一种四通式星敏感器支架结构设计与分析

为了提高在轨几何定标精度,遥感卫星高精度姿态测量和控制是关键环节之一;星敏感器是最精密的姿态测量部件,提高星敏感器的在轨指向精度意义重大。星敏感器的指向误差主要是由星敏感器支架(以下简称星敏支架)受空间环境影响产生的变形所导致。文章针对某遥感卫星星敏感器指向小于2″精度需求,设计了一种四通式星敏支架,可提供3台星敏感器的安装接口,实现星敏感器一体化安装,并对星敏支架的热稳定性进行了研究。采用有限元法对星敏支架进行了刚度分析,并结合最小二乘法分析了在轨极端工况下温度变化引起星敏感器光轴的变形量。结果表明:星敏支架的带载基频为119Hz,整机振动工况下,星敏感器安装面最大响应不超过8gn,可为星敏感器提供良好的力学环境安装界面;在轨期间星敏支架最大温度波动小于0.5℃,星敏感器指向精度为1.2″,能够实现星敏感器指向精度要求,可为后续星敏支架设计提供参考。     

高分七号卫星多探头甚高精度星敏感器热设计与验证

根据高分七号卫星对多探头甚高精度星敏感器高热稳定性的任务需求,对多探头甚高精度星敏感器进行热设计。首先,针对星敏感器光轴热漂移优于0.3(″)/℃的高热稳定性技术指标需求,开展星敏感器的结构和内部热设计,确定星敏感器安装法兰和光学镜头镜筒的热控技术指标,根据轨道参数及星敏感器的结构布局制定星敏感器热控设计方案。其次,通过仿真分析,得到星敏感器俯仰(绕X轴)方向和偏航(绕Y轴)方向的热稳定性均优于±0.3″;通过星敏感器热稳定性试验测得星敏感器绕X轴和绕Y轴的热稳定性分别为±0.223″和±0.168″;通过星敏感器热平衡试验测得星敏感器绕X轴和绕Y轴的光轴热漂移分别为±0.55″和±0.16″。在轨测试验证结果表明:星敏感器安装法兰和光学镜头镜筒的温度满足热控指标要求,2个多探头甚高精度星敏感器的光轴夹角为±1.8″,星敏感器热设计合理有效,可为其他航天器星敏感器热设计提供参考。     

星敏感器测量模型及其在卫星姿态确定系统中的应用

星敏感器是卫星高精度姿态测量的重要部件，如何正确建立其测量误差模型是影响姿态确定精度的关键因素。本文推导出星敏感器三轴姿态测量误差的方差计算公式，对测量误差的性质进行研究，揭示了在星敏感器三轴测量中，光轴测量精度劣于根据另两轴测量所确定的光轴指向精度。在此基础上提出了新的星敏感器测量模型，给出改进的姿态滤波器观测方程，减小了观测误差，由此可以进一步提高姿态确定的精度。本文方法不仅适用于通常使用的双星敏感器姿态确定系统，也可独立地应用于只带单个星敏感器的姿态确定系统。     

星敏感器光轴测量的锥面误差模型及其应用

星敏感器是卫星高精度姿态测量系统中的重要器件,根据其测量可以建立不同形式的星敏感器测量模型,准确分析测量模型中测量误差的特性是保证卫星姿态确定精度的重要条件。本文针对广泛采用的星敏感器光轴矢量测量方程,从几何角度出发,结合实际情况,提出了一种新颖的星敏感器光轴测量的锥面误差模型。在两个锥面参数分别服从一定的概率分布的条件下,对测量误差特性进行了深入分析,确定出新的测量误差协方差矩阵。上述研究能够在不增加算法计算量的前提下,从新的角度,更为直观地建立了星敏感器光轴矢量测量模型。最后在仿真实验中,将新的锥面误差测量模型应用于基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的姿态确定方法中,结果表明了利用该测量模型进行姿态确定的有效性。     

高分七号卫星控制分系统设计及在轨验证

针对高分七号(GF-7)卫星控制分系统高精度姿态确定、姿态控制和快速机动的需求,文章采用星敏感器相对基准标定,将甚高精度星敏感器与前后视相机进行一体化安装的布局方式,并采用了数传天线轨迹平滑和干扰力矩补偿算法控制天线,采用高刚度高稳定度太阳翼驱动机构(SADA)控制太阳翼,从而实现了卫星的高精度姿态确定和高稳定度姿态控制。经在轨验证,结果表明:姿态稳定度小于0.000 06(°)/s,优于姿态控制分系统的指标要求,可为遥感卫星姿态控制分系统设计提供参考。     

