轨道、星图模拟、采集参数输入 星点质心提取 轨道产生 星图模拟 提取N颗 光学系统 3<=N<=85 ccd敏感器 N>85||N<3 图像采集 背景数据 背景噪声分割 M>=3 图像预处理 星图滤波 姿态确定 M<3 识别M颗 星图匹配识别 图像识别
rω 2 vω ) = arctan( ) g g • d ⎡ vω ⎤ g ( v ' ω + vω ') γ = arctan( ) = dt ⎢ g ⎥ g 2 + v 2ω 2 ⎣ ⎦ a g
1
系统结构
天文导航半物理仿真系统由以下几个部分组成： 轨道发
收稿日期：2004-11-29 修回日期：2005-07-11 基金项目：国家自然科学基金资助项目（60574086） 作者简介：全 伟(1977-), 男, 山东临沂人, 硕士, 研究方向为导航。
• 353 •
第 18 卷第 2 期 2006 年 2 月
⎡Xc⎤ ⎡ Xi ⎤ ⎢ Y ⎥ = Cic ⎢ Y ⎥ ⎢ c⎥ ⎢ i⎥ ⎢ Zc ⎦ ⎥ ⎢ Zi ⎦ ⎥ ⎣ ⎣
星图畸变校正
导航
图 3 天文导航半物理仿真系统流程图
以视场采用 8°×6°，单星敏感器模拟器为例，在此视场 下以任意光轴为中心生成的星图中， 所含的星点的个数必小 于 85， 因而如果提取的星点个数 N 大于 85 即认为提取失败； 由于识别要求至少有 3 个星点，因而 N 要大于等于 3。对于 识别结果 M，由于计算姿态（飞行器的三姿态角：航向角、 俯仰角和横滚角）时要至少有三颗星的信息，构成 3×3 转 换矩阵，如果 M 小于 3，则导弹姿态解算不出来，只有 M 大于等于 3 时才能进行姿态确定和导航。
引
言1
随着自主导航技术的日趋成熟，商用 CCD 敏感器的日
生终端、星图模拟器、星敏感器模拟器和导航终端以及相应 的配套软件。实现如图 1 所示：
星敏感器模拟器 星光模拟器 A B 图形采集卡 CCD敏感器 液晶光阀 星图预处理及识别终端 导航终端 C D
益推广， 星光定位导航技术已越来越成熟。 它不依赖无线电， GPS 等导航手段， 在航天器进行深空探测和绕地飞行中具有 重要作用；国内外学者都在对其进行深入的研究[1]。为实现 自主导航，快速且识别率高的星图识别算法必不可缺；但因 为航天实验费用大，对星图识别算法的最初实验测试，往往 不可能进行空间实时实验， 因此国内外均采用实验室半物理 仿真系统进行实验研究。 本文构建了一个新颖的天文导航半 物理仿真实验平台，它由实物部分（液晶光阀、CCD 敏感 器、图形采集器和处理终端）和仿真部分（飞行器轨迹发生 器和星图模拟器）组成。在此平台上，可检验样机和算法性 能，减少空中试验次数，降低试验成本，缩短开发周期，为 工程样机提供合理参数，保证空中试验的安全可靠，它具有 很强的理论研究意义和实际应用价值。
则此时的光轴的指向（ α , δ ）为：
α = arctan(
Yc Zc ), δ = arctan( ) 2 +Y 2 Xc Xc c
1.2 星图模拟器
星图模拟器主要由星光星图模拟终端和液晶光阀组成。 模拟终端接收来自轨道发生终端的光轴数据，根据光轴指 向，在特定视场下选取满足条件的导航星，再将已选取的导 航星根据坐标变换原理，转换到 CCD 平面上，这样即可利 用图形显示技术将这些数据投影到显示终端上同时由分频 器提供给液晶光阀， 利用面光源由液晶光阀将电信号转换为 平行光束达到模拟无穷远处的星光的目的。 1.2.1 任意光轴特定视场下观测星的确定 使用 MonteCarlo 方法的随机取点法，在特定区域内任 选 一 星 敏 感 器 的 视 轴 方 向 (α 0 , δ 0 ) ， 其 中 α0 ∈ (00 ,3600 ),
第 18 卷第 2 期 2006 年 2 月
Vol. 18 No. 2
全 伟, 等：天文导航系统半物理仿真研究
Feb., 2006
赤纬值有关。其对应关系式如下：
H ⎧ 360*2arcsin(W / 2RCos(δ 0 )) , RCos(δ 0 ) > ⎪ 2π Rcosδ 0 2 ⎪ H ⎪ 0 Range = ⎨180 , RCos(δ 0 ) = 2 ⎪ H ⎪ 0 360*2arccos((H- Rcosδ 0 )/ Rcosδ 0 )) , RCos(δ0 ) < ⎪ 360 − 2 π Rcos δ 2 0 ⎩
Hardware in-the-loop Simulation of Celestial Navigation System
QUAN Wei，FANG Jian-cheng
(School of Instrument and Optoelectric Engineering, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100083, China)
中提取视场范围内的恒星[2]，并存储这些星的基本信息。在 特定视场下， 通过透镜镜头可看到天球上的区域是固定不便 的假设此区域 S 的宽度为：W，高度为 H。已知将视轴从赤 道向南（北）极移动时，区域 S 所覆盖的赤纬跨度可认为是 相等的， 但是 S 所覆盖的赤经跨度 Range 则是同当前视轴的
• 354 •
第 18 卷第 2 期 2006 年 2 月
系 统 仿 真 学 报© Journal of System Simulation
Vol. 18 No. 2 Feb., 2006源自天文导航系统半物理仿真研究
全 伟, 房建成
（北京航空航天大学 仪器与光电工程学院, 北京 100083）
摘 要：由于航天实验费用大，为测试星敏感器性能和星图识别算法，需在地面构建天文导航半物 理仿真试验平台。从检验星敏感器性能、加快其样机研制周期、降低成本、提高效率的目的出发， 设计构建了一个实用性强的天文导航半物理仿真系统； 着重介绍了此系统的组成、 结构和各模块的 功能；叙述了系统的实现方法和相关性能指标。它具有一定的灵活性和可扩展性。最后利用所构建 的半物理仿真系统，对星图识别算法和星敏感器性能进行了静态和动态的试验。试验结果显示该系 统满足和达到了规定的性能指标。 关键词：星敏感器；星图识别；天文导航；半物理仿真 中图分类号：V448.2; TP273 文献标识码：A 文章编号：1004-731X (2006) 02-0353-06
