交会对接光学成像敏感器遮光罩设计

遮光罩是交会对接光学成像敏感器中杂光抑制的重要组件,对有效提取目标点信息、保证敏感器定姿精度有重要作用.着重阐述了基于蒙特卡洛法的交会对接光学成像敏感器遮光罩设计,借助光学仿真软件进行仿真验证,并通过与试验结果进行对比,验证了遮光罩设计的有效性.     

交会对接光学成像敏感器反射镜组件微应力装配技术#br#

为了实现交会对接光学成像敏感器的功能、性能，其金属反射镜组件对面形精度和指向精度要求较高.金属反射镜组件在加工和装配过程中会产生装配应力，导致反射镜的面形和指向精度发生变化.在改进装调流程的基础上，首先通过仿真分析确定了反射镜安装螺钉的拧紧力矩；其次，优化了反射镜支架和反射镜安装面的平面度公差，从0.008 mm提高到0.002 mm；选用柔性材料制作过定位尺寸链的零件，对比了改进前后的反射镜指向变化和装配应力，改进后大幅减小，保证了反射镜精度指标要求.反射镜组件在装配到整机后面形和指向精度变化较小，反射镜面形达到PV≤0.2λ，RMS≤0.06λ(原方法数据PV≤0.8λ，RMS≤0.13λ)，反射镜力学和热学环境实验前后反射镜指向变化由≤2′，提高到≤1′，保证了敏感器的测量精度.     

基于交会对接CCD光学成像敏感器的双目测量算法

在空间交会对接近距离逼近阶段,CCD光学成像敏感器作为相对导航信息获取的主要测量敏感器,其测量性能直接关系到空间交会对接能否成功.针对适用于空间交会对接过程中CCD光学成像敏感器的双目测量算法展开研究,推导了基于主像机坐标系的双目测量算法计算公式,并重点对其抗干扰能力进行研究,最后对该双目测量算法进行了仿真分析并给出了仿真结果.     

空间杂光对交会对接光学成像敏感器影响分析

CCD光学成像敏感器是交会对接最后靠拢段的关键测量敏感器,其在轨工作时,太阳和地球杂光可能会进入相机视场,影响敏感器的正常测量.提出通过杂光建模分析和地面杂光试验验证相结合的方法,评估和验证空间杂光对光学成像敏感器测量的影响,确定相机遮光罩设计指标要求,给出理论分析、地面及飞行试验结果.     

大口径微波光学一体化空间成像技术

针对传统多载荷遥感卫星系统集成度低的问题,提出一种共结构大口径微波与光学一体化空间成像方法,即采用微波、光学成像系统共用卡塞格伦结构的一体化载荷设计,并通过波长分光镜对接收信号进行分光成像。载荷主反射面结构为微波天线和多光学反射镜组成的抛物面,其中光学主镜系统采用婓索干涉Golay6分布式结构组成非连续抛物面,并采用模块化设计将成像载荷进行拼接。模块化设计易于大口径微波与光学成像结构的加工、装配,相较传统多载荷卫星载荷集成度更高,系统更加简化。通过Matlab和Zemax软件对一体化空间载荷进行仿真分析,结果表明,所设计的大口径微波与光学一体化空间成像载荷,满足微波成像的最小有效面积要求和光学成像的调制传递函数(MTF)值要求。     

新一代空间交会对接光学成像敏感器

摘要： 为满足中国未来空间交会对接任务对光学成像敏感器工作能力尤其是杂光抑制能力的更高需求,研制新一代空间交会对接光学成像敏感器.该产品多项指标优于其上一代产品神舟八号CCD光学成像敏感器,测量距离由原来的150~2 m范围提升为250~0.9 m范围;目标捕获时间由10 s缩短为0.32 s;抗杂光干扰能力大幅提升,实现准全天候工作.该产品已在中国神舟十一号载人飞船、天舟一号货运飞船与天宫二号的交会对接任务中成功验证,可在后续更好地服务中国空间站、探月三期等工程的交会对接任务.介绍该产品的测量原理、系统组成、地面试验和在轨工作表现等情况,并给出相应结论.     

