(陸軍勤務(wù)學(xué)院 油料系，重慶 401331)

0 引言

航天器也被稱為空間飛行器或者太空飛行器，航天器的工作原理是按照受控飛行路線運(yùn)行來圍繞地球軌道或外層空間，按照航天器的工作類型可以將其分為發(fā)射航天飛行器的火箭、人造衛(wèi)星、空間探測(cè)器、宇宙飛船、航天飛機(jī)以及各種空間站等。一般來講航天器是屬于無動(dòng)力的運(yùn)動(dòng)設(shè)備，通常第二級(jí)火箭會(huì)為其提供初速度，接著就依靠航天器在衛(wèi)星之間的作用力來保證航天器的運(yùn)動(dòng)[1]。航天器通過運(yùn)載火箭運(yùn)送到地球外空間的指定位置上，當(dāng)運(yùn)輸火箭的燃料耗盡后，通過自身的控制程序啟動(dòng)自動(dòng)分離的措施向地球下落。航天器進(jìn)入衛(wèi)星或星球的環(huán)繞軌道，在空間動(dòng)量的帶動(dòng)下繼續(xù)向太空目的地移動(dòng)。航天器的出現(xiàn)與應(yīng)用使得人類的活動(dòng)范圍逐漸向外擴(kuò)展，從地球的大氣層擴(kuò)大到廣闊無邊的宇宙空間，并讓人類了解到地球之外的世界。由于航天器的運(yùn)行空間是在地球的大氣層之外，因此可以接收到來自宇宙天體的全部電磁輻射信息，對(duì)天文觀測(cè)行業(yè)帶來了新的探索方向。除此之外航天器的引用也引起了人類認(rèn)識(shí)自然與改造自然的能力，間接的對(duì)社會(huì)經(jīng)濟(jì)和社會(huì)生活起到一定程度的影響。

在航天器運(yùn)行的過程中為了采集到更加精確的信息，需要嚴(yán)格的控制航天器的位置和姿態(tài)，航天器的姿態(tài)控制分為姿態(tài)穩(wěn)定控制和姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制兩個(gè)方面。在姿態(tài)控制的過程中需要對(duì)航天器進(jìn)行實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量，并依據(jù)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行標(biāo)定，以其作為姿態(tài)控制的參考。航天器姿態(tài)測(cè)量是確定測(cè)量載體、測(cè)量儀器或測(cè)量有效載荷的軸系在慣性空間中指向的過程，而航天器姿態(tài)的標(biāo)定就是使用標(biāo)準(zhǔn)的計(jì)量儀器對(duì)所使用儀器的準(zhǔn)確度或精度進(jìn)行檢測(cè)是否符合標(biāo)準(zhǔn)，也可以認(rèn)為是姿勢(shì)測(cè)量結(jié)果的校正過程。

由于對(duì)航天器的姿態(tài)測(cè)量標(biāo)定結(jié)果具有一定的精度要求，因此需要使用精密度較高的儀器，國內(nèi)外針對(duì)此方面進(jìn)行了具體的研究，并得出了一定的研究成果。傳統(tǒng)的航天器姿態(tài)測(cè)量標(biāo)定方法包括：基于雙目視覺的測(cè)量標(biāo)定方法、基于光電自準(zhǔn)直技術(shù)的測(cè)量標(biāo)定方法以及基于星敏感器的測(cè)量標(biāo)定方法。相比之下基于星敏感器的測(cè)量準(zhǔn)確性更高、標(biāo)定速度更快，然而傳統(tǒng)方法中的測(cè)量標(biāo)定方法無法得到精度較高的結(jié)果，因此需要對(duì)傳統(tǒng)方法進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)[2]。使用精密的星敏感器來代替?zhèn)鹘y(tǒng)的普通星敏感器，這種敏感器利用自身的電路結(jié)構(gòu)，通過探測(cè)星球上不同位置的恒星來確定衛(wèi)星以及航天器的姿態(tài)，提供航天飛行器相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的三軸姿態(tài)。這種精密星敏感器與傳統(tǒng)星敏感器相比具有探測(cè)靈敏度高、精度高、數(shù)據(jù)更新率高以及識(shí)別效率高的特點(diǎn)，因此在航天器高精度姿態(tài)測(cè)量標(biāo)定方法中，選用精密的星敏感器來代替?zhèn)鹘y(tǒng)的測(cè)量設(shè)備，可以提升航天器姿態(tài)的測(cè)量精度和標(biāo)定準(zhǔn)確性。

