CMOS星敏感器卫星姿态定位系统设计精.docx

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CMOS星敏感器卫星姿态定位系统设计精

华中科技大学

硕士学位论文

CMOS星敏感器卫星姿态定位系统设计姓名:

尹智科

申请学位级别:

硕士

专业:

模式识别与智能系统指导教师:

陈朝阳

20060510

摘要

星敏感器是一种高精度的姿态敏感器,广泛应用于卫星、空间站、远程弹道导弹、巡航导弹以及深空探测等的姿态测量。

本文以实际的项目开发为背景,设计了可用于卫星上的姿态定位及导航的CMOS星敏感器原理样机。

该系统采用宇航级CMOS的图像传感器STAR250捕获星图,采用Altera的CPLD实现对图像传感器的驱动控制以及星图数据的预处理,并用ARM9处理器作为系统的主控处理器。

CMOS星敏感器原理样机可以实时获取星空图像,并且与预存在系统中的星图相匹配,从而确定卫星成像系统当前光轴指向。

研究工作的主要内容是原理样机硬件系统设计、调试和整个系统的仿真实验。

工作重点在于ARM微处理器系统设计、STAR250接口电路设计,以及以CPLD对实时星空图像进行预处理设计等。

CPLD内部通过模块化方式的编程,有效提高系统结构的灵活性。

硬件系统的设计方案具有低成本、小型化和高效率的特点。

文章最后,给出了原理样机的设计过程,该样机重550g,不含镜头255g,通过三块电路板层叠的方式减小所占空间面积。

通过实验及结果分析,该样机实现了很高的匹配率,能够满足卫星上的姿态定位要求,是一种低成本、高可靠性的姿态定位设备。

关键词:

CMOS星敏感器;CPLD;ARM9;嵌入式系统

Absrtact

Starsensorisakindofhighprecisionopticsensorwidelyusedforattitudedeterminationinspacecrafts,secondaryplanet,long-distanceguidedmissile,cruisemissileandotherspaceattitudemeasurement.

Thispaperbackgroundofarealprojectdevelopment,discussaCMOSStarSensorsystemdesignwhichcanbeusedonmoonletandotherspacecraftsasembeddedattitudedeterminationdevice.ThissystemuseaCMOSimagesensorSTAR250togetimageofstars.CPLDfordevicedriverandpreprocess,andmaketheARM9processorashostMCU.TheARM9processorusestarsmatchingarithmeticandothersoftwaremethodstogettheattitudeinformationandtranslateittothecentercontrollerofspacecraft.

ThemainjobofprojectresearchissystemdesignforthesampleCMOSstarsensor,driverdesignforSTAR250,anduseCPLDimplementpreprocessofthestarimage.ASaattitudedeterminedeviceonsecondaryplanet,ithasrelativestrictrequirement.ARMseriesprocessorhasmanyprofitsoflowpower,lowconsume,highintegrationandexpansibilityverysuitforspaceusage.Ontheotherhand,morethan200MHzfrequencyguaranteetherealtimeprocessofstarsimage.STAR250asaCMOSimagesensordon’tsupportIICandotherstandardinterface,SoweuseanAltera10,000gatesCPLDimplementdevicedriverofSTAR250aswellaspreprocessofstarsimageandinterfacetoprocessorsystem.ThrowmodularizationprogramandprovidehostinterfacetoARMmakethesystemmoreflexibilityandmaneuverability.

Atlast,viaexperimentandanalysisstarimage,thisembeddedCMOSstarsensordevicehasbenefitsofhighprecision,miniaturization,lowcostandlowpower,andverysuitforspaceusage.

Keywords:

CMOSStarSensor;CPLD;ARM9;Embeddedsystem

独创性声明

本人声明所呈交的学位论文是我个人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。

尽我所知,除文中已经标明引用的内容外,本论文不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写过的研究成果。

对本文的研究做出贡献的个人和集体,均已在文中以明确方式标明。

本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。

学位论文作者签名:

日期:

年月日

学位论文版权使用授权书

本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定,即:

学校有权保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版,允许论文被查阅和借阅。

本人授权华中科技大学可以将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索,可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。

保密□,在_____年解密后适用本授权书。

本论文属于

不保密□。

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指导教师签名:

日期:

年月日日期:

