一种高精度小型化星敏感器设计

桑文华，王刚毅，赵启坤，王文璞

（1.北京航天控制仪器研究所，北京100039；2.北京航空航天大学，北京100191）

一种高精度小型化星敏感器设计

桑文华1，王刚毅2，赵启坤1，王文璞1

（1.北京航天控制仪器研究所，北京100039；2.北京航空航天大学，北京100191）

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，提供准确的空间方位和基准，具有高精度、无漂移、工作寿命长等特点。针对星敏感器高精度和小体积的应用需求，基于小型化镜头设计、分体式结构、高集成度电路、“FPGA＋ARM”软件等内容，提出了一种高精度小型化星敏感器，解决了狭小空间高度集成的小型化问题，实现了测姿0.6″（3σ）的高精度预期目标。星敏感器样机通过了试验考核，性能符合设计要求，具备全天球搜索恒星定姿的能力。

星敏感器；高精度；小型化；姿态

0 引言

星敏感器可以通过观测天空中的恒星实现系统的姿态测量，辅助惯导系统提高导航精度，在航天、航空、航海等领域均得到了实际应用，具有重要的应用价值与社会经济效益［1］。德国Jena-Optronik公司的ASTRO15、法国SODERN公司的SED36和美国Lockheed Martin公司的AST-301等产品具有全天球、全自主的姿态解算功能，精度高但存在质量和体积偏大的问题，与星敏感器高精度小型化的市场发展趋势不匹配。结合星敏感器高精度小型化的市场发展趋势和对高精度、小体积的特定应用需求，本文开展了高精度小型化星敏感器的研究和设计。首先为满足精度要求开展了镜头方案论证，结合星敏感器最大包络尺寸、镜头最小包络尺寸和电路预期空间开展了星敏感器分体式结构设计，进而开展了高集成度电路设计以及软件设计，完成了高精度小型化星敏感器样机研制，满足了应用需求。

1 总体设计

高精度小型化星敏感器是基于太空迷失假设条件，针对预期测姿精度和小体积包络尺寸而开展的研究和设计，总体功能架构如图1所示。恒星所发出的星光，通过星敏感器的光学系统成像在光敏面上并转换为数字信号输出给高集成度电路，进而进行星图预处理。然后基于匹配方法构造匹配模式，与导航星库中的已有模式进行匹配、处理，形成观测星与导航星的唯一匹配星对，完成星图识别以及后续的姿态解算［2-9］。由于尺寸包络的严格限制，开展了分体式结构设计，解决了狭小空间下星敏感器系统高度集成的难题。因此，高精度小型化星敏感器设计主要包括小型化镜头设计、分体式结构设计、高集成度电路设计以及软件设计。

图1 星敏感器功能框图Fig.1 Block diagram of function of sensor star

2 小型化镜头设计

星敏感器镜头的关键参数主要包括工作波长、视场、焦距和口径等，这些参数由实际使用要求决定。星敏感器应用于辅助导航时，基于1990年版的 《史密森SAO星表》进行概率统计，从而确定最佳视场。由于视场是由光敏感器器件的焦平面尺寸和光学系统焦距决定，所以，初步筛选出光敏感器件后，光学系统焦距也就确定了。基于计算的焦距，配合观测星中心波长和光敏感器件技术参数，综合确定决定星像观测灵敏度的最佳光学系统孔径；最后通过光学路径仿真确定方案是否可行，并反复修正参数直至满足要求。最终选用的星敏感器镜头方案采用的是透射式光学方案，包络尺寸仅为φ50mm×66.8mm的小型化镜头，功能指标要求是：光谱范围为 0.5μm～0.8μm，中心波长为 0.65μm，圆视场达到 14°，焦距为46mm，入瞳口径不小于Φ36.5mm，质量不大于260g。针对目标测姿精度，在星敏感器整机包络尺寸强约束的条件下，有效实现了测姿前星图识别所需的最佳视场和最小包络尺寸。

3 分体式结构设计

高精度小型化星敏感器具有明确的应用背景，决定了星敏感器研制的高精度和小型化要求。在星敏感器和镜头包络尺寸条件下，如果采用主体结构和后盖的封闭组合方式，内部空间密闭性较好，但是电路需要事先安装于主体结构内部，而允许的空间内无法实现这种安装方式。因此，采取了分体式结构方式，方便星敏感器各部件敞开式安装。具体包括多功能主体结构、多用支架、互锁侧壁和嵌入式锁紧后盖，设计要素包括星敏感器安装法兰、镜头安装接口、基准块、通信接口、结构稳定性以及各部件安装时内部空间的密闭性等。在保证星敏感器基本功能模块的前提下，内部空间的密闭性是首要因素，任何外部杂光进入均会对星敏感器内部光敏感器件造成光源干扰；同时，分体式结构也限定了电路装配时侧壁式布局方式。因此，分体式结构设计不仅需要满足星敏感器系统高度集成的功能，还需要考虑避免分体式本身易引入外部光源干扰的问题。

