基于导星电子星图模拟器的卫星控制系统半物理试验方法

为了实现卫星的高精度高稳定度控制,中法天文卫星建立了卫星姿轨控半物理仿真试验系统.对该系统采用导星电子星图模拟器引入仿真闭环进行研究.首先,将导星敏感器作为高精度姿态测量部件引入控制系统,地面动力学为其提供输入信息.接着,高精度测量单机和高精度控制机构引入到闭环中.然后,粗测量敏感器和粗控执行机构由数学模型替代.最后,通过地面实时系统将控制系统、星务计算机、载荷计算机和整星电源系统组成了实时仿真验证系统.实验结果表明:在地面半物理条件下,可以达到导星进入开小窗条件,y、z轴稳定度达到2(″)/10 s及5(″)/100 s.导星敏感器可以提高姿态测量精度和姿态控制的稳定度.满足控制稳定度在亚角秒级别卫星的要求.     

星敏感器技术在射电望远镜指向测量中的应用

大型射电望远镜指向精度要求高,但自身跨度大易变形,其指向性能会受多种因素影响.且大型射电望远镜惯性较大,传统的波束扫描方式进行指向测量耗时较多,难以快速地进行.通过辅助设备精确地测量中心体的方向可以对上述测量和改正问题进行分解研究,可降低问题的复杂度且提高指向测量的效率.星敏感器技术可以通过对星图的拍摄和处理,以几赫兹的频率获得亚角秒精度的指向参数,能较好地满足中心体方向测量的要求.本文阐述了星敏感器辅助测量射电望远镜指向的原理,介绍了数个射电望远镜使用星敏感器技术开展的观测和测试情况,并对在大型射电望远镜上搭建低成本星敏感器系统进行了一定的探讨.     

基于星敏感器双矢量观测信息的卫星姿态确定算法研究

针对三轴稳定卫星,研究基于星敏感器双矢量观测信息的卫星高精度姿态确定算法。建立了姿态运动学模型、敏感器测量模型、QUEST算法模型和扩展卡尔曼滤波(EKF)模型。对比分析了QUEST算法以及星敏感器与陀螺组合的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法的定姿精度。通过数学仿真,表明基于星敏感器和陀螺的扩展卡尔曼滤波组合姿态确定算法具有更高的定姿精度。     

星敏感器参数分析与自主校正

星敏感器焦距和主光轴偏心等参数对整个系统产生较大的影响。该文定量地分析了星敏感器星点坐标处理精度、主光轴位置和焦距误差对星图识别的影响,利用观星实验设计了一种自主进行参数校正的方法并给出了设计原则。对APS CM O S星敏感器进行了参数校正,并利用校正后的参数进行观星实验,星图识别成功率达到100%。理论分析和实验结果表明,该方法可用于星敏感器的系统设计和参数的自主校正。     

基于SINS/星敏感器的组合导航模式

针对利用捷联惯导系统导航的不足,提出了一种基于捷联惯导系统/星敏感器的新组合导航模式,来提高飞行器导航的精度和速度.利用星敏感器得到恒星星光矢量在星敏感器CCD光敏面上的星像点及其在导航星库中对应的坐标值,然后分别进行坐标变换得到星光矢量在数学平台坐标系和地理坐标系中的坐标角度值.以Kalman滤波为基础,将所得到的星光坐标角度值和姿态角速度进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的位置、速度和姿态角参数.详细推导了SINS/星光的组合导航算法,并通过仿真证实了该方案可提高导航系统的精度和速度,有较好的容错性和环境适应性,具有实际使用价值.     