年月日

1绪论

1.1研究目的及意义

随着神五、神六的成功太空航行,我们国家的航天事业受到前所未有的关注。

对于运行于太空中的航天飞行器,姿态参数的获取尤其重要。

获取姿态信息的设备称为姿态测量系统,也称为姿态敏感器,是航天飞行器的重要组成部分,它是姿态控制系统控制航天器稳定地保持在某个姿态或平稳运动的前提,也是建立航天飞行器姿态控制与稳定基准的仪器。

随着航天任务的复杂化,航天持续时间的延长,航天器对姿态确定设备的重量、功耗要求越来越高,对姿态确定精度的要求也越来越高。

如何设计重量轻、功耗低、精度高的姿态设备成为迫切需要解决的问题。

姿态确定是姿态控制的一个重要组成部分,它的主要任务是确定航天器相对于某参考基准的方位或指向,进而获取航天器的姿态角和姿态角速度信息。

姿态确定的精度取决于姿态确定设备和姿态确定算法的精度[1]。

通常航天器姿态确定设备分为两类:

绝对姿态敏感器和相对敏感器[2]。

绝对姿态敏感器包括星敏感器、太阳敏感器、地球敏感器等,它们直接测量参考目标（如太阳、地球相对敏感器固联坐标系的指向,从而获得姿态信息。

相对姿态敏感器主要包括速率陀螺和速率积分陀螺等,它们可以提供瞬时角速度或角增量值。

星敏感器则是一种以恒星为参照系,以星空为工作对象的高精度的空间姿态测量装置,是迄今为止最精密且漂移最小的姿态测量部件,经常为卫星、洲际战略导弹,宇宙飞船等航空航天飞行器提供准确的空间方位和基准,具有极为重要的应用价值。

它的精度比太阳敏感器高一个数量级,比地球敏感器高两个数量级。

基于CMOS成像的星敏感器具有运算速度快、体积小、功耗低等优点,非常适合微小卫星应用[3]。

星敏感器在国外航天领域已经得到广泛应用,产生了重大的经济效益和军事效益,其应用前景良好。

目前,我国航天器（地球轨道卫星上采用的主流姿态敏感器仍为圆锥扫描式红外地球敏感器和狭缝数字式太阳敏感器,CCD（ChargeCoupledDevice星敏感器的应用仍处在试用阶段,APS星敏感器的研究刚刚起步。

在今后的航天应用中,随着航天器有效载荷（如相机、天线、望远镜等对指向和跟踪要求的提高,采用高精度的星敏感器是必然的趋势。

星敏感器技术是高精度姿态确定和控

制系统的关键技术之一,基于星敏感器的姿态确定方法的研究对我国发展微小卫星、月球探测、深空探测等航天应用具有重要的理论和现实意义。

1.2星敏感器的研究历史及现状

星敏感器的发展按照采用的传感器来划分,可以分为四个阶段,第一阶段传感器主要以光电增强器和狭缝调制器为主,第二阶段主要以析像管和电子扫描为主,第三阶段以CCD传感器为主,第四阶段以APS作为传感器。

按照工作方式来分,又可分为自主式星敏感器和非自主式星敏感器。

星敏感器出现在1946年左右,其早期的应用主要包括:

大型天文望远镜指向控制,航天器发射前标定和导弹制导。

比如它被用于斯纳可（SNARK导弹、猎狗导弹（HoundDog的制导系统中[4]。

1946年至1953年期间,星敏感器硬件主要为光电倍增管（PhotomultiplerDetector和图像析像管（ImageDissectorTube。

早期的星敏感器装置简单,不能直接应用于空间环境,但包括了星敏感器系统设计的大多数要点。

用于航天器姿态控制目的星敏感器于1960年左右,由前苏联“Geofizika”研制出来,它包含光放大器和狭缝调制器,是第一代星敏感器的雏形[5]。

这种星敏感器及由此发展的系列星敏感器在月球、火星探测及后来的空间飞船“Granat”上都获得了应用。

在1960年至1970年期间,星敏感器硬件主要为析像管和电子扫描设备,其主要缺陷是受杂光干扰严重。

因此,从1970年左右,改进型星敏感器在“Geofizika”产生,它可以在较大的杂光环境下工作。

1975年,Goss在美国喷气推进实验室JPL（JetPropulsionLaboratory首先展示了CCD星敏感器,并验证了CCD星敏感器在分辨率、抗辐射性、几何光学线性（geometricphotometriclinearity等方面优于一般的析像管星敏感器[6]。

