敏感器已不能满足卫星高精度以及高稳定性的要求，例如太阳 敏感器在卫星进入地球阴影区时无法工作，因此，目前的姿态控制系统多采用多种敏感器的组合方式，用来提高 姿态控制的精度和稳定性。例如，使用星敏感器作为主要定姿装置，则将高精度太阳敏感器和红外地球敏感器作 为备份；若采用高精度太阳敏感器和红外地球敏感器作为主要定姿装置，则将星敏感器作为备份。各种敏感器互 为备份，甚至还有一些组合模式的敏感器的出现，为航天器的姿态控制提供稳定的保障。
发展现状
发展现状
太阳敏感器随着卫星对姿态控制精度要求的日益提高以及小卫星、皮卫星等微小卫星的发展，太阳敏感器逐 渐向着小型化、模块化、标准化、长寿命的方向发展，并且要求其具有大视场、高精度和高可靠性，数字式太阳 敏感器是能够满足这些要求的首选，因此，数字式太阳敏感器必将成为太阳敏感器的发展趋势，世界各国也越来 越注重数字式太阳敏感器的发展。由原来的线阵CCD发展成面阵CCD，再发展到现在的APS面阵的数字式太阳敏感 器，其精度越来越高，体积越来越小，质量越来越轻，寿命也越来越长。目前CCD太阳敏感器已经在国外广泛使 用。

天文导航的天体敏感器

天文导航的天体敏感器

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2.3.1恒星敏感器简介 ——恒星敏感器性能要求
④抗干扰、抗空间辐射能力强。 • 恒星敏感器敏感微弱星光信息，杂散光的干扰不但对成像 质量影响很大，甚至会使星敏感器不能正常工作，因此必 须采用遮光罩来抑制杂散光，增强抗干扰能力。 • 通常面向空间应用的仪器必须具有抗辐射能力，恒星敏感 器也不例外。
天文与深空导航学
主讲：魏二虎 教授
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目录
第一章 第二章 第三章 第四章 第五章 第六章 第七章 第八章 天文与深空导航的理论基础 天文导航的天体敏感器 高轨地球卫星自主天文导航 深空探测器的自主天文导航原理与方法 VLBI技术用于深空探测器导航的原理与方法 USB技术用于深空探测器导航的原理与方法 脉冲星测量技术用于深空探测器自主导航的原 理与方法 其他导航技术在深空探测中应用与国内外深空 探测计划
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2.3.1恒星敏感器简介
• 恒星敏感器(简称星敏感器)是当前广泛应用的天体敏感器， 它是天文导航系统中一个很重要的组成部分。 • 它以恒星作为姿态测量的参考源，可输出恒星在星敏感器 坐标下的矢量方向，为航天器的姿态控制和天文导航系统 提供高精度测量数据。
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2.3.1恒星敏感器简介
恒 星 敏 感 器
太 阳 敏 感 器
行 星 敏 感 器
雷 达 成 像 敏 感 器
光 学 成 像 敏 感 器
微 波 雷 达
激 光 雷 达
陀 螺
加 速 度 计
倾 角 传 感 器
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2.3恒星敏感器
2.3 恒星敏感器 2.3.1 恒星敏感器简介 2.3.2恒星敏感器分类 2.3.3恒星敏感器结构 2.3.4恒星敏感器的工作原理

