双轴模拟式太阳敏感器的误差源分析

双轴模拟式太阳敏感器（简称双轴太敏）基于四象限硅光电池,可同时实现太阳矢量两轴方向角的测量.针对装配环节偏差导致的双轴太敏姿态测量误差问题,提出了对双轴太敏掩膜玻璃通光孔与硅光电池间的中心偏移、旋转和倾斜以及光电组件安装偏斜等主要误差源进行定量分析的方法,为有效补偿双轴太敏各装配环节偏差奠定基础.     

一种用于对日观测载荷的高精度高更新率太阳敏感器

太阳敏感器作为检测太阳矢量方位角的一种光学仪器,是卫星进行姿态测量、确定和控制的重要敏感器.随着天基对日观测活动的发展,对日精确指向需求强烈,太阳敏感器的精度和数据更新率成为制约对日观测平台稳态控制和精确观测的关键因素.针对太阳敏感器高精度和高更新率的需求,从光学系统、电路系统和软件算法等多个角度出发,设计了一种太阳敏感器,经标定测试,精度随机误差达到0. 716″(3σ),更新率达到62 Hz.     

一种用于对日观测载荷的高精度高更新率太阳敏感器#br#

太阳敏感器作为检测太阳矢量方位角的一种光学仪器,是卫星进行姿态测量、确定和控制的重要敏感器.随着天基对日观测活动的发展,对日精确指向需求强烈,太阳敏感器的精度和数据更新率成为制约对日观测平台稳态控制和精确观测的关键因素.针对太阳敏感器高精度和高更新率的需求,从光学系统、电路系统和软件算法等多个角度出发,设计了一种太阳敏感器,经标定测试,精度随机误差达到0.716″(3σ),更新率达到62 Hz.     

内外参数精确建模的太阳敏感器标定

对数字式太阳敏感器标定,现有的多项式拟合和只有内部参数的简单建模方法标定精度低,为提高标定精度,提出一种基于内外参数精确建模的标定方法.通过分析太阳敏感器标定系统的内外参数,建立太阳敏感器标定模型,基于太阳模拟器和两轴转台获取标定点数据,采用最小二乘法分两步优化得到各模型参数.该方法不需要太阳光线与太阳敏感器成像面的初始对准,操作方便,同时通过精确分离太阳敏感器内外参数,避免了标定系统外部参数误差对太阳敏感器内部参数标定的影响,且通过两步优化,进一步提高了太阳敏感器的标定精度.实验结果表明:该方法的标定精度达0.005°(±60°视场),比常用的标定方法的标定精度(0.02°)提高约4倍.      

基于多重UKF的粗太阳敏感器标定算法研究

针对粗太阳敏感器存在的非余弦特性以及易受空间环境杂光干扰的影响,为了提高粗太阳敏感器的定姿精度,需对其电池片进行标定.通过设计多重UKF(Unscented Kalman Filter)滤波器实现对粗太阳敏感器的定姿标定,将其划分为两类,第一类为标定陀螺漂移,第二类借助陀螺漂移标定结果,进而设计电池片滤波器来精确修正粗太阳敏感器的电池片系数,完成对整个粗太敏电池片的输出数据修正.仿真结果表明,采用多重UKF滤波器算法可有效实现对陀螺和粗太阳敏感器的标定,提高了卫星的姿态确定精度,达到了设计要求.     

深空自主导航光学敏感器及其验证

利用光学导航敏感器进行深空自主导航在国际上已成为一种发展趋势,这种方法具有自主性强、精度高、节约成本等优点,且距离地球越远越显优势.在国内首次开展了用于深空巡航段的自主光学导航敏感器设计研制和验证工作,所研制的光学导航敏感器原型样机设计技术指标为:焦距953.8mm,视场角0.8°×0.8°,探测极限灵敏度12Mv,测量精度0.5″(1σ),动态范围100∶1.试验室测试和外场观星试验的结果表明,测量精度达到0.5″(1σ),探测极限灵敏度达到12.5Mv,技术指标全部满足要求.     