敏捷光学卫星无控几何精度提升途径探讨

针对敏捷光学卫星无控制点几何精度,提出了区分高频和低频姿态误差、同时考虑定位误差的精化传播模型,通过仿真分析得出了低频姿态误差及姿态稳定度误差对定位精度的影响规律,并以满足30m平面定位精度和1:50 000比例尺测图要求为例,进行了定位误差分配和定位精度预估,提出了提高无控定位精度的措施。结果表明:星敏感器低频姿态角误差主要造成了水平位置方向的系统误差,但其在高程位置方向的系统误差可以通过卫星前后对称俯仰成像进行消除。当定位精度要求30m量级时,星敏感器低频误差和夹角稳定性不需要在现有卫星水平上加严控制,但是应尽量采用大基高比,同时采用异侧对称立体成像方式,避免系统性低频姿态误差带来额外的高程误差;当精度要求满足1:50 000时,应配置0.9″精度星敏感器,200Hz以上高频姿态测量设备和在轨夹角检测装置,同时将低频误差有效控制在5″以内等,以满足15m平面,6m高程的精度要求。     

一种星敏感器支架热变形控制方法

在高精度对地遥感卫星中,对卫星姿态指向精度有严格的要求。星敏感器是卫星姿态测量的主要部件,为减少星敏感器支架(以下简称星敏支架)的热变形对星敏感器指向的影响,需要对星敏支架的热变形进行控制。文章提出了一种在星敏支架与安装结构之间充填钛合金蜂窝夹层结构的方法,利用钛合金蜂窝夹层结构的高热阻、低变形和低刚度特性来控制星敏支架的热变形。通过合理地选择钛合金蜂窝夹层结构的蜂窝芯子的芯格尺寸,在星敏支架刚度下降小于10%的条件下,降低了有效载荷传递至星敏支架的热量。仿真和试验结果表明:钛合金蜂窝夹层结构具有较好的变形控制效果,可将星敏支架的热变形从14″降低至7″,提高了星敏感器的指向精度。此方法可为航天器上其他单机支架和光学载荷安装结构的热变形控制提供参考。     

高轨卫星机热一体化星敏感器支架设计

传统轻合金金属材料星敏热器支架由于热膨胀系数一般为10-5/℃,空间热环境下,星敏感器安装面热变形较大,不能满足高精度卫星使用需求。文章给出了一种高刚度高精度微变形机热一体化星敏感器安装支架设计方法,试验表明:星敏感器支架与星敏感器组合体一阶固有频率178.4Hz,具有足够的刚度特性,星敏感器安装面力学环境水平远优于允许值,有效保护了星敏感器的光学部件;同时在轨极端工况下,星敏感器安装面指向最大热变形变化量为6.41″,峰值为1.58″,实现了卫星在轨姿态确定精度优于2.8″,满足了卫星高精度定姿及图像导航配准要求。     

CMOS探测器星敏感器的跟踪窗口星图处理方法

近年来，商业航天微小卫星已经实现了轻小型化、低成本、快速研制等目标，但是在卫星姿态控制方面受制于星敏感器等测量敏感器的精度水平，无法实现高精度的测量与控制。为满足微小卫星在轨飞行中高精度姿态测量和大角速度运动的要求，本文提出了适用于CMOS探测器星敏感器的跟踪窗口星图处理算法方案，设计了基于姿态信息和导航星库，通过坐标系旋转和透视投影变换，预测探测星点成像位置，设置CMOS探测器跟踪窗口的方法，根据跟踪窗口设置，完成预测恒星所在图像子区域的像素灰度数据采集和背景灰度值的计算。采用这种方法后，恒星成像质心精度得到了提高，加快了星点提取质心的图像处理速度。通过试验室动态光星模和外场观星试验验证。试验结果表明:该算法提升了星敏感器的精度( )和动态性能(3 (°)/s)，同时提高了全天识别的概率和跟踪数据有效率。     

西欧空间飞行器姿态与轨道控制技术 国际学术讨论会情况介绍之(二) 二、姿态测定及部件

会议上介绍姿态测定及部件的论文共12篇,其中有关光学敏感器(包括太阳、地球、和星敏感器)的论文8篇,惯性敏感元件论文1篇,姿态测量及控制数据处理用的控制处理机的论文3篇。惯性敏感元件虽然只有一篇,但用狭缝式星敏感器和惯性敏感元件组成的高精度姿态测定系统引起了与会者很大兴趣。     

一种基于地标的星敏感器低频误差在轨校正方法

针对星敏感器低频误差影响卫星姿态确定精度的问题,根据有效载荷提供的地标信息,提出了一种星敏感器低频误差的实时在轨标定算法。文章给出了地标信息的测量误差模型并以其作为观测量,采用状态扩维的方式,建立了星敏感器低频误差的在轨校正系统模型。根据在轨校正系统模型的特点,推导了简化的平方根容积卡尔曼滤波(SRCKF)算法,有利于其在轨实时运行。仿真结果验证了文章提出算法的有效性,研究结果可为高精度的姿态确定系统设计提供参考。     