卫星姿态控制的现状及发展方向

卫星姿态控制的现状及发展方向
卫星姿态控制的现状及发展方向
一、 概述
1. 研究背景 航天事业是当今世界最引人注目的事业之一，人类对社会发展的追求推动着
科学艺术的进步，航天技术的成就使人类的活动领域扩展到宇宙空间。航天技术 是现代科学技术中发展最快的尖端技术之一，是现代科学技术和基础工业的高度 融合，是一个国家科学技术发展是平的重要标志，是国家级规模的系统工程，也 是综合国力的象征。
2. 研究目的 正是在以上研究背景的基础上，本文的主要目的调研国外卫星姿态控制现状
及发展，主要对三轴稳定控制方式进行研究总结，学习国外卫星执行机构的先进 经验以及姿态控制系统的配置情况，并浅析国内卫星姿态控制的现状及差距。
1
二、 国外卫星姿态敏感器及姿态确定现状及发展
2.1 姿态确定系统研究现状 姿态确定主要的原理就是运用某种姿态确定方法求得卫星本体坐标系相对
于参考坐标系的姿态，然后将得出的姿态参数传递给姿态控制系统，可见姿态确 定的精度对整个姿态控制系统的控制精度和稳定度起着至关重要的作用。既然姿 态确定是一个测量过程，那么必然需要用到测量仪器，我们称之为姿态敏感器。 同时，卫星在轨运行时，姿态敏感器有着相应的姿态确定算法，二者共同组成了 星上姿态确定系统。
（1）确定性算法 确定性算法针对具体的姿态参数设计优化方法，它要求结果有明确的物理或 几何上的意义，对参考矢量的测量精度要求较高，无法克服如敏感器的安装误差 等参考矢量的不确定性，最早出现的确定性算法是 Wahba 提出的求解姿态矩阵 的最小二乘性能指标[3-5]。通过最小化包含矢量测量信息的性能指标，得到姿态矩 阵最优解，TRIAD[6-7]方法根据两个非平行矢量测量值确定姿态矩阵，但是丢失部 分测量信息，只能处理两个矢量，另外还有四元数估计法(QUAST) [7]、快速最优 矩阵估计法(FOAM) [5]、欧拉轴/角估计法(Euler-q) [8]等。 （2）状态估计法 状态估计法与确定性算法的不同之处在于，它将状态空间表达式运用于系统 模型中，不仅仅限于估计姿态参数，还可以对系统观测中的一些不确定性参数进 行估计。状态估计法提供被估计量的统计最优解，尽可能的减少一些不确定性因 素所造成的影响。从而提高姿态确定的精度[9]。 在卫星姿态确定中，在卫星姿态动力学或运动学模型基础上，建立星体姿态 方程，只需要一个时变的矢量来对星体姿态进行估计[10]。文献[11]首次在航天器 的姿态估计中应用卡尔曼滤波技术，建立基于陀螺仪和矢量姿态敏感器的数学模 型，应用卡尔曼滤波进行状态估计，文献[12]给出了仅采用星敏感器和滤波算法 的卫星姿态参数和角速度参数的估计方法，文献[13]在陀螺仪和星敏感器组合下 采用最小方差估计，用高精度的星敏感器校正陀螺仪常值漂移，文献[14]较为全 面的给出了多种非线性姿态估计方法。由于扩展卡尔曼滤波(EKF)算法的局限性， 导致基于卡尔曼滤波的估计方法只能解决小角度情况下的姿态确定问题，另外还 有粒子滤波(Particle Filters, PF)，正交姿态滤波(Orthogonal Attitude Filter, OAF)，预测滤波(Predictive Filtering, PF)，自适应方法(Adaptive Methods, AM)等，采用这些基于卡尔曼滤波的状态估计法，估计精度能够满足系 统要求[15]。 不论系统的测量值有几个，状态估计法都适用，并且还能够对某些系统误差 进行最优估计。因此，状态估计法一般用于对姿态精度要求很高的情况。但估计 法估计器需求较高的稳定性和和较强的实时性。即在建立准确的估计模型和误差 模型的同时，还要求估计算法简单，易于实时计算。