地面姿态模拟光源控制系统研究

太阳敏感器和红外地球敏感器是卫星升空以后进行姿态控制的两个重要部件, 地面姿态模拟光源作为地面测试设备, 用来在地面上给这两个部件提供太阳模 拟信号和红外地球模拟信号. 本文设计了一套由4条光缝组成的模拟卫星自旋转 动的小型太阳模拟光源及针对地球同步轨道高度模拟15.6°张角的南 (北)红外两个地球模拟光源, 并为南北地球敏感器太阳保护探头提供了模拟 的太阳保护光源. 根据地面姿态模拟光源控制系统的组成和总体结构, 通 过分析计算给出各模拟光源之间严格的时序关系, 并对各模拟光源之间的时序 进行了实验测试, 结果表明模拟转速锁相误差不大于1ms, 各模拟光源时序 之间的角度误差小于0.5°.      

数字式太阳敏感器系统精度提升方法及验证

研究了利用数字式太阳敏感器获取卫星姿态角的精度提升方法。针对使用数字太阳敏感器参数直接计算姿态角存在较大系统误差的情况，利用光线传播原理，给出了修正折射影响的非线性角度计算公式，并提出了控制系统软件解算非线性方程的两种方法，以及星上编程计算的具体实现方式。最后以实测的数据进行了验证，相比于之前的无修正角度，两种修正方法的计算精度均提升了约3.94°,相比于其他系统误差修正的多元函数拟合法，精度从0.04°提升至0.02°,从而验证了该修正方法在轨编程计算实现的可行性和提高系统精度的有效性。     

一种基于连续星图观测的自旋姿态估计方法

传统的利用地球敏感器和太阳敏感器作为测量仪器的自旋卫星姿态确定方法存在系统误差和安装误差等,从而导致自旋姿态确定误差较大的问题,文章提出了一种利用星敏感器获取的连续星图估计卫星自旋姿态参数的新方法。该方法以卫星的自旋轴和旋转角速度作为状态变量,通过星敏感器连续跟踪拍摄的恒星的成像位置作为观测量,利用无迹卡尔曼滤波估计出卫星的自旋姿态参数。仿真结果表明,在星敏感器的精度为3″时,该方法的自旋轴估计精度为0.3448″,自旋角速度估计精度为10^-4(°)/s数量级。     

欧洲研制的光学姿态敏感器

本文仅报导近几年来为欧洲空间局研制的第一代光学姿态测量敏感器,如地球敏感器、太阳敏感器、星敏感器等。这些敏感器精度不一,适用于各种轨道上的自旋或三轴稳定卫星(见表1)。地平穿越指示器(H. C. I) 其实验型已在1972年ESRO-Ⅳ卫星上飞行成功。它的工作波段为14-16.25微米,笔束型视场为3×3度。它检测地球和空间之间的辐射率梯度,笔束型视场垂直于卫星自旋轴,通过锗透镜和滤光片聚焦在锗浸没热敏电阻辐射热计上。这个敏感器连续飞行了6800圈地球轨道,检测地平穿越所达到的角精度     

太阳敏感器光学信号动态激励系统设计

摘要： 基于微小型两轴转台及太阳模拟器，设计了一种太阳敏感器光学信号动态激励系统，适用于卫星控制分系统闭路验证过程.通过对光源、光路、积分器、准直镜的合理选型、设计，使得模拟光的辐照度、准直度、辐照不均匀度、辐照不稳定度达到了控制分系统闭路验证的性能要求.通过结构设计、滑环设计、伺服控制设计，实现了0.02°的转台角度控制精度，以及360°全范围的角度空间可达.综合试验结果表明，该激励系统能够实现卫星在全天球范围内运行过程中对太阳敏感器的有效信号激励，能够应用于控制分系统的闭路验证系统.     