一种基于星敏感器的自主导航方法

由于惯性器件存在漂移,很难进一步提高采用惯性设备提供水平基准来实现星敏感器自主导航精度;而由于大气模型不精确,很难进一步提高利用星光折射来实现星敏感器自主导航的精度。为此,本文提出根据星敏感器的识别结果以及激光水平测量部件分别测量星敏感器的两个像平面轴来实现星敏感器自主导航。外场实验结果表明:采用本文的方法来实现星敏感器自主导航不仅能为载体提供角秒级精度的三轴姿态,而且能为载体提供角秒级的载体经度和纬度,所以该系统为载体提供了高精度的导航信息。     

基于星敏感器的卫星瞬时姿态计算方法

在分析星敏感器姿态测量原理的基础上，给出了利用方程组进行姿态计算和平差的方法并予以实现，且对仿真结果进行了分析。结果表明，该方法具有较快的计算速度(0.1ms以下)，参与计算的星为5—8颗时满足星敏感器的精度要求，基于星敏感器的卫星瞬时姿态计算方法可以在实际中应用。     

一种利用星敏感器的卫星自主定轨方法

研究了一种利用星敏感器的自主定轨方法，通过建立较为完善的仿真模型，包括卫星的姿态运动仿真以及对背景恒星的观测仿真等，进行了这种自主定轨方法的模拟计算，证实了该方法的可行性，并对星敏感器在星体坐标系中的取向与自主定轨精度的关系进行了理论和计算分析．     

适用于嵌入式星敏感器的导航星定位算法研究

介绍了星敏感器的基本工作原理,分析了恒星能量在星图的分布特点,结合星图的特点提出了嵌入式星敏感器导航星点识别定位方法。按照处理顺序,阐述了导航星阈值确定、连通性分析和内插细分等其中各步骤算法。并用星敏感器通过导航星角距标定新方法对该方法进行了定位精度检测,取得了较为满意的结果。     

双圆锥扫描式红外地球敏感器姿态耦合误差研究

根据双圆锥扫描式红外地球敏感器的工作原理,针对卫星姿态测量与控制过程中存在的俯仰角与滚动角的耦合现象,通过建立卫星姿态耦合误差数学模型,推导出卫星姿态测量计算公式,得到卫星姿态测量与控制耦合误差曲线,为卫星的姿态测量与控制提供数据补偿和精度保证。     

喷印机器人工具坐标系标定

提出一种利用激光跟踪仪标定机器人工具坐标系的方法。利用激光跟踪仪确定机器人的基坐标系,将机器人基坐标系与激光跟踪仪的测量坐标系统一。通过机器人运动学方程获得机器人末端连杆坐标系相对基坐标系的变换关系,利用激光跟踪仪测量拟合得到机器人工具坐标系,利用坐标变换初步确定机器人工具参数。通过机器人单轴旋转运动对工具坐标系原点进行修正,最终确定工具参数。最后通过机器人重定位运动对误差进行计算。实验结果表明,修正后x,y,z坐标的RMS(root mean square,均方根)误差分别为0.127 1,0.141 3和0.117 4mm,精度是修正前的2.5倍。     

Brightness Independent 4-Star Matching Algorithm for Lost-in-Space 3-Axis Attitude Acquisition

Introduction Star referencing gives the highest accuracy for space- craft attitude determination. Such instruments are known as star trackers or star sensors[1]. The fourth generation star trackers, charge-coupled device (CCD)- based autonomous star track…     

旋转问题一级近似惯性坐标系的选取——比被绕行物体高一级天体的引力场

在旋转问题中,坐标系的选取至关重要,否则会因角速度测量不准而出现错误。旋转问题一级近似惯性坐标系,应该选取比被绕行物体高一级的天体引力场：（1）一般的旋转问题——固定在地球上的直角坐标系;（2）卫星绕地球旋转问题——日心一地心直角坐标系;（3）地球绕太阳旋转问题一艮河系心．日心直角坐标系。在天体物理学中,质量计算不准和旋转角速度测量不准导致黑洞猜想。     

方位保持仪姿态误差补偿技术

给出了陆用惯性导航系统方位保持仪的误差补偿方法.在方位保持仪纵轴和横轴方向安装2个互相垂直的加速度计,测量载体的俯仰角和横滚角,采用多组坐标变换将姿态角、地球自转角速度和重力分别投影到陀螺坐标系,结合动力调谐陀螺仪漂移与重力相关的特性,分析了与重力一次项相关的漂移分量,分别从支架误差、地球自转分量和陀螺仪与重力相关漂移3个方面对方位保持仪进行误差补偿.实验结果表明,采用上述方法进行误差补偿的方位保持仪,漂移小于0.06°/h.     