面向微小卫星的星敏感器研究

面向微小卫星的星敏感器研究

面向微小卫星的星敏感器研究李赓;王昊;金仲和;王本冬【摘要】A new design of star tracker(ST)is proposed.The STisbased on the using of commercial devices,to matchMicro-satellites' compact size.The STconsists of an industrial lens,a DSP processor,a low power CPLD and a grayscale CMOS sensor.To improve the measurement accuracy,theimaging model of the STis analyzed,andthe optical parameters are compensated by in-field star calibration.The algorithm of star photoprocessing is also analyzed,anda median filter is applied to reduce the effect ofimpulse noise during star point extracting.A ST prototype is tested with field experimentsbased on the earth's rotation and constellation tracking,the results show that the prototype's RMSE(Root Mean Square Error)of Euler angleis 30″.The prototype,whi chis in compact size and low power consumption,can be exactly applied to Micro-satellites.%研制了一款新型面向微小卫星的星敏感器,采用商用器件构成以满足微小卫星对小型化的要求.星敏感器由工业镜头、DSP、低功耗CPLD和灰度型CMOS图像传感器组成.为进一步提高测量精度以满足卫星的需求,针对星敏感器的成像模型进行了分析,并用恒星校准的方式补偿了光学参数;对恒星处理算法进行了分析,在图像处理环节特别地采用了中值滤波技术,解决了孤立脉冲噪声对星点提取的影响.基于地球自转的星座跟踪实验表明,所研制的星敏感器样机欧拉角回归标准差为30″,已可实际应用于微小卫星平台.【期刊名称】《传感技术学报》【年(卷),期】2017(030)008【总页数】7页(P1145-1151)【关键词】星敏感器;微小卫星;姿态确定【作者】李赓;王昊;金仲和;王本冬【作者单位】浙江大学航空航天学院,杭州 310027;浙江大学航空航天学院,杭州310027;浙江大学航空航天学院,杭州 310027;浙江大学航空航天学院,杭州310027【正文语种】中文【中图分类】V448.222微小卫星逐渐开始在各个行业展开应用,承担起大卫星的任务,其巨大的应用价值和潜力被航天业极为重视。

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星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势0 引言星敏感器是以恒星为参照系，以星空为工作对象的高精度空间姿态测量装置，通过探测天球上不同位置的恒星并进行解算，为卫星、洲际战略导弹、宇航飞船等航空航天飞行器提供准确的空间方位和基准，并且与惯性陀螺一样都具有自主导航能力，具有重要的应用价值。

星敏感器的研究发展与应用已历经半个多世纪，随着新材料，新器件的出现和工艺技术的进步，精度提高，功耗减小，成本降低，应用领域日益广泛的新型星敏感器不断推出。

因此，及时收集整理分析比较国外星敏感器的信息，有利于国内有关姿态测量控制技术的发展。

1 星敏感器研究现状1.1 应用于卫星等空间飞行器的星敏感器星敏感器空间适用性好，且成本较高，因此传统上多用于卫星等空间飞行器的定姿。

1.1.1 基于CCD图像传感器的星敏感器电荷耦合器件(CCD)体积小，重量轻，功耗低，耐冲击，可靠性高，像元尺寸及位置固定，对磁场不敏感，适合空间应用需要，自70年代中期美国率先研发出基于CCD的星敏感器后，一直作为主流的图像传感器应用于星敏感器。

（1）德国Jena-Optronik 的ASTRO 系列该公司的第一款星敏感器是ASTRO 1，1984 年研制，1989年应用于MIR(和平)空间站上。

其后的ASTRO 5是全自主星敏感器，重量轻、功耗小、价格便宜，但横滚轴精度较差，需要两枚同时工作以提高精度。

ASTRO 10 为分体式结构，电子模块与光敏模块分离，主要应用于近地轨道的各类卫星(SAR-Lupe，TerraSAR，DARPA’s Orbital Express,我国的HJ-1 与FY-3等)。

