8.2.3其他自主导航方法 1.空间六分仪午航系统 空间六分仪由两个望远镜、一个角度测量头、一个 基准平台以及计算装置组成。角度测量头装在具有3个自 由度的框架上,平台上装有一个平面镜、棱镜组合件和 个陀螺组件,它测量月球明亮边缘和亮星之间的夹角。 当测量第一颗恒星与月球中心之间夹角时,航天器位于 锥面的某个地方,此锥体的顶点在月球中心的位置上, 而锥体轴在恒星。对另一颗恒星和月球进行第二 次测量,建立起另一个锥面。航天器位于两个锥面的两 条相交线上,其中有一条是假的,可根据航天器飞行的 物理特性来识别其真假
8.2.3 其他自主导航方法 1．空间六分仪午航系统 空间六分仪由两个望远镜、一个角度测量头、一个 基准平台以及计算装置组成。角度测量头装在具有3个自 由度的框架上，平台上装有一个平面镜、棱镜组合件和 一个陀螺组件，它测量月球明亮边缘和亮星之间的夹角。 当测量第一颗恒星与月球中心之间夹角时，航天器位于 锥面的某个地方，此锥体的顶点在月球中心的位置上， 而锥体轴在恒星方向上。对另一颗恒星和月球进行第二 次测量，建立起另一个锥面。航天器位于两个锥面的两 条相交线上，其中有一条是假的，可根据航天器飞行的 物理特性来识别其真假
航天器的姿态是通过测量两颗或两颗以上的恒星, 与固定在六分仪基座上的基准反射镜之间的夹角来确定 的。装在望远镜内的光源可以自动对准基准反射镜,因 而可作为望远镜的基准。相对于基准反射镜的夹角确定 了惯性空间的一个方向,另一个姿态方向是通过测量 个或几个恒星与棱镜组件之间夹角来确定的。棱镜组件 则安装在基准反射镜上,与反射镜有一仰角。两次测量 经过处理机处理后便得到精确的姿态信息。 心可以同时提供轨道和姿态的测量结果。 轨道位置精度为240m,速度精度为0.03m/s。这些精 度与轨道高度有关,轨道高度越低,速度精度越高。三 轴姿态精度为1”(角度)。空间六分仪质量25kg,功耗 50w,设计寿命5年
航天器的姿态是通过测量两颗或两颗以上的恒星， 与固定在六分仪基座上的基准反射镜之间的夹角来确定 的。装在望远镜内的光源可以自动对准基准反射镜，因 而可作为望远镜的基准。相对于基准反射镜的夹角确定 了惯性空间的一个方向，另一个姿态方向是通过测量一 个或几个恒星与棱镜组件之间夹角来确定的。棱镜组件 则安装在基准反射镜上，与反射镜有一仰角。两次测量 经过处理机处理后便得到精确的姿态信息。 空间六分仪可以同时提供轨道和姿态的测量结果。 轨道位置精度为240 m，速度精度为O.03 m／s。这些精 度与轨道高度有关，轨道高度越低，速度精度越高。三 轴姿态精度为1”(角度)。空间六分仪质量25 kg，功耗 50 w，设计寿命5年
2. MADAN自主导航系统 该系统是根据测量相对于天体视线的角度来确定航 天器的轨道和姿态。这个系统由3个星敏感器(包括1个备 用)、1个导航敏感器(测量行星敏感器,例如地球、月球 等)以及计算装置组成,适用于近地轨道到5倍同步轨道 高度的卫星,同时可以提供轨道三维位置和三轴姿态的 信息。系统原理见图8.4。 对低轨道卫星来说,位置精度为0.9~1.8km, 刈同少扰道到5倍距离同步轨道高度的卫星来说,位置精 度为9~18km,速度精度为0.4~0.13m/s,姿态精 度均为2”~6”(角度)
2．MADAN自主导航系统 该系统是根据测量相对于天体视线的角度来确定航 天器的轨道和姿态。这个系统由3个星敏感器(包括1个备 用)、1个导航敏感器(测量行星敏感器，例如地球、月球 等)以及计算装置组成，适用于近地轨道到5倍同步轨道 高度的卫星，同时可以提供轨道三维位置和三轴姿态的 信息。系统原理见图8.4。 对低轨道卫星来说，位置精度为O．9～1．8 km， 对同步轨道到5倍距离同步轨道高度的卫星来说，位置精 度为9～18 km，速度精度为O．4～O．13 m／s，姿态精 度均为2”～6”(角度)
星敏感器 星敏感器 计算 姿怂 装置 星敏感器 轨道 航敏感器 图8.4 MADAN自主导航系统 图8.4 MADAN自主导航系统
图8.4 MADAN自主导航系统
星敏感器采用最新研 制的固态敏感器技术(电荷 转移器-CCD)。这个系统导 航精度主要受到导航敏感 器(例如红外地平仪)精度 的限制。 该系统1984年已完成 美国人设想的天基激光器 在实验室初样硬件研制, 1986年进行飞行岁驰, 后提供正式使用
星敏感器采用最新研 制的固态敏感器技术 (电荷 转移器 -CCD) 。这个系统导 航精度主要受到导航敏感 器(例如红外地平仪)精度 的限制 。 该系统1984年已完成 在实验室初样硬件研制 ， 1986年进行飞行实验 ， 然 后提供正式使用 。 美国人设想的天基激光器