4 高集成度电路设计

电路主要由半导体制冷及控制单元和星光敏感处理单元组成。其中，半导体制冷及控制单元包括制冷半导体器件和功率控制电路，星光敏感处理单元包括CMOS电路和星图处理电路。电路流程图如图2所示。

CMOS电路根据星图处理电路产生的控制信号驱动CMOS进行光电转换，并按图像处理板的控制时序将数字图像信号输出给星图处理电路。惯导计算机将12V电源输入给功率控制电路，并与星敏感器的星图处理电路的同步接口和串口进行信号交互。功率控制电路接收FPGA开关信号（根据CMOS内置传感器探测的阈值温度控制功率控制电路的开关，进而控制制冷半导体的工作与关闭状态）并控制2.175V电压输出（制冷半导体的输入电压，用于环境温度下CMOS器件的制冷降温），另一路5V电压输出给DC-DC。DC-DC电路进一步转换为FPGA运行必需的3.3V、2.5V和1.5V，以及CMOS电路必需的3.3V、3V和2V。FPGA运行之后，产生CMOS运行的控制信号并采集CMOS输出的星图数字信号并提取星图质心，然后根据同步信号经串口输出给惯导计算机。其中，RAM的功能用于星图存储，FLASH用于参数装订和功能自检。

图2 电路流程图Fig.2 Flow chart of circuit

经过元器件选用分析后采用的元器件为47种210只，而侧壁式布局装配方式造成镜头和侧壁干扰元器件在电路板的位置布局，同时采用了电路板间软板连接的方式，大大缩减软导线飞线的数量，从而实现了高精度小型化星敏感器电路高集成度设计。

5 软件设计

软件划分为FPGA软件和ARM软件两部分，软件功能模块框图如图3所示。FPGA软件分为5个功能模块：1）CMV4000驱动模块提供特定的时序使CMV4000按照要求的曝光时间和增益对恒星进行成像；2）图像预处理模块按照要求的阈值对原始图像进行滤波和分割得到星点像素的位置和亮度信息；3）参数设置模块根据指令调节曝光和图像预处理的参数；4）485通信接口负责和惯导计算机的数据交换；5）ARM通信接口负责与ARM的数据交换，包括提取的星点信息和惯导计算机的指令包。ARM软件分为4个功能模块：1）指令与数据解析与应答模块将提取的星点信息传递到星图识别模块进行质心计算与星图识别并根据当前的工作模式对指令作出响应；2）星图识别模块包含星图识别算法、星跟踪算法及导航星库，其主要功能是为星图中观测星找到正确匹配的导航星；3）姿态计算模块根据识别结果计算出星敏感器当前的姿态，输出姿态信息；4）任务管理与工作模式切换模块根据指令设定星敏感器的工作模式。

图3 软件功能模块示意图Fig.3 Block diagram of software function

软件工作流程如图4所示。星敏感器上电初始化完成后，FPGA开始一帧图像的采集和预处理，图像预处理结束后就得到了星图中星点像素位置和亮度信息。然后判断曝光和预处理的参数是否更新，如果是则重新配置相应参数。最后将星点信息和新接收的指令（如果有）传送给ARM，并读取新的姿态数据指令响应数据，等待曝光结束后采集下一帧图像。ARM上电初始化完成后，首先对未处理指令进行响应，然后等待星点信息更新。利用更新的星点信息进行星图识别，并根据星图识别结果计算姿态。姿态更新后响应未处理的指令，并等待下一帧星图星点数据。FPGA软件具有并行工作的特点，所以FPGA软件中除了上述的工作内容和流程外，同时还并行执行与惯导计算机的通信接口功能。该功能上电初始化完成后就启动，实时检测有无惯导计算机发来的通信命令，如果有则进行解析判断，根据命令做出相应的响应，否则继续处于监测状态。