ASTRO 10 集高精度低功耗低重量低成本等优点于一身，是全自主式星敏感器。

主要特点是：内置星表，无须先验知识定姿，遮光罩的遮光角可以自定。

自主温控或者由飞行器控制。

电子模块和敏感器头部相互独立，依靠电缆连接，便于在飞行器上的安装与调整。

电子接口可选。

可靠性高，在轨寿命长，抗辐射性能好。

ASTRO 15 (图1)是Jena-Optronik目前最先进的自主式星敏感器，具有高度的可靠性、耐用性和广泛的适用性。

被波音公司选定为Boeing 702 platform卫星的标准配置。

同ASTRO 10相比，ASTRO 15 尺寸重量增大，视场基本不变，观星能力增强，单星精度提高，定姿时间缩短。

图1ASTRO 15 星敏感器（2）法国SODERN的星敏感器SED12 是SODERN 公司第一款CCD 星敏感器，自1989年在苏联GRANAT上使用以来10年无故障，三倍于设计寿命。

1997 年开始研制的SED 16于2001 年5 月随SPOT5 卫星首飞成功，SED16 可用于地球观察、科学探测、深空探测、地球同步轨道、ISS cargo 等多种任务，现在大量被客户采购。

SED26(图2)是SED16的ITAR (国际军品贸易条例)的自由版本。

同样是多用途、全自主，可提供三轴姿态和载体运动角速度的星敏感器。

图2SED26 星敏感器（无遮光罩）最新的SED36 是专门为Pléiades 卫星提供高姿态精度的星敏感器，设计源自SED26，使用同样的子部件，优化了热-机械设计，对光学畸变进行了精确的校正，升级了星表，增加了导航星数目。

一体结构改为分体结构，以增强散热。

（3）美国Lockheed Martin 的AST-301[1]AST-301（图3）作为主要的姿态传感器应用在JPL 2003 年1 月发射的空间红外望远镜装置(SIRTF)上。

为实现SIRTF 的要求，使用两个冗余AST-301自主式星敏感器。

可以 2 Hz 的频率输出姿态四元数，X/Y，Z 轴精度分别达到0.18/0.18 arcsec, 5.1arcsec，优于AST-201星敏感器5.5倍。

图3AST-301 星敏感器AST-301使用ACT星表，71，830颗导航星，星图的质心算法提高到1/50像素的水平，并优化姿态估算。

使用自主式延时积分（TDI）完成X轴向的图像移动补偿，防止由于飞行器的运动造成的精度降低。

Y轴向使用图像移动调节(IMA)处理图像拖尾，使合成图像信噪比最大，这样可以在0.42 °/s的速度下做到精确跟踪。

没有任何先验信息的条件下，全天任何地方 3 s 内成功获得姿态的概率为99.98%。

（4）其他基于CCD 传感器的星敏感器除上面介绍的以外，丹麦技术大学(DTU)，意大利伽利略，美国Ball，英国萨里(SSTL)，俄国空间研究院等机构在星敏感器研发领域都处于领先的地位，这里不作详细描述，仅将各个型号的CCD星敏感器的主要参数列表如下：表1 基于CCD的星敏感器性能参数列表Company Star sensor Mass/kgPower/WAccuracy(arcsec) 1σ P/Y，RUpdate rate/HzFOV/(°)Sensitivity/MvSlew Rate/(°)s-1Germany ASTRO5 1.5 5 5，40 2~10 14.9×14.9 6.0 0.7(10Hz) Jena-Optronik ASTRO10 3.1 <14.5 2，15 8 17.6×13.5 6.0 0.6~1.0 ASTRO15 6.0 <24 1，10 4 13.3×13.3 6.5 0.3~2.0 France SED16/26 3.3 8.5 3，15(3σ,LFE)1~10 17×17 <10 SODERN SED36 3.7 8.4 1，6(3σ,LFE)<8 <10 Denmark DTU ASC[2] 1.2 8 1，8 1 22×16 1.2 USA Ball CT-601 7.8 8~12 3 10 8×8 1.0~6.0 0.3~1.5 HAST[3]0.2(<1(°)/s) 2 8.8×8.8 5.5 0~4 USA HDOS HD1003[4] 3.9 10 2，40 10 8×8 6.5LockheedMartinAST-301 7.1 18 0.18,5.1(pair) 2 5×5 0.42 Italy Galileo A-STR 3.0 13.5 9，95(3σ, 0.5(°)/s)10 16.4×16.4 1.5~5.5 0.5~2.0 U.K. SSTL Altair-HB 1.8 2.8 15，50 1 15.7×10.5 6.0 0.5 DenmarkTermaHE-5AS 3.0 7 1，5 <4 22×22 6.2 0.5~2.0 Russia SRI ofRASBOKZ-MF 1.8 8 5，12 1 2.01.1.2 基于CMOS APS 的星敏感器有源型CMOS图像传感器，是上世纪90年代美国JPL 研发的一种CMOS图像传感器。