1 設(shè)計(jì)與安裝精密星敏感器

基于精密星敏感器的航天器高精度姿態(tài)測(cè)量標(biāo)定方法的主要設(shè)計(jì)流程就是在正常運(yùn)行情況下分析航天器的運(yùn)動(dòng)情況，以此為基礎(chǔ)利用精密星敏感器對(duì)航天器運(yùn)行環(huán)境中的三個(gè)以上的恒星進(jìn)行識(shí)別和定位，并分析穩(wěn)定運(yùn)行恒星的實(shí)時(shí)運(yùn)行姿態(tài)，根據(jù)對(duì)恒星的定位識(shí)別結(jié)果來測(cè)量航天飛行器的具體姿態(tài)，并對(duì)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行標(biāo)定處理，以此來保證測(cè)量結(jié)果的高精度和準(zhǔn)確性。因此首先需要對(duì)精密星敏感器進(jìn)行設(shè)計(jì)與安裝，保證其在宇宙環(huán)境下可以進(jìn)行相關(guān)的識(shí)別和定位功能[3]。精明星敏感器的結(jié)構(gòu)包括光學(xué)系統(tǒng)、遮光罩結(jié)構(gòu)以及焦平面熱組件三個(gè)部分，具體的外觀結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 星敏感器外觀結(jié)構(gòu)圖

其中光學(xué)系統(tǒng)也就是成像系統(tǒng)，依據(jù)照相機(jī)的成像原理對(duì)光學(xué)系統(tǒng)中的鏡頭組件進(jìn)行設(shè)計(jì)。為了保證星敏感器的精密度，采用雙高斯型光學(xué)結(jié)構(gòu)向遠(yuǎn)攝型光學(xué)結(jié)果過度的方式，實(shí)現(xiàn)光學(xué)系統(tǒng)中的鏡頭設(shè)計(jì)，由此一來即可以保證恒星數(shù)據(jù)的采集圖像質(zhì)量，也可以縮小傳統(tǒng)鏡頭的筒長。與此同時(shí)需要保證精密星敏感器鏡頭的光學(xué)畸變率能夠達(dá)到0.2%左右，確保得到的測(cè)量數(shù)據(jù)在允許標(biāo)定范圍之內(nèi)[4]。由于精密星敏感器的運(yùn)行環(huán)境為地球大氣圈外的宇宙環(huán)境，以此無法判斷工作環(huán)境中的溫度以及電磁波等因素是否會(huì)影響星敏感器的識(shí)別、定位以及測(cè)量的性能，因此盡量保證星敏感器中光學(xué)系統(tǒng)的工作溫度為-30～45 ℃。精密星敏感器中的遮光罩可以降低太陽、月亮、地球等外界光源對(duì)敏感器工作的影響。通過改變遮光罩與光學(xué)系統(tǒng)的夾角可以更換不停的遮光罩，通過產(chǎn)生雜光漫反射的方式實(shí)現(xiàn)遮光的作用。焦平面熱組件設(shè)計(jì)的作用是保持精密星敏感器在宇宙環(huán)境中良好的穩(wěn)定性。儀器裝調(diào)時(shí)溫度為20 ℃，那么最大溫差為50 ℃。

除了精密星敏感器之外，還需要安裝接收器和通信電平轉(zhuǎn)換器，精密星敏感器需要安裝在航天飛行器上，而接收器和通信電平轉(zhuǎn)換裝置主要安裝在地球研究中心當(dāng)中，使得接收到的姿態(tài)測(cè)量結(jié)果可以直接被處理和應(yīng)用。

2 建立航天器運(yùn)動(dòng)模型

對(duì)航天器姿態(tài)的測(cè)量就是指在空間的指向角度以及角速度情況，為了確定航天器的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)就需要首先對(duì)其運(yùn)行規(guī)律進(jìn)行研究，建立航天器的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)方程，并并量化為姿態(tài)闡述的表示形式。

