地球静止轨道三轴稳定气象卫星辐射计——可见光通道CCD星敏感

地球静止轨道三轴稳定气象卫星辐射计可见光通道既有对地观测功能又有星敏感能力。根据卫星图像导航与配准系统要求,辐射计可以中断对地观测任务,工作模式转换到星敏感模式。在星敏感模式下,辐射计根据地面命令,在视场东西23°×南北22°的四个角上,探测预先选择的3颗恒星。根据理想扫描位置和实际探测位置的差异,确定仪器姿态,补偿由于轨道、姿态漂移和热形变引起的辐射计光轴指向变化。辐射计星敏感利用了扫描辐射计的两维扫描机构、光学系统和可见光探测器。     

我国成功发射风云一号气象卫星

1990年9月3日,我国成功地发射了第二颗《风云一号》试验气象卫星。这是一颗太阳同步轨道气象卫星,轨道高度889公里,倾角98.9度,周期102.8分钟,每天绕地球运转14圈。卫星姿态采取三轴稳定方式,对地指向精度高于±1度。卫星装载的主要探测仪器是两台甚高分辨率扫描辐射仪,扫描速率每分钟360转,星下点分辨率为1.08公里。辐射仪有五个探测通道,包括四个可见光通道和一个红外通道。甚高分辨率扫描辐射仪在卫星发射前经过可见光和红外辐射定标,并且在卫星上具有实时红外辐射较准功能,因此除获取图象资料外,还能定量测量被测物体的反射率和红外辐射强度,反演出云顶温度、地表和海面温度、冰雪覆盖、植被指数及海洋泥沙含量等多种要素。卫星探测资料采取高分辨率图象传输(HRPT)、自动图象传输(APT)和延时图象传输(DPT)三种方式向地面     

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.     

一种基于天体运动学的星敏感器精度测量方法

星敏感器是目前应用在航天飞行器中精度最高的姿态测量器件,因此其精度的标定显得尤为重要。该文提出了一种基于天体运动学规律的星敏感器精度测量方法,利用地球自转的精密性,将星敏感器与地球固连,对天顶邻域拍摄星图。同时将存储在星敏感器内的导航星表由J2000.0坐标系在考虑恒星自行、岁差、章动及地球自转影响后变换到地固坐标系,经过星点提取、星图识别和姿态解算,得到星敏感器俯仰、偏航和滚转三轴在地固坐标系中的变化,根据统计规律得出星敏感器的指向精度和滚转精度。该测量方法方便易实施,可以避免传统测试方法操作复杂、需要精密转台和星模拟器的困扰,测量精度满足星敏感器要求,具有准确性和真实性。     

卫星编队飞行的轨道和姿态GPS自主同步反馈控制

鉴于编队飞行之中卫星不但对轨道有要求,而且对姿态也有要求,例如有的编队飞行卫星在惯性空间中有指向控制的要求,或者相互之间有保持一定的姿态关系的要求,同时在轨道控制过程中也需要姿态信息,因此在编队飞行的建立过程中,需要考虑姿态和轨道的协调控制和同步控制问题.本文提出了用汗同步控制的相对轨道和相对姿态运动学和动力学模型、控制率的选择和设计以及用GPS的伪距和载波相位实现轨道和姿态同步实时反馈控制方法.其中包括用修改的Kodrigues参数实现无奇异的大姿态机动的非线性状态跟踪控制.对EO-1/Landsat 7编队飞行的同步控制进行了数字仿真,证实了设计的正确性和实现的可行性.     

基于PSD和光源调制的合作目标位姿探测方法

空间目标的相对位置与姿态探测是航天器对接领域的研究重点,探测方法主要分为遥测法和光学测量法两大类.其中,后者依靠其速度快、稳定性高、信息量大等优势,成为了近距离位姿探测的主要方法.我们通过双目视觉模型可计算出空间合作目标上特征光点深度信息,再根据特征光点间已知的结构、尺寸等约束信息,实现对目标姿态的解算.本文依据PSD相较于CCD和CMOS传感器,有无需图像特征提取过程、响应速度快、位置分辨率高等优势,且双目立体视觉系统的仿生学结构可直接获取到探测目标的深度信息,提出了采用双PSD视觉模型,并配合特征光点的亮度与顺序联合调制实现对空间合作目标的位姿探测方法.实验结果表明,当光标靶姿态调整±30°时,系统的平均测量误差为2.541°,当姿态角小于15°时,俯仰角和偏航角的平均偏差分别为0.923°和0.563°;大于15°时,受限于光源发散角度的影响,俯仰角和偏航角平均偏差分别增加至4.566°和4.106°,系统能够快速、稳定解算光标靶的空间位姿.     

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.     

三轴稳定静止卫星赋形天线指向误差分析

对于静止轨道三轴稳定卫星,天线的指向精度是用户要求的重要指标.在卫星定点后处于工作姿态时,要求天线波束覆盖用户规定的地面区域,并满足规定的电性能指标.卫星的姿态、轨道、天线性能和总装等误差对赋形天线的指向精度均具有一定的影响.本文对影响赋形天线指向精度的各类误差的形成原因、误差数据的计算方法进行了逐项分析.研究了各类误差对赋形天线指向精度的影响,其中重点分析了姿态和轨道误差的影响,给出了相应的算法公式,并基于实际工程数据进行了算例仿真,得到卫星在正常和位保两种模式下赋形天线的指向误差数据.通过对比,仿真计算结果与卫星在轨天线方向图的实测结果具有一致性,证明了该分析思路和计算方法的有效性和正确性.     

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。     

TMI 10.7 GHz低分辨率亮温资料的细化处理方法研究

由于良好的穿透性,被动微波低频通道探测经常用于卫星遥感中,但其较粗的空间分辨率容易导致像元充塞效应,且无法直接匹配高频通道的细致分辨率,严重影响到微波低频观测资料的使用.以TMI 10.7GHz通道探测数据为对象,探讨如何便捷有效地提高微波低频数据的分辨率.首先以TMI 85.5GHz垂直极化通道探测分辨率(约5km)为基准,利用就近取值法、距离反比权重法和动态最小二乘曲面拟合法这3种方法做算法进行自检验分析.对比结果表明,最优方法为动态最小二乘曲面拟合法,距离反比权重法次之,就近取值法效果最差.在此基础上,选取洋面(170°E～180°E,10°N～20°N)、陆面(110°W～100°W,29°N～38°N)、海陆交界区(140°E～150°E,13°S～3°S)3个不同的区域进行TMI 10.7GHz与85.5GHz两套观测数据的匹配,并将匹配结果应用到台风个例分析中.研究结果为实现在85.5GHz高频通道的细致水平分辨率上,统一高低频通道观测资料的计算分辨率,得到多通道被动微波融合亮温资料提供了依据。