与CCD 星敏感器相比，APS 星敏感器具有明显的不同，主要表现为：较宽的视场(20°×20°)。

大的视场有更多的较亮的导航星，星敏感器星等阈值可以降低、光学部分的重量减轻、导航星表的容量减少。

采用CMOS图像传感器。

CMOS 图像传感器把光敏阵列、驱动和控制电路、模拟信号处理电路、存储器、A/D 转换器、全数字接口电路等完全集成在一起，实现单芯片数字成像系统，并且是单电压电源供电，它具有极低的功耗、数据可重复性读出方式，减少了系统噪声[5]。

APS图像传感器具随机窗口读取能力，这种能力简化了接口，使系统小型化。

单片ASIC(特殊用途集成电路)集成了星敏感器所有功能，芯片集成了I2C 总线接口、快速的像心提取逻辑、微处理器(8051)、存储器等等，使星敏感器的体积减小、功耗降低。

APS 星敏感器硬件系统得以简化，避免了电荷转移效率的限制，具有更好的抗辐射能力。

由于像元结构集成了多个功能晶体管的原因，CMOS图像传感器暗电流，固定模式噪声和响应不均匀性较高，并且较低的填充率直接影响亚像元插分精度。

以图4所示AeroAstroMiniature Star Tracker(MST)为例，使用Fillfactory 的STAR1000 CMOS 图像传感器，尺寸很小，重300 g，功耗2 W，成本很低，但精度稍差，为70 arcsec(3σ)。

为研制更小型、更低功耗的星敏感器，国际上的主要星敏感器供应商都在积极研究基于CMOS 图像传感器的星敏感器及其相关技术，并已取得实用化成果。

表2 为各种APS 星敏感器的性能比较。

表2 几种APS星敏感器的性能Company Star sensor Mass/kgPower/WAccuracy(arcsec) 1σ P/Y，RUpdate rate/HzFOV/(°)Sensitivity/MvSlew Rate/(°)s-1Jena-Optronik ASTRO APS 1.8 6 2，15 10 20(cone) 5.8 0.3~5 SODERN HYDRO 2.2 12 1.4，9.8(1.0(°)/s) 1~30 <10 JPL MAST[6]0.042 0.069 7.5，50 20×20 5.4Galileo Avionica AA-STR 1.425 4~7 12，100(2σ)10 20(cone) 5.4 <4 ESA ASC0SS 0.31 2.4 30，10 20×20 5.0 AeroAstro MST 0.3 2 70（3σ） 1 30(cone) 4 <101.2 应用于科学实验气球的星敏感器作为星敏感器的一种，星相机常用于科学试验气球的精确定位。

通常，实验气球工作的40 km 海拔处仍有较为明亮的天空背景。

因此，气球用星相机要成为自主式姿态敏感器，就要解决白天观星的问题[7]。

Balloon-borne Large-ApertureSubmillimeter Telescope(BLAST)的空中精确定位就使用了一对冗余的星相机ISC 和OSC。

其白天观星是通过选用大口径长焦距的镜头以及适当波长的红光滤光片，配合4 英尺长的遮光罩解决的，冗余星相机保证了太阳在任何方向都可观星。

2005 年，BLAST 在瑞典基律纳成功飞行 4 天，证实了在典型的白天条件下，ISC 可提供绝对精度<5″, 输出频率 1 Hz 的实时定位。

High Energy Replicated Optics (HERO)[8]实验也使用了星相机进行定位。