大视场多视觉传感器测量系统的全局标定方法

研究了姿态测量系统中多视觉传感器在大视场条件下的标定技术.提出了一种基于激光跟踪仪的多视觉测量系统的全局标定法.利用激光跟踪仪在现场构建系统总体坐标系.通过对测量系统中的屏幕扫描拟合基准面作为标定板,然后在其表面设置标定点,并精确测定共面标定点位置.针对一阶径向畸变的摄像机模型,分步标定各参数,且全部采用线性方法求解,避免了非线性优化中的不稳定性.通过坐标反求的方法应用贝塞尔公式计算标准差.实验结果表明,在8000mm×6000mm范围内可以得到0.47mm的测量精度.可以满足多视觉测量系统的总体测量精度要求.     

基于反向蒙特卡罗法的飞行器在轨外热流计算

为了计算考虑不同纬度和季节下地球反射率和发射率时的在轨外热流,建立了适用于任意地球轨道和飞行姿态条件下的反向蒙特卡罗(RMC)法计算模型.该模型考虑了卫星表面遮挡与多次反射效应,通过连续坐标变换法确定飞行器在给定轨道参数下任意时刻的姿态,并将假设地球辐射特性为常数时的结果与商业软件的计算结果进行比较,以验证模型和计算程序的正确性.在此基础上,考察了地球辐射特性随纬度变化时,飞行器在轨外热流的变化情况.结果表明,所建立的RMC法模型在飞行器姿态控制以及代码计算中具有一定的可靠性;地球反射率和发射率随纬度的变化对地球红外辐射和地球反射辐射的影响均较大,在所选取的轨道参数和抽查时刻,与反射率和发射率不变的结果的最大相对误差分别为-21.31%和80.05%,且均出现于星下点南纬57°;卫星表面遮挡和多次反射效应明显,天线导致其所在平面的地球反射辐射热流密度从19.2 W/m2变化到39.5 W/m2.     

模糊度二维搜索的姿态测量改进算法

值域算法由于采用遍历姿态角的方式建立搜索空间,从而会造成初始化时间较长的问题,故提出了一种基于窄巷组合的模糊度二维搜索算法:首先基于卫星空间几何关系对参考星与两颗主星间的窄巷主模糊度范围进行约束,利用其与姿态角之间的关系推得全体候选姿态角,从而以一种非遍历且不遗漏正确候选姿态角的途径得到搜索范围。然后基于值域二维搜索模型求解各候选姿态角相对应的窄巷模糊度浮点解,就近取整后依次采用模糊度整数特性法、基线先验信息法以及基线残差平方和最小准则固定整周模糊度。试验结果表明:文中算法相比原算法,不仅初始化时间由先前的153 s缩短至76 s,而且姿态精度总体提高近15%。     

现场大尺寸测量量值溯源

为了评价大尺寸测量量值的准确性,需要建立大尺寸测量的量值溯源体系．针对研究的大尺寸配对视觉测量网的溯源难题,以激光跟踪仪作为高精度标准仪器,利用四元数空间配准算法将所有视觉传感器测量值统一到激光跟踪仪坐标系下,对其测量值现场原位溯源,并通过空间性能评价实验对激光跟踪仪溯源．实验表明,激光跟踪仪的不确定度为10μm＋0.8μm／m,配对式视觉测量网的不确定度优于0．2mm．应用本文的方法可现场快速对多数大尺寸测量仪器溯源。研制的配对式视觉测量网络满足多数大尺寸测量任务．     

基于陀螺星光加激光交会雷达的相对姿态确定

针对编队飞行中从飞行器与主飞行器的相对姿态确定问题,提出了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的相对姿态确定方法. 采用修正罗德里格参数(MRPs)作为姿态描述参数避免奇异点. 姿态敏感器采用陀螺 星敏感器 激光交会雷达的配置模式,并且结合相对姿态动力学方程得到相对姿态确定的状态方程,建立起相对姿态确定的EKF模型. 仿真实例表明,EKF状态能在最慢300 s内收敛,MRPs的估计误差在10-5范围以内,该方法正确有效.