资源三号卫星结构稳定性设计与实现

结构稳定性是影响卫星图像定位精度的重要环节。文章介绍了资源三号卫星在系统、相机、结构等方面为提高结构稳定性所采取的技术措施。资源三号卫星采用3台星敏感器与3台测绘相机一体化设计,并对星敏感器支架和相机支架等关键结构进行高稳定设计,提高星上姿态测量基准与成像基准的匹配精度;测绘相机采用低畸变光学系统设计,以提高相机内部稳定性;基于整星有限元模型对相机光轴在轨指向进行了仿真分析,并开展地面试验对设计和分析进行验证。卫星在轨数据表明:相机支架、星敏感器支架等结构在轨稳定性良好,卫星图像定位精度超过任务指标要求,相关设计、分析与试验技术可为后续高精度遥感卫星提供参考。     

多敏感器信息融合技术在卫星姿态确定中的应用

针对惯性陀螺、星敏感器和红外地平仪组成的卫星姿态确定系统,基于联邦卡尔曼滤波技术和多敏感器信息融合技术,提出了二级分散滤波方案,该方案能够实现系统的故障诊断与系统重构,提高系统的可靠性,最后通过仿真解算出高精度的姿态测量信息。     

基于STK的星敏感器在轨视场仿真分析

针对星敏感器在轨可能会受到太阳光、地气光等杂光干扰而影响其测量精度及姿态有效率等问题,对星敏感器的在轨视场进行了分析研究。给出了太阳光、地气光进入星敏感器视场的条件;基于卫星工具包(STK)软件,提出了一种星敏感器视场分析的仿真方法;结合卫星轨道参数和星敏感器安装方位,在卫星零姿态、正负向侧摆下对杂光进入星敏感器视场情况进行了仿真。结果表明,卫星在轨至少有2个星敏感器在同一时刻满足杂光抑制角要求。文章提出的仿真方法,适用于对任何轨道类型卫星星敏感器在轨视场的杂光分析,仿真结果对星敏感器在卫星上的优化安装具有工程应用价值。     

基于陀螺和星敏感器的卫星姿态确定算法

主要研究了基于陀螺和星敏感器配置的卫星姿态确定算法.为保证卫星姿态确定的高精度,利用星敏感器提供的姿态四元数结合扩展卡尔曼滤波,对陀螺漂移进行实时补偿.并利用在轨数据,通过matlab数学仿真,验证了高精度滤波算法的有效性.所设计的滤波器能准确估计陀螺漂移,估计误差优于5.56×10-5(°)/s;姿态估计误差优于0....     

高稳定一体化星敏支架机热协同设计及试验验证

随着空间技术的发展,对卫星姿态测量精度的要求越来越高。星敏支架作为星敏感器与卫星之间的主要连接结构,其热稳定性直接影响星敏感器的测量精度与有效载荷的成像质量。因此,保证星敏支架的热稳定性成为卫星结构研究的重点。基于高体份铝基碳化硅新材料,利用其低膨胀、高导热性等特点,设计了一种适用于多头星敏感器安装的仪器支架,通过外加温控罩和精密温控等措施,对一体化星敏支架进行等温化控制,实现了星敏支架的热稳定性设计,并通过数值仿真和试验验证了设计方案的有效性。     

一体化小型星敏感器

星敏感器是当前广泛应用于航天器姿态确定的高精度光学敏感器。小型化、低功耗、高实时性是现阶段星敏感器发展的共同特点。本文介绍了一种由我所研制的一体化小型星敏感器 ,包括主要技术指标、工作原理和系统组成等     

星敏感器光学系统的热/结构/光分析

星敏感器是高精度的航天器姿态测量器件,其性能受太空温度环境的影响。运用有限元法和光线追迹法,建立星敏感器光学系统的热/结构/光分析模型,研究光学系统温度分布与星敏感器测量误差的关系,得到了算例光学系统在温度均匀分布条件下的温度变化以及轴向温度梯度变化、侧向温度梯度变化与星敏感器测量误差的关系曲线;给出了算例光学系统热误差小于角秒量级的温度条件:均匀温度分布条件下温度变化量≤10℃、轴向温度梯度≤0.1310℃/mm、侧向温度梯度≤0.0325℃/mm,为高精度星敏感器光学系统热控制提供科学的依据。     

惯性敏感器与星敏感器之间在轨自主标定比较研究

惯性敏感器与星敏感器组合定姿是航天器高精度姿态确定的常用手段。通常将惯性敏感器的常值漂移作为扩展状态进行标定,而将星敏感器的常值偏差作为扩展状态进行估计也是可能的。本文对这两种方法的定姿精度进行了分析比较,给出了选用的准则。     

星敏感器与地平仪组合定姿建模与仿真

根据用星敏感器和地平仪组合的姿态确定算法建立的星敏感器和地平仪测量模型,以及采用的记忆衰减最小二秉滤渡的定姿估计模型,基于RT-LAB实时仿真平台和MATLAB/Simulink数字仿真平台进行了仿真.结果表明:星敏感器和地平仪组合定姿精度较高;用RT-LAB平台进行实时仿真具有方便、高效、精确和开放等优点.