2.1 建立運(yùn)動(dòng)坐標(biāo)系

為了得到航天器的高精度測(cè)量結(jié)果，需要建立相應(yīng)的空間坐標(biāo)系，并在坐標(biāo)系內(nèi)確定姿態(tài)的方向。在此次方法設(shè)計(jì)與研究中建立兩個(gè)空間坐標(biāo)系，一個(gè)是地心慣性坐標(biāo)系，也就是以地球的磁場(chǎng)為基礎(chǔ)，以地球表面的正北方向作為坐標(biāo)系中的y軸正方向，正東方向?yàn)閤軸的正方向，與x與y軸形成平面垂直的方向設(shè)為z軸的正方向，將建立的地心慣性坐標(biāo)系記為OeXYZ。另外一個(gè)坐標(biāo)系是以航天器為坐標(biāo)原點(diǎn)O，OZb軸方向表示航天器垂直指向星體對(duì)地面的方向，OXb為航天器當(dāng)前的飛行方向，而OYb為與平面OXbZb垂直的方向。地心慣性坐標(biāo)系不會(huì)隨航天器的運(yùn)行方向變化而產(chǎn)生變化，但航天器本體坐標(biāo)系中，三軸固連與星體上的坐標(biāo)系會(huì)受到航天器的運(yùn)行而發(fā)生相應(yīng)的變化[5]。當(dāng)本體坐標(biāo)系與質(zhì)心軌道坐標(biāo)系之間的3個(gè)姿態(tài)角φ、θ和ψ的取值為0時(shí)則兩個(gè)坐標(biāo)系重合。

2.2 坐標(biāo)參數(shù)轉(zhuǎn)換

航天器中攜帶的精密星敏感器得到的采集與測(cè)量數(shù)據(jù)結(jié)果均為航天器本體坐標(biāo)系下的結(jié)果，當(dāng)傳輸?shù)降厍虮砻鏁r(shí)，需要將其轉(zhuǎn)換為地心慣性坐標(biāo)系并在此基礎(chǔ)上編寫控制程序。因此需要對(duì)不同坐標(biāo)系中相同位置的點(diǎn)進(jìn)行坐標(biāo)參數(shù)的轉(zhuǎn)換處理。轉(zhuǎn)換矩陣如下：

(1)

矩陣中α1α2和α3分別代表兩個(gè)坐標(biāo)系之間對(duì)應(yīng)方向上的歐拉角。

2.3 設(shè)置姿態(tài)參數(shù)

設(shè)置姿態(tài)參數(shù)采用數(shù)學(xué)描述法確定航天器姿態(tài)，是測(cè)量航天器姿態(tài)的基礎(chǔ)，故此設(shè)置姿態(tài)參數(shù)來描述姿態(tài)。姿態(tài)參數(shù)主要有：姿態(tài)四元數(shù)、旋轉(zhuǎn)矢量、方向余弦矩陣、歐拉角等[6]。通過姿態(tài)參數(shù)的描述與設(shè)置可以得出對(duì)航天器的運(yùn)動(dòng)規(guī)律進(jìn)行方程描述，數(shù)顯姿態(tài)測(cè)量的量化。

2.4 航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)規(guī)律

航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)規(guī)律在建立好的坐標(biāo)系下，從運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)兩個(gè)角度，利用姿態(tài)參數(shù)得出航天器姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律。根據(jù)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程求得航天器姿態(tài)角與其角速度之間的關(guān)系，設(shè)航天器的角速度為ω，則航天器姿態(tài)相對(duì)坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度運(yùn)動(dòng)方程可以表示為：

ω=ω0+A0(ψ,φ,θ)ωoi

(2)

式中，ω0表示為初始角速度，A0為航天器運(yùn)動(dòng)系數(shù)，ωoi在坐標(biāo)系中的運(yùn)行軌道角速度。綜合姿態(tài)歐拉角得出描述運(yùn)動(dòng)學(xué)方程如公式3所示。

(3)

航天器姿態(tài)的動(dòng)力學(xué)方程用來描述航天器姿態(tài)的變化與外力矩的關(guān)系，其動(dòng)力學(xué)方程可以表示為：

H=N-[J-1(H-h)]×H

(4)

式中，H表示的是航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)角動(dòng)量，N為航天器在宇宙環(huán)境下所受的外部力矩，h為航天器內(nèi)部運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的角動(dòng)量，J為慣性矩陣。通過運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)姿態(tài)方程的建立可以得出航天器姿態(tài)的變化規(guī)律，那么通過精密星敏感器對(duì)航天器周圍恒星的識(shí)別和定位，便可以得到航天器高精度實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量結(jié)果。