空间碎片天基监测图像仿真研究

空间碎片天基光学监测可以有效弥补地基监测的时空覆盖缺陷.目前天基观测数据不足甚至没有数据，这给监测系统研制、数据处理算法研究及软件系统研发和验证造成了一定困难.因此，研发能够为相关研究提供空间监测图像的空间碎片天基监测图像仿真软件系统具有重要意义.本文根据天基监测图像的特点，研究基本算法，设计仿真流程，给出仿真图像并对结果进行分析.为得到符合实际观测场景的高精度仿真图像，软件系统采用瞬时惯性坐标系；基于Tycho2星表提出了采用基于索引文件的快速星表查询方法来生成背景星图；利用两行根数（Two-Line Element，TLE）数据集仿真空间碎片观测值；并对结果图像中目标的运行轨迹进行分析，得出天基监测空间目标的成像特性.仿真结果表明，该仿真系统能够针对不同观测条件和观测平台，在兼顾精度与时效性的情况下，获得较为真实的空间碎片天基光学系列观测图像.      

交会对接光学成像敏感器反射镜组件微应力装配技术

为了实现交会对接光学成像敏感器的功能、性能,其金属反射镜组件对面形精度和指向精度要求较高.金属反射镜组件在加工和装配过程中会产生装配应力,导致反射镜的面形和指向精度发生变化.在改进装调流程的基础上,首先通过仿真分析确定了反射镜安装螺钉的拧紧力矩;其次,优化了反射镜支架和反射镜安装面的平面度公差,从0. 008 mm提高到0. 002 mm;选用柔性材料制作过定位尺寸链的零件,对比了改进前后的反射镜指向变化和装配应力,改进后大幅减小,保证了反射镜精度指标要求.反射镜组件在装配到整机后面形和指向精度变化较小,反射镜面形达到PV≤0. 2λ,RMS≤0. 06λ(原方法数据PV≤0. 8λ,RMS≤0. 13λ),反射镜力学和热学环境实验前后反射镜指向变化由≤2',提高到≤1',保证了敏感器的测量精度.     

交会对接光学成像敏感器的LD照明系统

以交会对接光学成像敏感器应用为背景,阐述主动式和被动式交会对接光学成像敏感器的区别、照明系统的不同方案,论述LD照明系统的组成和原理,以及LD器件和光纤的选择和特性,解决了交会对接光学成像敏感器大视场远距离均匀照明的难题,克服了空间适应性的困扰,且通过双波长工作模式增强了抗杂光能力.     

星敏感器光轴热稳定性仿真分析方法

热稳定性用来衡量星敏感器光轴指向抵抗温度变化影响的能力,常用试验及仿真的方法进行分析验证.仿真方法因其高效率、低成本、可贯穿产品设计全周期等优点,已成为热稳定性分析验证的重要手段.开发了一种热 力 光联合仿真分析的方法进行星敏感器热稳定性计算.该方法集合了热分析、变形分析、成像仿真及热漂移计算等多项仿真分析过程.以某高精度星敏感器为例,进行了热稳定性计算,结果表明了该仿真方法的有效性.     

星敏感器姿态测量相对基准偏差在轨标校方法研究

摘要： 对航天器星敏感间姿态测量基准偏差在轨标校及性能评估问题进行研究.建立包含敏感器安装误差与测量误差的星敏感器模型,针对两种不同形式的安装误差模型,推导出相应的观测方程,基于卡尔曼滤波方法设计相对基准偏差估计器,并比较分析两种估计器实际应用特点.然后针对在轨实际应用,给出一种基于敏感器光轴夹角的标校性能评估方法,通过数学仿真验证星敏感器相对基准偏差的标校的有效性,并基于在轨数据的标校应用获取相对基准偏差在轨特性.     