Vol. 18 No. 2
系
统
仿
真
学
报
Feb., 2006
根据系统的功能划分成以下几个模块：轨道产生模块、 星图模拟模块、图形采集模块、图像预处理模块、星图识别 模块、 定姿模块、 导航模块。 各功能模块之间的关系图如下：
轨道 产生 模块 星图 模拟 模块 图形 采集 模块 星图 预处 理模 块 星图 识别 模块
δ 0 ∈ ( −900 , +900 ) ，然后在 FOVx×FOVy 的视场内从基本星表
1.1 轨迹发生终端
轨道发生器作为捷联惯导系统仿真研究的基础，在此半物 理仿真系统中，为星光星图模拟终端提供光轴每时每刻的指向 数据，以便模拟终端生成星图；它由一台 PC 微机和相应的串 行通讯接口组成。思路：根据预先设定的轨迹信息（初始的位 置、俯仰角的变化、各运动状态的时间段等信息） ，先由轨迹 方程生成位置、速度、姿态等轨迹参数。再由每时刻的位置 信息， 结合坐标转换原理求解出相对应的地心惯性系下的光 轴指向数据，最后通过串口通讯接口传递给星光星图模拟终端。 1.1.1 轨迹参数的确定 输入信息为初始位置；各运动状态的时间段，与之相应
轨道发生终端
星光星图模拟终端
图 1 半物理仿真系统实现图
半物理仿真系统的工作原理为： 轨迹发生器生成轨道数 据，并产生星敏感器光轴的轨道数据，通过串行通讯传输给 星图模拟器；星图模拟器根据每一时刻的光轴指向，生成特 定视场的恒星星图， 由分频器同时输出给星图显示屏和液晶 光阀，前者用于星图的直接显示，后者则将星图的数字信息 转换成电信号，通过面光源及液晶光阀产生平行光束，模拟 无穷远处的星光，此星光被 CCD 敏感器敏感，形成模拟信 号，经图形采集器采集由 A/D 转换成数字图像信号，作为 原始星图数据，通过图像预处理系统进行背景分割、线性滤 波、畸变校正后转入星图识别系统，进行星体质心提取及星 图识别并解算导弹本体坐标系的三轴姿态； 导航计算机接收 三轴姿态数据结合大气模型计算出飞行器距离地面的高度 信息，将此高度信息作为卡尔曼滤波的观测量进行滤波，进 而完成导航。
式中 r 为旋转半径， ω 旋转角速度，v 为飞行器线速度，g 为重力加速度。 2) 位置的确定 位置的确定采用一阶算法对速度积分， 时间间隔取 0.01 秒，公式如下：
p(k + 1) = p(k ) + ∆tvn (k )
式中 vn 为导航坐标系中的速度分量。 1.1.2 光轴指向的确定 设在 t 时刻飞行器相对于发射点惯性坐标系下的位置为 （Xi，Yi，Zi） ，由发射点惯性坐标系到地心天球惯性坐标 系的转换矩阵为 Cic，则 t 时刻飞行器相对于地心天球惯性 坐标系下的位置为（Xc，Yc，Zc）
的速度信息和姿态角信息。 1) 横滚角的确定 在航向角发生变化时，飞行器的横滚角必然发生变化， 用已提供所需的向心加速度。 由飞行器此时刻的力学方程易 得： 向心加速度： a = rω 2 横滚角为：
定姿 模块
导航 模块
图 2 系统功能模块关系
γ = arctan( ) = arctan(
针对天文导航半物理仿真系统的模型设计， 此系统大体 分为：轨道产生、星图模拟、图形采集、图像预处理（细分 为背景噪声的分割、星图的滤波和星图的畸变校正） 、星图 识别（细分为星点质心提取和星图匹配识别） 、确定姿态和 导航。各部分之间的关系，即此系统的流程如图3所示：
Abstract：Because of high spaceflight laboratory fees，it is impractical to take star-pictures real time in order to debug star sensor and test the algorithm of star map identification. In order to test the performance of identification algorithm, shorten the development cycle of star sensor，as well as reduce the cost and improve the efficiency of development, a new type of hybrid simulation system for celestial navigation was proposed. The configurations、 functions and features of the system were ntroduced. The implementation methods and the specifications of the system were described, which had the feature of flexibility and expansibility. At last，by using the hybrid simulation system，some algorithms of star map identification and performance of star sensor could be effectively verified by dynamical and statical test in this platform. The test results show that this system meets the specified performance index. Key words：star sensor; star map recognition; celestial navigation; hybrid simulation