3 星敏感器星點(diǎn)識(shí)別與提取

為了得到航天器的初始姿態(tài)測(cè)量結(jié)果需要利用精密星敏感器采集三個(gè)恒星的坐標(biāo)，采集的三個(gè)恒星必須為航天器監(jiān)控的行星，若采集的恒星是與航天器無關(guān)的信息，則無法得出航天器的初始姿態(tài)測(cè)量結(jié)果。

3.1 創(chuàng)建星庫

創(chuàng)建星庫的目的是為更好的進(jìn)行星識(shí)別操作，根據(jù)星表中的信息數(shù)據(jù)通過一定的方式建立戶一個(gè)與識(shí)別方法相符的導(dǎo)航星庫。創(chuàng)建的星庫主要包括恒星位置的存儲(chǔ)和恒星設(shè)備特征的存儲(chǔ)兩個(gè)部分?；拘潜碇泻阈堑奈恢眯畔⒈容^精確，可以通過恒星的基本星模式來排列星庫中的所有恒星信息[7]。由于在恒星識(shí)別的過程中使用三角形識(shí)別方法，因此所存儲(chǔ)的星庫信息中需要包括參考星到最近鄰星的角距、參考星到次最近鄰星的角距以及最近鄰星和次最近鄰星之間的圓心角。利用精密星敏感器采集相關(guān)的定位位置信息，創(chuàng)建出最終的星庫，部分星庫信息如表1所示。

3.2 導(dǎo)航星選取

在創(chuàng)建的星庫當(dāng)中選取一個(gè)導(dǎo)航星，基本星表中包含一定數(shù)量的恒星信息，包括星序號(hào)、星名稱、星等級(jí)等，對(duì)應(yīng)某一個(gè)基本歷元的星位置上。由于創(chuàng)建的星庫當(dāng)中包含恒星的數(shù)量較多，其中部分恒星并不適合作用導(dǎo)航星，因此需要設(shè)置一個(gè)恒星等級(jí)闕值，根據(jù)恒星等級(jí)闕值對(duì)星庫中的信息進(jìn)行篩選[8]。為了選擇出最優(yōu)的導(dǎo)航星需要考慮一下選取因素，包括航天飛行器的飛行任務(wù)和飛行規(guī)律、精密星敏感器的探測(cè)敏感度以及星圖識(shí)別的方法和航天器姿態(tài)確定的基本原理。首先設(shè)置選取闕值，且闕值的門限需要具備一定的高度，盡可能保證觀測(cè)性包含在創(chuàng)建的星庫當(dāng)中，在此基礎(chǔ)上盡量縮小選取的恒星數(shù)量，從而降低航天器姿態(tài)測(cè)量的時(shí)間。除此之外需要注意的一點(diǎn)就是導(dǎo)航星與其他恒星之間盡量保證分布均勻，且導(dǎo)航新之間的角距盡可能大，以此來保證精密星敏感器焦平面上像點(diǎn)間接分布均勻，間接的保證航天器姿態(tài)解算的精度。將創(chuàng)建的星庫當(dāng)中滿足上述條件的恒星判定為導(dǎo)航星，即為W。

表1 三個(gè)局部區(qū)域的恒心分布星表

3.3 星圖識(shí)別

綜合導(dǎo)航星的選擇結(jié)果利用精密星敏感器進(jìn)行星圖識(shí)別，星圖識(shí)別就是將星敏感器視場(chǎng)中觀測(cè)性組成的星圖和創(chuàng)建的星庫中的導(dǎo)航星組成的星圖，根據(jù)識(shí)別特征進(jìn)行匹配可以確定測(cè)星與導(dǎo)航星之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系。在星圖識(shí)別的過程中至少要選擇兩個(gè)以上的恒星，并同時(shí)定位提取恒星與導(dǎo)航星的位置信息，通過坐標(biāo)結(jié)果得出航天器的姿態(tài)測(cè)量結(jié)果。因此可以將星圖識(shí)別分為兩個(gè)部分，分別為局部識(shí)別和全天識(shí)別。精密星敏感器在姿態(tài)捕獲階段沒有先驗(yàn)姿態(tài)信息可以利用，星圖需要在整個(gè)宇宙環(huán)境當(dāng)中進(jìn)行識(shí)別[9]。在識(shí)別的過程中將每一個(gè)恒星看做為一個(gè)單位球，且任意一個(gè)恒星的矢量長度均為1。將A與B兩顆恒星之間的夾角余弦記為cos(l)，而兩個(gè)恒星亮度與等級(jí)之間的關(guān)系如式(5)所示。