之后JPL提出以CCD作为星敏感器的光电探测器,并由此研制成世界上第一代CCD星敏感器。

由于CCD具有供电电压低、体积小、几何精度高、光谱范围宽等一系列优点,大约只用了十年时间,星敏感器光电转换元件几乎都被CCD所取代。

在这一阶段,星敏感器开始同微处理器结合,它不仅仅具有姿态测量功能,而且具有了计算功能。

到1990年,Clementine任务要求星敏感器能够在航天器上实时完成标定纠正、星图识别和姿态确定任务[7~8]。

第一代非自主式CCD星敏感器已不能满足这一任务要求,导致了第二代CCD星敏感器的出现[9]。

随着集成电路设计和工艺水平的大幅度提高,以及CCD在商业领域的大量使用,CCD产品在集成度、噪声水平、量子效率和抗辐射等方面都得到快速发展[10];同时计算技术、微程序设计也有了广泛的应用和提高;集光学、电子学、精密机械及计算机技术为一体的星敏感器也随之显

著发展,这些发展为第二代全天自主CCD星敏感器的问世提供了硬件保障。

从1980年至2000年,经过20多年研制,星敏感器的功能基本上实现了规范化。

主要功能包括:

（1获取有效的星像数据:

指在长期空间飞行过程中,星敏感器以较高的采集成功概率获取恒星图像;同时具有较高的数据更新率。

这部分功能的实现主要与星敏感器的硬件以及和硬件有直接关系的软件相关。

（2提供星敏感器在惯性空间的瞬时方位角,为飞行器姿态控制系统随时提供瞬时姿态信息。

这部分功能以获取有效星像数据为前提,基本上属于纯软件性质。

主要包括星图预处理、特征提取、星图识别、坐标变换和视轴方位角估计以及瞬时姿态数据格式转换等一系列计算。

小卫星、微小卫星的迅速发展迫切需要星敏感器在重量、精度、抗辐射等方面进一步改善。

Fossum等在JPL最先提出了将APS用于星敏感器的可能,开辟了一条发展新型星敏感器的通道[11]。

Yadid-Pechtd等测试了64×64像元的APS。

1998年Liebe在JPL模拟了一个256×256像元的APS,并考察了其绝对灵敏度和亚像素精度（sub-pixelpixelaccuracy,指出CMOAPS是设计星敏感器的理想材料[12]。

APS在简化硬件（Simplifiedhardware、抗饱和（Noblooming和抗辐射（Moreradiationresistant方面优于CCD。

2001年Bruce等深入研究了CMOSAPS噪声对亚像素质心定位的影响[13],并用实验验证了理论分析结果。

JPL开发了第一代基于APS的多功能星敏感器,即可编程智能化微型跟踪器PIM（ProgrammableIntelligentMicrotracker[14],它由256×256像元数字APS构成,其设计重量小于400克,设计功耗不超过400毫瓦,单轴精度为3角秒,可以完成特征跟踪（featuretracking、星图识别、着陆控制等多种功能。

CMOSAPS不仅具有低成本、低功耗（是CCD耗的1/1000~1/100、接口简单、随机访问、运行简易（单一的CMOS兼容电池供给、高速率（可大于1000帧/秒、体积小以及通过片上信号处理电路可以实现智能处理功能等特点,而且具有高度的集成性,它可以把时序控制电路、A/D转换电路、存储器等集成在一块芯片上,这些优点是CCD所无法实现的[15~16]。

APS作为星敏感器光电转换器件,主要缺陷为填充因子低于CCD,导致星点质心定位精度低于CCD。

典型的APS星敏感器如SiraElectro-optics生产的APS星敏感器,它的具体参数为512×512像元APS,灵敏度为5星等,帧率10赫兹,精度为1角分（arcminute,噪声等效角NEA（NoiseEquivalentAngle为1角分,视场大小为20º×20º,镜头孔径为f/2.6,功耗3.3瓦,大小为78×57×57毫米,重量仅为310克。

目前,典型的APS芯片为FillFactory生产的商用CMOS图像敏感器STAR250

和STAR1000,其中STAR1000代表目前最高水平。

STAR250是一款专为卫星天文导航星敏感器而设计的CMOS图像敏感器。

由于太空中含有大量辐射,芯片中加入了抗辐射电路以提高空间应用的可靠性。

国内对星敏感器研究也取得了一定进展,主要研究单位有哈尔滨工业大学[17~18]、西北工业大学[19~20]、中国科学院光电技术研究所、北京航空航天大学等[21]。

