微型数字式太阳敏感器的原理实验

对一种基于新型光线引入器和有源像素传感器(APS) CMOS图像传感器的微型数字式太阳敏感器进行了设计和原理实验研究.介绍了系统的工作原理、光线引入器的结构特点和APS CMOS图像传感器的特点,进行了系统误差分析与实验.实验结果表明太阳敏感器的角度估算精度在±10°视场角内为 0.16°. 对太阳敏感器的实验研究和屏阵列光线引入器的结构设计与使用性能的初步探讨说明大面阵CMOS图像传感器和新型光线引入器有助于太阳敏感器的微型化和高精度化.     

基于CMOS APS的微型数字式太阳敏感器

研制了一种适用于微型航天器的两轴数字式太阳敏感器,其光学系统由CMOS APS图像传感器和MEMS工艺制作的孔阵列结构光线引入器组成.敏感器外形尺寸68 mm×68 mm×58 mm, 质量小于300 g, 功耗低于2.5 W, 更新率优于2 Hz.该文介绍了CMOS APS图像传感器的优势及其在太阳敏感器中的应用,以及所研制微型太阳敏感器的系统硬件、软件设计.对微型太阳敏感器样机进行了标定,结果表明微型太阳敏感器在±64°视场以内精度优于0.1°, ±10°视场以内精度优于0.02°.     

太阳敏感器输出误差测量装置研究

设计完成了一种太阳敏感器输出误差测量装置,其原理简单、成本较低,可以满足大部分太阳敏感器地面测试测量精度的需求。太阳敏感器是卫星动态模拟器敏感器部件的重要组件之一。太阳敏感器输出误差测量是卫星动态模拟器研制和实验操作的一项重要的前期工作,精确测量太阳敏感器误差对以后的理论计算和仿真实验有重要意义。太阳敏感器主要通过测量太阳光线与卫星某一体轴之间的夹角,确定太阳在敏感器本体坐标系中的位置,通过坐标矩阵变换得到太阳在卫星本体坐标系中的位置,最终在卫星的姿态控制系统中求出卫星姿态,即卫星的空间方位。提出了一种新的基于ARM7单片机的数字太阳敏感期输出误差测量装置设计方法。采用高精度数字式二自由度电动转台作为测量装置的基台,用于改变输入角度。采用ARM单片机控制器控制转台的转动角度和转动速度;采用专用的太阳模拟器作为太阳敏感器的输入光源;太阳敏感器的输出角度通过无线模块传送至PC机进行输出处理操作。对比转台角度和太阳敏感器的输出实测角度,可以得到太阳敏感器的输出误差曲线。本测试系统误差来源较少,主要为动力学转台的运动误差和太阳模拟器光源误差。转台的运动控制精度为0.00125mm/(°)。理想情形本装置的测量精度为角...     

面向高精度太阳敏感器的探测器复用技术

为了提高太阳敏感器的精度,同时实现太阳敏感器的大视场与高精度,该文提出了一种探测器复用技术,解决了精度与视场角相互制约的矛盾。该技术利用带有多组定位孔的光线引入器,将太阳敏感器的视场进行了细分,并且通过数值仿真对定位孔图案进行了优化设计。基于探测器复用技术的太阳敏感器原理样机的测试实验表明:其精度可达5″(3σ),视场角为105°×105°。该技术能够将太阳敏感器的精度提升到角秒量级,同时保持较大视场角。     

基于修正矩法的数字太阳敏感器图像处理

为提高数字太阳敏感器的角度测量精度,降低计算量,提高运算速度,选用矩法进行太阳成像质心的估算。针对矩法对图像背景敏感的缺点,考虑数字太阳敏感器所成图像背景大而有效亮斑小的特点,对矩法进行修正以消除背景影响,通过小孔衍射的计算机仿真结果确定修正矩法中的关键参数。在数字太阳敏感器的标定实验中,用修正矩法处理图像,分析了影响质心精度的因素,结果表明修正矩法在很大程度上消除了背景对质心估算精度的影响。综合各种误差因素后,在整个±64°视场内太阳敏感器成像质心的估算精度达到0.02像素。     

基于CMOS图像传感技术的新型数字式太阳敏感器

数字式太阳敏感器是目前应用于航天器姿态控制系统的高精度敏感器.随着有源像素传感器(APS)作为新型图像传感器件在空间任务中的广泛应用,一种以APS为技术基础的新型数字式太阳敏感器以视场大、精度高、微型化、低功耗等特点,正在成为现阶段太阳敏感器的最新趋势.介绍了这种太阳敏感器的研制情况,其中详细阐述了设计原理、系统实现方案以及地面闭环测试等技术工作.     

立方星用太阳敏感器的设计

针对立方星的姿态控制中,获取卫星当前姿态的需求,设计了一种用于立方星的数字式太阳敏感器.通过线性CCD(Charge Coupled Device)和对应的狭缝型光学通路设计,实现了对点状光源相对于安装平面的法线双角度测量,并达到了视场角度40°,理论测量精度为0.01°的设计指标.该太阳敏感器采用了商用现成品和技术(...     