(5)

式中,mvB與mvA分別代表恒星A與B的視星等值，而EA與EB分別代表恒星的照度值。根據(jù)星級(jí)與照度計(jì)算結(jié)果在星圖中識(shí)別航天器環(huán)繞活動(dòng)的對(duì)應(yīng)恒星結(jié)果。

3.4 星點(diǎn)坐標(biāo)提取

對(duì)星點(diǎn)的識(shí)別結(jié)果以及導(dǎo)航星進(jìn)行坐標(biāo)提取，提取的坐標(biāo)為航天器本體坐標(biāo)系下的坐標(biāo)結(jié)果，需要經(jīng)過坐標(biāo)變換得到最終的坐標(biāo)提取結(jié)果并傳輸?shù)降厍虮砻?。設(shè)gi為導(dǎo)航星且其空間坐標(biāo)為gi(xi,yi,zi)，通過精密星敏感器得到選取恒星與導(dǎo)航星之間的距離數(shù)據(jù)分別為xa和xb，則其中a恒星的區(qū)域面積就可以表示為gi(xi+1,xi)，該恒星的質(zhì)心即坐標(biāo)位置即可以通過式(6)計(jì)算。

(6)

式中,F(x,y)為精密星敏感器采集圖像的背景閾值。由此便可以得出導(dǎo)航星以及任意兩個(gè)恒星的坐標(biāo)提取結(jié)果，并可以求出兩顆恒星的星對(duì)角距結(jié)果。

4 確定航天器姿態(tài)

參考星敏感器星點(diǎn)識(shí)別與提取結(jié)果確定航天器的瞬時(shí)位置和姿態(tài)，航天器的瞬間位置由定位的導(dǎo)航星與任意兩個(gè)恒星來決定，包括升交點(diǎn)赤經(jīng)、軌道傾角和軌道幅角三個(gè)參數(shù)來描述。因其自身結(jié)構(gòu)的約束，星敏感器的滾動(dòng)角精密度較偏航角及俯仰角的精密度低約一個(gè)量級(jí)，因此需要借助定位識(shí)別的恒星來確定高精度的測(cè)量結(jié)果。首先以恒星的短期姿態(tài)為參照，根據(jù)星體的角速度，通過積分方程可求出其相對(duì)應(yīng)的姿態(tài)角。然后以精密星敏感器為確定航天器姿態(tài)的長期參照物，固定采集信息的頻率，據(jù)此得出坐標(biāo)系內(nèi)星體的各個(gè)姿態(tài)參數(shù)[10]。以精密星敏感器得出的測(cè)量結(jié)果為基準(zhǔn)，結(jié)合恒星星體的判斷角度和航天器的基本運(yùn)行規(guī)律，構(gòu)成航天器姿態(tài)的估計(jì)器，實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)的預(yù)估和實(shí)時(shí)更新，由此也可以得出最終的測(cè)量結(jié)果，目標(biāo)航天器與最近鄰角距的實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量結(jié)果如圖2所示。

圖2 目標(biāo)航天器到鄰角距姿態(tài)測(cè)量結(jié)果

5 航天器姿態(tài)主點(diǎn)標(biāo)定

由于星敏感器測(cè)量環(huán)境較為復(fù)雜，內(nèi)部的電磁波環(huán)境會(huì)對(duì)測(cè)量結(jié)果產(chǎn)生影響，也就是實(shí)際航天器的實(shí)際測(cè)量姿勢(shì)與理想的航天器測(cè)量結(jié)果存在一定的偏差，因此需要通過誤差分析，并根據(jù)誤差分析結(jié)果對(duì)航天器姿勢(shì)測(cè)量主點(diǎn)進(jìn)行標(biāo)定處理。航天器姿態(tài)測(cè)量結(jié)果的標(biāo)定處理需要借助設(shè)計(jì)與安裝的精密星敏感器，具體的硬件設(shè)備與分布情況如圖3所示。

圖3 航天器姿態(tài)標(biāo)定應(yīng)用設(shè)備圖

通過在理想條件下已知的參考點(diǎn)質(zhì)心位置和畸變圖像相應(yīng)星象點(diǎn)質(zhì)心位置之間對(duì)應(yīng)的關(guān)系，來建立航天器測(cè)量圖像中畸變坐標(biāo)與理想坐標(biāo)之間的映射關(guān)系，從而實(shí)現(xiàn)提高測(cè)量精度的目的。航天器姿態(tài)測(cè)量結(jié)果的標(biāo)定修正結(jié)果如圖4所示。