中国科学院光电技术研究所的袁家虎、唐建国等对CCD星敏感器及星图识别算法方法做了较详细的研究[22]。

北京控制工程研究所在星敏感器光学系统设计,小型动态星模拟器设计方面作了研究[23]。

中科院长春光学精密机械与物理研究所的郝胜国、郝志航对星象模拟软件做了研究。

哈尔滨工业大学的邓正隆、林玉荣等对非线性姿态确定算法作了详细研究。

程杨对星敏感器姿态和姿态角速度确定的估计理论和实验技术进行了深入研究。

孙才红结合“空间太阳望远镜”项目,对小型星敏感器系统设计作了研究[24]。

但同国外发达国家相比,我们的研究水平仍有很大差距。

主要体现在硬件方面,APS芯片还不能实现国产化。

软件算法方面的差距相对较小。

随着国内航天事业的发展,星敏感器技术也必将得到较快发展。

星敏感器并不是标准产品,它是由制造厂商根据具体的飞行任务定制的。

不同的星敏感器在成本、功耗、质量、精度等性能方面差别很大。

但星敏感器总的发展趋势是朝着自主化、小型化、智能化的方向发展,在不远的将来单片智能星敏感器将成为现实。

1.3本论文研究内容及结构安排

本论文是以北京航空时代电子772研究所与华中科技大学图像识别与人工智能研究所合作开发的项目“CMOS星敏感器卫星姿态定位系统”为研究背景。

目前项目进展到完成了原理样机的设计与调试。

项目研制过程中本人主要负责硬件系统的设计和调试,包括ARM微处理器系统设计以及实现CMOS图像传感器接口驱动电路的CPLD开发。

因此,本文将以硬件和驱动为侧重,系统地介绍原理样机的研制过程。

具体的结构安排如下:

第一章绪论,讲述课题研究的背景及意义,探讨CMOS星敏感器在航空航天领域的优势及应用前景。

第二章介绍与CMOS星敏感器相关的一些背景知识,分析CMOS星敏感器的组成及工作原理。

第三章分析CMOS星敏感器的系统需求,并根据系统需求给出系统的总体设计方案。

第四章详细介绍处理器系统的电路设计和实现方法。

第五章主要讲星敏感器的驱动设计及CPLD内部逻辑功能的实现。

第六章给出原理样机的设计过程及实验结果分析。

第七章为全文总结,对论文所述的工作内容作总结和分析,并提出对下一步工作的展望。

2CMOS星敏感器基本理论

2.1姿态敏感器概述

确定航天飞行器的一般方法是选择一个可靠的参照系,如惯性空间,地球,太阳或者恒星等。

根据所选择的参照系,制作相应的姿态敏感器,再根据姿态敏感器所测量出的相对参照系的信息变化推测出航天飞行器的姿态变化。

作为姿态控制系统的测量部件,姿态敏感器测量出卫星相对于某一基准方位的姿态信息,这些测量信息被输入姿态估计器,用以确定卫星某一轴或三轴指向[25]。

对不同的基准方位,所用的姿态敏感器工作原理和测量得到的信息都是不同的。

工程上姿态敏感器的种类很多,依据所选择的参照系可分为惯性陀螺、地球敏感器、太阳敏感器、恒星敏感器（简称星敏感器等几类[26],表2.1列出了他们的主要特性及对比:

表2.1姿态测量设备对照表

姿态敏感器精度自由度重量功耗其他描述

太阳敏感器0.120.5~20~3便宜、简单、可靠、间歇使用。

地平仪0.0322~55~10昂贵、依赖轨道,不适于偏航。

磁强计12-30.6~1.2<1便宜,适于低轨道连续工作。

星敏感器0.00130.5~75~20昂贵,复杂,精度极高

惯性陀螺0.01/hour33~25100~200昂贵,精度高但随时间漂移

惯性陀螺是最常用的姿态测量仪器,也是一种自主导航设备,主要分为机械陀螺,激光陀螺和光纤陀螺三个种类。

工作时不和外界发生任何光电联系,因此隐蔽性好,工作时不受任何气象条件限制。

这种独特的优点使其成为航空、航天和航海领域中一种被广泛使用的导航设备。

惯性陀螺用很强的瞬时姿态测量精度,但是其长时间漂移较大,是主要的测量误差源,并且难以补偿。

因此在使用中必须定期校准测量单元的误差,使其积累误差影响到最低。

地球敏感器（包括红外地平仪和重力剃度杆是常用的姿态测量仪器,在卫星姿态控制系统中得到广泛应用。

它主要是测量卫星自旋轴和地平线的夹角,从而获得姿态信息,其策角精度可达0.05度。

太阳敏感器主要是测量卫星自旋轴和太阳光线的夹角,即利用太阳光线通过一条夹缝投射到太阳电池码盘上,不同的入射角产生不同的数码信息,从而获得姿态

信息,其策角精度可达0.05度。

星敏感器（又称星扫描器、星敏感器、星图仪是一种以恒星为参照系,以星空为工作对象的高精度的空间姿态测量装置,他通过探测天球上不同位置的恒星并进行解算,提供航天飞行器相对于惯性坐标系的三轴姿态。

其工作原理如图2.1所示[27]

:

图2.1星敏感器工作原理示意图

如图所示,光学系统将星空成像到焦平面上,CCD/CMOS或其他图像传感器置于光学焦平面上,完成光电转换,将星像转变成视频电信号输出。

视频处理器完成视频处理,包括降噪处理（相关双采样,偏置增益调节,最后进行A/D转换,输出数字图像。

时序信号发生器与驱动器给出控制图像传感器以及视频信号处理器的工作时序[28]。

由于整个天球遍布恒星,星敏感器又与惯性陀螺一样具有自主导航的能力。

与陀螺相比较,星敏感器又具有精度高,体积小,质量轻,功耗低,寿命长等特点。

二十世纪六十年代起,开始采用天文（星敏感器/惯导系统的综合,星敏感器用来保证定位精度以及对陀螺漂移进行补偿,从而组成性能优良的姿态测量单元。

相对于地球敏感器和太阳敏感器,星敏感器能够提供优于30”的姿态精度。

同时,星敏感器又克服了惯性陀螺姿态测量精度随时间漂移的特点。

因此星敏感器已经广泛应用于地球遥感,地球测绘,行星测绘,行星探测,星际通讯和洲际导弹等航天技术各领域[29]。

2.2CMOS图像传感器的优势

在星敏感器中,图像传感器是整个系统工作的核心部件。

其任务是把光学系统在焦平面上所成的像光电转换,完成视频信号处理并进行模数转换,得到相应的数字图像信号,然后送到后续电子系统进行处理。

对于航天器及其组成部分而言,可靠性、重量、功耗、抗辐射性能等要求极高。

可靠性对于保障航天器的运行寿命十分关键;重量与发射成本紧密相关,尽量减轻重量是航天器设计的基本要求;由于航天器不能从地面获取能源,低功耗设计也尤为重要,这些都是在设计星敏感器时所要考虑的因素。

在CCD广泛应用于星敏感器的过程中,其缺点如抗空间辐射的能力比较差、所需要的电源种类比较多、图像电荷须经串行顺序输出才能到达输出端、CCD的制造工艺复杂,且无法与通用集成电路制造工艺兼容等逐渐显现。

此外再由于CCD无法实现感兴趣区域读取,也不具有优化的曝光控制能力,使得基于CCD的星敏感器应用系统无法在现有的基础上再显著地降低体积、功耗、重量的等技术指标,从而也限制了其在航天器上的应用[30~31]。

CMOS图像传感器将图像传感部分和控制电路高度集成在同一芯片里,其体积不仅明显缩小,而且功耗也大大降低,只相当于CCD的三分之一到十分之一:

其具有的重量轻、高可靠、高集成、低成本、宽动态范围、抗辐射和没有拖影等众多优点,克服了CCD器件的固有缺点,充分满足了星敏感器对图像敏感器件的要求,具有在星敏感器中应用的巨大潜力。

因此,在这种情形下,CMOS图像传感器的发展使其很快地受到了星敏感器研制人员的注意[32]。

在CMOS图像传感器的发展过程中,与其相关的如半导体技术、微电子技术也取得了巨大的进步。

现在有大量的先进器件可以采用,以配合CMOSAPS图像系统的研制,如专门为嵌入