星敏感器工作模式包括启动模式、待机模式、目标天区识别模式和星跟踪模式，如图5所示。图5中箭头表示模式转换关系，其中实线箭头表示根据指令实现转换，空心箭头表示自动模式转换。1）启动模式：上电后，星敏感器进入启动模式，将软件代码从FLASH中导入SRAM中运行，初始化软硬件运行环境，并完成开机自检，然后自动转入待机模式。2）待机模式：在该模式中，FPGA等待指令的输入，ARM处于待机状态，不进行星图识别和姿态解算。在待机状态，可接收配置指令对星敏感器的各项参数进行配置，也可通过指令转移目标天区识别模式。3）目标天区识别模式：在该模式中，FPGA进行成像驱动、图像预处理、通信接口等功能，ARM运行于目标天区识别功能模块，并向惯导计算机发送姿态数据包以及状态信息包等有效数据。4）星跟踪模式：目标天区识别成功后，自动转入星跟踪模式，FPGA进行成像驱动、图像预处理、通信接口等功能，ARM运行星跟踪模块，通过已有识别结果和前后帧星图之间的对应关系进行快速的跟踪识别，并进行高精度姿态解算输出姿态数据包以及状态信息包等。

图4 软件工作流程Fig.4 Flow chart of software

图5 星敏感器工作模式示意图Fig.5 Block diagram of star sensor working mode

6 试验验证

性能验证分为室内测试和室外观星测试两个部分。

6.1 室内测试

星敏感器安装在转台内框上，在数据采集前，在暗室条件下利用星敏感器拍摄星点图像，调节单星模拟器的星等和星敏感器的曝光时间，使得星点光斑中心灰度接近饱和。在转台处于零位状态下，能正常读取星敏感器星点质心数据。通过转动转台按照一定间隔采集221个数据点，使得采样点均匀遍布整个视场，如图6所示。基于标定点数据，通过最优化的方法求解出星敏感器焦距（45.9317mm）、主点（1027.39像素，1058.74像素）和畸变等参数，然后基于测试点数据计算星敏感器的视轴指向测角精度，并进一步估算出视轴测姿精度为 0.6015″（3σ），滚转测姿精度为 6.4247″（3σ）。

图6 视场中测试点位置分布图Fig.6 Positions of test in field

6.2 室外观星测试

室外观星测试基于室内测试结果，进一步验证软件设计。将观星转台安装在三脚架上，再将星敏感器安装在观星转台上。保持转台不动（星敏感器以地速转动），用计算机每500ms向星敏感器发送一次同步命令，测试星敏感器在地速下的连续姿态输出能力。分别设置转台转动角速度为1（°）/s，用计算机每 500ms向星敏感器发送一次同步命令，测试星敏感器连续姿态输出能力。图7、图8分别为地速下和1（°）/s角速度下，星敏感器输出的四元数曲线。可以看出，在地速和1（°）/s角速度下，星敏感器均能连续输出姿态，且无粗大误差。通过室外观星再次验证了星敏感器质心提取、星图识别和功能模式等功能。

7 结论

基于小型化镜头设计、分体式结构设计、高集成度电路设计和软件设计，开展了高精度小型化星敏感器的研究，解决了狭小空间高集成度的难题，满足了星敏感器在特定包络尺寸下预期测姿精度的应用需求，适应了星敏感器向高精度和小型化的市场发展趋势。

图7 地速下姿态曲线Fig.7 Attitude curve in ground speed

图 8 1（°）/s 角速度下姿态曲线Fig.8 Attitude curve in 1（°）/s

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Design of a Star Sensor with High Precision and Small Volume

SANG Wen-hua1，WANG Gang-yi2，ZHAO Qi-kun1，WANG Wen-pu1
（1.Beijing Institute of Aerospace Control Devices，Beijing 100039；2.Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191）

With high precision，non-shift and long-life，a star sensor is a device for measuring an object's attitude referring to the stellar coordinates，which provides exact orientation and benchmark in space，and makes up a kind of hybrid navigation with inertial instrument.In view of the application requirement for a star sensor with high precision and small volume，the paper proposes a kind of star sensor based on the optical system with small，the separated structure，the highintegrated circuit，the software of“FPGA＋ARM”，which resolves the problem of the highly integration in the narrow and small space of the star sensor，and achieves the due goal of high precision that is 0.6＂（3σ）.The prototype of the star sensor passes the test evaluation，whose performance meets the requirements of design，and is provided with the ability of determining attitude through searching the stars in all the celestial sphere.

star sensor；high precision；miniaturization；sttitude

U666.1

A

1674-5558（2017）03-01436

10.3969/j.issn.1674-5558.2017.06.010

2017-07-12

国防科技创新特区（编号：17-0163-15-XJ-002-002-10）

桑文华，男，博士，工程师，研究方向为惯性仪表。