圖4 姿態(tài)測(cè)量結(jié)果標(biāo)定修正圖

6 模擬實(shí)驗(yàn)分析

為了驗(yàn)證設(shè)計(jì)的基于精密星敏感器的航天器高精度姿態(tài)測(cè)量標(biāo)定方法的有效性，設(shè)計(jì)模擬實(shí)驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比分析。由于真實(shí)的航天器運(yùn)行環(huán)境較為復(fù)雜，因此需要搭建仿真模擬實(shí)驗(yàn)環(huán)境進(jìn)行航天器姿態(tài)測(cè)量實(shí)驗(yàn)分析。安裝生成模擬仿真環(huán)境構(gòu)建硬件設(shè)備，其中包括設(shè)計(jì)完成的精密星敏感器以及轉(zhuǎn)臺(tái)等，將所有的硬件設(shè)備按照?qǐng)D中5的結(jié)構(gòu)進(jìn)行安裝。

圖5 模擬實(shí)驗(yàn)環(huán)境示意圖

利用隨機(jī)分布程序生成宇宙隨機(jī)仿真星庫環(huán)境，如圖6所示。

圖6 隨機(jī)仿真星庫示意圖

在仿真環(huán)境下，依照實(shí)際的航天器結(jié)構(gòu)以及運(yùn)行原理，在計(jì)算機(jī)中組件模擬航天器，并將其發(fā)送到仿真星庫當(dāng)中。計(jì)算機(jī)組建的航天器設(shè)備結(jié)構(gòu)如圖7所示。

圖7 仿真航天器結(jié)構(gòu)圖

在搭建好的實(shí)驗(yàn)環(huán)境下進(jìn)行航天器姿態(tài)的實(shí)時(shí)測(cè)量與標(biāo)定。為了保證模擬仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果的可比性，設(shè)置傳統(tǒng)的測(cè)量標(biāo)定方法作為此次實(shí)驗(yàn)的對(duì)比方法，且兩種測(cè)量標(biāo)定方法測(cè)量的航天器相同，由此來保證實(shí)驗(yàn)變量的唯一性。通過設(shè)置航天器的運(yùn)行參數(shù)來控制模擬航天器的實(shí)際姿態(tài)，并將設(shè)置的參數(shù)作為實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比標(biāo)準(zhǔn)。分別向兩種方法發(fā)送測(cè)量標(biāo)定任務(wù)，地面的接收器得到最終的測(cè)量標(biāo)定結(jié)果，經(jīng)過與標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)的對(duì)比得出關(guān)于測(cè)量標(biāo)定精度的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。實(shí)驗(yàn)對(duì)比結(jié)果分別從航天器偏航角姿態(tài)和俯仰角姿態(tài)兩個(gè)方面進(jìn)行對(duì)比，對(duì)比結(jié)果如圖8所示。

圖8 模擬實(shí)驗(yàn)對(duì)比曲線

從圖中的對(duì)比曲線可以看出，在偏航角方面誤差走向相似，但程度不同。經(jīng)過計(jì)算傳統(tǒng)測(cè)量結(jié)果的平均誤差為3.2%，而基于精密星敏感器的航天器高精度姿態(tài)測(cè)量標(biāo)定方法的平均誤差率為2.7%。在俯仰角方面誤差走向差異較大，其中傳統(tǒng)測(cè)量結(jié)果的平均誤差為-5.9%，而基于精密星敏感器的航天器高精度姿態(tài)測(cè)量標(biāo)定方法的平均誤差率為-0.4%。綜合兩個(gè)方面的測(cè)量誤差結(jié)果得出結(jié)論：基于精密星敏感器的航天器高精度姿態(tài)測(cè)量標(biāo)定方法的平均誤差率比傳統(tǒng)方法低6.0%。

7 結(jié)束語

通過基于精密星敏感器的航天器高精度姿態(tài)測(cè)量標(biāo)定方法的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)，有效的降低航天器姿態(tài)測(cè)量結(jié)果的誤差，得到較為精準(zhǔn)的測(cè)量結(jié)果。通過設(shè)計(jì)方法的應(yīng)用可以為航天器運(yùn)行與工作的精準(zhǔn)控制提供高精度數(shù)據(jù)，因此具有較高的應(yīng)用價(jià)值。