一种新型多功能精密测角设备

电子象限仪是一种精密测角设备,它利用差动式电容传感器作为零位,采用高准确度光栅盘测角,使其具有测角范围大、准确度高、零位稳定的特点,可实现角度的相对测量和相对于大地水平面的绝对角度测量。     

太阳X-EUV成像望远镜的移动补偿系统

卫星帆板转动和自身颤动会导致太阳X射线-极紫外射线(X-EUV)成像望远镜的成像质量下降.用移动补偿系统控制相机的CCD驱动器,使势阱转移到相邻相的位置上,转移的方向正好与图像在传感器上移动方向一致,使得图像的每个光子在移动后仍然落入传感器的同一个势阱内,补偿由于帆板移动造成的图像偏移.CCD相移沿列的方向进行,而CCD的列平行于东西向.高精度太阳敏感器使用两轴直角坐标来定位太阳的位置.移动补偿系统只使用其中一个轴向数据,由于南北指向误差远远小于东西指向,因此不对南北指向补偿.该移动补偿系统利用高精度太阳敏感器构成半闭环控制系统,通过偏移CCD势阱来实现一个方向上的移动补偿.该方案可以在不增加成本的前提下,消除长时间曝光过程中的太阳的平移和帆板颤动对图像质量造成的影响,扩大动态观测范围.      

CCD太阳敏感器大角度入射光能衰减模型

太阳敏感器的测量精度主要受地球反照的影响。通过建立大角度入射光能衰减模型,结合地球反照辐照度峰值的计算,从理论上说明了这种影响与太阳入射角的关系。以CCD太阳敏感器为例,当太阳出现在敏感器的视场边缘时,而地球反照处于最坏情况,地球反照和太阳在CCD上产生的辐照度具有可比性。最后提出了改进太阳敏感器的结构参数来减小地球反照对太阳敏感器测量影响的方法。     

光电二极管的地球反照光校正及卫星姿态估计

光电二极管作为体积小、成本低的太阳敏感器,可以结合地球敏感器进行卫星三轴姿态估计,但是地球反照光对其具有严重的影响,从而限制了其应用,然而地球反照光数学模型应用复杂。针对此问题,首先建立了一种简化的光电二极管量测模型,将地球反照光设成动态偏置项补偿在光电二极管模型中,并将误差建模为混合高斯噪声。然后应用滑窗估计和随机权重策略动态估计和更新模型中的参数。同时,采用多比例因子分别估计各光电二极管的地球反照光影响,并引入Huber影响函数处理异常值,从而提高了算法鲁棒性和参数估计精度。实验结果表明,采用地球反照光校正的光电二极管量测模型和无迹卡尔曼滤波（UKF）算法可实现卫星的高精度姿态估计,三轴姿态精度能达到0.2°~0.3°。      

一种基于太阳自转轴观测角的新型天文导航方法

针对太阳探测器,提出一种基于太阳自转轴观测角的新型天文导航方法,通过光谱仪测量太阳圆盘面边缘上两组连线互相垂直点的速度差值,建立速度差值与太阳自转轴观测角的数学模型,并以该观测角作为量测量来提供探测器的位置信息。仿真结果表明:相较于传统以太阳视方向作为量测量的导航方法,以太阳自转轴观测角作为量测量的新型天文导航方法的导航精度提高了17.4%。此外,还分析了测速敏感器精度、滤波周期和轨道倾角对导航性能的影响,为深空探测自主导航提供了新的理论与方法。     

基于线性最小均方差估计的星敏感器故障诊断

针对使用两个星敏感器进行姿态测量的三轴稳定控制系统,利用星敏感器输出值与陀螺输出值的解析冗余关系,通过设计两个滤波器实现对不同星敏感器的故障隔离.考虑到陀螺测量噪声以乘性噪声的形式出现在姿态运动学方程中,利用陀螺输出测量值和目标星敏感器的测量值,采用线性最小均方差估计器得到包含目标星敏感器故障信息的残差; 以无故障情况下残差的统计方差为基础得到阈值,通过检验残差评价值是否超过相应的阈值,实现对目标星敏感器故障的检测; 分别将两个星敏感器作为目标星敏感器,综合两个故障检测结果隔离故障.对星敏感器出现测量偏差和精度逐渐下降两种故障的仿真验证了该方法的有效性.