多视场低磁星敏感器及其在磁测卫星中的应用

下一代地磁导航等空间任务对地球磁场测量卫星提出了迫切的需求, 高精度地磁场测量卫星需要极高的姿态测量精度和空间剩磁环境, 对星敏感器提出了新的要求。针对这一需求, 研究了低剩磁高精度星敏感器的改进设计方法。采用三视场分体结构设计,提高了数据更新率,通过数据融合提高了姿态确定精度,同时对光学头部进行了精细化降剩磁设计。仿真和测试结果表明，改进的星敏感器设计方法能够实现较低的剩磁和较高的定姿精度, 满足地磁场测量卫星的应用需求, 具有较高的应用价值。     

Cooperative augmented proportional navigation and guidance for proximity to uncooperative space targets

Navigation and proximity to non-cooperative targets have garnered the interest of both academia and industry. This paper proposes a new space operation concept that would enable two CubeSats equipped with only optical sensor to achieve autonomous and robust proximity with uncooperative satellites. This is a novel strategy for distributed spacecraft missions and applications.Because optical sensors are lightweight and therefore reduce reliance on external measurement sources, the case for their use is compelling. Designing robust guidance and control algorithm is the greatest challenge for optical sensors because relative distance information is unavailable, whereas range information is required for safe proximity. The purpose of this paper is to propose a novel concept in which two CubeSats cooperate and share angle measurement data to approach uncooperative targets despite their maneuverability.This paper introduces a new guidance scheme for proximity operations, namely cooperative augmented proportional navigation (CAPN). Modern control law is applied along line-of-sight (LOS) while classical proportional navigation is applied in the normal direction of LOS. By measuring only elevation and azimuth angles between each chaser and the target, the algorithm can account for a maneuvering target. The cooperative scheme offers estimation-based distance measurement, which enhances the observability of angle-only navigation.Target’s maneuverability and different control parameter settings have been considered in simulation scenarios. The degree of observability (DOO) is then introduced as the quantitative observability analysis metric to validate the effectiveness of the guidance scheme and precision of the estimation. The results of simulations have demonstrated that the CAPN proposed in this paper is capable of completing challenging proximity missions.     

纳米材料拉伸装置的设计及定量化分析

以压电陶瓷为主体设计了一种用于单体纳米材料原位拉伸变形实验的装置,为了实现力学性能的定量化测量,在该装置中加装了用于测量力的悬臂梁针尖,通过悬臂梁针尖的变形可实现纳米材料力学性能测试中的定量化性能测试.利用该自主设计的纳米材料拉伸仪,以利用热蒸发法制备的非晶氧化硅纳米线为实例,在光学显微镜和扫描电子显微镜下进行了原位力学性能测试实验.实验结果显示:该原位纳米材料拉伸装置可以有效地实现纳米材料的拉伸变形操作,同时对施加在材料样品本身上的力学信号给出定量化的结果.      

基于等效传感器和插值法的燃油量测量算法

以某型号飞机的机身油箱为例,提出了等效虚拟传感器的方法,将多根传感器测量值所确定的燃油面,用油箱中某个特殊位置的一虚拟传感器的值等效表示.建立虚拟传感器长度、飞机姿态中俯仰角和横滚角与燃油体积关系的三维数据表,利用插值的方法得到燃油量的近似值.利用Solidworks三维辅助设计软件对运用等效原理和插值法得到的燃油量进行验证,结果表明该方法测量精度高,计算结果可靠.而且等效原理的利用,使插值法涉及的数据量大大减少,达到了压缩数据的目的,便于在实际系统中的实现.      

一种面向空间飞行器视觉导航的椭圆检测算法

基于椭圆特征的空间飞行器视觉导航技术是一种新颖的高精度空间探测自主导航方法,如何对空间目标的环形边缘进行精准提取和高效拟合是实现空间飞行器视觉导航的必要条件。针对该问题,提出一种面向空间飞行器视觉导航的椭圆检测算法。利用多项式逼近导航图像连续边缘段的方式提取椭圆弧段;通过基于极大似然假设检验理论构建的模型选择判据,对来自同一个椭圆的椭圆弧段进行准确合并;对合并后的椭圆弧段进行拟合,得到空间飞行器视觉导航的椭圆检测结果。大量的仿真实验表明：与传统的椭圆检测算法相比,所提算法具有较高的精度和更高的鲁棒性,可以广泛应用于空间飞行器视觉导航图像椭圆检测,为空间飞行器视觉导航算法提供精准的二次曲线输入。