采用光学非线性补偿的两轴微型太阳敏感器

卫星的小型化发展趋势相应地要求姿态敏感器件必须小型化。该文介绍了一种采用光学非线性补偿方法的两轴微型太阳敏感器技术。该敏感器在两个轴上的测量范围可以同时达到120°(±60°),测量精度优于0.1°,而其外结构尺寸只有50mm×50mm×25mm,总质量只有78g,总功耗小于24mW。其体积小、质量小、功耗低等特点可以满足微小卫星等航天系统对姿态测量敏感器部件的要求。该文给出了这种微型太阳敏感器的理论工作原理与实验测试结果。     

弹目相对方位的图像与陀螺组合测量方法

针对现有修正弹药中弹目相对方位探测精度较低的不足,该文结合图像敏感器（CCD）和微机电陀螺（MEMS）的特点,设计了利用CCD与MEMS陀螺组合测量弹目相对方位的方法。该方法以弹丸姿态运动方程为基础,根据弹丸全弹道下CCD的成像轨迹和MEMS陀螺测得的弹丸姿态角,计算得到了弹目相对方位参数。计算机仿真和转台试验结果表明,该方法能够较准确地测量弹丸与目标的相对方位,精度可达±0．4°。     

基于人工神经网络的卫星姿态信号处理

地球遥感卫星的技术难点之一是保持有足够的姿态控制精度．通常卫星的姿态由单一传感器获得,为得到高的姿态精度,需要对多个传感器信息进行综合处理．针对由惯性基准、红外地平仪和太阳敏感器组成的卫星姿态测量系统,提出并设计了带反馈的ＢＰ人工神经网络进行信号处理．研究表明,该方法可以抑制红外地平仪轨道周期误差和卫星进入阴影区时对测量系统的影响,从而使系统的测量精度得以很大提高．     

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。     

数字太阳敏感器高精度电激励信号源设计

介绍了一种数字太阳敏感器的电激励测试系统的设计。设计中采用FPGA为数据处理、时序控制核心,采用数模转换器以及运算放大器构成模拟输出模块,采用串口与上位机进行通信。设计采用一种整体偏移的方法来模拟仿真太阳敏感器的图像探测器的输出。系统输出的电信号满足太阳敏感器大视场、高精度的要求,目前数字式太阳敏感器高精度电激励信号源系统已经在太阳敏感器研制过程中的地检实验中得到应用。     

卫星姿态测量系统的故障诊断技术

以挠性陀螺仪、红外地平仪和太阳敏感器组成的对地观测卫星的姿态测量系统为对象,研究了该系统传感器硬件故障的诊断技术．在给出系统方程的基础上,对传感器的故障作了假设,并对该系统进行基于广义简化滤波器（多重滤波器）故障诊断方法的应用．该方法利用测量系统自身的卡尔曼滤波器,故只需增加有限的计算量．结果表明,这一方法有较好的实时性和较高的故障检出率,有利于卫星姿态测量系统可靠性的提高和高精度卫星的研制．     

CCD太阳敏感器精度标定方法

介绍了CCD太阳敏感器的工作原理,对CCD太阳敏感器的误差进行分析,采用分段拟合的方法进行CCD太阳敏感器的精度标定.     

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。     

基于平淡卡尔曼滤波器的微小卫星姿态确定算法

针对扩展卡尔曼滤波（EKF）在线性化过程中会引入误差的问题,采用平淡卡尔曼滤波器（UKF）进行了系统滤波器设计;提出一种构建虚拟观测量的方法,并分析了其噪声特性．虚拟观测量与高精度器件量测量搭配可实现对姿态的校正．以太阳敏感器、微电子机械系统（MEMS）陀螺、磁强计为姿态敏感器件,构建了定姿滤波器并用STK（Satellite Tool Kit）数据进行了仿真．结果表明,所提出方法能有效地提高定姿性能,采用UKF的系统定姿误差与EKF相当,但收敛时间、稳定性要优于EKF．     

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。     

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.     

星敏感器中的图像预处理技术

详细论述了星敏感器中的图像预处理技术.分析比较了星图的噪声和信号的不同特点,并给出了星像光斑灰度分布的数学模型;在恒虚警率条件下,确定了恰当的图像二值化阈值;采用质心法和其改进算法求恒星的质心位置,提高了精度;采用子窗口技术,提高星敏感器的动态性.     

卫星姿态确定的分布式非线性滤波方法

针对轻型星敏感器、微机电系统(MEMS)陀螺、太阳敏感器和磁强计构成的轻型化卫星姿态确定系统,设计了一种分布式非线性融合滤波结构,提出一种快速采样点姿态估计算法,仅需4个采样点,即可实现完整的姿态及陀螺漂移估计,精度不低于常规采样点滤波,而运算量显著降低,与扩展Kalman滤波(EKF)算法相当。综合考虑器件特点,采用方差插值,融合子滤波器的相关信息,实现异类传感器的优势互补,从而获得高精度、高实时性、持续稳健的姿态及速率估计。仿真结果验证了算法的有效性。